Су-7 (по кодификации НАТО: Fitter-A) — советский реактивный истребитель со стреловидным крылом, разработанный в 1950-х годах в ОКБ-51 Павла Сухого. Всего было произведено 1848 Су-7 всех модификаций, из которых 691 самолёт был поставлен на экспорт в 9 стран мира.
История создания и производства
Истребитель Су-7 14 мая 1953 года приказом МОП № 223 Главным конструктором ОКБ-1 был назначен Павел Сухой. Так было восстановлено конструкторское бюро П. О. Сухого, ликвидированное в 1949 году. Согласно Постановлению Правительства от 5 августа 1953 года, в ОКБ развернулись работы по проектированию сверхзвуковых истребителей в двух вариантах компоновки — со стреловидным и треугольным крыльями (условные шифры «С» и «Т» соответственно).
В 1953—1954 годах разработан опытный истребитель, который впервые в практике советского сверхзвукового самолётостроения был оборудован регулируемым воздухозаборником и цельноповоротным горизонтальным оперением (управляемым стабилизатором). В одном из испытательных полётов этот самолёт достиг скорости 2170 км/ч. Обнадёживающие результаты лётных испытаний позволили приступить к строительству опытного образца самолёта со стреловидным крылом Су-7 «изделие С-2», испытания которого начались в 1955 году. В 1956 году самолёт был продемонстрирован на аэродроме в Тушино.
По завершении испытаний самолёт был рекомендован к принятию на вооружение. Серийное производство истребителя продолжалось с 1957 по 1960 год; всего выпущено 133 машины.
Первый вылет в строевом полку на Су-7 состоялся 11 июня 1959 года; самолёт пилотировал капитан А. И. Романов (аэродром Воздвиженка, Приморский край, 523-й иап).
Истребители Су-7 эксплуатировались в частях ВВС и ПВО СССР на Дальнем Востоке до 1966 года. Авиационные части, на вооружении которых стоял истребитель Су-7, базировались на аэродромах Воздвиженка и Спасск-Дальний (Хвалынка) Приморского края.
Истребитель-бомбардировщик Су-7Б 17 мая 1957 года директивой начальника Генерального штаба ВС СССР было начато создание нового рода авиации — истребительно-бомбардировочной. Руководство ВВС предложило ОКБ П. О. Сухого создать на базе Су-7 истребитель-бомбардировщик Су-7Б. Официально задание на создание нового самолёта было оформлено Постановлением Правительства от 31 июля 1958 года.
Су-7Б «изделие С-22» стал родоначальником семейства истребителей-бомбардировщиков ОКБ П. О. Сухого. Первый полёт на С-22 был выполнен в марте 1959 года. Серийное производство истребителя-бомбардировщика различных модификаций продолжалось с 1959 по 1972 год. Всего выпущено 1715 машин.
Первым строевым полком ВВС, получившим Су-7Б в июне 1960 года стал 642-й Гвардейский Краснознамённый Братиславский отдельный авиационный полк истребителей-бомбардировщиков (оапиб) 48-й ВА Одесского военного округа (ОдВО), базировавшийся на аэродроме Вознесенск (Мартыновка) Николаевской области.
В процессе эксплуатации самолёт неоднократно подвергался модернизации. Изменения касались конструкции планера, двигательной установки, вооружения и бортового оборудования.
В 1966 году на базе Су-7БМ был создан самолёт с крылом изменяемой стреловидности Су-17. В 1967 году самолёт был показан на воздушном параде в Домодедове. Истребитель-бомбардировщик был принят на вооружение 10-ти стран, включая СССР и государства Варшавского договора.
Су-7 был самым аварийным самолётом ВВС СССР начала 1960-х годов. За первые пять лет эксплуатации (1959—1963) было потеряно 28 машин, причём подавляющее большинство лётных происшествий (82 %) произошло из-за конструктивно-производственных недостатков. В 1964 году налёт на одно лётное происшествие у Су-7 составлял 1770 часов по сравнению с 3225 часами у МиГ-21. По данным ОКБ Сухого, с 1956 по 1979 год в ВВС СССР произошло 224 лётных происшествия с самолётами Су-7, включая 114 катастроф.
Конструкция (Применительно к самолёту Су-7Б постройки 1960 года)
Су-7Б — однодвигательный цельнометаллический среднеплан с крылом и оперением большой стреловидности, с двигателем внутри задней части фюзеляжа и передним расположением воздухозаборника. В качестве основных удельных параметров самолёта главный конструктор выбрал тяговооружённость, близкую к единице, и нагрузку на крыло около 300 кг/м2. Основные конструкционные материалы планера — алюминиевые сплавы В95, Д16 и сталь 30ХГСНА.
Фюзеляж самолёта представлял собой цельнометаллический полумонокок круглого сечения с силовым набором из 43 шпангоутов, 7 лонжеронов и 23 стрингеров с обшивкой. На своём значительном протяжении он имел форму цилиндра с диаметром 1550 мм с сужением в носовой части, начиная от 15 шпангоута. Из-за объёмистой форкамеры двигателя расширенная «бочкообразная» хвостовая часть имела максимальный диаметр 1634 мм. Для удобства замены двигателя фюзеляж имел технологический разъём по шпангоутам № 28 и 29, деля конструкцию на переднюю и заднюю часть. В фюзеляже, состоящем из головной и хвостовой частей, размещается кабина лётчика, ниша передней стойки шасси, воздушный канал двигателя, четыре мягких топливных бака, турбореактивный двигатель с форсажной камерой, контейнер тормозного парашюта, боезапас пушек, радиоэлектронное оборудование и другие системы. В хвостовой части расположены четыре тормозных щитка и опора, предохраняющая хвостовую часть самолёта при посадке с большим углом.
Канал в/заборника проходил внутри передней части фюзеляжа, огибая кабину лётчика справа и слева. В передней части в/заборника установлен подвижный конус, а на расстоянии 1500 мм от передней кромки заборника установлены 4 створки перепуска воздуха.
Гермокабина лётчика вентиляционного типа, с наддувом от компрессора двигателя и охлаждаемый в турбохолодильной установке. Фонарь состоял из двух частей — неподвижного козырька и сдвижной части. Кабина бронирована: переднее бронестекло толщиной 102,5 мм, в верхней части козырька устанавливался 5 мм бронещиток из стали КВК-2, защищающий голову лётчика; 10 мм силикатные стекла были вставлены в боковые проёмы козырька, а сдвижная часть фонаря той же толщины изготовлялась из термостойкого оргстекла. Кроме бронестекла и бронещитка козырька фонаря, защиту лётчика спереди обеспечивала 8 мм стальная бронеперегородка. Для защиты лётчика от поражения со стороны хвоста кресло имело бронеспинку из алюминиевых бронеплит толщиной 36 мм, а сверху задней стенки кабины устанавливалась 20 мм бронеплита, прикрывающая голову за заголовником кресла. Катапультное кресло КС-2А (затем ставили КС-3 и КС-4).
Также к передней части фюзеляжа крепилось стреловидное среднерасположенное крыло с углом стреловидности 60° по 1/4 линии хорд. Угол установки крыла равен +1°, поперечное V = 3°. Конструктивно крыло состояло из двух отъёмных консолей, на каждой из которых установлены элерон с весовой и аэродинамической компенсацией, выдвижной закрылок и две аэродинамические перегородки. Особенностью конструкции крыла являлось применение, наряду с обычной листовой работающей обшивкой, монолитных панелей. В средней части корневого участка крыла расположен отсек главной стойки шасси.
Хвостовое оперение самолёта состояло из цельноповоротного стабилизатора и киля с рулём направления. Угол стреловидности горизонтального и вертикального оперения по линии 25 % хорд составлял 55°. Стабилизатор расположен на 110 мм ниже строительной горизонтали фюзеляжа с углом установки минус 1° и состоял из двух половин, каждая из которых поворачивалась относительно своей полуоси. Впервые в истории советского авиастроения был применён цельноповоротный стабилизатор с необратимым бустерным управлением. Руль направления, управляемый бустером, имел весовую балансировку, а верхняя часть киля и руля направления для обеспечения работы радиостанции и ответчика выполнялись из радиопрозрачного стеклотекстолита.
Больших усилий потребовала разработка конструкции шасси. При уборке его в фюзеляж уменьшалось пространство для размещения ёмкостей топлива, усложнялась силовая установка, что в общем утяжеляло конструкцию. После многодневных исканий было найдено простое и рациональное решение: крепить колёса основных опор на рычажной подвеске и убирать в крыло механическим подтягом. Зазоры между стойками шасси при уборке их в крыло уменьшили. Такая схема, не имеющая аналогов в отечественном и зарубежном самолётостроении, оказалась весьма удачной. На основных стойках установлено по одному тормозному колесу высокого давления КТ-69 (880х230 мм) с дисковыми тормозами.
Передняя нога шасси выполнена свободно ориентирующейся (на 50° вправо и влево) с нетормозным колесом К283 (570x140) и демпфером, гасящим резкие автоколебания переднего колеса (шимми) при движении самолёта по земле. Она убирается в отсек передней ноги против потока. Вся система уборки и выпуска работает от гидросистемы.
Для сокращения длины пробега на Су-7Б установлен посадочный тормозной парашют ПТ-7, уложенный в ранец, который размещался в контейнере снизу хвостовой части фюзеляжа.
В фюзеляже топливо размещалось в четырёх мягких топливных баках. В головной части устанавливались баки № 4 на 330 л, № 1 на 1100 л и № 2 на 680 л керосина. Топливный бак № 3 размещался в хвостовой части и вмещал 505 л топлива, а общая ёмкость двух герметичных крыльевых отсеков равнялась 800 л. Под фюзеляж на балочные держатели БДЗ-57ФУ можно было подвесить два ПТБ (типа Т43-6100-800, первоначально разработаны для перехватчика Су-9) сверхзвуковой формы ёмкостью 640 л каждый. С ними максимальный объём топливной системы равнялся 4695 л (3794 кг керосина марки ТС-1). В качестве топлива применялся керосин марок Т-1, ТС-1 или их смесь в любой пропорции. Заправка топливом — через заливные горловины баков.
Гидросистема Су-7Б с максимальным рабочим давлением 215 кг/см2 состояла из трёх самостоятельных систем: силовой и двух бустерных — основной и дублирующей. Источником давления в каждой системе являлся установленный на коробке приводов двигателя плунжерный насос переменной производительности НП26/1 (НП27). Кроме того, в дублирующую бустерную систему был включён аварийный насос с электроприводом НС-3 и допустимым временем непрерывной работы 20 минут. Рабочая жидкость — масло АМГ-10.
Силовая гидросистема предназначалась для уборки и выпуска шасси, закрылков, тормозных щитков, конуса воздухозаборника, открывания и закрывания противопомпажных створок. Для увеличения скорости и надёжности уборки шасси, на Су-7Б последних серий в силовой гидросистеме был выполнен ряд изменений — вместо одного гидроаккумулятора в момент уборки к основной магистрали подключался и второй (ранее использовался только один).
Для создания усилий, способных преодолевать большие аэродинамические нагрузки на рулевых поверхностях самолёта, в системе управления были установлены двухкамерные гидромеханические усилители (бустеры). Для обеспечения максимальной надёжности работы управления самолётом бустеры работали одновременно от двух независимых гидросистем и при выходе одной из них из строя продолжали работать на второй системе, развивая половинное усилие на исполнительном штоке. Основным отличием бустерной гидросистемы от силовой, а также от бустерных систем, применявшихся в то время на других самолётах, являлось то, что она была замкнута, то есть не имела непосредственного контакта с атмосферой. Поэтому в ней не было необходимости иметь расходные бачки и клапаны обратных перегрузок.
Пневмосистема состоит из двух автономных пневмосистем. Основная пневмосистема самолёта, питаемая от одного 6-литрового и двух 3-литровых баллонов, обеспечивала основное торможение колёс главных ног шасси, их автоторможение при уборке, герметизацию фонаря кабины и перезарядку пушек, а с 31 серии и аварийный выпуск закрылков. Вторая система, в состав которой входил 6-литровый баллон, служила для аварийного торможения колёс при выходе из строя основной пневмосистемы, а также аварийного выпуска шасси. В обеих системах в качестве рабочего тела использовался технический азот. Зарядное давление в баллонах 150 кг/см2. Давление, подводимое к тормозам колёс — 12 кг/см2.