Авиация и время 2004 03

Крыло самолета для уменьшения габаритов при хранении на корабле выполнено складным. Гидроцилиндры складывания расположены в неподвижных частях консолей. Угол стреловидности крыла по передней кромке 42,5°. Консоли набраны из профилей П44М с относительной толщиной от 4,9% (в корне) до 4,0% (на законцовке). Кессоны складываемых частей крыла образуют топливный бак №3, а кессоны неподвижной части объединены с фюзеляжным баком №2. Крыло оснащено флаперонами (зависающими элеронами) площадью 2,4 м 2 , двухсекционными двухзвенными щелевыми закрылками площадью 6,6 м 2 и трехсекционными поворотными носками площадью 5,4м 2 . Углы отклонения флаперона в полете +15°…-20°, во взлетно-посадочной конфигурации (угол зависания -14°) +15°…-25°. Угол выпуска носового звена закрылка 15°, хвостового 25°. Угол отклонения носка до 30°. Зависание флаперонов и отклонение носков возможно при маневрировании на приборных скоростях не более 860 км/ч.

Горизонтальное оперение – цельноповоротное дифференциально отклоняемое. Угол стреловидности консоли стабилизатора по передней кромке 45°, профиль С-9С с относительной толщиной от 5% (в корне) до 3% (на законцовке). Углы отклонения стабилизатора +15°… -20°, дифференциальное отклонение консолей возможно с «ножницами» до 10°. Консоли стабилизатора выполнены складными на половине размаха.

Переднее горизонтальное оперение служит для повышения несущих свойств планера и улучшения характеристик на больших углах атаки. Оно состоит из двух цельноповоротных консолей площадью 2,99 м 2 . Угол стреловидности консоли по передней кромке 53,5°, профиль П44М, углы отклонения +3,5°…-51,5°.

Вертикальное оперение двухкилевое, площадью 15,1 м 2 . Кили имеют профиль УЗ и угол стреловидности по передней кромке 40°. В законцовках и носках килей размещены антенны. Площадь рулей направления – 3,49 м 2 , углы отклонения ±25°. Для улучшения противоштопорных характеристик и повышения путевой устойчивости на хвостовых балках установлены два гребня площадью 2,47 м 2 .

Шасси самолета трехопорное с телескопическими стойками. Основная опора оснащена одним тормозным колесом размером 030x350 мм, передняя опора – двумя нетормозными колесами размером 620x180 мм. Передняя опора управляемая, угол ее поворота в режиме управления ±45°, в режиме буксировки (с амоориентирования) ±70°. Для посадки на корабль самолет оборудован тормозным гаком.

Силовая установка включает два двухконтурных форсажных двигателя АЛ-31Ф серии 3, системы: топливную, контроля, пожаротушения, охлаждения, ПОС, дренажа и суфлирования, а также выносные коробки агрегатов В (А-99 с турбостартерами ГТДЭ-117-1 и приводами электрогенераторов и гидронасосов.

Двигатель АЛ-31Ф сер. 3 развивает стендовую тягу 12500 кгс на режиме «полный форсаж» и 7670 кгс – на режиме «максимал». С целью экономии ресурса предусмотрен т.н. учебный режим эксплуатации двигателя, при котором тяга составляет, соответственно, 11400 кгс и 7100 кгс. Отличительной особенностью двигателя 3-й серии является дополнительный «чрезвычайный» режим работы (тяга повышается до 12800 кгс), используемый для взлета с палубы при полной боевой нагрузке или экстр энного ухода на второй круг. Ресурс двигателя до первого ремонта составляет 500 ч, назначенный – 1000 ч.

Топливная система включает четыре внутренних бака, полный запас топлива в которых – 12 100 л (около 9500 кг). Топливо – авиационные керосины марок РТ, ТС-1 или их смеси. Самолет оборудован системой дозаправки топливом в полете по схеме «конус-штанга». Для приема топлива используется выдвижная штанга-топливоприемник с головкой ГПТ-1 (для заправки от унифицированного подвесного агрегата УПАЗ-1) либо унифицированной головкой ГПТ- 2Э-1, отвечающей стандарту НАТО STANAG 3447. Темп перекачки топлива до 2000 л/мин. Дозаправка может осуществляться на высотах 2000-6000 м при скорости 450-550 км/ч.

Гидросистема состоит из двух независимых систем (первой и второй) закрытого типа, питаемых каждая от своего плунжерного насоса НП-112. Рабочее давление – 280 кгс/см 2 , рабочее тело – гидрожидкость АМГ-10. Насосы первой и второй гидросистем установлены на коробках агрегатов ВКА-99, соответственно, левого и правого маршевых двигателей. Обе гидросистемы совместно питают рулевые привода всех поверхностей управления. Кроме того, первая гидросистема обеспечивает выпуск и уборку шасси и створок ниш шасси, стартовое и аварийное торможение колес основных опор и их затормаживание при уборке, управление передней опорой, а также левым воздухозаборником, складывание крыла, ГО и хвостового кока. Вторая гидросистема – основное торможение колес, управление правым воздухозаборником, уборку и выпуск тормозного щитка, посадочного гака и штанги системы дозаправки.

* В сложенном положении

** Ракеты «воздух-воздух»: 8 х Р-27Э и 4 х Р-73 для Су-33 6 х Р-27Э и 4 х Р-73 для Су-27

Пневмосистема является резервной и в случае отказа гидросистемы обеспечивает, в частности, аварийный выпуск шасси, посадочного гака и штанги дозаправки. Кроме того, пневмосистема служит для открытия и закрытия фонаря кабины. Рабочее тело – азот под давлением 210 кгс/см 2 .

Система электроснабжения состоит из системы переменного трехфазного тока с частотой 400 Гц и напряжением 115/200 В и системы постоянного тока с напряжением 27 В. Система переменного тока имеет два независимых канала, основными источниками энергии в которых являются приводы-генераторы переменного тока ГП-21 номинальной мощностью 30 кВА, установленные на ВКА двигателей. Резервными источниками переменного тока являются аккумуляторные батареи и два статических преобразователя (по одному на канал) мощностью по 800 ВА. Система постоянного тока также имеет два автономных канала. Основные источники энергии в каждом из них – выпрямительные устройства мощностью по 6 кВт. Резервные источники – две никель-кадмиевые аккумуляторные батареи 20НКБН-25 номинальным напряжением 24 В и емкостью 25 Ач каждая. Они используются также для запуска стартеров ГТДЭ-117-1 при отсутствии аэродромного питания.

Светотехническое оборудование включает две посадочные и одну рулежную фары на стойке передней опоры шасси, две выдвижные фары по обоим бортам ГЧФ для освещения штанги и конуса при дозаправке, АНО на законцовках крыла и левом киле и внутрикабинное освещение.

Система управления образована системой электродистанционного управления (СДУ), механической частью системы управления (МЧСУ) и системой автоматического управления (САУ), входящей в состав пилотажно-навигационного комплекса. В состав СДУ входят вычислители, датчики положения и параметров полета, приводы носков крыла, поверхностей управления и ограничителя предельных режимов (ОПР) полета. Система сохраняет работоспособность после двух последовательных отказов. МЧСУ включает ручку управления и педали с механизмами загрузки и триммирования, а также механическую проводку в каналах управления носками крыла и ПГО. В состав САУ входят вычислители, датчики и исполнительный механизм автомата тяги. Управление самолетом осуществляется в ручном (перемещение ручки и педалей преобразуются в сигналы управления приводами рулевых поверхностей) и автоматическом (по сигналам САУ) режимах.