Штурмовик СУ-25

 

Кессон состоит из переднего  и заднего лонжеронов, верхней  и нижней панелей и нервюр. Внутренняя часть кессона, ограниченная лонжеронами  и нервюрами, выполнена герметичной  и является топливным баком-отсеком.

 

На каждой консоли крыла  установлено по пять точек подвески вооружения. Основные передние узлы точек  подвески установлены по силовым  нервюрам на переднем лонжероне со стороны кессона. Из пяти держателей, установленных на каждой консоли  крыла, четыре взаимозаменяемых держателя  типа БДЗ-25, обеспечивающих пременение всех видов бомбардировочного, ракетного  и артиллерийского вооружения, и  подвесных топливных баков; один пилон-держатель, предназначенный для  установки пускового устройства АПУ-60 для управляемых ракет класса “воздух-воздух” Р-60. Все держатели  крепятся к крылу при помощи шкворневых соединений.

 

В носовой части крыла  расположены тяги управления элеронами, система управления предкрылками, жгуты  системы управления вооружением, идущие к держателям, электропроводка. Силовой  набор носовой части состоит  из носков, верхней и нижней обшивок. Часть носков выполнена силовыми, и на них установлены опорные  элементы, по которым скользят рельсы предкрылков при их выдвижении и  уборке. Хвостовая часть консоли  расположена между кессоном и  задней стенкой. В хвостовой части  расположены выходные патрубки трубопроводов  топливной системы, трубопроводы и  агрегаты гидравлической системы управления закрылками, тормозными щитками, бустера  управления элеронами. В хвостовой  части по осям гидроцилиндров управления закрылками установлены обтекатели гидроцилиндров, состоящие из двух частей: неподвижной, закрепленной на нижней части консоли, и подвижной, закрепленной на гидроцилиндре управления закрылком. Силовой набор хвостовой  части состоит из диафрагм, верхней  и нежней обшивок, В хвостовой  части расположены кронштейны навески  закрылков и элеронов.

 

На конце каждой консоли  крыла установлены гондолы с  тормозными щитками. Тормозные щитки  расположены в хвостовой части  гондолы и являются ее естественным продолжением. верхние и нижние основные щитки кинематически связаны  между собой и открываются  вверх и вниз на одинаковый угол, равный 55 градусам. Привод щитков гидравлический. Верхний и нижний основные щитки  имеют дополнительные щитки, которые  кинематически связаны с каркасом гондолы. При отклонении основных щитков одновременно отклоняются и дополнительные, и, при максимальном угле открытия основных щитков, равном 55 градусам, дополнительные щитки отклоняются на угол 90 градусов относительно наружной плоскости основных щитков. Площадь тормозных щитков составляет 1, 2 кв. м.

 

Крепление гондол к крылу  осуществляется контурным угольником по верхней и нижней панелям кессона  крыла и фитингами со стенками лонжеронов. На нижней поверхности  гондол установлены фары, а на боковой  поверхности с внешней стороны - бортовые аэронавигационные огни и разъемы наземного переговорного  устройства. На гондолы устанавливаются  также противобликовые щитки, предназначенные для защиты кабины от засветки фарами. На каждой консоли крыла установлен пятисекционный предкрылок, двухсекционный закрылок и элерон.

 

Предкрылок установлен по всему размаху консоли. каждая секция предкрылка имеет по два рельса дл навески на носовую часть консоли. Управление предкрылком обеспечивается двумя приводами. В корневой части  третьей секции предкрылка имеется  ступенька по теоретическому контуру, образующая “зуб” по передней кромке предкрылка. Конструкция предкрылка состоит из диафрагм, в том числе  силовых, по которым крепятся рельсы, в верхней и нижней обшивок. Секции предкрылка соединяются между собой  штырями. Угол отклонения на маневре - 6 градусов, на взлете и посадке - 12 градусов.

 

Обе секции закрылка каждой консоли двухщелевые, сдвижные, с  дефлектором. Внутренние и внешние  секции закрылка попарно взаимозаменяемы. Закрылки установлены на кронштейнах  хвостовой части крыла на стальных ползунах и на роликах-ловителях.

 

Силовой набор каждой секции закрылка состоит из лонжерона, двух силовых рельсовых нервюр, силовой  преводной нервюры, диафрагм, верхней  и нежней обшивок. Все секции закрылков  взаимозаменяемы.

 

Над любой частью закрылка закреплен неподвижно связанный  с ним дефлектор. Предкрылки и  закрылки трехпозиционные, имеют положения: полетное, маневренное и взлетно-посадочное. Угол отклонения закрылка на маневре - 10 градусов, на взлете и посадке - 40 градусов.

 

Элерон крыла расположен в концевой части крыла. Элерон имеет  три узла навески и осевую компенсацию.

 

Силовой набор элерона  состоит из лонжерона, передней стенки, набора носков и нервюр, верхней  и нежней обшивок, лобовиков и  балансирами и хвостового профиля. Балансиры прикреплены к передней стенке элерона. Угла отклонения элерона + - 23 градуса.

 

    КОНСТРУКЦИЯ ОПЕРЕНИЯ

 

Горизонтальное оперение самолета Су-25 состоит их двух консолей стабилизатора и центроплана, составляющих единое целое. Стабилизатор имеет три  установочных положения и управляется  с помощью привода. Стабилизатор навешивается двумя узлами на силовой  шпангоут хвостовой балки, имеет  поперечное V, равное +5 градусов.

 

Продольный набор стабилизатора  состоит из двух неразъемных лонжеронов, передних стенок, стрингеров, поперечный набор - из нормальных и силовых нервюр. На силовых нервюрах установлены  узлы навески стабилизатора и  его привода. К переднему лонжерону  стабилизатора крепятся несъемные  лобовики. Руль высоты состоит из двух раздельных половин, связанных между  собой карданным валом. На каждой половине руля высоты установлен бустер, а на правой половине дополнительно  установлен триммер.

 

Руль высоты имеет аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку. Каждая половина руля высоты навешивается на стабилизатор по трем узлам. Триммер  и бустера также имеют аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку.

 

Вертикальное оперение самолета состоит из киля, руля направления  и демпфера рыскания.

 

Киль состоит из центральной  силовой части, лобовика и радиопрозрачной  законцоки. Продольный набор центральной  силовой части киля состоит из трех лонжеронов, передней стенки и  стрингеров, поперечный набор - из нервюр, в том числе силовой бортовой нервюры и замыкающей концевой нервюры  по стыку с радиопрозрачной законцовкой. Киль крепится к фюзеляжу по трем силовым  шпангоутам. Лобовик киля съемный  и крепится на болтах к передней стенке силовой части.

 

В верхней части киля ниже радиопрозрачной законцовки установлен хвостовой аэронавигационный огонь. в киле установлены блоки регистрации  полетных параметров системы “Тестер”. В основании киля установлены  воздухозаборники системы охлаждения генераторов.

 

Руль направления имеет  аэродинамическую и весовую компенсацию, навешивается на киль на трех узлах. На руле направления расположен триммер  и кинематический сервокомпенсатор. На задней кромке руля направления  установлены балансировочные пластины.

 

Конструктивно руль направления  состоит из лобовика, передней стенки, лонжерона, нервюр, обшивки и хвостового профиля.

 

Демпфер рыскания - верхняя  часть руля направления - имеет аэродинамическую и весовую балансировку, навешивается на киль на двух шарнирных опорах. Демпфер  рыскания состоит из лобовика, передней стенки, лонжерона, нервюр, обшивки  и хвостового профиля.

 

    КОНСТРУКЦИЯ ВОЗДУХОЗАБОРНИКОВ

 

На самолете Су-25 установлены  нерегулируемые боковые воздухозаборники с косыми овальными входами, представляющие собой передние части воздушных  каналов двигателей.

 

Для уменьшения потерь полного  давления на входе в компрессор двигателя  при работе на месте и при малых  скоростях полета, воздухозаборники имеют скругленные входные кромки.

 

Между бортами фюзеляжа и  воздухозаборниками расположены дозвуковые клинья слива пограничного слоя, накопившегося  на поверхности фюзеляжа, и имеющие  ширину 60 мм. Для улучшения работы воздухозаборника на больших углах  атаки, плоскость входа воздухозаборника скошена при виде сбоку на 7 градусов. Воздухозаборники имеют сборно-клепанную  конструкцию. носок воздухозаборника имеет продольные диафрагмы для  увеличения жесткости конструкции  на входе воздушного канала. Внутренняя обшивка воздухозаборника подкреплена  кольцевыми шпангоутами, воспринимающими  нагрузку разрежения и давления в  воздушном канале. В верхней части  каждого воздухозаборника, над воздушным  каналом расположены отсеки самолетного  оборудования. доступ к которым обеспечивается через съемные люки. На верхней  поверхности правого воздухозаборники установлен заборник воздухо-воздушного радиатора системы кондиционирования.

 

    ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ  УСТРОЙСТВА

 

Шасси самолета выполнено  по трехопорной схеме с носовым  колесом. Главные опоры шасси  расположены под средней частью фюзеляжа и убираются в ниши фюзеляжа движением вперед-против полета и  к плоскости симметрии самолета. Передняя опора движением назад-по полету убирается в нишу, расположенную  частично в подкабинном и частично в закабинном отсеках. Передняя опора  шасси смещена относительно оси  симметрии самолета, что обусловлено  ее совместным размещением со встроенной пушечной установкой в подкабинном  отсеке. Ниши главных и передней опор закрываются створками. Створки  имеют кинематические приводы закрытия на земле и в полете. На главных  опорах шасси установлено по одному тормозному колесу типа КТ-136Д с широкопрофильными  пневматиками 840х360 мм. На передней опоре  шасси установлено нетормозное  колесо типа КН-21 с пневматикам 660х200мм.

 

Рычажная подвеска колес  основных и передней опор обеспечивает амортизацию шасси от вертикальных и боковых сил. В выпущенном положении  основные опоры самолета фиксируются  замками звеньев складывающихся подкосов.

 

Для улучшения маневренности  самолета при движении по земле применена  система поворота колеса передней опоры  с управлением из кабины.

 

Управление поворотом  колеса передней опоры осуществляется отклонением педалей, связанных  механическим приводом с золотниковой головкой гидравлического механизма  поворота колес. Амортизация шасси  пневмогидравлическая. Выпуск и уборка шасси производится от гидросистемы.

 

Для защиты воздухозаборников  от попадания в них посторонних  предметов при взлете, посадке  и рулении самолета по взлетно-посадочной полосе на переднюю опору шасси установлен грязезащитный щиток.

 

Еще одним штатным средством  торможения, предназначенным для  сокращения длины пробега самолета при посадке и прерванном взлете является парашютно-тормозная установка.

 

Контейнер ПТУ является законцовкой  хвостовой балки фюзеляжа, в котором  размещен вытяжной парашют с пружинным  механизмом, второй вытяжной парашют. двухкупольный тормозной парашют  типа ПТК-25 с куполами крестообразной формы с площадью по 25 квадратных метра каждый и соединительное звено.

 

Контейнер парашютно-тормозной  установки крепится по периметру  к силовому шпангоуту хвостовой  балки и имеет внешне конусообразную формы, образованную наружной обшивкой. Внутренняя обшивка образует цилиндр, в котором установлена ПТУ. Створка  ПТУ представляет собой шаровой  сегмент, который перед выпуском парашютов отклоняется вверх.

 

    СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ  САМОЛЕТОМ

 

В систему управления самолетом  входит управление рулем направления ( ножное управление), управление элеронами  и рулями высоты, управление триммерами, управление стабилизатором (ручное управление).

 

Для уменьшения усилий на ручке  управления самолетом в поперечном канале установлен бустер. Для снятия усилий с ручки управления в системе  управления рулем высоты и элеронами  установлены механизмы триммерного  эффекта с дистанционным электрическим  управлением.

 

Нагрузки от элеронов на ручку  управления не передаются; гидроусилители, включенные в систему управления по необратимой схеме, полностью  воспринимают шарнирные моменты, возникающие  от аэродинамических нагрузок на ручке  управления в системе управления элеронами установлен пружинный  загрузочный механизм, который изменяет усилия на ручке управления в зависимости  от углов отклонения элеронов.

 

    Триммер установлен  также и на руле направления.

    СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

 

На самолете установлены  два взаимозаменяемых бесфорсажных турбореактивных двигателя Р-95Ш, с нерегулируемым соплом с нижерасположенной  коробкой приводов, с автономным электрическим  запуском.

 

Двигатели размещены в  мотоотсеках по обеим сторонам хвостовой  балки самолета. Воздух в двигатели  подается по двум цилиндрическим воздушным  каналам с овальными дозвуковыми  нерегулируемыми воздухозаборниками.

 

Передний торец двигателя  стыкуется с воздушным каналом  через резиновый уплотнительный жгут.

 

Двигатель самолета имеет  нерегулируемое сужающееся сопло, расположенное  в хвостовой части мотогондолы  так, что его срез совпадает со срезом мотогондолы. Между внешней  поверхностью сопла и внутренней поверхностью мотогондолы имеется  кольцевой зазор для выхода воздуха, продуваемого через мотоотсек. Вследствие отрицательного влияния струи двигателя  Р-95Ш на горизонтальное оперение угол излома сопла был отклонен вниз на 2 градуса.

 

Двигатели крепятся к силовым  шпангоутам мотогондолы в двух поясях: переднем и заднем. Передний пояс крепления  состоит из трех узлов - двух боковых, регулируемых по длине тяг, и верхней  цапфы-штыря. Тяги воспринимают вертикальные усилия, а штырь - тягу двигателя  и боковые нагрузки. Задний пояс крепления состоит из трех узлов: двух регулируемых по длине боковых  тяг, воспринимающих вертикальные усилия, и верхней горизонтальной тяги, воспринимающей боковые нагрузки.

 

К системам, обеспечивающим работу силовой установки самолета, относятся: - топливная система;

 

    - система управления  двигателями;

    - приборы контроля  работы двигателей;