?Су-24 — советский/российский фронтовой бомбардировщик с крылом изменяемой стреловидности, предназначенный для нанесения ракетно-бомбовых ударов в простых и сложных метеоусловиях, днём и ночью, в том числе на малых высотах с прицельным поражением наземных и надводных целей.
По состоянию на 2011 год средний возраст Су-24, состоящих на вооружении ВВС России, составлял 25—27 лет. Первоначально планировалось заменить 60—70 % самолётного парка Су-24 новейшим Су-34, а остальные — модернизировать до варианта Су-24М2. Однако после ряда катастроф было принято решение списать все Су-24 к 2020 году. Также в феврале 2012 года объявлено о снятии бомбардировщиков Су-24 с вооружения ВС Республики Беларусь. До 2015 года будет утилизировано 103 Су-24 ВВС РФ.
История создания и производства
Первоначально, после принятия на вооружение истребителя Су-7Б, предполагалось создание модификации всепогодного самолёта для уничтожения малоразмерных целей, но разработка на базе Су-7, с выполнением требований ТТТ была невозможна, поэтому ОКБ Сухого начало разработку самолёта под шифром С-6, с треугольным крылом, двигателями Р21Ф-300 и тандемным расположением экипажа.
В 1963 году был построен натурный образец, через год проект был изменён на шифр Т-58М — модификацию Су-15, изменилась концепция самолёта, теперь по требованию ТТТ предполагалось создание маловысотного бомбардировщика с укороченным взлётом/посадкой (требовался сверхзвуковой маловысотный полёт с преодолением ПВО).
С 1965 года расположение экипажа изменилось, вместо тандема лётчики располагались рядом из-за больших объёмов РЛС «Орион», двигатели — Р-27Ф-300, для обеспечения короткого взлёта/посадки установлены дополнительные 4 РД36-35.
24 августа 1965 года самолёт получил шифр Т-6, 2 июля 1967 года летчик-испытатель В. С. Ильюшин совершил первый полёт штурмовика.
В октябре 1967 года были установлены более мощные АЛ-21Ф, это позволило избавиться от 4 РД36-35.
Проработки варианта Т-6 с крылом изменяемой стреловидности начались в 1967 году под руководством О. С. Самойловича. На всех стадиях работы самое непосредственное участие в проектировании принимал П. О. Сухой. Впервые в СССР предусмотрели установку пилонов для подвески внешней нагрузки на подвижных частях крыла. Первый опытный Т-6-2И с новым крылом 17 января 1970 года поднял в воздух летчик-испытатель B. C. Ильюшин. Т-6 получил официальное обозначение Су-24.
Принято считать, что советский Су-24 проектировался в конце 1960-х — начале 1970-х годов с большой оглядкой на американский F-111, хотя говорить о полном копировании в данном случае не слишком уместно.
17 января 1970 года Су-24 совершил первый полёт. ГСИ были проведены с января 1970 по июль 1974 года. Су-24 принят на вооружение 4 февраля 1975 года. В ходе тестовых полётов возникали «титановые» пожары самолёта, так как двигатель был сделан из сплавов титана и при возгорании лопаток в компрессоре возникало быстрое разрушение самолёта в воздухе.
На базе самолёта были созданы модификации разведчика и постановщика помех. Су-24М/МР/МП/М2 оборудованы системой дозаправки в воздухе.
Испытания Су-24 проведены в более чем 2000 полётов. ГСИ Су-24М проведены с декабря 1976-го по май 1981 года. Постановлением правительства от 22 июня 1983 года самолёт Су-24М был принят на вооружение.
Выпускался на НАПО и КнААПО. Серийное производство всех модификаций прекращено в 1993 году. Всего было выпущено около 1200 этих машин.
Модернизированный Су-24М2 совершил первый полёт в 2001 году. Предварительный этап испытаний начат в 2004 году. В 2006 году модернизированный самолёт находился на завершающей стадии испытаний. В 2007 году первые 2 Су-24М2 были переданы в Липецкий центр боевого применения. Поставка всех заказанных Су-24М2 первой партии для ВВС России была завершена в декабре 2009 года.
Конструкция
Самолёт представляет собой двухдвигательный высокоплан с крылом изменяемой стреловидности. В зависимости от режима полёта передние части крыла (консоли) устанавливаются в одно из четырёх положений: 16° — на взлёте и при посадке, 35° — в крейсерском дозвуковом полёте, 45° — при боевом маневрировании и 69° — при полёте на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях. На самолёте трёхстоечное убираемое шасси. Фюзеляж полумонококовой конструкции, кабина двухместная. Лётчик и штурман располагаются рядом, «плечом к плечу», управление двойное. Катапультные кресла типа К-36ДМ.
На самолёте установлены два ТРДФ АЛ-21Ф-3 с тягой на форсаже 2?11500 кгс. Топливная система имеет ёмкость 11 700 литров, плюс возможна подвеска двух дополнительных баков по 3000 л каждый, что увеличивает перегоночную дальность до 2850 км. В носовой части машины имеется убираемая штанга топливоприёмника воздушной заправки по системе «шланг-конус».
Бортовая цифровая прицельно-навигационная система ПНС-24 «Пума» массой 837 кг с РЛС переднего обзора «Орион-А» и РЛС предупреждения о столкновении при маловысотном полёте «Рельеф» обеспечивает автоматический вывод самолёта в заданный район, полёт по запрограммированному маршруту, автоматическое возвращение на свой аэродром и заход на посадку до высоты 40—50 метров. Также имеется режим автоматического маловысотного полёта с огибанием рельефа местности.
Максимальная взлётная масса машины — 39,7 т, максимальная скорость полёта на высоте составляет 1700 км/ч, потолок — 11 500 м.
Технические характеристики
Экипаж: 2 человека
Длина: 24,594 м (с ПВД)
Размах крыла:
при угле стреловидности ?=16°: 17,638 м
при угле стреловидности ?=69°: 10,366 м
Высота: 6,193 м
Площадь крыла:
при угле стреловидности ?=16°: 55,16 м?
при угле стреловидности ?=69°: 51 м?
Коэффициент удлинения крыла:
при угле стреловидности ?=16°: 5,64
при угле стреловидности ?=69°: 2,107
Угол стреловидности по передней кромке: 16°/ 35°/ 45°/ 69°
Поперечное V крыла: ?4,5°
База шасси: 8,51 м
Колея шасси: 3,31 м
Масса пустого: 22300 кг
Масса снаряжённого: 23700 кг
Нормальная взлётная масса: 33500 кг
Максимальная взлётная масса: 39700 кг
Нормальная посадочная масса: 24500 кг
Максимальная посадочная масса: 28000 кг
Масса топлива во внутренних баках: 9800 кг
Объём топливных баков: 11860 л
Силовая установка: 2 ? ТРДДФ АЛ-21Ф-З
Бесфорсажная тяга: 2 ? 7800 кгс (76,5 кН)
Форсажная тяга: 2 ? 11200 кгс (110 кН)
Лётные характеристики
Максимальная скорость:
на высоте 200 м: 1400 км/ч (без подвесок)
на большой высоте: 1700 км/ч (М=1,35
Скорость отрыва: 360—400 км/ч
Посадочная скорость: 285—310 км/ч
Боевой радиус: 560 км (на высоте 200 м с ПТБ и нормальной боевой нагрузкой)
Перегоночная дальность: 2850 км (с ПТБ)
Практический потолок: 11500 м
Нагрузка на крыло: 607 кг/м? (при нормальной взлётной массе при ?=16°)
Тяговооружённость: 0,67 / 0,56 (при нормальной/максимальной взлётной массе на форсаже)
Длина разбега: 1150—1250 м (при нормальной взлётной массе)
Длина пробега: 950—1000 м (при нормальной взлётной массе и с тормозным парашютом)
Максимальная эксплуатационная перегрузка: +6,5G