Страница 16 из 26
Силовая конструкция неподвижной части крыла – однолонжеронная с подкосной балкой. На верхней поверхности каждой НЧК установлены два аэродинамических гребня, а на нижней располагаются два пилона для установки держателей подкрыльевых подвесок. Внешний пилон интегрирован с внешним аэродинамическим гребнем, а внутренний выполнен съемным. В корневой зоне каждой НЧК располагаются: отсек вооружения с пушкой НР-30, а за ним – ниша убранного положения основной опоры шасси. Часть задней кромки НЧК оснащена однощелевым выдвижным закрылком. При выпуске он отклоняется вниз на 25°.
Контейнер комплексной разведки ККР-1. Справа – его носовая часть
Разбитый Су-17М4Р (борт 50) из 48-го ОГРАП. Аэродром Скнилов 27 июля 2002 г.
Поворотная часть крыла кессонной конструкции. Ее продольный силовой набор состоит из лонжерона, присоединенного к узлу ГШ, двух стенок и стрингеров. Внутри каждой ПЧК имеется топливный бак-отсек. Вдоль передней кромки поворотной части по всему размаху располагается трехсекционный предкрылок, а вдоль задней кромки – внешний однощелевой закрылок и элерон. Угол отклонения предкрылков – 10°, внешних закрылков – до 26°. Эти закрылки выпускаются только при минимальной стреловидности ПЧК, и увеличение стреловидности при выпущенных вшешних закрылках блокируется. Элероны выполнены с осевой аэродинамической компенсацией и весовой балансировкой. Углы их отклонения +/-22°.
Хвостовое оперение свободнонесущее, состоит из цельноповоротного стабилизатора и киля с рулем направления. Стреловидность стабилизатора и вертикального оперения по линии 25% хорд составляет 55°. Угол установки стабилизатора равен -1,5°. Каждая консоль стабилизатора шарнирно закреплена на полуоси, которая ориентирована под углом 41,5° к плоскости симметрии самолета и управляется своим бустером. Углы отклонения стабилизатора – от 10,5° вверх до 26,5' вниз. На обеих консолях стабилизатора закреплены противофлаттерные грузы. Руль направления имеет весовую балансировку и отклоняется с помощью бустера в пределах +/-2Ь°. Законцовка киля выполнена радиопрозрачной, внутри размещается антенна связной радиостанции.
Шасси самолета трехопорное с носовым колесом. Основные опоры убираются поворотом к продольной оси самолета в крыло, передняя – против полета в фюзеляж. Все стойки шасси полурычажного типа с воздушно-масляными амортизаторами. На основной стойке установлено одно колесо высокого давления марки КТ-69-410Ш (размер 880x230 мм) с дисковым тормозом, на передней – одно нетормозное колесо высокого давления марки К2-106А (660x200 мм). Передняя опора шасси – управляемая. Механизмом разворота колеса (МРК)управляет летчик посредством педалей. При отключенном МРК разворот самолета осуществляется с помощью тормозов основных колес шасси.
Колея шасси – 3830 мм, база – 5376 мм.
Силовая установка. На самолете установлен один турбореактивный двигатель АЛ-21Ф-3 с форсажной камерой. Статическая тяга двигателя на максимальном режиме – 7800 кгс, на режиме полного форсажа – 11200 кгс, а удельный расход топлива – 0,86 и 1,86 кг/кгс ч, соответственно. Длина двигателя (с форсажной камерой) – 5340 мм, максимальный диаметр 1030 мм, сухая масса – 1580 кг. Двигатель-одноконтурный одновальный, включает осевой 14-ступенчатый компрессор, трубчато-кольцевую камеру сгорания с 12-ю жаровыми трубами, трехступенчатую турбину, прямоточную форсажную камеру с тремя кольцами стабилизаторов пламени и регулируемое всережимное реактивное сопло. Он оснащен гидромеханической системой автоматического управления. Запуск двигателя производится турбостартером.
Закабинный отсек БЦВМ «Орбита-22» и тормозные щитки на Су-22М4