Авиация и космонавтика 2011 10 - [13]

Коренные изменения претерпела и гидросистема самолета. Если для Су-17 она была взята с рядом изменений (в основном, касающихся агрегатов привода поворота консолей) с Су-7БКЛ, то на Су-17М гидравлика была иной и состояла из двух полностью автономных подсистем — первой (ПС) и второй (ВС), в отличие от трех на предыдущей модели. Обе системы имели много общего и отличались количеством входящих агрегатов и обслуживаемых гидроприводов. Общими для обеих подсистем являлись гидроусилители управления самолетом и агрегаты системы поворота консолей крыла. Эти агрегаты могли работать как от обеих подсистем, так и от одной из них. Для повышения живучести в боевых условиях коммуникации и агрегаты обеих подсистем по возможности были удалены друг от друга: ПС монтировалась по правому борту фюзеляжа и в правой консоли крыла, ВС — по левому борту и в левой консоли. Источниками энергии в каждой системе являлись ротативно-поршневые насосы переменной производительности, установленные на коробке приводов двигателя.

Несмотря на столь существенную модернизацию самолета, вес пустой машины даже уменьшился на сотню килограммов по сравнению с предшествующей моделью (нечастый случай в конструкторской практике, где, как правило, процесс переоборудования влечет за собой прибавку веса и каждая новая модификация становится тяжелее предыдущей). Правда, в ходе производства доработки и технологические уступки сопровождались обычным при этом набиранием веса, составившим 300 кг. Наиболее весомым в этом отношении оказался переход на механизированное нанесение герметика в баках-отсеках, расход которого при заливке в баки возрастал и слой оказывался куда толще, чем при ручном исполнении.

Взлетный же вес Су-17М без подвесок за счет большего запаса топлива увеличился по сравнению с предшественником почти на тонну. Прочностные испытания, сопровождавшие доводку машины, показали, что конструкция обладает резервами, позволяющими расширить диапазон допустимых нагрузок: так, предельный скоростной напор, разрешенный для G/-17M, по сравнению с машинами "без буквы" удалось повысить на 15 % и довести до уровня, допускаемого для истребителей. Соответственно, и предельная приборная скорость (это значение "расчетное", пропорциональное давлению набегающего потока воздуха, которое лимитируется прочностью самолета и двигателя, в отличие от "абсолютной", так называемой истинной скорости, исчисляемой относительно земной поверхности) с прежних 1200 км/ч у новой модификации возросла до 1300 км/ч. Скорость самолета на высоте соответствовала значению М=2,1 (истинная скорость на высоте 11000 м при этом равнялась 2230 км/час).

Истребитель-бомбардировщик С32М-1 (зав. № 51–01) с выкладкой подвешиваемого вооружения на одном из показов новейшей авиатехники

Показатель приборной скорости был более удобен для летчика, нежели отвлеченный скоростной напор, применимый в расчетах прочнистов. Его значение выводилось на прибор-указатель скорости КУС в кабине с парой стрелок: "толстой", показывавшей величину текущей приборной скорости, и "тонкой", отслеживавшей скорость истинную. Перекладку крыла, поначалу на Су-17 из перестраховки разрешавшуюся только в неманевренном полете без перегрузок, теперь можно было выполнять в достаточно широком диапазоне полетных режимов с перегрузкой до трех единиц. Допустимая эксплуатационная перегрузка по прочности конструкции для самолета без подвесок была увеличена до значения

+7,0 при полностью убранном крыле и +5,0 при выпуске крыла на минимальную стреловидность. Тем самым Су-17М оказался соответствующим общим нормам прочности для маневренных самолетов, включая истребители (у МиГ-21 современных ему модификаций разрешенные эксплуатационные перегрузки лимитировались тем же значением +7,0).

В конце 1970 года конструкторская документация по самолету была Передана на серийный завод, который получил задание к концу следующего года построить два первых головных самолета новой модификации. В сентябре 1971 года на заводе в Комсомольске-на-Амуре первый предсерийный С32М-1 (заводской номер № 51–01) с новым двигателем был закончен сборкой. В ноябре 1971 года он был перевезен в Жуковский, на летно-испытательную базу ОКБ, где после сборки и некоторых доработок 28 декабря 1971 года летчик-испытатель Е.С. Соловьев поднял его в воздух. Ведущим инженером от ОКБ по испытаниям самолета был назначен его однофамилец К.К. Соловьев. Следующий полет по программе заводских приемо-сдаточных испытаний был выполнен уже на другой день, а 30 декабря машину официально представили военным для прохождения госиспытаний. Комплекс ГСИ с целью сокращения времени решили совместить с летно-конструкторскими испытаниями. В тот же предновогодний день 30 декабря из Комсомольска- на-Амуре авиатранспортом доставили и второй экземпляр С32М-2 (заводской номер № 51–02).

Государственные испытания самолета были начаты в январе 1972 года, первое время на одной только машине № 51–01, имея задачей определение основных характеристик и особенностей устойчивости и управляемости самолета, а также отработку новой силовой установки с АЛ-21 Ф-3. С февраля испытания были продолжены на базе ГНИКИ ВВС в Ахтубинске уже на двух самолетах.