[ezup]

Су-24

	Разработчик: ОКБ Сухого
	Страна: СССР
	Первый полет: 1970
	Тип: Фронтовой бомбардировщик

Государственные испытания самолета Т-6 закончились только в 1976 году. Четвертого февраля 1975г. вышло специальное Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР о принятии нового штурмовика на вооружение ВВС и Авиации Военно-Морского Флота под названием Су-24 (изделие "41", кодовое обозначение НАТО - Fencer-A). К его постройке подключился Дальневосточный машиностроительный завод им. Ю.A. Гагарина в Комсомольске-на-Амуре, выпускавший по кооперации с НАЗом основные агрегаты самолета, но окончательная сборка производилась только в Новосибирске.

Первые серийные самолеты комплектовались двигателями АЛ-21Ф (изд. 85) с тягой на форсаже 87,3 кН. Одной из особенностей этого двигателя было использование титана в компрессоре со сверхзвуковой входной ступенью. Характерным недостатком этого компрессора, газодинамические характеристики которого получились очень хорошими, были так называемые "титановые" пожары. Самолет при этом сгорал со скоростью спички, и выяснить причину их возникновения долго не удавалось. По и эта загадка была разгадана.

При сдаче одного из первых серийных самолетов титановый пожар возник из-за того, что лопатки компрессора вытянулись под действием нагрузок и чиркнули по корпусу. В месте касания температура мгновенно подскочила и в условиях избытка кислорода (на то он и компрессор) металл вспыхнул. При горении титана температура достигает 3000╟ С, и это привело к быстрому разрушению самолета. Экипаж покинул машину, но штурман при этом погиб.

Для решения проблемы предлагалось использовать двухвальные турбореактивные двигатели Р-29Б-З00 самолета МиГ-23, предлагавшиеся и для экспортного варианта самолета Су-17М2 (Су-22). Это могло ускорить и процесс создания специальной модификации самолета Су-24 для поставок за рубеж. Поставки АЛ-21Ф были тогда строго запрещены, видимо, из-за его "трофейной" родословной - как мы помним, большое влияние на появление на свет этого ТРДФ оказал полученный из Вьетнама J79. В 1974 году прошел испытание самолет Т6-1-8Д, оснащенный его вариантом Р-29Т-ЗОО ("Т" -комплектация для самолета Т-6). Но худшие характеристики расхода топлива заставляли сосредоточится на доводке экономичного АЛ-21Ф.

Когда была установлена причина титановых пожаров, ставших серьезной проблемой и при испытаниях самолета С-32М (Су-17М), (КБ "Сатурн" перепроектировало компрессор. Масса и размеры двигателя несколько возросли, но его надежность и тяга также значительно увеличились. После испытаний на Т6-3 самолеты Су-24 стали оснащать доработанными двигателями АЛ-21Ф-3 (изделие 89), а затем АЛ-21Ф-ЗА (унифицированные с самолетом Су-17М) и АЛ-21Ф-ЗАТ (вариант для самолета Т-6 с незначительными компоновочными отличиями).

Необходимо отметить, что установленная на Су-24 система аварийного покидания с креслами К-36Д, разработанная под руководством Генерального конструктора Г.И.Северина, проявила очень высокую надежность и не раз спасала жизнь испытателям в самых критических ситуациях. Су-24 стал первым самолетом Военно-воздушных сил, на котором применялась система катапультирования, обеспечивавшая спасение экипажа практически на всех режимах полета, включая этапы нахождения на земле. По нормативным документам система аварийного покидания самолета с креслами К-36Д гарантирует безопасное катапультирование на всех высотах полета и скоростях более 70 км/ч. Высокую надежность системы подтвердил любопытный случай, происшедший 11 ноября 1975 года в 63-ем бап, осваивавшем эксплуатацию нового самолета. Произошло следующее: экипаж Су-24 находился в кабине самолета и готовился к выполнению полета. Была дана команда на запуск двигателей. По мере раскрутки ротора двигателя давление в гидросистеме самолета стало увеличиваться, и ручки управления самолётом, находившиеся до этого на заднем упоре, пошли вперед в нейтральное положение. При этом правая РУС зацепила держки системы катапультирования и выдернула чеку, что привело к срабатыванию стреляющего механизма правого кресла. Ничего не подозревавший штурман В.М.Османов оказался в воздухе. По штатной программе раскрылся парашют, и Османов благополучно приземлился неподалеку от самолета. Система спасения безукоризненно сработала на нулевой скорости и высоте (режим "0 - 0"), чего еще не случалось в практике отечественной авиации.

Причиной происшедшего инцидента был ряд особенностей конструкции системы управления самолета Су-24. Ввиду того, что центр тяжести горизонтального оперения находится впереди оси вращения, при отсутствии давления в гидросистеме консоли стабилизатора под собственным весом отклоняются вниз (на кабрирование), что приводит к перемещению ручек управления самолетом назад, как говорят летчики, "на себя". Для повышения боевой живучести управление на Су-24 дублировано. Это позволяет штурману в случае потери летчиком работоспособности (например, при ранении) производить ограниченное маневрирование самолета. А так как ручка управления у штурмана короче, чем у пилота (ручка обычной длины устанавливалась только при снятом тубусе индикатора радиолокатора "Орион" и ЭОВ "Чайка" для учебно-тренировочных полетов), стало возможным ее зацепление за держки катапультного кресла, что и произошло в описанном выше случае.

После непреднамеренного катапультирования Османова рекомендовано было на стоянке применять специальный фиксатор (капроновый фал с двумя пенопластовыми цилиндрами красного цвета на концах), удерживающий горизонтальное оперение в нейтральном положении при сбросе давления в гидросистеме. За такое своеобразное испытание самолета экипаж был награжден Генеральным конструктором П.О.Сухим золотыми именными часами, а главным конструктором катапультного кресла Г.И.Севериным - именными защитными шлемами ЗШ-5.

Достаточно большое число летных происшествий в ходе испытаний Су-24, особенно на ранних этапах, объясняется тем, что в конструкцию самолета одновременно было воплощено много новых решений, не применявшихся ранее в отечественной в авиации. Впервые был создан сложный авиационный боевой комплекс, интегрировавший в себе последние достижения самолето- и двигателестроения, аэродинамики, авиационного оборудования и вооружения. На первых порах сказывалась недоведенность отдельных элементов конструкции и особенно силовой установки, отсутствие информации о возможном поведении машины на некоторых режимах полета. Каждая авария или катастрофа давала очень важную информацию, которую порой нельзя было получить в расчетах или предусмотреть при проектировании конструкции. Ценой такой информации подчас была жизнь испытателей. По результатам каждого происшествия в ОКБ и на серийном заводе сразу же принимались меры по устранению выявленных дефектов и доработке конструкции. Все это позволило со временем довести его конструкцию до заданного уровня надежности и свести к минимуму вероятность отказов материальной части в процессе эксплуатации по техническим причинам.

Основу вооружения самолета составляла прицельно-навигационная система ПНС-24 "Пума-А". В ее состав входили: радиолокатор переднего обзора (РПО) "Орион-А" с дальностью обнаружения типового объекта 150 км. РЛС могла выделять даже малоконтрастные цели на фоне земли и воды, по ее данным можно было выполнять бомбометание всеми типами свободнопадающих бомб. Для поражения радиоизлучающих объектов противника служила пассивная радиолокационная станция (ПРС "Филин") обнаружения наземных РЛС и целеуказания ракетам с ПРГСН взаимодействующая с первой в СССР ракетой, разработанной специально для самолетов фронтовой авиации - Х-28 (Д-8, изд. 93, проектируемая для Су-24 ракета Х-24 (Х-58) была пока не готова). Первые серийные Су-24 имели старую станцию "Филин", взаимодействующую с ПРГСН -28 ракет Х-28 опытных и установочных серий. Затем на серийные машины стали ставить усовершенствованную аппаратуру "Филин-Н" под ПРГ-28М серийных ракет. Головка ПРГ-28М имела две различные модификации, к которым впоследствии добавилась еще одна, и была рассчитана на четыре, а с учетом третьей модификации ГСН - шесть рабочих диапазонов, что перекрывало практически весь спектр частот РЛС, использовавшийся наземными и морскими ЗРК вероятного противника. Кроме того, она теоретически позволяла поражать станции связи, хотя последующий небольшой опыт ее применения в этом качестве дал отрицательные результаты.

Ракета Х-28 оказалась очень неприятной в эксплуатации. Прежде всего это было связано с архаичной силовой установкой на базе жидкостного ракетного двигателя (кстати, это было сделано но требованию Заказчика, который хотел максимально унифицировать новое изделие с только что появившейся дальней УР Х-22 (Д-2). хотя первоначально Х-28 проектировалась твердотопливной. Кроме того. ракета Х-28 была большой и тяжелой, что делало се подвеску довольно хлопотным делом. Но у нее были и сильные стороны. В частности,она имела большую дальность - до 45 км при пуске с малых и до 75 км - с больших высот. Это позволяло уничтожать РЛС большинства наиболее распространенных в то время зенитных ракетных комплексов вероятного противника, не входя в зону их поражения.

Ракета Х-28 была первой советской тактической ракетой класса "воздух-поверхность", которая могла снаряжаться ядерной боевой частью. Она предназначалась прежде всего для поражения особо мощных загоризонтных РЛС системы ПВО НАТО, развертывание которых планировалось в Западной Европе. Х-28 со специальными БЧ должны были поставляться только в части, вооруженные Су-24, так как Су-17М не располагали достаточной дальностью для поражения таких особо важных объектов. Но на практике, видимо, это оружие было выпущено в очень ограниченных количествах и обычно не хранилось на складах в строевых частях, тогда как свободнопадающие ядерные бомбы имелись в достаточных количествах.

Как и "легкий" истребитель-бомбардировщик Су-17, "тяжелый" Су-24 одновременно получил и второй тип управляемого оружия. Против оптически контрастных целей,типа зданий и сооружений или кораблей и судов среднего тоннажа (для поражения крупных она была слабовата, а малых - недостаточно точна) предназначалась ракета Х-23М "Аркан" (изд. 68М). Для ее наведения использовалась радиокомандная радиолиния "Дельта" и теплопеленгатор "Таран-Р", предназначавшийся для постоянного определения относительного положения УР по работающему трассеру, что было необходимо для выработки управляющих импульсов.

Для применения ракеты Х-23М было необходимо, чтобы цель можно было визуально обнаружить на фоне земли или воды. После выделения цели требовалось просто наложить на нее прицельную марку электронно-оптического визира "Чайка" и удерживать ее до попадания ракеты. Команды управления при этом вырабатывались автоматически. Ракета Х-23М не была сложной, и практически все экипажи Су-24 были подготовлены к ее применению в простых погодных условиях.

Электронно-птический визир "Чайка" обеспечивал также прицеливание при применении бомб, НУРС, установок СППУ-6 с подвижными орудиями ПП-6-23. Их стволы могли отклоняться вниз на угол до 45 и в стороны на 12 градусов. При проектировании системы задумывалось, что оптический визир будет автоматически удерживать цель и отслеживать ее относительное перемещение движением стволов СППУ. Но добиться точности в стрельбе с отклоненными стволами оказалось довольно сложно, и на практике установки СППУ-6 использовались редко и, как правило, для стрельбы строго вперед. При этом огонь велся залпом из обеих СППУ и встроенной пушки по данным прицельно-пилотажного визира ППВ, индикатор которого располагался на фоне лобового стекла перед пилотом. Этот же прибор служил и для прицеливания при пуске НУРС всех типов.

Для Су-24 было предусмотрено применение новейших тогда 80-мм ракет С-8 из двадцатизарядных блоков Б-8М, а также тяжелых С-25, запускавшихся из индивидуальных ПУ. Позже к ним присоединились также НУРС "промежуточного" класса С-13 калибра 122 мм, которыми снаряжались пятизарядные блоки Б-13.

Величина максимальной нагрузки опытного самолета Т-6 составляла 6 тонн, то есть в 2 раза больше, чем у Як-28 и Су-7, а нормальная оставалась такой же - 1000 кг. Ее можно было реализовать при подвеске 10 ФАБ-100, 4 ФАБ-250 или 2 ФАБ-500. При этом дальность с малокалиберным снаряжением, "гроздьями" висевшим на многозамковых держателях, резко падала из-за роста аэродинамического сопротивления.

С появлением Су-24 совпало внедрение нового поколения свободнопадающих авиабомб, предназначенных для применения с наружной подвески сверхзвуковых маловысотных самолетов. Некоторые из них были разработаны ведущей советской специализированной организацией НПО "Базальт" (бывшее ГСКБ-47) специально для этого самолета.

Одной из первых представительниц нового поколения авиабомб была бомба со сниженным сопротивлением модели 1962 года, поставлявшаяся чаще всего в "номинале" 250 или 500 кг. Су-24 с двумя ФАБ-500М-62 мог на высоте 200 метров держать скорость 1350 км/ч. Правда, эти бомбы имели увеличенную длину и их количество на подвеске по сравнению с боеприпасами модели 54-го года было существенно меньше.

Кроме бомб с уменьшенным сопротивлением модели 62-го года, имелась "скоростная" полуторка ФАБ-1500С, также отличавшаяся облагороженным корпусом. Дня сброса с высот 100-200 метров предназначалась ФАБ-500Ш (штурмовая), а появившаяся несколько позже ФАБ-500ШН (штурмовая низковысотная) могла применяться и в полете на высоте 30 метров. Бортовая аппаратура Су-24 обеспечивала прицельное бомбометание несколькими типами бомб по цели с одного захода, в том числе и в автоматическом режиме.

Использовавшиеся в арсенале Су-7 разовые связки малокалиберных авиабомб (три штуки массой от 25 до 100 кг) уступили место гораздо более эффективному кассетному оружию РБК-250, -500 и КМГ-У. Оно было оптимизировано для поражения рассредоточенных сил противника и автоколонн. Кроме того, теперь можно было производить и воздушное минирование больших участков местности.

Помимо того, самолет мог нести две оборонительные ракеты класса воздух-воздух Р-55М. Это была модификация УР "воздух-воздух" первого поколения РС-2УС, сохранившая многие недостатки своей предшественницы. Но эта ракета имела одно преимущество, определившее выбор, - она была оснащена первой советской всеракурсной тепловой ГСН, то есть могла поражать атакующий перехватчик "в лоб", что было не под силу обычной P-3С предназначенной только для атаки противника со стороны задней полусферы. Было очевидно, что вести маневренный наступательный воздушный бой бомбардировщик не сможет, но его шансы в случае встречи с истребителями противника все же повысились. Кроме ракет Р-55М, в оборонительном бою можно было использовать и пушку, прицеливание осуществлялось по ППВ.

Несмотря на разнообразие арсенала, наличие управляемого оружия и невиданно большую массу нагрузки, основным вооружением самолета, как и многих его предшественников, оставалась одна тактическая ядерная бомба. По данным Министерства Обороны США, на тот период тактический ядерный потенциал СССР в несколько раз превосходил аналогичные запасы НАТО, и появление такого совершенного средства доставки, как Су-24, еще более усугубило этот дисбаланс на Европейском театре военных действий.

Все серийные самолеты получили специальную окраску с высокоотражающим белым покрытием носовой части, передних кромок крыла и оперения и днища самолета, а, начиная с серийного самолета ╧1415311, Су-24 комплектовались шторками, защищающими экипаж от светового излучения ядерного взрыва. Кроме ядерного, было предусмотрено и химическое оружие массового поражения - в послевоенный период в СССР было создано несколько десятков типов авиационных химических бомб и кассет.

Кроме вооружения, самолет нес и разведывательное оборудование, представленное довольно старым аэрофотоаппаратом АФА-39, чаще всего применявшимся для фотоконтроля результатов "работы" (для разведки он считался недостаточно мощным). АФА был смонтирован в нижней части фюзеляжа. Прицельное применение АФА производилось по данным визира "Чайка".

Прицельно-навигационная система ПНС-24 включала в себя маловысотный контур МВК, который обеспечивал автоматическое выполнение полета по заданному маршруту на малой высоте с огибанием рельефа местности или полет в полуавтоматическом (директорном) режиме. Су-24 стал первым советским самолетом, специально спроектированным для действий на предельно малых высотах - это было заложено еще в исходном проекте С-6.

Кроме того, в состав ПНС-24 "Пума-А" входили: малогабаритная инерциальная система МИС-П, моноимпульсный радиолокатор РПС "Рельеф"( использовался как дальномер в МВК и при прицеливании), доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса ДИСС-7, высотомер малых высот РВ-ЗМП и больших высот РВ-18А, устройство ввода-вывода УВВ "Бином-А". Управление ПНС-24 осуществляло цифровое вычислительное устройство ЦВУ-10-058М "Орбита-10". Это была специально спроектированная для Су-24 модификация ЭВМ семейства "Орбита", устанавливавшихся на многих советских самолетах того периода. Кроме того, на борту находились традиционные навигационные средства - автоматический радиокомпас АРК-10, позже АРК-15 и маркерный радиоприемник МРП-56П, самолётное оборудование радиотехнической системы ближней навигации РСБН-6С "Ромб-1К".

На Су-24 была установлена система автоматического управления САУ-6. Она могла решать сложные навигационно-тактические задачи, но на момент начала поступления самолета в строевые части была еще очень "сырой". Ее испытания продолжались до 1976 года. К этому времени САУ удалось довести до уровня принятых в СССР стандартов.

Такое богатство электроники, конечно, вызывало уважение. Но как всегда была и другая сторона - электроника часто отказывала и лишь разумный подход к архитектуре системы управления самолетом позволял избегать летных происшествий при сбоях в контурах САУ.

Производство самолета постепенно набирало темп. В первой серии было 5 машин, в дальнейшем - по К), а затем и больше. Со временем количество самолетов в серии было доведено до 25-30, тогда как для других самолетов подобного тоннажа этот важный параметр был меньше и не всегда достигал хотя бы 10 штук в серии. Увеличение размеров серии благотворно сказалось на темпах выпуска и качестве. Первые серийные машины в 1973 году были поставлены в 4-й Центр боевой подготовки и переучивания летного состава в Липецке. Но большинство из первых 35 Су-24 так и не поступило в строевые части. Они были использованы для окончания Государственных испытаний (в них было задействовано в сумме 13 cepийных и 4 опытных машины) и как экспериментальные образцы для создания модификаций самолета.

Первой строевой частью на новой технике стал 63-й Керченский Краснознаменный бап, 132-ой Севастопольской бад, 15-ой Краснознаменной ВА, базировавшийся в г. Черняховске, Калининградской обл. Ранее он был вооружен фронтовыми бомбардировщиками Як-28, на которые также первым в СССР перевооружился с самолётов Ил-28. Экипажи успешно освоили гораздо более сложный самолет, причем специалистам ИАС (инженерной авиационной службы), особенно группам прицельно-навигационного комплекса, пришлось даже труднее, чем летчикам. Положительным моментом оказалось наличие второго комплекта органов управления у штурмана, что позволило проводить переучивание массово на основном варианте самолета, так как "спарки" Су-24 не было.

Серьезным фактором, тормозившим освоение Су-24, стала дурная слава аварийного самолета, успевшая распространиться в частях, получавших новую технику При этом часто даже неопасные отказы иногда воспринимались экипажами как фатальные. К счастью, обвального роста количества катастроф в период освоения Су-24 не произошло, однако конструкторам, командованию ВВС, а также личному составу пришлось изрядно понервничать. Восстановлению репутации машины в некоторой мере способствовали отличные качества катапультируемых кресел К-36 и то обстоятельство, что наш герой, как и большинство других конструкций фирмы Сухого, "щадил" экипаж при вынужденных посадках даже, когда сам разрушался.

Частые отказы систем, которые сопутствуют началу биографии практически любого современного самолета, заставили подумать о мерах, повышающих безопасность эксплуатации. Одним из "узких" мест была большая разница между максимальной взлетной и предельно разрешенной посадочной массами - 39700 и 24000 кг. Для того чтобы обеспечить быстрый слив "лишнего" топлива, пришлось сделать довольно неэстетичную трубу, торчавшую из хвостовой части фюзеляжа более чем на метр. В дальнейшем ее заменили двумя патрубками гораздо меньших размеров со специальными насадками, увеличивавшими скорость истечения горючего независимо от положения самолета и перегрузки.

Наиболее сложным оказалось обучение применению вооружения. Его пришлось проводить в несколько этапов, но даже после этого потребовалось ввести "специализацию" - обычно в полку выделялись одна-две эскадрильи ракетоносцев и одна - носителей ядерного оружия.

Упор в боевой подготовке первых делался на тренировки с Х-28 (как мы уже говорили, обычно более простую ракету Х-23 умели пускать все экипажи). В полетах с Х-28 обычно пуск ракеты не производился (это изделие было довольно дорогим), а выполнялся "тактический пуск" - штурман включал станцию "Филин", обнаруживал РЛС и производил все необходимые операции в ручном режиме без самого пуска. Потом на земле изучались данные регистратора и делались выводы об ошибках в работе экипажа.

Вторые же чаще всего отрабатывали бомбометание обычными свободнопадающими бомбами, основная нагрузка в работе "по специальности" ложилась на группу вооружения и штурманов, которые должны были изучать дополнительные маршруты. Хотя и у пилотов были свои "хитрости" - в частности, были разработаны боевые маневры захода на цель для сброса СБП с малых высот и безопасного ухода от цели, которые по понятным причинам мы комментировать не будем.

Су-24 в первую очередь направлялись в части западного направления, где их число быстро росло, тогда как его предшественники Су-7Б и Су-17 начинали свою службу на границе с Китаем. Летом 1979 года первые Су-24 появились за пределами СССР - в бомбардировочном авиаполку 218 бад 16-й Воздушной Армии Западной Группы Войск, размещенном на аэродроме Темплин в 60 километрах от Берлина. Вскоре все три полка 218-й БАД, размещенные в Темплине. Ютснбсргс и Бранде. были перевооружены на Су-24. Дивизия стала основной ударной силой 16-й ВА, находившейся в те годы на переднем крае противостояния с НАТО, и одним из самых мощных соединений ВВС СССР вообще.

Несмотря на секретность, самолет уже в середине семидесятых стал известен на Западе и сразу же привлек внимание военных экспертов, усмотревших в нем значительную опасность.

К концу 80-х годов Су-24 уже не представлял большой тайны для зарубежных специалистов и военных, какой он являлся в течение почти 15 лет с момента поступления в регулярную эксплуатацию. Напомним, что началась она в 1973-1974 годах сначала в учебных центрах, а затем и строевых частях. Службы иностранных разведок уделяли повышенное внимание этой машине, представлявшей по выражению автора одной из статей в журнале "Air International" "потенциально наибольшую угрозу" государствам западной Европы среди "всех боевых самолетов, находящихся на вооружении фронтовой авиации ВВС СССР".

Первое официальное заявление о существовании в СССР нового ударного самолета было сделано председателем комитета начальников штабов вооруженных сил США адмиралом Томасом Мурером в начале 1974 года. Первые публикации о Су-24 в зарубежной печати появились в 1976 году, однако они представляли собой в основном различные догадки и теоретические рассуждения о возможностях самолета, которому было присвоено кодовое обозначение НАТО "Fencer" (истинное название его еще не было известно), отталкивающиеся от информации о западных аналогах (F-111 и "Торнадо"). Ввиду того, что советские власти соблюдали повышенный режим секретности в отношении Су-24, никакая информация о машине, даже фотографии, до середины 80-х годов не попадала на страницы открытой печати.

Первые качественные фотографии машины в западной прессе появились только в 1980-1981 годах. Поводом к этому послужило перебазирование в июле 1979 года полка фронтовых бомбардировщиков Су-24 на авиабазу Темплин к северу от Берлина, находившуюся в распоряжении Группы советских войск в Германии. К этому времени относится всплеск информации о машине практически во всех серьезных зарубежных авиационных журналах, в 1981 году на страницах прессы впервые появилось и настоящее название самолета - Су-24. (Характерно, что вплоть до самого последнего времени даже такие солидные и авторитетные издания, как "Jane's All the World's Aircraft", не отказывались и от вымышленного названия "Су-19" - как и в случае с легендарным "Бэкфайером" Ту-22М, которого и поныне ряд именитых, но явно консервативных журналов продолжает по стереотипу именовать "Ту-26").

Известные западные специалисты отмечали высокие боевые возможности самолета и предостерегали о той "угрозе", которая нависла над западными странами. Вот цитата из статьи английского журнала "Air International" за 1981 год: Су-24 "обладает превосходными характеристиками по показателю "боевая нагрузка/радиус действия", способен осуществлять вторжение в режиме следования рельефу местности и наносить удары, имея характеристики со значительным преимуществом перед любым из других военных самолетов фронтовой авиации". На сопровождавших статьи картах Европы были отмечены предполагавшиеся направления удара частей фронтовой бомбардировочной авиации, вооруженных самолетами Су-24. Отмечалось, что "тактический радиус позволяет самолету достигать большей части территории ФРГ и Нидерландов (с авиабазы Темплин в ГДР при маловысотном профиле полета), большей части территории Скандинавского полуострова, всей территории Великобритании, 2/3 территории Франции и северной Италии (с авиабазы Черняховск в Прибалтике при переменном профиле полета), всей территории Италии, Греции, Турции, большей части территории восточного Средиземноморья (с авиабазы Городок на Украине)".

Особую тревогу вызывала большая дальность самолета, о которой свидетельствовали огромные ПТБ-3000. По размерам они уступали лишь подвесным бакам самолета МиГ-25РБ, но тот нес только один такой бак, а Су-24 поднимал два ПТБ-3000 под крылом и еще один ПТБ-2000 на центральном узле. По оценкам экспертов НАТО, в радиусе действия постоянно растущей группировки Су-24 оказывалась почти вся Западная Европа.

Правда, следует признать, что эти оценки оказались несколько завышенными. Например, боевой радиус действия самолета при полете на высоте 200 м с двумя ПТБ-300 и парой бомб ФАБ-500М-62 составлял 775 км, а с шестью ФАБ-500М-62 - уже только 600 км.

Правда, в тесной "колыбели западной цивилизации" и это было немало.

Обстановка на Дальнем Востоке также не позволяла расслабляться - угроза исходила и от Китая, и из очага затянувшейся войны во Вьетнаме. Впрочем, несмотря на активную помощь ДРВ, СССР четко очертил пределы своего участия в конфликте, и основным вероятным противником был Китай, располагавший многочисленной, дисциплинированной и приспособленной к тяжелым походным условиям армией. У Китая тогда не было ничего, что можно было бы противопоставить советскому Су-24, но считалось, что многочисленные, хотя и устаревшие штурмовики J-5 (МиГ-17) и бомбардировщики Н-5 (Ил-28) представляют определенную угрозу для аэродромов приграничных округов. Поэтому каждая авиационная часть имела как минимум одну запасную "точку".

В европейской части СССР была построена сеть бетонированных запасных ВПП, за Уралом же по-прежнему многие площадки оставались грунтовыми, а о проблеме уборки снега со взлетных полос нечего и напоминать. Первые серийные Су-24 комплектовались лыжами, которые должны были ставиться вместо пневматиков основных стоек шасси, а также специальными буксировочными тележками. Это были достаточно сложные приспособления, спроектированные и изготовленные с учетом суровых условий эксплуатации (для их отработки в ЛИИ была создана специальная летающая лаборатория на базе самолета Ил-28, а в ОКБ "Кулон" доработали Су-7). Однако все старания конструкторов пропали даром - лыжи практически никогда не использовались и вскоре их поставки прекратили.

Более удачной оказалась судьба другого технического решения, призванного сделать полеты с малоподготовленных площадок более безопасными. Речь идет о системе струйной защиты воздухозаборника. От компрессора двигателя отбирался воздух, который выдувался через специальные закрываемые щели в нижних панелях фюзеляжа. Мощная воздушная завеса не давала камешкам и прочему мусору попадать в двигатель на взлете.

Вскоре Су-24 стали неотъемлемой и часто важнейшей частью ВВС всех Военных Округов, расположенных на территории СССР, а также упоминавшихся уже Западной и Северной Группах Войск расположенных за его пределами. Это стало возможным благодаря значительному темпу выпуска самолетов. На западе в каждом округе обычно имелось не менее дивизии Су-24, а, например, в Туркестанском Военном Округе был только один полк -это направление в середине семидесятых стало второстепенным.

В боевой учебе упор делался на групповые действия силами звена и эскадрильи, реже - полка. Считалось, что Су-24 - достаточно мощное оружие и дивизии самолетов этого тина достаточно для того, чтобы организовать наступление силами фронта на узком участке при условии поддержки истребителей-бомбардировщиков. Последние будут "работать" непосредственно по линии фронта, а Су-24 "изолируют" район боевых действий, лишая противника снабжения и подкреплений, а также разгромят его ПВО и авиацию на базах и аэродромах.

Экипажи, помимо своей специализации (носители "спецбоеприпасов", противорадиолокационных УР Х-28 и тактических Х-23М), отрабатывали штурмовые атаки с пусками НУРС и стрельбой из пушек, но постепенно акценты смещались в сторону peшения и чисто бомбардировочных задач.

В конечном итоге за 13 лет Новосибирское авиационно-промышленное объединение им. Чкалова построило более 500 машин этого типа в первой модификации, в целом обеспечив потребность в них ВВС.

А что же имел вероятный противник? Тактическое авиационное командование ВВС США получаю 137 тактических боевых самолетов F-111 в четырех модификациях: A, D, Е и F, причем все они были выпущены за очень короткий срок - всего за два года. По принятым в те годы правилам игры Америку следовало догнать и перегнать, и на это не жалели сил и средств.

Ценой титанических усилий парк Су-24 постоянно рос не только количественно, но и качественно, хотя не всегда даже крупные изменения отражались на внешнем виде самолета. Самолеты 3-й серии выделялись новыми антеннами для применявшихся и раньше радиокомпасов АРК-10. В последствии эта же антенна использовалась совместно и с новыми АРК-15, которые остались на всех остальных модификациях самолета.

В связи с требованием увеличить скорость полета на предельно малой высоте было решено форсировать работы по оснащению серийных Су-24 двигателями АЛ-21Ф-3, суммарная тяга которых на режиме "полный форсаж" увеличилась на 4600 кгс за счет роста расхода топлива. Несмотря па технологические проблемы, начиная с самолета ╧ 0415304 в связи с установкой АЛ-21Ф-3, отличавшихся увеличенным диаметром входной ступени компрессора и большим расходом воздуха, все же было увеличено сечение воздухозаборника и установлены створки подпитки.

С машины ╧ 0815311 число пилонов для вооружения возросло с шести до восьми, а в дальнейшем стало возможным применение новых многозамковых балочных держателей МБДЗ-У6 для бомб калибра до 250 кг моделей 54-го и 62-го годов. Такие держатели испытывались еще на Т6-2И, но внедрение их несколько затянулось. Теперь реализуемая масса боевой нагрузки возросла с 6 до 7 тонн. Параллельно увеличился объем 1-го бака и закабинный грот приобрел спрямленные очертания, ставшие характерными для всех последующих вариантов "двадцать четверки". Кроме того, на этом самолете система регистрации параметров полета САРПП-12 была заменена на новую типа "Тестер-У3". Начиная с 11-го самолета 9-й серии катапультируемые кресла К-36Д уступили место новейшим К-36ДМ класса "0-0". С их помощью можно было спастись из самолета во всем диапазоне возможных скоростей и высот (впрочем, был случай успешного, хотя и непроизвольного, катапультирования при нулевой скорости и на кресле К-36Д, что и положило начало новому этапу их совершенствования).

На 11-й серии самолета были внесены изменения в конструкцию закрылков, предкрылков и интерцепторов. В дальнейшем планировалось на 15-й серии сделать в поворотных консолях баки-отсеки по 500 литров, но это реализовано не было, хотя увеличить за счет этого запас топлива было бы заманчиво.

Хотя самолет с заводским номером 1515328 не получил никакого особого индекса, но выделялся даже внешне. Начиная с этого экземпляра была введена обуженная хвостовая часть фюзеляжа, а в основании киля был сделан воздухозаборник охлаждения электрогенераторов. Фюзеляж приобрел скругленные грани (до того он имел чисто прямоугольное сечение, навеянное компоновками самолетов А-5 "Виджелент" и TSR2, за что Су-24 первых серий в войсках называли "чемоданом" или "сундуком". Это позволило уменьшить аэродинамическое сопротивление самолета. Киль был увеличен по высоте на 272 мм, а в основании его появился контейнер тормозной парашютной системы ПТК-6М, сделанной по типу Су-7БКЛ (С-26). Кроме того, на этой серии была изменена конструкция цельно-поворотного горизонтального оперения и установлена новая связная КВрадиостанция Р-864Г вместо применявшихся ранее Р-846.

В ходе эксплуатации самолета требование достижения максимального числа Маха, равного 2,5 (фактически на испытаниях получено лишь 2,16 на большой высоте) было снято. Теперь было необходимо получить лишь скорость, соответствовавшую числу М=1,35, но было оговорено достижение ее в полете на малой высоте. Это позволило убрать регулируемые клинья воздухозаборника, облегчив его. Впервые такая доработка была сделана на самолете ╧ 2115326. В дальнейшем все машины выпускались в таком виде, а со старых были сняты механизмы управления клиньями ВЗ.

Начиная с экземпляра ╧ 2215301 в передней кромке киля стали устанавливать антенну радиотехнической системы дальней навигации РСДН-10 "Скип-2". Для этого киль пришлось сделать более широким за счет носка (антенна была достаточно длинномерной), из-за чего он приобрел характерный уступ по передней кромке. Позже РСДН-10 установили и на ранее выпущенных строевых Су-24. Далее на изделиях 21-й и 22-й серий постепенно заменили старую систему предупреждения об облучении РЛС СПО-10 "Сирена" новой СПО-15 "Береза", аппаратуру "свой-чужой" СРО-2М "Кремний" - на аппаратуру "Пароль", унифицированную с аппаратурой всех других родов ВС СССР. Кроме того, изменениям подверглось общее оборудование самолета и незначительно его конструкция.

На 26-й серии изменены законцовки крыла и его аэродинамическая крутка, что повлекло за собой значительное изменение сборочной оснастки. Обновилось радиоэлектронное и общее оборудование самолета, в его системах появились новые электроприводы с более высокими характеристиками.

Выпуск самолета Су-24 был закончен с поставкой в 1983 году последнего 26-го самолета серии 27, когда в Новосибирске уже шла полным ходом сборка новых Су-24М. Всего Заказчику было сдано более 500 самолетов Су-24.

Американский "прототип" Су-24 F-111 активно воевал во Вьетнаме. Его дебют оказался неожиданно неудачным - "абсолютно несбиваемые" бомбардировщики понесли потери от устаревших зенитных ракет ЗРК С-75 уже в первых вылетах. Но в целом по итогам конфликта F-111 был назван наиболее эффективным из всех участвовавших самолетов ВВС США. Впрочем, эта оценка, возможно, была несколько завышенной - ведь F-111 был одновременно и самым новым и самым дорогим самолетом американских ВВС в той войне, а условия в небе Индокитая были более подходящими для дозвуковых штурмовиков А-4 "Скайхок", А-7 "Корсар" и т.п. Прошел через "настоящую" войну и Су-24. Но и здесь условия применения оказались "нерасчетными".

Весной 1984 года наш герой получил боевое крещение в Афганистане. "Чистые" Су-24 из 149-го Гвардейского Краснознаменного и Су-24М из 149-го бомбардировочных авиаполков приняли участие в апрельском ударе по "логову" Панжшерского Льва Ахмад-Шаха Масуда. Закономерным итогом оказалась довольно низкая эффективность действий самолета по скрывавшимся в горах и кишлаках бандформированиям, самым тяжелым вооружением которых были крупнокалиберные пулеметы и "безоткатки", притороченные к седлам ишаков. Сказалось и то, что прицельный комплекс машины был задуман для действий против насыщенных техникой (сиречь легко распознаваемыми радиоконтрастными целями) позиций натовских войск на равнинной местности.

Плохо себя зарекомендовал себя и электронно-оптический визир "Чайка" - часто на зелено-белом экране индикатора было трудно что-либо разобрать. РЭО самолета регулярно давало отказы, особенно в первые дни на новом месте. Дчя участия в операции оба полка были внезапно "выдернуты" с мест базирования и не имели времени для какой-либо дополнительной подготовки к кампании.

Но все это не нанесло репутации самолета ощутимого вреда. Афганская операция 1984-го года подтвердила очевидные преимущества суховского бомбардировщика - возможность работы по удаленным целям с тыловых баз и намного более высокую по сравнению с другими самолетами всепогодность. Ну и, конечно, трудно было не оценить тот факт, что на афганском театре боевых действий Су-24 оказался единственной машиной фронтовой бомбардировочной авиации, способной нести особо мощные "фугаски" калибра 1500 кг. Кроме него, такие "гостинцы" могли поднимать лишь "дальники" да дряхлые Ил-28 ВВС ДРА, но последним не суждено было особо отличиться.

"Чистые" Су-24 еще раз вступили в бой последней военной зимой 1988-1989 годов, прикрывая выход 40-й армии из Афганистана.

Афганская война еще более усугубила противостояние с Западом, которое пожирало все новые и новые ресурсы. С поступлением модифицированных самолетов Су-24М часть бомбардировочных полков, уже освоивших первый вариант самолета, была перевооружена на них. Но "старые" версии "двадцать четверки" остались в строю, причем даже на важнейших направлениях - списывать дорогостоящие машины было слишком накладно. Самолеты из перевооружаемых на "эмки" полков были переданы в части истребителей-бомбардировщиков, которые превратились в бомбардировочные. Например, 3-й АПИБ Северной Группы войск в Польше, вооруженный МиГ-27, в 1983 г. получил 20 Су-24 выпуска 74-75 годов и был переименован в 3-й БАП. Местом его базирования до момента вывода в СССР был аэродром Кшива в Польше. Эти полки в свою очередь передавали довольно современные МиГ-27 и Су-17М в части, вооруженные стареющими и списывавшимися МиГ-21 и Су-7. Парк ВВС стремительно обновлялся.

Боеготовность всей авиационной группировки, непосредственно противостоявшей авиации НАТО па Западном направлении, во многом зависела от состояния парка Су-24. За этим следили особо и не стеснялись гонять "курьерские" Ил-76 и Ан-22 за новыми двигателями и необходимыми запчастями в Союз. Хотя часто командиры полков обходились и своими "резервами".

Интересной особенностью самолета Су-24 стала высокая степень взаимозаменяемости узлов и даже крупных агрегатов. Многие ответственные элементы конструкции можно было в случае необходимости (например, при срочном ремонте в боевых условиях) переставить с одной машины на другую, причем они могли подчас не принадлежать одной серии. А если ремонт проходил в условиях специализированного предприятия, то список взаимозаменяемых узлов еще более расширялся. Такая взаимозаменяемость была достигнута за счет применения прогрессивных методов сборки и увязки оснастки - стапелей, штампов, программ для станков ЧПУ, эталонов поверхностей и т.п. Отработка этих методов была начата в Новосибирске в сотрудничестве с Научным институтом авиационной технологии (НИАТ) еще во время освоения производства самолета Су-15. Правда, применение таких технологических приемов увеличивало стоимость единичного изделия и было выгодно лишь при крупных размерах серии и строгом соблюдении порядка внесения необходимых изменений.

Как мы уже говорили, в ходе проектирования большое внимание было уделено боевой живучести бомбардировщика. В результате при получении тяжелых повреждений самолет мог держаться в воздухе. Он не разрушался при появлении крупных (до сантиметра, а в некоторых случаях и более) трещин в поясах лонжеронов крыла и силовых шпангоутов, выдерживал пробоины в силовых панелях диаметром до 50 мм и т.п. ? для самолета типа "истребителя" (по конструктивно-технологическому признаку, а не по назначению) это было немалым достижением.

Живучесть самолета и неприхотливость бортового оборудования оказалась такова, что была возможна дальнейшая эксплуатация машины без части крышек люков, несиловых панелей и уплотнительных устройств. При этом давление, создаваемое скоростным напором в отсеках, иногда достигало огромных величин.

Такое внимание вопросу живучести было уделено, пожалуй, впервые со времен Ил-2. Здесь "партийное задание" делать именно штурмовик обернулось несомненными преимуществами самолета.

Освоение Су-24 ознаменовало новый этан развития советской фронтовой авиации еще по одной причине. Качественный скачек произошел прежде всего в тактике применения этого мощнейшего средства огневого воздействия - стал возможен быстрый и скрытый маневр силами на огромных пространствах с использованием предельно малых высот и неподготовленных полевых аэродромов. Возросла и ударная мощь самолета, который по величине бомбового и ракетного залпа в 2-4 раза превосходил не только старые Ил-28, Су-7 и Як-28, но и новые Су-17М и МиГ-27. Тем не менее по-прежнему остро стоял вопрос применения ранее запланированной номенклатуры высокоточных управляемых боеприпасов.

Самолеты Су-24 первой модификации, остававшиеся встрою, на рубеже восьмидесятых годов были доработаны для применения новых противорадиолокационных ракет Х-58, для чего была предусмотрена подвеска станции целеуказания "Фантасмагория". При этом они сохраняли возможность и пуска Х-28, которые теперь крепились не на старые спецдержатели ПУ-0-28, а на унифицированные авиационные катапультные устройства АКУ-58, разработанные для подвески Х-58 и снабженные переходниками.

Устаревшую и недостаточно мощную радиоуправляемую ракету X-23М сменила новая Х-25МР, наведение которой производилось по тому же алгоритму с использованием аппаратуры "Дельта" и "Таран". Она имела примерно такую же дальность пуска, но получила более мощную боевую часть (140 кг против 111) и могла применяться с предельно малых высот - до пятидесяти метров.

Боевая эффективность Су-24 выроста и с поступлением авиабомб нового поколения, рассчитанных на применение с бреющего полета, а также боеприпасов объемного взрыва, обладающих огромной поражающей силой. Таким образом, за счет нового оружия и размещаемого в контейнере РЭО "Фантасмагория" удалось решить задачу сохранения боевой эффективности такого дорогостоящего самолета, как Су-24 и "подтянуть" боевые качества наиболее массовой первой модификации самолета. Но для того, чтобы сохранить ударные возможности ВВС на требуемом уровне, самолет нуждался в капитальной модернизации.

Традиционной чертой ОКБ имени Сухого в семидесятые годы стало умение "выжимать" из удачных конструкций максимум путем создания множества модификаций при сохранении высокой степени унификации вариантов и базовой модели. При этом преследовалась цель либо поддерживать боевую эффективность базового варианта машины путем последовательного ее оснащения новым оборудованием, вооружением и т.п., или же создавать гамму модификаций самолетов с принципиально новыми функциями путем минимальных затрат.

Расскажем сначала о первом направлении совершенствования Су-24. Помимо выше перечисленных, существовало еще три проекта ударных модификаций самолета Су-24. Первый из них был выполнен еще в начале семидесятых. Т-6К (Су-24К) предназначался для оснащения тяжелого крейсера с авиационным вооружением проекта 1153. Масса самолета была увеличена за счет усиления конструкции (прежде всего шасси и фюзеляжа), более мощной механизации, расширения набора РЭО и АСП. При этом она на 10 тонн превысила допустимую для старта с катапульты авианосца, и от включения Су-24 в состав авиагруппы кораблей этого проекта отказались. А вскоре и сам грандиозный проект 1153 уступил место более скромному, в котором ограничения на массы и скорости размещаемых самолетов были еще более жесткими. В результате построенный после многих переделок и изменений ТАКР "Адмирал Кузнецов" пока не имеет ударных самолетов, способных нести современное управляемое противокорабельное оружие (представлявшаяся на нескольких выставках комбинация Су-27К - ПКР Х-41 пока не вышла из экспериментальной стадии, а ударный Су-27К-2 только начинает свой путь в строй).

Как мы уже неоднократно подчеркивали, с момента начала испытаний и по сей день военное руководство уделяло Су-24 первостепенное внимание, и тем не менее это не уберегло его биографию от крутых и не всегда оправданных поворотов. Так, в семидесятых годах в кабинетах МО и Военно-промышленной комиссии ЦК КПСС вновь поселилась идея "войны роботов". Кто знает, может быть, навеяна она была в меру успешным применением беспилотных и дистанционно пилотируемых летательных аппаратов во Вьетнаме и на Ближнем Востоке, и руководство сочло, что раз "беспилоткам" по плечу увидеть цель, то ничего не стоит ее же и поразить, так сказать, "не отходя от кассы".

Как бы то ни было, ОКБ "Кулон" получило задание на проектирование дальнего ДПЛА "Коршун", способного нести ударное вооружение массой 500 кг. Но управлять маловысотным аппаратом на требуемой дальности с наземного КП не представлялось возможным. Для этого решили приспособить Су-24, на котором разметит радиолинию, принимающую телевизионное изображение, снимаемое с прицельно-навигационого визира, установленного на ДПЛА и передающую команды управления на его борт.

Такой самолет, названный ПУН-24 (пунктуправления наведением), начали проектировать, но, вероятно, работы закончены не были в связи с отказом от темы вообще. Наличие самолета с живым экипажем в районе цели лишало смыла саму идею "безлюдной войны". О. Самойлович в своих воспоминаниях называет эпопею с "Коршуном" и ПУН-24 "смутным временем". Тем не менее сейчас эти идеи снова живы. Правда, управление ударным ДПЛЛ уже осуществляется с наземного КП, а также через беспилотный аппарат - разведчик-ретранслятор.

Конструкция самолета.

Двухместный фронтовой бомбардировщик Су-24 представляет собой цельнометаллический высокоплан, выполненный по нормальной аэродинамической схеме и оснащенный двумя турбореактивными двигателями, боковыми нерегулируемыми воздухозаборниками, крылом изменяемой в полете геометрии, стреловидным оперением с дифференциально отклоняемым цельноповоротным стабилизатором, трехопорным убирающимся в фюзеляж шасси.

Фюзеляж самолета выполнен в виде цельнометаллического полумонокока с каркасом из шпангоутов (поперечный набор), лонжеронов и стрингеров (продольный набор). Фюзеляж несет основную компоновочную нагрузку: в нем расположены блоки радиоэлектронного оборудования, герметичная кабина экипажа, силовая установка с двумя турбореактивными двигателями, воздушные каналы, основной запас топлива, самолетное оборудование и системы. К фюзеляжу крепятся поворотные консоли крыла, консоли управляемого стабилизатора, киль с рулем направления и контейнером тормозного парашюта, передняя и основные опоры шасси.

На нижней поверхности фюзеляжа установлены узлы крепления пилонов для подвески вооружения и два тормозных щитка, являющихся одновременно передними створками ниш основных опор шасси (площадь тормозных щитков 1.68 м2, угол отклонения - 62"). Центроплан крыла с силовой шарнирной балкой составляет единое целое с фюзеляжем и в процессе эксплуатации с самолета не снимается. К центроплану крепятся два пилона подвески вооружения. Фонарь кабины плавно переходит в гаргрот, в котором установлены блоки оборудования и размещена проводка упр.тления. Площадь миделя фюзеляжа - 4.69 м2.

Особенностью конструкции фюзеляжа является широкое применение монолитных фрезерованных панелей их сплава АК4-1, соединенных с элементами каркаса болтами и заклепками. Применение таких панелей значительно сокращает количество деталей и заклепочных швов в герметичных отсеках фюзеляжа - кабине экипажа и топливных баках-отсеках, увеличивает надежность и снижает вес конструкции. Фюзеляж выполнен без эксплуатационных разъемов; конструкция его обеспечивает возможность панельной сборки отсеков. Для подхода к блокам радиоэлектронного и агрегатам самолетного оборудования и их коммуникациям предусмотрено необходимое количество эксплуатационных люков, защищенных от попадания пыли и влаги с помощью гермотиснения.

Основными конструкционными материалами фюзеляжа являются алюминиевые, магниевые и титановые сплавы; детали, работающие в условиях высоких температур, выполнены из нержавеющей стали и титана.

Технологически фюзеляж разделен на следующие агрегаты:

головную часть;
среднюю часть;
хвостовую часть;
боковые воздухозаборники;
центроплан с силовой шарнирной балкой.

Головная часть фюзеляжа (до шпангоута N 16) состоит из носовой части с радиопрозрачным обтекателем антенн прицельно-навигационной системы и отсеками оборудования, кабины экипажа, подкабинного отсека с нишей стойки передней опоры шасси, закабинного отсека с колесной нишей, створок ниши передней опоры шасси, фонаря кабины, включающего неподвижную переднюю часть и две откидывающиеся вверх-назад створки. Под радиопрозрачным обтекателем сложной аэродинамической формы размещены антенны радиолокационной станции переднего обзора (РПО) "Орион" и радиолокатора предупреждения о столкновении с естественными наземными препятствиями (РПС) "Рельеф". В носовой части обтекателя установлены антенна передней полусферы антенно-фидерной системы (АФС) "Пион" из комплекта радиотехнической системы ближней навигации, приемник воздушного давления ПВД-18 и антенная система пассивной радиолокационной станции (ПРС) "Филин". Для доступа к антеннам РПО и РПС радиопрозрачный обтекатель откидывается на петлях в левую сторону. Указанные антенны установлены на поворотной раме, которая в свою очередь откидывается на петлях вправо, обеспечивая доступ к высокочастотным моноблокам и радиоэлектронному оборудованию, установленному в глубине переднего отсека.

За носовым отсеком оборудования, ограниченным 4-м шпангоутом, размещена двухместная герметичная кабина экипажа с посадкой летчика и штурмана рядом. Под ней расположены три подкабинных отсека: два боковых, в которых установлены блоки радиоэлектронного и самолетного оборудования, и средний, служащий нишей уборки стойки передней опоры шасси. Замыкает головную часть фюзеляжа закабинный отсек, где размещен основной объем специального оборудования и часть агрегатов самолетных систем. Для доступа к ним справа и слева имеются легкосъемные люки, а по оси самолета выполнен эксплуатационный колодец с люком на нижней поверхности фюзеляжа.

Средняя часть фюзеляжа (шпангоуты N 16-35) состоит из трех топливных баков-отсеков, отсеков радиоэлектронного оборудования и агрегатов самолетных систем, воздушных каналов, гаргрота, передней части двигательных отсеков, ниш основных опор шасси со створками и ниш уборки корневых частей поворотных консолей крыла с уплотнительными створками. Силовой каркас отсека состоит из 19 шпангоутов и 6 лонжеронов; наружная поверхность образована 11 монолитными фрезерованными панелями, соединенными с силовыми и промежуточными шпангоутами. Передний топливный бак-отсек (бак N 1) расположен по оси симметрии самолета и имеет в задней части сквозной прямоугольный вырез для размещения патронного ящика встроенной пушечной установки. Топливный бак-отсек N 2 -расходный, в передней части состоит из центральной и двух боковых частей, соединяющихся в одно целое за силовым шпангоутом, к которому крепятся основные опоры шасси. Над этими баками размещены отсеки оборудования, в частности системы кондиционирования, заборник воздухо-воздушного радиатора которой вынесен на верхнюю панель гаргрота. Топливный бак-отсек N 3 состоит из двух частей: передней, ограниченной сверху цилиндрическим наклонным плато, а снизу и с боков -фрезерованными панелями, и задней, расположенной между двигателями и образованной фрезерованными панелями.

Над наклонным цилиндрическим плато бака N 3 расположены два отсека самолетного оборудования: в одном размещены электрогидравлические механизмы привода поворотных консолей и системы управления механизацией крыла, во втором на съемных панелях установлены агрегаты гидросистемы самолета. Между баками N 2 и N 3 расположена силовая балка центроплана. Ниши основных опор шасси расположены справа и слева, разделены между собой в плоскости симметрии фюзеляжа вертикальной стенкой и центральной частью топливного бака N 2. Обе ниши закрываются в полете тремя створками (боковой, центральной и задней), а также тормозным щитком. Ниши поворотных консолей крыла предназначены для уборки их корневых частей при увеличении угла стреловидности свыше 1б" и размещены с обеих сторон в верхней части фюзеляжа. При стреловидности крыла 1б" ниши закрыты подпружиненными изнутри створками, при увеличении стреловидности корневые части консолей, отжимая створки, заходят внутрь ниш.

Передняя часть двигательных отсеков имеет люки, использующиеся при снятии и замене двигателей. На них по внешним углам установлены передние части подфюзеляжных гребней. Воздушные каналы, служащие для подвода воздуха к двигателям, изготовлены из листового материала, подкрепленного шпангоутами из прессованных и гнутых профилей. В передней части они соединяются с воздухозаборниками, в задней, посредством герметичного соединения, - с корпусами двигателей.

В гаргроте на верхней поверхности фюзеляжа проложена жесткая проводка системы управления самолетом, топливные трубопроводы и коммуникации других самолетных систем. На нем установлен форкиль с воздухозаборником охлаждения электрогенераторов (с самолета N 15-28). На нижней поверхности средней части фюзеляжа расположены четыре точки подвески вооружения: N 3, N 4, N 7 и N 8, две последние - тандемом по оси симметрии самолета (7-я и 8-я точки подвески устанавливались на самолеты с N 8-11).

Хвостовая часть фюзеляжа (за шпангоутом N 35) состоит из задних частей отсеков двигателей, гаргрота и хвостовых коков. В ней расположены двигатели, их форсажные камеры, рулевые агрегаты управления консолями стабилизатора (в нишах по обоим бортам). К хвостовой части крепятся поворотные половины горизонтального оперения, киль и задние части подфюзеляжных гребней. В силовую схему хвостовой части фюзеляжа входят 11 шпангоутов, основной из которых, служащий для крепления оперения, состоит из килевой и двух боновых балок, двух полуосей стабилизатора и нижней части. Полуоси имеют коническую форму с посадочными местами под подшипники. Гаргрот отсека является продолжением гаргрота средней части фюзеляжа и имеет то же назначение. Хвостовые коки, являющиеся отдельными технологическими единицами, крепятся к последнему шпангоуту болтами через имеющиеся в обшивке карманы. Начиная с самолета N 15-28 устанавливается обуженная хвостовая часть фюзеляжа.

Двигатели АЛ-21Ф-3 установлены рядом в двух изолированных мотоотсеках - правом и левом, отделенных друг от друга продольной противопожарной перегородкой и стенками топливного бака N 3. Внутри мотоотсеков один из шпангоутов служит дополнительной поперечной противопожарной перегородкой, позади него каждый двигатель заключен в цилиндрический кожух. Крепление двигателей к самолету осуществляется в трех поясах.

Воздухозаборники двигателей - боковые, плоские, с вертикальным расположением клина торможения, за время производства самолета претерпели ряд изменений. На опытных и первых серийных машинах система регулирования воздухозаборников задействована не была, они оснащались управляемыми противопомпажными створками на верхней поверхности фюзеляжа. На последующих сериях устанавливались регулируемые воздухозаборники. Изменение величины проходного сечения достигалось за счет перемещения двух внутренних панелей, связанных между собой и с механизмами управления валом с качалками. В связи с установкой модифицированных двигателей АЛ-21Ф-3 поперечные сечения воздухозаборников в зоне регулируемых панелей были увеличены (с самолета N 4-04), а на боковых поверхностях установили створки подпитки. В дальнейшем от идеи регулирования воздухозаборников отказались, и на серийные самолеты (начиная с N 21-26) перестали устанавливать панели, тяги и другие элементы системы управления воздухозаборниками. Регулирование их на взлетно-посадочных режимах осуществляется теперь только створками подпитки, связанными с системой выпуска и уборки закрылков.

Воздухозаборники стыкуются со средней частью фюзеляжа с помощью неразъемного заклепочного соединения. В задней части воздухозаборников между их нижней поверхностью и воздушными каналами расположены отсеки оборудования.

Крыло самолета состоит из центроплана, закрепленного на фюзеляже и представляющего с ним единое целое, и двух поворотных консолей, крепящихся с помощью шарнирного узла к силовой балке центроплана. Поворотные консоли могут занимать несколько фиксированных положений, соответствующих углу стреловидности по передней кромке 16, 35, 45 и 69 град. Крыло обеспечивает высокие характеристики самолета на различных режимах полета, в том числе взлетно-посадочных, как за счет изменения стреловидности консолей, так и благодаря наличию мощной механизации - закрылков, предкрылков и интерцепторов. Удлинение крыла при минимальном угле стреловидности консолей (16 град.) -5.64, при максимальном (69 град.) - 2.107.

Центроплан служит для крепления поворотных консолей крыла и установлен вверху средней части фюзеляжа. Угол стреловидности центроплана по передней кромке составляет 69", он имеет нулевой угол установки и отрицательное поперечное V -4"30`. Центроплан состоит из силовой балки с подкосами и двух отсеков, являющихся неподвижными частями крыла, примыкающих к средней части фюзеляжа. Верхний и нижний пояса силовой балки выполнены из стали ВНС-5 заодно с проушинами шарнира и соединены болтами со стенками, опорой шарнирного узла и подкосами. Стенки балки, находящиеся внутри фюзеляжа, изготовлены из сплава АК4-1, а вне его - из стали З0ХГСНА и образуют вместе с поясами замкнутое коробчатое сечение. Подкосы выполнены из стали З0ХГСНА в виде двутавровых балок, имеющих вырезы для прохода винтовых домкратов поворотных консолей и размещения носков консолей в положении минимальной стреловидности. На нижней поверхности отсеков центроплана установлены пилоны для подвески держателей вооружения (1-я и 2-я точки подвески). Хвостовые части центроплана состоят из верхней и нижней панелей, соединенных с шарнирной балкой. Законцовка верхней панели выполнена в виде поворотной створки, поджимающейся к поворотной консоли пружинным механизмом.

Поворотные консоли крыла в конструктивно-технологическом плане состоят из кессона, шарнирного узла, носовой и хвостовой частей, законцовки, секций закрылков, предкрылков и интерцепторов. Под каждой консолью установлено по одному поворотному пилону для подвески вооружения. Основным силовым агрегатом поворотной консоли является кессон, продольный набор которого образован четырьмя лонжеронами, а поперечный - шестью нервюрами. Внутри крыла размещены приводы и агрегаты систем изменения стреловидности, управления механизацией и синхронизации поворотных пилонов.

Механизация крыла представлена трехсекционными выдвижными двухщелевыми закрылками с фиксированными дефлекторами, четырехсекционными выдвижными предкрылками, двухсекционными интерцепторами. Закрылки имеют площадь 10.21 м2 и могут выпускаться на угол 34", на поздних сериях самолетов число их секций сокращено до двух. Предкрылки площадью 3.036 м2 отклоняются на угол 27", на самолетах начиная с 25-й серии выполнены трехсекционными. Управление закрылками и предкрылками осуществляется с помощью электрогидромеханических винтовых приводов. Интерцепторы площадью 3.063 м2 служат для повышения эффективности поперечного управления самолетом при углах стреловидности поворотных консолей менее 53╟. Рулевые агрегаты обеспечивают выпуск интерцепторов на угол до 43". Система синхронизации положения поворотных пилонов обеспечивает параллельность осей симметрии пилонов продольной оси самолета независимо от угла стреловидности крыла.

Горизонтальное оперение самолета выполнено в виде цельноповоротного дифференциально отклоняемого стабилизатора с прямой осью вращения и независимым приводом консолей. Площадь горизонтального оперения 13.707 м2, угол стреловидности по линии четвертей хорд консолей - 55 град.. Каждая консоль поворачивается на полуоси, жестко закрепленной на силовом шпангоуте хвостовой части фюзеляжа, и состоит из лобовой, средней и хвостовой частей, а также законцовки. Синхронное отклонение обеих половин стабилизатора обеспечивает продольное управление самолетом, а их дифференциальное отклонение - управление по каналу крена. Два независимых комбинированных агрегата управления обеспечивают отклонение консолей горизонтального оперения на углы от +11 град. до -25 град..

Вертикальное оперение самолета - однокилевое, стреловидное, с рулем направления и двумя подфюзеляжными гребнями. Площадь вертикального оперения 9.234 м2, угол стреловидности киля по линии четвертей хорд - 55 град. Силовой каркас киля образован продольным и поперечным набором, панелями обшивки и узлами крепления киля к фюзеляжу. Продольный набор представлен передней и задней стенками, прямым лонжероном и стрингерами, выполненных за одно целое с панелями обшивки, поперечный - 19 нервюрами и диафрагмой. Верхняя часть киля выполнена радиопрозрачной и представляет собой съемную законцовку, под которой вверху установлена антенна связной коротковолновой радиостанции. Под рулем направления в корневой части киля оборудован отсек, в котором находятся опорный узел руля и цилиндр управления створкой контейнера тормозного парашюта, здесь также размещен обтекатель АФС "Пион". Начиная с самолета N 15-28 контейнер тормозного парашюта был перенесен из фюзеляжа в обтекатель под рулем направления и оснащен двумя открывающимися в стороны створками, вследствие чего киль был несколько модифицирован.

Руль направления, имеющий весовую балансировку, навешен на киле с помощью четырех узлов и управляется бустером БУ-190А-2. Площадь руля направления 1.437 м2, углы отклонения в обе стороны ╠ 24╟. Весовая балансировка руля осуществлена с помощью трех грузов-балансиров, установленных в его носке. Для повышения путевой устойчивости в конструкции самолета предусмотрены два пофюзеляжных гребня площадью по 1.1 м2, закрепленные на внешних углах крышек люков, используемых при снятии и установке двигателей.

Шасси самолета выполнено по трехопорной схеме с передней опорой. Основные опоры крепятся к средней части фюзеляжа и убираются в специальные ниши вперед - к оси самолета. Передняя опора, установленная под головной частью фюзеляжа, убирается в нишу в подкабинном и закабинном отсеках назад по полету. Подвеска колес передней и основной опор шасси - рычажного типа. Колея шасси 3.31 м, база - 8.51 м.

На каждую основную опору установлено два тормозных колеса КТ-172 с размером шин 950x300 мм и нормальным зарядным давлением пневматика 12 кгс/см2 (1.2 МПа). Передняя опора оснащается спаркой нетормозных колес КН-21 с шинами 660x200 мм. На оси колес передней опоры установлен грязезащитный щиток, предотвращающий попадание частиц грунта и бетона, отбрасываемых колесами, в воздухозаборники двигателей. Для обеспечения маневрирования самолета при движении по взлетно-посадочной полосе и рулежным дорожкам применена система поворота колес передней опоры с управлением из кабины экипажа и приводом от гидросистемы самолета. При отделении передних колес от земли во время взлета они автоматически устанавливаются в нейтральное положение.

Уборка и выпуск шасси производится с помощью гидросистемы, в случае ее отказа шасси выпускается от аварийной пневмосистемы, при этом сначала выходит передняя опора, а затем - основные. В убранном положении стойки удерживаются механическими замками с гидравлическим управлением, в выпущенном - специальными устройствами подкосов (раскосом и кольцевыми замками). Торможение колес производится от основной пневмосистемы самолета, аварийное - от аварийной пневмосистемы.

Ниша передней опоры шасси закрывается складывающейся передней и двумя боковыми створками, причем последние находятся в закрытом положении как при убранном, так и при выпущенном шасси, и открываются только в процессе выпуска и уборки. Ниши основных опор оснащены тремя створками и створкой - тормозным щитком. Центральная створка и тормозной щиток управляются гидроцилиндрами и находятся в закрытом положении независимо от состояния шасси, задняя и боковая створки имеют кинематический привод и закрывают нишу только при убранных основных опорах.

Самолеты первых серий комплектовались устанавливаемым оборудованием лыжного шасси, призванного обеспечить возможность взлета и посадки на аэродромах с низкой прочностью грунта и снеговым покровом. В комплект оборудования входили лыжи, устанавливавшиеся вместо спарок колес на основные опоры шасси, специальные рулежно-буксировочные тележки и система смазки лыж, обеспечивающая смазку их скользящей поверхности для уменьшения сил трения и исключения примерзания лыж на стоянке. Система смазки устанавливалась в нишах основных опор и включала в себя два контейнера с жидкостными баллонами емкостью 60 литров и вытеснительной системой подачи жидкости к лыжам.

Парашютно-тормозная установка (типа ПТК-6) предназначена для сокращения длины пробега самолета при посадке и включает в себя два основных и два вытяжных парашюта, контейнер, системы выпуска и отцепки парашютов. Система тормозных парашютов является штатным средством торможения самолета и используется при каждой посадке. Основные парашюты имеют купола крестообразной формы площадью 25 м2. Контейнер тормозных парашютов, расположенный первоначально в верхней части фюзеляжа, позднее (с самолета N 15-28) был перенесен в обтекатель, установленный в киле под рулем направления (установка ПТК-6М). Это позволило вводить парашюты в поток как при касании основными колесами самолета взлетно-посадочной полосы, так и на режиме выравнивания, так как при посадочных углах до 14╟ направление тормозной силы от парашюта стало проходить вблизи центра тяжести самолета, что не создает опасного пикирующего момента. Контейнер тормозного парашюта имеет цилиндрическую форму и оснащается двумя створками, открывающимися в стороны перед выпуском парашютов.

Силовая установка самолета Су-24 состоит из двух турбореактивных двигателей с форсажными камерами АЛ-21Ф-3 (изделие "89") в компоновке "Т", разработанных под руководством Генерального конструктора A.M.Люльки.

Двигатель АЛ-21Ф-3 является дальнейшим развитием ТРД АЛ-21Ф, применявшегося в силовой установке первых опытных самолетов Т-6, и отличается от него увеличенной тягой и улучшенными удельными расходными характеристиками. Конструктивно двигатель состоит из:

осевого 14-ступенчатого компрессора с поворотными лопатками направляющих аппаратов;
прямоточной трубчато-кольцевой камеры сгорания;
трехступенчатой осевой турбины;
прямоточной трехстабилизаторной форсажной камеры;
регулируемого всережимного реактивного сопла с расширяющейся частью;
турбостартера с агрегатами системы автономного запуска;
коробки приводов агрегатов самолета и двигателя;
системы регулирования и топливной автоматики;
систем питания двигателя топливом и маслом, электрооборудования и противообледенения.

Стендовая тяга двигателя на режиме "полный форсаж" составляет 11200 кгс (ПО кН), на максимальном бесфорсажном режиме - 7800 кгс (76.5 кН), удельный расход топлива - 1.86 и 0.86 кг/(кгс-ч) (0.19 и 0.09 кг/(Н-ч)) соответственно; минимальный удельный расход топлива - 0.76 кг/(кгс-ч) (0.08 кг/(Н-ч)). Расход воздуха через двигатель - до 104 кг/с при степени сжатия компрессора 14.5 и диаметре входа 885 мм. Температура газов перед турбиной достигает 1100"С. Длина двигателя от фланца переднего корпуса до среза реактивного сопла в положении "полный форсаж" составляет 5340 мм, максимальный диаметр по форсажной камере -1030 мм. Сухая масса двигателя незначительно превышает 1700 кг, что соответствует удельному весу 0.1 53.

Крепление двигателей к самолету осуществляется в трех поясах. В основном поясе двигатель крепится к силовому шпангоуту хвостовой части фюзеляжа двумя боковыми цапфами, воспринимающими усилия от тяги двигателя, массовых и инерционных нагрузок и передающими их на конструкцию самолета.

Двигатели АЛ-21Ф-3 устанавливаются не только на фронтовые бомбардировщики Су-24, Су-24М и их модификации. В компоновке "С" они нашли применение на многочисленных вариантах истребителя-бомбардировщика Су-17М вплоть до Су-17М4, в компоновке "Б" они устанавливались на истребители-бомбардировщики МиГ-23Б. Два двигателя АЛ-21Ф-3 составляли силовую установку первых опытных самолетов Т-10 -предшественников истребителя-перехватчика Су-27.

Топливная самолета обеспечивает бесперебойную подачу топлива к двигателям на всех режимах их работы при любом пространственном положении самолета в воздухе. В качестве топлива используется авиационные керосины марок Т-1, ТС-1 или их смесь в любой пропорции. Топливо на самолете размещается в трех сообщающихся между собой фюзеляжных герметичных баках-отсеках и подвесных баках. Общая эксплуатационная емкость внутренних баков составляет 11860 литров (у самолетов до N 8-11 с неувеличенным 1-м баком - 11200 литров). Запас топлива может быть увеличен с помощью двух подкрыльевых подвесных баков емкостью по 3000 литров (ПТБ-3000) и одного подфюзеляжного подвесного бака емкостью 2000 литров (ПТБ-2000). При подвеске трех баков суммарный запас топлива доводится до 19860 л.

Топливо во внутренних баках находится под избыточным давлением 0.2 кгс/см2 (20 кПа), обеспечиваемым системой дренажа и наддува. Для обеспечения требуемого диапазона центровок самолета выработка топлива из баков производится автоматически в определенной последовательности. При действии околонулевых и отрицательных перегрузок топливо к двигателям поступает из бака-аккумулятора, откуда оно выдавливается воздухом. Для контроля запаса топлива на самолете установлена топливомерно-расходомерная аппаратура. Заправка топливных баков может осуществляться как открытым способом - через заливную горловину бака N 1 и горловины подвесных баков, так и закрытым способом - под давлением через специальный штуцер. Закрытый способ заправки является основным, открытый применяется лишь в случае отсутствия специализированных топливозаправщиков. На самолете предусмотрена система аварийного слива топлива. Трубопроводы слива горючего выведены за хвостовой кок фюзеляжа и оканчиваются коническими насадками для формирования струи топлива.

Система нейтрального газа служит для защиты топливных баков самолета от взрыва и для поддержания в них избыточного давления на всех режимах полета путем наддува их газообразным азотом. Азот находится под давлением 210 кгс/см2 (21 МПа) в четырех баллонах УБЦ-16 емкостью по 16 литров. Агрегаты системы нейтрального газа расположены в хвостовой части фюзеляжа между мотоотсеками двигателей.

Система противопожарной защиты обеспечивает предупреждение, обнаружение и тушение пожара в отсеках двигателей и в хвостовой части фюзеляжа. Система включает в себя средства звуковой и световой сигнализации о пожаре.

Гидросистема предназначена для управления рулями, поворотными консолями и механизацией крыла, шасси и выполнения ряда других функций. Рабочей жидкостью гидросистемы является гидромасло АМГ-10, общий запас которого на самолете составляет 65 литров. Рабочее давление в гидросистеме - 210 кгс/см2 (21 МПа) - обеспечивается плунжерными насосами НП96А-2 аксиального типа с переменной подачей и приводом от силовой установки самолета. Для стабилизации давления и сглаживания пульсаций в гидросистеме предусмотрены поршневые пневмоаккумуляторы, заряжаемые азотом.
Для повышения надежности и живучести гидросистема состоит из трех независимых автономных гидросистем, каждая из которых имеет свои источники питания (по два насоса НП96А-2, по одному на каждом двигателе), распределительные агрегаты и трубопроводы. Привод наиболее важных самолетных органов - дублированный, от двух автономных гидросистем.

Первая гидросистема обеспечивает работу приводов управления поворотным стабилизатором, рулем направления и интерцепторами. Вторая гидросистема дублирует первую в части привода рулевых поверхностей, а также обеспечивает работу систем поворота консолей крыла, выпуска и уборки закрылков и предкрылков, шасси, открытия и закрытия створки подпитки правого канала вроздухозаборника, осуществляет питание рулевых агрегатов РМ-130. Третья гидросистема служит для приведения в действие системы поворота консолей крыла, управления механизацией, открытия и закрытия створки подпитки левого канала воздухозаборника, выпуска тормозных щитков, поворота колес передней опоры на рулежке, переключения нелинейного механизма, автоматического торможения колес при уборке шасси, управления фотоустановкой.

Пневмосистема самолета состоит из двух автономных систем - основной и аварийной - и функционально связана с гидросистемой. Воздух для обеих автономных систем содержится под давлением 180-200 кгс/см2 (18-20 МПа) в шести сферических баллонах емкостью по 6 литров (по три баллона на каждую систему).

Основная пневмосистема предназначена для торможения колес при рулежке, старте, пробеге и уборке шасси, а также поддавливания гидрожидкости в баке третьей гидросистемы. Аварийная пневмосистема служит для аварийного торможения колес основных опор и аварийного выпуска шасси.

Электрооборудование самолета включает в себя основные и резервные источники переменного и постоянного тока, преобразователи тока, потребители систем самолета и двигателей, магистральную и распределительную электросеть. Основными источниками электроэнергии на самолете являются два генератора переменного тока ГТ30П48Б с номинальным напряжением 200/115 В при частоте 400 Гц мощностью по 30 КВА и два генератора постоянного тока ГСР-СТ-12/40а с номинальным напряжением 28.5 В мощностью по 12 кВт каждый. Два силовых трансформатора преобразуют напряжение генераторов переменного тока в трехфазный ток напряжением 36 В частотой 400 Гц, необходимый для работы прицельно-навигационного оборудования. Резервными источниками постоянного тока являются две аккумуляторные батареи 20НКБН-25 номинальным напряжением 24 В и емкостью 25 А-ч. Аварийными источниками переменного однофазного тока напряжением 115 В и трехфазного тока 36 В/400 Гц служат преобразователи ПО-750А и ПТ-500Ц соответственно. Для подключения к бортовой сети самолета наземных источников электроэнергии имеются штепсельные разъемы аэродромного питания постоянным и переменным током ШРАП-500К и ШРАП-400.

Система управления самолета выполнена по необратимой схеме с двухкамерными гидроусилителями, установленными непосредственно около органов управления. Каждая половина стабилизатора управляется своим электрогидравлическим приводом - комбинированным агрегатом управления КАУ-120. В систему продольного управления включены пружинные загрузочные механизмы, автомат регулирования загрузки и механизм триммерного эффекта. Последовательно к системе подключен автомат регулирования управления, который изменяет передаточные числа от ручки управления к стабилизатору в зависимости от скоростного напора и высоты.

Поперечное управление осуществляется дифференциально отклоняемым стабилизатором (при этом движение от ручки жесткими тягами передается на золотник комбинированного гидроусилителя через смесительный механизм, позволяющий управлять стабилизатором как по каналу тангажа, так и по каналу крена) и интерцепторами. Управление интерцепторами - дистанционное, с помощью электрогидравлических приводов РМ-120, отклоняющих каждую секцию интерцепторов и получающих электрические сигналы на перемещение от индукционного датчика, механически связанного с ручкой управления. В системе поперечного управления предусмотрены механизмы загрузки и триммерного эффекта.

Руль направления приводится в действие бустером БУ-190Л-2, соединяемым с педалями жесткой проводкой. В систему путевого управления включены демпферный рулевой агрегат, механизмы загрузки и триммерного эффекта.

Управление самолетом по каналам тангажа, крена и курса может осуществляться как экипажем, так и с помощью системы автоматического управления (САУ-6). СЛУ может работать в режимах стабилизации траектории, демпфирования, а также обеспечивать выполнение маловысотного полета с огибанием естественных препятствий по информации РПС "Рельеф". Сигналы системы автоматического управления подаются непосредственно на вход гидроусилителей и электрогидравлических агрегатов, отклоняющих рулевые поверхности. На случай отказа САУ в режиме маловысотного полета в системе продольного и поперечного управления предусмотрены специальные рулевые агрегаты, обеспечивающие безопасный уход самолета от земли и приведение его к нулевому крену.

Система управления изменением стреловидности крыла (СПК-2-3) предназначена для поворота консолей в пределах изменения угла стреловидности от 16" до 69" и является двухканальной автоматической следящей системой релейного типа. Система имеет два режима работы - автоматический и ручной. Крутящий момент от рулевого привода РП-60-4, входящего в комплект системы СПК-2-3, через упругий карданный вал передается на входной вал червячного редуктора и посредством трансмиссионных валов - к правому и левому винтовым преобразователям ВП-4. Здесь вращательное движение преобразуется в поступательное, которое и обеспечивает поворот консолей крыла. При отказе одного из каналов системы время перевода поворотных частей крыла из одного положения в другое увеличивается вдвое.

Система управления механизацией крыла служит для выпуска и уборки в строгой последовательности предкрылков и закрылков. Система обеспечивает выпуск сначала предкрылков (на угол 27 град.), а затем закрылков (на угол 34 град.) и их уборку в обратной последовательности. В аварийной ситуации обеспечивается возможность остановки предкрылков и закрылков в любом промежуточном положении.

Крутящий момент от рулевого привода РП-60-3 через упругий вал передается на раздаточный механизм, установленный на задней стенке силовой балки центроплана, распределяющий крутящий момент между трансмиссиями предкрылков и закрылков в определенной очередности. От них вращательное движение передается к левому и правому распределительным редукторам, обеспечивающим вместе с телескопическим валом переход трансмиссий из центроплана на подвижную часть крыла. В поворотных консолях трансмиссии передают крутящий момент на домкраты предкрылков и закрылков, обеспечивающие их отклонение.

Кабина самолета - герметическая, вентиляционного типа, обеспечивает нормальную работу экипажа в высотных костюмах во всем диапазоне высот полета. Рабочие места членов экипажа с катапультируемыми креслами К-36Д размещены рядом: слева место летчика, справа - штурмана. На приборной доске, панелях и пультах, установленных по бортам кабины, размещены приборы и аппаратура для управления и контроля работы самолетных систем, силовой установки, оборудования, вооружения, органы управления самолетом и двигателями. В распоряжении экипажа имеется 46 индикаторов, 206 сигнальных ламп и ламп-кнопок, более 20 рычагов, свыше 300 выключателей, АЗС, кнопок, переключателей и других органов управления. Внутрикабинное освещение выполнено красным светом. На самолетах начиная с N 14-11 кабина оборудуется шторками защиты от светового излучения (СЗ) и слепого вождения (СВ).

Фонарь кабины состоит из неподвижной части и двух створок, откидывающихся назад - в стороны независимо друг от друга. Система управления створками фонаря обеспечивает эксплуатационное открытие и закрытие, а также аварийный сброс створок. Для защиты стекол передней части фонаря от обледенения установлена система обдува стекол горячим воздухом.

Требуемые температура, давление воздуха и вентиляция в кабине обеспечиваются системой кондиционирования. Герметизация кабины по периметрам откидных частей фонаря осуществляется в помощью надуваемых воздухом шлангов, по заклепочным швам и болтовым соединениям - нанесенным на внутреннюю поверхность кабины герметиком. Трубопроводы, тяги управления и электрожгуты выведены из кабины через герметичные выводы. Внутренняя поверхность кабины оклеена теп-лозвукоизоляционным покрытием.

Система кондиционирования обеспечивает наддув и вентиляцию кабины, автоматическое поддержание давления и температуры, а также ручное ее регулирование, предохранение стекол фонаря от запотевания. От системы кондиционирования отбирается воздух для охлаждения и наддува блоков оборудования, охлаждения вооружения, наддува противоперегрузочных устройств и вентиляции костюмов членов экипажа. Воздух для системы кондиционирования отбирается за 14-й ступенью компрессора каждого двигателя. Основные агрегаты системы установлены в средней части фюзеляжа над топливным баком N 2.

Кислородная система самолета обеспечивает работу членов экипажа, одетых в высотное спецснаряжение, в течение длительного времени при полете в загерметизированной кабине до высоты практического потолка и в разгерметизированной кабине на высотах до 10 км. Кратковременно в аварийном режиме система обеспечивает питание экипажа кислородом при снижении до безопасной высоты и при катапультировании с высот до практического потолка с автоматическим переключением на питание от блока кислородного оборудования катапультного кресла.

Система аварийного покидания самолета состоит из двух катапультных кресел К-36Д (с самолета N 9-11 - К-36ДМ) Генерального конструктора ОКБ "Звезда" Г.И.Северина, систем аварийного сброса створок фонаря, разблокировки стреляющих механизмов и принудительного катапультирования членов экипажа.

Кресла К-36Д (К-36ДМ) обеспечивают спасение членов экипажа на всех режимах полета, в том числе на взлете и посадке. Максимальная перегрузка при катапультировании не превышает 20 единиц. Площадь купола парашюта составляет 60 м2. Кресла крепятся в кабине путем захвата замком опорной пяты стреляющего механизма, жестко закрепленного на кресле. При снятии, установке и катапультировании кресло свободно перемещается по направляющим рельсам кабины.

Специальное бортовое оборудование самолета Су-24 состоит из:

прицельно-навигационной системы;
радионавигационного оборудования;
радиосвязного оборудования;
аппаратуры опознавания государственной принадлежности;
аппаратуры предупреждения об облучении и радиоэлектронного противодействия;
аппаратуры контроля и регистрации параметров;
разведывательного оборудования.

Прицельно-навигационная система ПНС-24 "Пума" предназначена для решения следующих задач:

круглосуточного всепогодного обнаружения и прицельного поражения тактических наземных целей всеми видами вооружения самолета;
автономного и автоматического решения задач самолетовождения с программированием заданного маршрута;
обеспечения безопасного маловысотного полета с предупреждением столкновений и облетом наземных препятствий в вертикальной плоскости;
обеспечения прицельного поражения маломаневренных воздушных целей (транспортные, связные самолеты и т.п.) при обнаружении их визуально или с помощью теплопеленгатора.

В соответствии с решаемыми задачами прицельно-навигационная система включает в себя датчики информации, устройства ее обработки и выработки команд для управления самолетом, аппаратуру управления и индикации. В состав ПНС-24 "Пума" входят: радиолокатор переднего обзора (РПО) "Орион-А", радиолокатор предупреждения о столкновении с наземными естественными препятствиями (РПС) "Рельеф", пассивный радиолокационный пеленгатор (ПРП) "Филин", электронно-оптический визир "Чайка-1", теплопеленгатор ТП-23Е, система наведения ракеты Х-23 "Аркан" с радиокомандной линией "Дельта" и телевизионным пеленгатором "Таран", доплеровский измеритель скорости и угла сноса ДИСС-7, радиовысотомеры малых (РВ-ЗМП) и больших (РВ-18А1 "Крона") высот, малогабаритная инерциальная система МИС-П, система воздушных сигналов СВС-ПН-5-3, система автоматического управления самолетом САУ-6, система индикации с прицельно-пилотажным визиром ППВ, бортовая цифровая вычислительная система на базе БЦВМ "Орбита-10" (ЦВУ-10-058), коммуникационная аппаратура и ряд других более мелких систем.

Радионавигационное оборудование самолета обеспечивает решение задач ближней и дальней навигации и посадки в сложных метеоусловиях. В состав радионавигационного оборудования входят:

бортовая радиотехническая система ближней навигации РСБН-бс "Ромб-1К";
автоматический радиокомпас АРК-10 (на самолетах поздних серий - АРК-15М) для вождения самолета по приводным широковещательным станциям и радиомаякам;
самолетный ответчик СО-63Б, обеспечивающий решение задач управления воздушным движением в зоне аэродрома;
антенно-фидерная система (АФС) "Пион-ГТ-б", обеспечивающая работу РСБН-бс и СО-63Б;
маркерное радиоприемное устройство МРП-56П.

Радиосвязное оборудование обеспечивает радиотелефонную связь с наземными объектами на больших и малых расстояниях, командную радиотелефонную связь между самолетами в воздухе, внутреннюю связь между членами экипажа или экипажем и техническим персоналом при наземной подготовке. В состав радиосвязного оборудования самолета Су-24 входят:

командная УКВ/ДЦВ радиостанция Р-832М "Эвкалипт";
приемопередающая коротковолновая радиостанция Р-847 "Призма" (или Р-846; на самолетах с N 15-28 - Р-864), обеспечивающая радиотелефонную связь с наземными пунктами и другими самолетами;
самолетное переговорное устройство СПУ-9 для внутренней связи между членами экипажа и выхода на внешнюю связь через радиостанцию;
магнитофон МС-61 для документирования информации внешней и внутренней связи.

Аппаратура опознавания государственной принадлежности СРЗО-2М ("Кремний-2М") предназначена для проверки принадлежности обнаруженной цели к своим вооруженным силам и выдачи ответного сигнала опознавания на запрос запросчиков всех видов.

Аппаратуры предупреждения об облучении и постановки помех предназначена для обнаружения факта облучения самолета радиолокационными станциями зенитных комплексов и истребителей противника, создания активных и пассивных помех средствам наведения зенитных управляемых ракет и ракет класса "воздух-воздух". На самолете имеется станция предупреждения об облучении "Сирена-ЗМ" и станция ответных помех "Сирень", предназначенная для индивидуальной защиты самолета от поражениями управляемыми ракетами путем постановки активных помех радиолокационным станциям импульсного и непрерывного излучения. Кроме того, самолеты поздних серий оборудуются автоматическими устройствами выброса противорадиолокационных и инфракрасных патронов - дипольных отражателей и ложных тепловых целей, отстрел которых снижает вероятность успешного наведения управляемых ракет с тепловыми и радиолокационными головками самонаведения; вместо станции "Сирена" на некоторых их них устанавливалась аппаратура предупреждения об облучении "Береза" с расширенными возможностями.

Аппаратура контроля на самолете представлена системой объективного контроля и регистрации параметров полета типа "Тестер-УЗ" (до самолета N 8-11 устанавливалась аппаратура САРПП), которая предназначена для записи в полете состояния, режимов и параметров основных систем самолета и его оборудования, текущего времени и служебных данных и обеспечивает сохранение записанной информации в случае летного происшествия.

Разведывательное оборудование фронтового бомбардировщика Су-24 включает аэрофотоаппарат, установленный в средней части фюзеляжа и предназначенный для решения задач дневной воздушной фоторазведки.

Вооружение фронтового бомбардировщика Су-24 включает:

стрелково-пушечное вооружение;
неуправляемые авиационные бомбардировочные средства поражения;
неуправляемые авиационные ракеты;
управляемые авиационные ракеты классов "воздух-поверхность" и "воздух-РЛС";
управляемые ракеты класса "воздух-воздух".

Все виды вооружения, кроме встроенной пушечной установки, устанавливаются под самолетом на балочных держателях и авиационных пусковых устройствах на 8 точках подвески: четырех подфюзеляжных, двух под центропланом, и двух - под поворотными консолями крыла. Максимальная масса боевой нагрузки самолета Су-24 составляет 7000 кг. Для решения задач подготовки и выбора видов оружия, управления пуском (сбросом) авиационных средств поражения и взрывателями при различных вариантах загрузки самолета предназначена установленная на борту система управления оружием (СУО).

Стрелково-пушечное вооружение представлено встроенной установкой с шестиствольной пушкой ГШ-б-23 или ГШ-6-23М (АО-19, изделие 9А-620 или 9А-768) калибра 23 мм, имеющей боекомплект 500 снарядов. Пушка размещена на нижней поверхности фюзеляжа на стыке с правым воздухозаборником. Благодаря наличию вращающегося блока стволов получена высокая скорострельность пушечной установки, достигающая 6-9 тысяч выстрелов в минуту. Начальная скорость снаряда составляет 715 м/с, отдача -4500 кгс (44 кН), масса пушки - 73 кг. Эта же пушка используется в съемных подвижных пушечных усгановках СППУ-6. На самолет может быть подвешено три такие установки. Боекомплект СППУ-б составляет 400 снарядов, она имеет две степени свободы: оружие может отклоняться на углы до 30" вниз и до 45" в обе стороны.

Бомбардировочное вооружение самолета состоит из неуправляемых авиационных бомб калибра 1500, 500, 250 и 100 кг, разовых бомбовых кассет (РБК-500 и РБК-250), зажигательных баков (ЗБ-500), размещаемых на внешних подвесках на балочных держателях 4-й и 3-й групп. На самолет можно подвесить 3 фугасные авиабомбы ФАБ-1500 на балочных держателях БД4-У, 8 бомб ФАБ-500М-62 на балочных держателях БДЗ-У, 16 бомб ФАБ-250М-62 или 28 ФАБ-250М-54 (вариант с максимальной бомбовой нагрузкой) на многозамковых держателях МБДЗ-У6, 38 осколочно-фугасных авиабомб ОФАБ-100-120 на держателях МБДЗ-Уб.

Неуправляемое ракетное вооружение состоит из ракет калибра 57, 80, 240 и 266/340(420) мм с боевыми частями осколочного, осколочно-фугасного, кумулятивного и проникающего действия, а также специального назначения. Неуправляемые авиационные ракеты калибра 57 мм применяются из блоков УБ-32А-73, имеющих 32 пусковых ствола, и представлены НАР типа С-5М, С-5МО, С-5К, С-5КО(КП) с боевыми частями фугасного, осколочно-фугасного, кумулятивного и кумулятивно-осколочного типа соответственно, специализированных ракет осветительного (С-5-О) и противорадиолокационного (С-5П) назначения. Неуправляемые ракеты калибра 80 мм применяются из 20-ствольных блоков Б-8М и могут комплектоваться кумулятивно-осколочной (НАР С-8, С-8В, С-8А, С-8М) или фугасно-проникающей (С-8Б) боевыми частями, стреловидными поражающими элементами (НАР С-8ВС, С-8АС). Тяжелые неуправляемые ракеты типа С-24 (С-24 Б) калибра 240 мм имеют осколочно-фугасную боевую часть и применяются с авиационных пусковых устройств АПУ-68УМ2. Неуправляемые ракеты С-25 калибра 266 мм имеют надкалиберную боевую часть осколочного (С-25-О) или осколочно-фугасного (С-25-ОФ) действия диаметром 420 и 340 мм соответственно и запускаются из одноразовых устройств O-25. Одновременно на самолет может быть подвешено до 6 блоков УБ-32 и Б-8М, 4 ракеты С-24 или 6 устройств O-25 с НАР С-25.

Управляемое ударное ракетное вооружение включает тактические управляемые ракеты (УР) класса "воздух-поверхность" типа Х-23 и противорадиолокационные управляемые ракеты Х-28 и Х-58. УР Х-23 (изделие "68") имеет радиокомандную систему наведения с передачей команд управления по радиолинии "Дельта", аппаратура которой установлена на борту самолета-носителя и ракеты. Масса ракеты составляет 288 кг, максимальная дальность пуска - 10 км. Ракета комплектуется кумулятивно-осколочно-фугасной боевой частью массой 111 кг. На самолете Су-24 обеспечена возможность подвески 4 ракет Х-23 на пусковых устройствах АПУ-68УМ2. Управляемая ракета класса "воздух-РЛС" Х-28 (изделие "Д-8") имеет пассивную радиолокационную головку самонаведения, массу 715 кг и дальность пуска до 65 км, комплектуется фугасной боевой частью массой 140 кг. УР Х-58 (изделие "Д-7") имеет аналогичное назначение и систему наведения. Ракета весит 640 кг, имеет фугасную боевую часть массой 150 кг и дальность пуска до 70 км. На самолет можно подвесить две ракеты Х-28 (на пусковых устройствах ПУ-28) или две Х-58 (на авиационных катапультных устройствах типа АКУ-58-1).

Управляемое ракетное вооружение класса "воздух-воздух" состоит из двух ракет Р-55 (изделие "67") с тепловыми головками самонаведения, подвешиваемых на пусковых устройствах под поворотными пилонами подвижных частей крыла.

ЛТХ:

Модификация	Су-24
Размах крыла, м
максимальный (69 град)	17,64
минимальный (16 град)	10,37
Длина самолета, м	22,67
Высота самолета, м	5,92
Площадь крыла, м2
при угле 69 град.	51,02
при угле 16 град.	55,16
Масса, кг
пустого самолета	21200
нормальная взлетная	32300
максимальная взлетная	39700
Топливо
внутренние топливо, кг	9800
внутренние топливо, л	13000
ПТБ	4 х 1250 или 2 х 3000
Тип двигателя	2 ТРДФ НПО Сатурн АЛ-21-ФЗ
Тяга, кгс
нефорсированная	2 х 7800
форсированная	2 х 11200
Максимальная скорость, км/ч
на высоте	1700 (М=1.6)
на уровне моря	1400 (М=1.15)
Перегоночная дальность, км	3055
Боевой радиус действия, км	600
Практический потолок, м	11000
Макс. эксплуатационная перегрузка	6.5
Экипаж, чел	2
Вооружение:	одна 23-мм шестиствольная пушка ГШ-6-23М (500 патронов) Боевая нагрузка - 7000 кг на 8 узлах подвески Бомбы от 100 до 1500 кг, разовые бомбовые кассеты или контейнеры малогабаритных грузов КМГУ-2. Блоки НАР калибром от 57 до 370 мм. УР класса ╚воздух-воздух╩ Р-55 УР воздух-поверхность Х-23 и противорадиолокационные УР Х-28 и Х-58. до трех подвижных установок СППУ-6 с ГШ-6- 23М.