Авиация и космонавтика 2011 09 - [8]

Конструкция крыла, не считая мелких изменений, осталась практически такой же, как и у С-22И. Оно образовывалось профилями семипроцентной толщины со скругленным носком, унаследованных от предшественника Су-7. Кроме узлов подвески вооружения, встроенных в силовые аэродинамические перегородки на концах неподвижной части крыла (в отличии от С-22 балочные держатели устанавливались без "развала" в сторону противоположную основным сойкам шасси), еще два дополнительных пилона для балочных держателей установили на центроплане ближе к фюзеляжу. По компоновочным соображениям, чтобы "увести" подвески от расположенных здесь же ниш основного шасси и не препятствовать его уборке, пилоны пришлось вынести далеко вперед, наподобие торчащих бивней, что стало фамильным признаком всего семейства Су-17. По прочностным соображениям эти узлы были рассчитаны на подвеску боеприпасов калибром только до 250 кг, тогда как прочие позволялось загружать "пятисотками", но со временем положение было исправлено (правда, уже со следующей модификации самолета).

Поворот подвижных частей крыла обеспечивал усовершенствованный по сравнению с С-22И гидромеханический привод с электродистанционным управлением, включавший два гидромотора, редукторы (два основных и два угловых) и винтовые механизмы. Последние обеспечивали преобразование вращательного движения в поступательное и состояли из шариковинтовой пары и синхронизирующего вала, проходившего с помощью карданов через фюзеляж с огибанием снизу воздушного канала двигателя. Для повышения живучести и надежности привода поворота правый гидромотор питался от силовой, а левый — от первой бустерной гидросистем. Поворотные части крыла в любом положении при неработающих винтовых механизмах удерживали от смещения гидравлические тормоза.

Уборку и выпуск крыла можно было выполнять только на дозвуке и в неманевренном полете без перегрузки (позже это ограничение сняли). Время полной уборки консоли в воздухе составляло 16 секунд, а выпуска — 19 секунд (разница обуславливалась понятным сопротивлением набегающего потока). Перекладка крыла давала смещение центровки на снаряженной машине на 1,3 % (для сравнения, уборка шасси влияла практически так же, приводя к смещению центровки на 1 %). Для компенсации этого явления, пусть и малооощутимого, по мере перемещения крыла выполнялась балансировка самолета триммированием, чем парировалось изменение как центровки, так и запаса устойчивости по перегрузке и сохранение эффективности стабилизатора при изменении стреловидности. Какую-либо автоматизацию системы управления для балансировки машины внедрять не стали, рассудив, что эффект этот при перемещении консолей не носит критичного характера и, при необходимости, легко парируется летчиком, рефлекторно берущим ручку на себя или от себя в ответ на небольшой пикирующий или кабрирующий момент. В акте по испытаниям на этот счет указывалось: "…в процессе перекладки самолет устойчив и управляем, а усилия на ручке управления приемлемы и легко снимаются механизмом триммерного эффекта".

В системе управления перекладкой крыла и механизацией была предусмотрена блокировка на случай ошибочных действий летчика — "защита от дурака", препятствовавшая выпуску закрылков на консолях при сложенном крыле и, наоборот, не позволявшая убрать крыло на большую стреловидность при полностью выпущенных закрылках, что грозило их поломкой, а то и потерей управляемости в воздухе с вполне предвидимыми печальными результатами.

Крыло было рассчитано на эксплуатационную перегрузку самолета без подвесок +6,5 при убранном положении и +5,0 — при выпущенном (увеличение размаха консолей меняло характер нагружения и действующие усилия). Допустимые перегрузки были несколько меньше по сравнению с предшественником Су-7БМ, где они назначались равными +8,0 (правда, у прибавившего в весе Су-7БКЛ их уровень ограничивался значением +7,0). Отчасти это было платой за подвижное крепление консолей, конструкции априори менее жесткой и прочной по сравнению с цельной в тех же весовых рамках; одновременно приходилось учитывать возросший взлетный вес машины — с полной загрузкой вооружением и ПТБ Су-17 "потяжелел" на две с лишним тонны по сравнению с прототипом.

Правая консоль крыла Су-17 (зав. № 86–01). Под фюзеляжем видны узлы подвески стартовых ускорителей СПРД-110

Следует сказать, что с проблематикой обеспечения должной прочности и эксплуатационной надежности подвижного крыла конструкторы "Кулона" справились успешно и каких-либо проблем по этой части у Су-17 не отмечалось (в отличие от микояновского МиГ-23, путь которого оказался на редкость тернистым — крыло самолета потребовало продолжительной доводки, в том числе и в отношении прочности, консоли "трещали", а допустимая перегрузка машин первых модификаций по этой причине ограничивалась значением +5,0 даже при максимальной стреловидности и без боевой нагрузки, причем расправленные консоли сводили допустимую перегрузку до "троечки", что выглядело более чем скромно для истребителя).

Поперечное управление самолетом, в отличие от других машин нового поколения, у Су-17 обеспечивалось исключительно элеронами (их не имел ни один другой самолет с крылом изменяемой геометрии, ни отечественный, ни зарубежный ввиду распространенного тогда мнения о низкой эффективности элеронного управления для стреловидного крыла). Со здоровым консерватизмом конструкторы обошлись без новомодных интерцепторов и задействования в канале управления по крену дифференциально отклоняемого стабилизатора (отказ от последнего выглядел даже несколько необычно, делая Су-17 исключением среди современных сверхзвуковых боевых самолетов). Тем не менее вопрос об "обновлении" системы управления при разработке даже не поднимался: элероны с гидроусилителями исправно служили на исходном Су-7 и, памятуя о том, что "лучшее — враг хорошего", проверенное решение сохранили и на новой машине. Правда, при повороте консолей кинематика проводки элеронов с жесткими тягами приводила к некоторому перемещению золотников бустеров и элероны уходили от нейтрального положения, совместно отклоняясь вниз, хотя ручка управления при этом оставалась на месте. Такой эффект, названный провисанием элеронов, проявлялся при прохождении крыла через промежуточное положение стреловидности порядка 45°, когда увод элеронов достигал 5°; в крайних положениях консолей элероны возвращались в нормальное состояние. Помимо несколько необычной конфигурации самолета с висящими вниз элеронами, появление кривизны профиля крыла при промежуточной стреловидности с отклоненными элеронами сопровождалось небольшим пикирующим моментом.