| Atencion:
Este artigo ou apartado precisa dun traballo de revision.
- traducion incompleta de
en:Sukhoi Su-17
Por favor, vexa a lista de problemas indicados neste modelo e
melloreo
de acordo coas indicacions.
Cando os problemas se resolvan, retire esta mensaxe, pero
non quite esta mensaxe
ata que estea todo solucionado.
De ser posible, seria mellor substituir este marcador por
outro mais especifico
.
(Desde agosto de 2022)
|
O
Sukhoi Su-17
(
izdeliye
S-32) e un cazabombardeiro de xeometria variable desenvolvido para os militares sovieticos. A designacion
OTAN
do avion e "Fitter". Desenvolvido a partir do
Sukhoi Su-7
, o Su-17 foi o primeiro avion de xeometria variable en entrar en servizo na
Union Sovietica
. Dous avions de Sukhoi posteriores, os
Su-20
e
Su-22
, xeralmente son considerados variantes do Su-17.
O Su-17 tivo unha longa carreira e operou con moitas forzas aereas incluida a da
Federacion Rusa
, as doutras antigas republicas sovieticas, de paises do antigo
Pacto de Varsovia
, paises arabes,
Angola
e o
Peru
.
Pouco despois de que o cazabombardeiro
Su-7
entrase en servizo, solicitouselle a oficina de deseno Sukhoi desenvolver un profundo programa de modernizacion para o avion a principios dos anos 60. O programa estaba dirixido principalmente a actualizar a avionica e as caracteristicas de engalaxe e aterraxe. Tamen foi adoptado o concepto de as de xeometria variable, algo que se estaba ponendo de moda na epoca. O programa foi dirixido polo desenador xefe de Sukhoi, Nikolay Zyrin.
Buscando mellorar o rendemento a baixo velocidade e nas aterraxes e engalaxes do cazabombardeiro Su-7B, en 1963 Sukhoi, xunto con TsAGI, creou un demostrador tecnoloxico para estudar a xeometria variable. O
S-22I
(tamen conecido como
Su-7IG
, designacion OTAN "Fitter-B"), convertido a partir dun Su-7BM de producion, tina a parte interior das as fixa e os segmentos exteriores mobiles, podendo inclinarse 28°, 45° ou 62°.
[
1
]
O S-22I voou por primeira vez con Vladimir Ilyushin nos controis o 2 de agosto de 1966. Posteriormente foi exhibido publicamente nun desfile aereo en Domodedovo en xullo de 1967. As probas de voo revelaron que a nova configuracion melloraba tanto as caracteristicas de engalaxe/ateraxe como o alcance e a resistencia do avion. O manexo era polo xeral tamen mellor que o do Su-7 de a fixa. O avion ordenouse para a producion en serie en 1969 nunha resolucion conxunta do Comite Central do Partido Comunista da Union Sovietica e do Consello de Ministros.
[
2
]
[
3
]
O deseno do Su-7IG modificouse posteriormente coas diferenzas suficientes como para xustificar a designacion interna S-32. O S-32 voou por vez primeira o 1 de xullo de 1969, con Yevgeny Kukushev aos mandos.
A producion en serie do Su-17 iniciouse na fabrica de avions Yuri Gagarin (agora KnAAPO) en 1969. O 523º Rexemento de Aviacion, of the Far East Military Okrug, foi a primeira unidade en recibir o Su-17. O Su-17 fabricouse ata 1990, producindose un total de 2 867 unidades.
O Su-17 asemellase moito ao seu predecesor, o Su-7, engadindolle medidas de aforro de peso ao custo da supervivencia do avion en combate, como por exemplo a eliminacion da proteccion blindada do piloto. O prototipo S-22I diferenciase pouco do Su-7, agas pola a, sendo esencialmente un demostrador tecnoloxico para a a de xeometria variable. Este avion perdeuse posteriormente nun accidente.
Tras o S-22I construironse dous prototipos de pre-producion, designados S32-1 e S32-2. Os dous avions tinan avionica actualizada, e substituian o vello piloto automatico AP-28I-2 polo novo sistema de constrol automatico SAU-22.
A seguinte serie de prototipos foi o Su-7-85, co 85 indicando o numero de lote, continuacion da do Su-7. O lote de 10 avions incorporou unha fuselaxe completamente redesenada, unha cabina aerodinamica (semellante a do Su-7U), mais e mais accesibles escotillas de mantemento, e un dosel que abria cara a arriba. A fronte da cabina estaba protexida cun parabrisas e tina dous portelos laterais con calefaccion electrica. Os tres avions seguintes do lote 86 incorporaron parabrisas acristalados con aire quente sobrado nel, collido da 9ª etapa do compresor do motor. Poren, este novo parabrisas abandonouse en favor do mais tradicional parabrisas acristalado tras as probas realizadas polo 4º Centro de Uso de Combate e Readestramento de Persoal da Forza Aerea en Lipetsk.
O Su-7-85 estaba equipado cun asento exectable KS4-S32 modificado, capaz de exectar con seguridade ao piloto a velocidades por riba dos 140-170 km/h no caso dun accidente.
O sistema de combustible do Su-17 modificouse con respecto ao do Su-7. O combustible estaba agora almacenado en tres tanques lixeiros, con previsions de ata catro tanques auxiliares lanzables de 600 litros de capacidade cada un, ou dous tanques PTB-1150 con 1 150 litros cada un, montados en pios baixo a fuselaxe.
A a era moi semellante a que tina o prototipo S-22I. A parte estatica da mesma era a metade de longa que a mobil. Coas as en frecha maxima, o Su-17 era case identico ao Su-7. Instalouse un flap deslizante na parte estatica da a, mentres que na parte mobil tina un slat, un flap xiratorio e un aleron. O angulo de frecha da a podia configurarse entre os 30° e 63°. As superficies de control da cola tinan un angulo de 55°.
O control de voo estaba asistido por servomotores hidraulicos sen reversions, os BU-220DL2 e -220DP2 para os alerons, o BU-250L e -250P para os estabilizadores e o BU-250DRP para o temon. Os sistemas de control de voo entan carcados con resortes para proporcionar unha forza de respaldo nos mandos.
Habia tres sistemas hidraulicos independentes instalados no Su-17, un sistema de accionamente o dous de reforzo, cada un deles coa sua propia bomba hidraulica. O sistema hidraulico de accionamento era o responsable de axustar o angulo da a, de baixar e subir o tren de aterraxe, dos flaps e os slats, de axustar as ramplas de entrada, os mecanismos do control de voo usados polo piloto automatico SAU-22, e a direccion da roda dianteira. Os sistemas de reforzo controlaban as superficies de voo. Os sistemas operaban en paralelo para asegurar unha operacion segura no caso de que se producise un fallo. O resto do sistema operativo deberia proporcionar potencia as superficies de voo, aainda que na metade de potencia. O sistema de reforzo nº 1 alimentaba o motor hidraulico GM-40 que accionaba as partes rotativas da a. Todos os sistemas hidraulicos estaban alimentados co fluido hidraulico AMG-10, cunha presion de operacion estandar de 215 kgf/cm
2
para os sistemas de reforzo e de 210 para o sistema de accionamento.
- ↑
Green e Swanborough 2001
- ↑
Gordon 2004, p. 63
- ↑
Antonov et al. 1996, p. 153