Авиация и космонавтика 1997 08

В ходе работы над проектом параметры самолета посте-nei п ю ме! гялисъ. Было ycrai юв-лено, что тяга двух ТРД АИ-25Т недостаточна и для самолета Т8 был выбран бесфорсажный вариант уже существующего двигателя РД-9Б (2700 кгс). При этом конструкция штурмовика позволяла в дальнейшем относительно легко перейти на новые, более мощные двигатели.

Первоначально самолет предполагалось оснастить уже существующим пршделъно-навигационным оборудованием, разработанным для истребителя-бомбардировидика Су-17 (что должно было ускорить создаттие штурмовика и облегчить освоение его в войсках). В дальнейшем машина должна была получить новое БРЭО, полностью отвечающее требованиям ВВС к перспективным самолетам.

Огромное внимание конструкторы самолета уделяли вопросам боевой живучести нового штурмовика. Отрабатывались различные системы бронирования (в том числе и с и сi юльзованием композиционных преград, В1слючающих листы из титанового и алюминиевого сплава с резиновой прослойкой), варианты резервирования бортовых систем, а также (впервые в СССР применительно к фронтовому ударному самолету) меры по снижению радиолокационной замет-ности.

Летом 1970 г. началось рабочее проектирование самолета, однако в дальнейшем произошла задержка хода реализации программы, вызванная изменением требоваштй ВВС. В январе 1972 г., после коррекции проекта, работы возобновились. По сравнению с первоначальными требованиями, самолет Т8 должен был иметь несколько большую боевую нагрузку - 4000 кг. Все это повлекло за собой увеличение размеров самолета и возрастание нормальной взлетной массы до 10.530 кг. В конце 1972 года началась посзройка первого опытного штурмовика.

22 февраля 1975 года самолет Т8-1, пилотируемый летчиком-испьпателем B.C. Ильюшиным, впервые поднялся в вшдух. В декабре 1975 года к иатьпаниям подключилась вторая опытная машина - Т8-2 - имевшая некоторые изменения в конструкции.

В ходе летных испытания стало ясно, что с «временными» двигателями Р9-300, серийный вьптуск которых к тому времени уже был прекращен, нельзя получить требуемых летных характеристик, поэтому летом 1976 г. было решено установить на штурмовик бесфорсажный вариант ТРД Р13-300, получивший обозначение Р-95Ш. Оба опытных самолета были доработаны под эти двигатели.

В июле 1976 года штурмовик Т8 получил название Су-25, а 18 июня 1979 г. Ю. А. Егоров поднял в небо первый самолет этого типа (Т8-3), построенньш на серийном заводе в г. Тбилиси (первоначально предполагалось организовать выпуск Су-25 и в Польше, однако в дальнейшем от этих планов отказались).

Первый этап государственных испытаний самолета завершился 30 мая 1980 года, однако еще в марте 1980 г. по лич-

ному указению Министра обороны СССР Д.Ф. Устинова два самолета Су-25 (Т8-1Д и Т8-3) были направлены в Афганистан, где, базируясь на высокогорном аэродроме Шинданд, проходили испытания в «особых условиях» (операция «Ромб»).

Гс›сударственные испытания штурмовика были закончены в декабре 1980 года, а в следующем году уже началось формирование штурмовых эскадрилий, вооруженных новыми самолетами.

В1982 г. на заводе в г. Улан-Удэ началась постройка первого двухместного учебно-боевого Су-25уБ (Т8-УБ1), поднявшегося в воздух в 1985 г.

В ходе серийного производства шло постоянное совершенствование самолета Су-25. При этом учитывался опыт его боевого применения в Афганистане. Так, для повышения эффективности тормозных щитков их площадь увеличили за счет введения дополнительных поверхностей Была усилена конструкция крыла, шасси, узлов крепления пушки и хвостовой балки фюзеляжа, установлена дополнительная бронезащита (ее суммарная масса в 1987 году возросла до 1100 кг, составив 11,5% от массы конструкции самолета). По бокам мотоотсеков появились дополнительные стальные плиты, а также защитные маты из стеклоткани (это изолировало горящий двигатель самолета от другого ТРД и топливной арматуры). За счет установки на мотогондолах дополнительных кассет АСО-2В число ИК-ловушек на борту штурмовика достигло 265, что позволило эффективно защитится от переносных зенитно-ракет-ных комплексов первого поколения. В состав бортового ради ообородувания Су-25 включили станцию связи с наземными войсками.

На смену ТРД Р95Ш пришел более мощный двигатель Р-195, обладающий увеличенным ресурсом и лучшими экс-гшуатационнъгми характеристиками, а также имеющий значительно меньшую ИК-заметность.

Существуют планы модернизации ранее построенньгх самолетов. На базовом варианте штурмовика предполагается установить два дополнительных дву х бал очных подкры-льевых держателя, что позволит увеличить число ПТБ. В состав БРЭО планируется ввести нашлемную систему целеуказания. Вооружение класса «воздух-воздух» намечено дополнить четырьмя yp Р-73. Летные характеристики штурмовика должны быть значительно улучшены за счет применения нового двигателя Р-295 (2 х 5000 кгс).

Экспортными вариантами штурмовиков Су-25 и Су-25УБ стали самолеты Су-25К и Су-25уБК, строившиеся до 1991 г.

В 1987 г. был создан опытный облегченный учебно-тренировочный самолет Су-25уТ (Су-28).

Еще одним вариантом «огарки» стал палубный УТС Су-25УТГ, снабженный тормозным гаком. Серийный выпуск тгих машин был начат в Улан-Удэ в 1988 г. (до 1990 г. построено 10 самолетов). Кроме того, в палубный вариант Су-25УБП было переоборудовано 10 самолетов Су-25УБ.

Производство штурмовиков Су-25 на Тбилисском авиазаводе завершилось в 1989 г., всего было построено 330 самолетов. Для буксировки мишеней «Комета», а также сброса пикирующих мишеней ПМ-6 и пара-цпотньгх мишеней М-6 в 1989 г. был создан самолет Су-25БМ, построенный в Тбилиси малой серией. Выпуск самолета Су-25уБ и его модификаций продолжается в Улан-Удэ.

В настоящее время Су-25 состоят на вооружении ВВС и ВМФ России (соспъетственно, 179 и 50 самолетов), ВВС Азербайджана, Анголы, Армении, Белоруссии, Грузии, Ирака, Ирана, Болгарии, КНДР/Словакии, Туркмении, Узбекистана, Украины и Чехии.

ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ.Штурмовик выполнен по нормальной аэрординамичес-кой схеме с высокорасположенным трапециевидным крылом.

Фюзеляж типа полумонокок имеет элипсовидное сечение. Для облегчения доступа к БРЭО на боковых поверхностях имеются быстросъемные люки, а носок фюзеляжа откидывается вверх.

Негерметичная кабина летчика образована «ванной», сваренной из титановых плит толщиной 10-24 мм. Установлено катапультное кресло К-36Л, обеспечивающее спасение летчика на скорости до 1000 км/ч.

Крыло, выполненное по кессонной схеме, имеет трапециевидную в плане форму. Угол стреловидности по передней кромке 19° 54', поперечное V - 2,5°. На конце каждой консоли установлены гондолы с тормозными щитками (верхний и нижний основные щитки кинематически связаны между собой и открываются вверх и вниз на угол 55°; они имеют дополтптгелъные щитки, отклоняющиеся на угол 90° относительно наружной плоскости основных щитков). На каждой консоли имеется пятисекционный предкрылок, двухсекционный закрылок (углы отклонения - 10 и 40* *) и элерон.