Су-11

Су-11 (обозначение программы: Т-3-8М, по кодификации НАТО: Fishpot-C) — советский однодвигательный сверхзвуковой всепогодный истребитель-перехватчик. Усовершенствованный вариант Су-9, главными отличиями которого стали более мощная РЛС РП-11 и две УРВВ К-8М с ГСН в качестве вооружения, при некотором ухудшении ЛТХ. Первый полёт переоборудованного соответствующим образом прототипа Т47-3 состоялся 25 декабря 1958 года, испытания самолёта шли в 1959–1961 годах. Принят на вооружение авиации ПВО СССР 5 февраля 1962 года в составе комплекса перехвата Су-11-8М, серийный выпуск его начался в том же году на авиазаводе № 153 в Новосибирске. Планировалось полностью заместить им в производстве Су-9, однако из-за катастрофы первого серийного экземпляра и конкурентной борьбы КБ Яковлева объём выпуска составил лишь 108 машин, последние из которых были сданы в 1965 году.

Су-11
Su-11 VVS museum.jpg
Су-11 в Центральном музее ВВС.
Тип Истребитель-перехватчик
Разработчик Флаг СССР ОКБ Сухого
Производитель Флаг СССР Завод №153 (Новосибирск)
Первый полёт 25 декабря 1958 года
Начало эксплуатации 1964 год
Конец эксплуатации 1981 год
Статус Снят с вооружения
Эксплуатанты Авиация ПВО СССР
Годы производства 19581965
Единиц произведено 108
Базовая модель Су-9
Commons-logo.svg Медиафайлы на Викискладе

В 1964–1965 годах их получили три истребительных полка авиации ПВО: 393-й, 790-й и 191-й. В них они прослужили около полутора десятилетий, пока в связи с исчерпанием ресурса и моральным устареванием не были заменены более совершенными самолётами, вместе с последними Су-9.

Разработка[1]Править

Создание самолета началось в 1957 году в ОКБ-51 П.О. Сухого. Истребитель-перехватчик Су-11 изначально создавался как еще одна модификация базового самолета Т-3 по оснащению мощной радиолокационной станцией типа Алмаз. Для размещения двух антенн станции конструкторам пришлось значительно увеличить носовую часть фюзеляжа, сделав по ее бокам радиопрозрачные вставки, при этом значительно ухудшились характеристики воздухозаборника и обзор из кабины пилота. Работы по созданию нового самолета в ОКБ велись под шифром Т-47. Программа по созданию Су-11 завершилась в июне 1961 года. Во время выполнения учебных полетов отрабатывались различные варианты носовой части самолёта. В начале 1962 года самолет был принят в ВВС Советского Союза и переименован в Су-11.

Производство[1]Править

Постановлением Совета Министров от 27.11.1961 г. самолет был запущен в серийное производство. Со второй половины 1962 года он должен был сменить Су-9 на стапелях завода в Новосибирске и до конца года предстояло выпустить 40 самолетов. Первый серийный экземпляр самолета был выкачен из сборочного цеха в июне и благополучно облетан в августе. Производство самолета постепенно набирало обороты, и тут произошло трагедия. 31 октября при облете первого серийного Су-11 остановился двигатель, при попытке посадить самолет на окраине бывшего городского аэродрома погиб летчик из-за больших ударных нагрузок при посадке. Эта катастрофа крайне негативно отразилась на судьбе нового самолета, в результате серийное производство было приостановлено. Создателям самолета и двигателя было предписано принять серьезные меры для повышения надежности своих изделий. Заказ на Су-11 был резко сокращен в пользу производства на заводе Як-28П. Выпуск самолета продолжался вплоть до начала 1965 года, было выпущено около ста машин.

Конструкция[1]Править

Су-11 представляет собой выполненный по классической схеме среднеплан с треугольным крылом тонкого ламинарного профиля и стреловидным хвостовым оперением. Экипаж один человек.

  • Фюзеляж - сконструирован полумонококом. Каркас фюзеляжа состоит из 66 шпангоутов, 25 стрингеров и 5 лонжеронов. Эксплуатационным разъемом фюзеляж разделен на две части: головная часть фюзеляжа (Ф-1) и хвостовая часть фюзеляжа (Ф-2). Технологически головная часть расчленялась на носовую часть, отсек гермокабины и задний отсек. Симметричный воздухозаборник укомплектовывался движимым центральным конусом двухскачкового типа. Четыре противопомпажные створки располагаются на баковой поверхности носового отсека. Канал потока воздуха разделяется на две части над кабиной и снова соединяется за ней. Передний и средний отсеки головной части не имели продольного набора. Средний отсек состоит из гермокабины и расположенную под ней ниши передней опоры шасси. Фонарь кабины состоял из козырька с бронеблоком из силикатного стекла и сдвижной части из термостойкого оргстекла.. Сразу за кабиной располагалось приборное оборудование, а за ним первый и второй топливные баки. Основной объем хвостовой части фюзеляжа занимала удлинительная труба форсажной камеры двигателя. В нижней части располагался вкладной топливный бак-отсек и ниша тормозного парашюта, а по сторонам четыре тормозных щитка.
  • Крыло - треугольное, с углом стреловидности по передней кромке 60 градусов. Каркас каждой консоли крыла состоял из: переднего и заднего лонжерона, балок, стрингеров и нервюр. Каждая консоль крыла делилась на пять отсеков - : передний отсек, отсек шасси, задний отсек, носок и хвостовая часть. Задний отсек был выполнен герметичным и являлся топливным баком. Механизация крыла - выдвижной щелевой закрылок и элерон с осевой аэродинамической и весовой компенсацией. Под каждой консолью было установлено по одному пилону для подвески пусковых устройств. Крыло крепилось к фюзеляжу в четырех точках.
  • Хвостовое оперение - киль с рулем направления и цельноповоротный стабилизатор. Конструкция оперения клепанная с работающей обшивкой. Киль однолонжеронный с подкосной балкой, продольный силовой набор стрингера, поперечный набор нервюры. Законцовка киля выполнена из стеклопластика с впрессованной сетчатой антенной радиостанции. Руль направления однолонжеронный с весовой балансировкой. Стабилизатор состоит из двух половин, каждая из которых поворачивалась относительно собственной полуоси. Каждая половина однолонжеронной конструкции с передней и задней стенками, стрингерным набором и нервюрами. Для повышения критической скорости флаттера на законцовке каждой из половин стабилизатора устанавливался выносной груз.
  • Шасси - трехопорное, убирающееся в полете, состоит из передней опоры, убирающейся вперед, и двух основных опор убиравшихся по направлению к фюзеляжу. Амортизация - масляно-пневматическая, подвеска колес рычажная. Тормоза колес основных опор дисковые, метало-керамические, передней опоры - дисковые. На передней опоре устанавливался гаситель колебаний. Самолет оснащался тормозным парашютом.
  • Силовая установка - турбореактивный двигатель с форсажем АЛ-7Ф-2. Двигатель имел форсажную камеру с двухпозиционным соплом. Запуск двигателя производился турбостартером, работающим на бензине. Управление форсажем - электрическое, управление двигателем - тросовое. На дозвуковых скоростях конус удерживался в убранном положении, а на сверхзвуке поэтапно выдвигался, обеспечивая оптимальное расположение скачков уплотнения. Топливная система включала в себя крыльевые и фюзеляжные баки общим объемом 3060 л, два подвесных бака обеспечивали дополнительно 1440 л. Топливо - керосин.
  • Система управления - необратимая бустерная. Проводка системы управления стабилизатором и элеронами - жесткая, а рулем направления смешанная, при помощи тросов и тяг. Для имитации аэродинамических нагрузок во все каналы управления были подключены пружинные загрузочные механизмы. В систему продольного управления были включены: автомат регулирования загрузки, дифференциальный механизм и механизм триммерного эффекта; в систему поперечного управления - пружинные тяги, предназначенные для управления самолётом при отказе одного из бустеров элеронов, в систему управления рулем направления - демпфер рыскания. На Су-11 в проводку управления был параллельно включен автопилот. Управление закрылками гидравлическое.
  • Гидравлическая система - состоит из трех независимых систем: силовой и двух бустерных (основной и дублирующей). Каждая из систем имела автономный источник питания. В дублирующую систему параллельно основному насосу была подключена аварийная насосная станция, обеспечивающая управление самолетом в случае отказа двигателя. Силовая гидросистема предназначалась для уборки и выпуска шасси, закрылков, тормозных щитков, конуса воздухозаборника и управления противопомпажными створками, а также автоматического торможения колес при уборке шасси и рулевых агрегатов автопилота. Бустерные только для обеспечения работы бустеров.
  • Пневматическая система - состоит из двух автономных систем: основной и аварийной. Система предназначена для торможения колес основных опор, аварийного выпуска шасси и закрылков и герметизации фонаря кабины. Рабочее тело системы сжатый азот, размещенный в пяти баллонах общей емкостью 21 л, давление в системе 150 кг/см2.
  • Система кондиционирования - предназначена для обеспечения необходимых условий жизнедеятельности летчика. Воздух поступал в кабину через коллекторы обдува остекления, предохраняя его от запотевания. Воздух отбирался от компрессора двигателя и через регулятор давления и термостат поступал в систему кондиционирования.
  • Кислородное и высотное оборудование - при полетах на больших высотах и в случае разгерметизации кабины, для обеспечения летчика кислородом на самолете имеется комплект кислородного оборудования: маска и кислородные приборы с баллонами с системой понижающих редукторов. Летчик также пользовался высотным компенсирующим костюмом и гермошлемом.
  • Система аварийного покидания - включает в себя катапультируемое кресло и систему аварийного сброса сдвижной части фонаря. Безопасное катапультирование было возможно при скорости до 1100 км/ч и минимальной высоте 30 м.
  • Электросистема - Основные источники электроэнергии на самолете: генератор постоянного тока и генератор однофазного переменного тока. Аварийный источник постоянного тока - аккумуляторная батарея. Также на самолете были установлены четыре преобразователя для переменного однофазного тока стабилизированной частоты и два преобразователя для переменного трехфазового тока стабилизированной частоты, для системы вооружения устанавливался дополнительный преобразователь. В специальных вырезах в консолях крыла были установлены две выдвижные посадочно-рулежный фары.
  • Пилотажно-навигационное оборудование - включало в себя: гирокомпас, авиагоризонт, высотомер, указатель скорости, указатель числа Маха, вариометр, указатель поворота, акселерометр и часы.
  • Радионавигационное и связное оборудование - связная УКВ станция, высотная аппаратура связи, автоматический радиокомпас, маркерное радиоприёмное устройство, радиоответчик радиолокационной системы слепой посадки, бортовая аппаратура радиолинии, запросчик-ответчик системы госопознования.
  • Вооружение - в состав вооружения на Су-11 входила радиолокационная станция, две ракеты, подвешивающиеся на пусковых устройствах: одна ракета с радиолокационной головкой самонаведения и одна ракета с тепловой головкой самонаведения. Пуск ракет мог осуществляться как по одной, так и залпом.

Тактико-технические характеристикиПравить

Технические характеристики
Лётные характеристики
  • Максимальная скорость: 2 340км/ч на 12 000 м
  • Практическая дальность:  
    • без ПТБ: 1 350 км
    • с ПТБ: 1 800 км
  • Практический потолок: 18 000 м
  • Скороподъёмность: 1800 м/мин
  • Длина разбега: 1 200 м
  • Длина пробега: 1 250 м (без тормозного парашюта)
Вооружение

ПримечанияПравить

  1. 1 2 3 http://www.airwar.ru Сухой Су-11

ЛитератураПравить

  • Павлов В. "Несчастливый" Су-11 (рус.) // М-Хобби. — М., 1997. — № 3. — С. 8-15.
  • Павлов В. Сверхзвуковые трубы "всесоюзного оркестра" ПВО (рус.) // Авиация и Время. — Киев, 1998. — № 6. — С. 4-30.
  • Якубович Н. Пилотируемая ракета. О модификациях перехватчика Т-3 Т-47 Су-11 (рус.) // Крылья Родины. — М., 1999. — № 9. — С. 6-8. — ISSN 0130-2701.
  • СУ 11 - История создания, технические характеристики, дальность полета, фото обзор. soldat.pro - СУ 11 обзор