Су-30

Су-30
Назначение:	истребитель-перехватчик
Первый полёт:	1989
Принят на вооружение:	1992
Производитель:	ОКБ Сухого
Характеристики
Экипаж:	2 чел
Макс. скорость:	2125 км/ч
Боевой радиус:	1500 км
Дальность полёта:	3500 км
Практический потолок:	17500 м
Скороподъёмность:	13800 м/мин
Размеры
Длина:	21,9 м
Высота:	6,36 м
Размах крыльев:	14,7 м
Площадь крыльев:	62 м²
Масса
Пустой:	16380 кг
Снаряжённый:	24700 кг
Макс. взлётная:	33000 кг
Силовая установка
Двигатели:	2 х АЛ-31Ф
Тяга (мощность):	2 x 12500 кгс
Вооружение
Стрелково-пушечное вооружение:	1 х 30мм, ГШ-30-1
Боезапас:	150
Кол-во точек подвески:	12
Масса подвесных элементов:	8000 кг
8 управляемых ракет средней дальности Р-27Р или Р-27ЭР, 2 Р-27Т или Р-27ЭТ с ТГС и 6 ракет ближнего боя Р-73 с ТГС Свободнопадающие бомбы массой по 500 кг (до 10 единиц) или по 250 кг (31 единица) Контейнеры КМГ-У (до 7 единиц) или блоки НАР С-13 и С-8 (до 6 единиц) Возможны различные комбинации управляемого и неуправляемого вооружения различного класса

Файл:Su-30MKI-Draft.svg

Су-30

Су-30 — российский истребитель-перехватчик (самолёт управления). По классификации НАТО носит имя "Flanker-C". Представляет собой модернизированную версию Су-27УБ.

История создания

Предпосылки

Сокращение парка самолётов истребительной авиации и повышение требований к ним, большая протяжённость воздушных границ и небольшое число имеющихся на севере России аэродромов, а также нехватка воздушных командных пунктов и самолётов дальнего радиолокационного обнаружения заставили конструкторов ОКБ Сухого заняться проектированием нового специализированного перехватчика на базе учебно-боевого самолёта Су-27УБ.

Кроме того, современные возможности бортовых электронных комплексов столь обширны, что одному лётчику в маневренном бою физически трудно реализовать их в полной мере. Для его разгрузки требовался второй член экипажа, кабина которого имела бы дублирующие рычаги управления. Присутствие второго пилота давало возможность экипажу при длительном нахождении в воздухе действовать более рационально и эффективно. Первый лётчик мог управлять самолётом и вооружением и вести ближний бой, а второй — решать задачи дальнего боя и вести наблюдение за воздушной обстановкой, а также руководить групповыми боевыми действиями (то есть выполнять функции воздушного командного пункта). Для этого вторую кабину требовалось оснастить индикатором тактической обстановки и другими приборами. Наличие второго члена экипажа (лётчика-оператора) должно было способствовать улучшению боевых возможностей машины и психологических факторов, влияющих на экипаж в длительном полете. При этом весьма насущной становилась необходимость установления на истребителе системы дозаправки топливом в воздухе.

Этапы

Работы по созданию двухместной боевой машины, обладающей этими возможностями, начались в ОКБ Сухого в середине 80-х годов. Руководителем темы был назначен И. В. Емельянов, ныне Главный конструктор ОКБ. Базовой машиной для разработки нового проекта стал Су-27УБ, имевший двухместную кабину экипажа, большой внутренний запас топлива и десять точек подвески вооружения. Непосредственным прототипом для разработки нового варианта истребителя-перехватчика послужил опытный самолёт-лаборатория Т-10У-2, оснащенный системой дозаправки топливом в воздухе. Дальние перелёты, осуществлённые на этой машине в 1987—1988 годах убедили конструкторов в возможности улучшения боевых качеств серийного перехватчика Су-27П. Для отработки новой концепции летом-осенью 1988 года на ИАПО, выпускавшем серийные Су-27УБ, силами сотрудников Иркутского филиала ОКБ Сухого (под руководством В. Макрицкого) и местных специалистов были доработаны два учебно-боевых самолета иркутской постройки, получившие в ОКБ шифры Т-10ПУ-5 и Т-10ПУ-6, а на заводе — изделие «10-4ПУ». Машины оснастили системой дозаправки в воздухе, новой системой навигации, модернизированными системами дистанционного управления (СДУ) и управления вооружением (СУВ). Оба самолета были окрашены в стандартный голубой цвет, причем первая из них имела синий бортовой номер «05», а вторая — синий «06».

Уже осенью 1988 года на ИАПО приступили к испытаниям первого из этих образцов. Прототипы новых машин облетывали летчики-испытатели ИАПО — Г. Е. Буланов, В. Б. Максименков, С. В. Макаров и Н. Н. Иванов. Дальнейшие работы проводились в ЛИИ им. М. М. Громова. По аэродинамической компоновке новый перехватчик практически ничем не отличался от своего предшественника Су-27УБ, благодаря чему он унаследовал практически все его лётно-тактические характеристики и высокую надежность в эксплуатации По результатам лётных испытаний модернизированных машин было принято правительственное решение о развертывании их серийного производства на ИАПО под обозначением Су-30.

Подготовка серийного производства поставила ряд серьезных проблем перед специалистами объединения. Работы возглавили заместитель главного инженера по конструкции Ю. П. Фаберовский, главный технолог А. А. Образцов и начальник серийно-конструкторского отдела (СКО) В. А. Гудков. Непосредственное общее руководство осуществлял главный инженер (будущий генеральный директор и президент ИАПО) А. И. Федоров. Вылет первого серийного экземпляра Су-30 (серийный № 01-01, заводской № 79371010101) состоялся 14 апреля 1992 года (летчики-испытатели Г. Е. Буланов и В. Б. Максименков). Большой вклад в испытания нового изделия внесли военный лётчик-испытатель 1-го класса полковник В. Подгорный (впоследствии удостоенный звания «Заслуженный лётчик-испытатель Российской Федерации»), и лётчики Л. Г. Смелый и А. В. Матушин.

Ценой больших усилий инженерных служб ИАПО, в особенности технологов агрегатно-сборочных и монтажно-испытательных цехов, а также конструкторов СКО был создан уникальный самолёт. В отличие от одноместных Су-27П серийный Су-30 предназначался для:

• завоевания господства в воздухе,

• дальнего патрулирования и сопровождения самолётов стратегической авиации,

• радиолокационного дозора, наведения и управления,

• обучения лётного состава.

Су-30 мог решать все учебные и боевые задачи Су-27УБ и при этом был наделён дополнительными возможностями по:

• выполнению боевых действий, связанных с очень большими дальностью и продолжительностью полёта,

• более эффективному управлению группой истребителей.

Расширение диапазона способностей на Су-30 обеспечивалось установкой следующих новых систем:

• системы дозаправки топливом в полёте,

• радиосистемы дальней навигации,

• расширенного состава аппаратуры управления групповыми действиями,

• усовершенствованной системы жизнеобеспечения.

Су-30 в полной мере сохранил пилотажные качества своих предшественников — одноместного боевого и двухместного учебно-боевого истребителей (он также способен выполнять динамическое торможение — «кобру Пугачева»), а за счет установки новых видов ракет и системы управления вооружением значительно увеличил боевую эффективность. Внутренний запас топлива (9400 кг) обеспечил дальность полета в 3600 км, а при дозаправке топливом в воздухе продолжительность полета на «тридцатке» зависела только от физиологических возможностей экипажа (после консультаций с учеными-медиками время пребывания самолёта в воздухе ограничили 10 часами). Для обеспечения пилотам комфортных условий на перехватчике установили некоторые дополнительные устройства сервиса.

Первые две серийные машины (полные заводские № 79371010101 и 79371010102) после завершения испытаний были переданы пилотажной группе А. Н. Квочура в ЛИИ (расплатилась за них страховая компания «Юпитер»). Самолёты с белыми бортовыми номерами «596» и «597» были окрашены в красно-сине-белые цвета и неоднократно демонстрировались во время различных авиашоу.

Ещё несколько серийных машин получил 148-й Центр боевого применения и переучивания лётного состава ЦБП и ПЛС авиации войск ПВО в Саваслейке. Среди этих самолётов были экземпляры с синими бортовыми номерами «50» (полный заводской № 96310107035), «52» (№ 96310107023), «53» (№ 96310104007) и «54» (№ 96310104010), а также с голубым бортовым номером «51» (№ 96310107037). Машины были выпущены ИАПО в 1994—1996 годах. Два из названных самолётов (с бортовыми номерами «52» и «54») участвовали в международном авиашоу RIAT'97. 16 июля 1997 года с промежуточного аэродрома Чкаловск Калининградской области они вылетели в Великобританию в сопровождении транспортного Ил-76. Спустя три часа группа совершила посадку в Фэйрфорде. Российские военные лётчики уверенно продемонстрировали возможности самолёта Су-30. Машины вызвали большой интерес как в ходе наземного показа, так и при выполнении полётов экипажем в составе полковника Евгения Тихомирова и подполковника Михаила Романова.

В июле 1998 года 12 пилотов 148-го ЦБП и ПЛС в составе шести экипажей (на двух истребителях-перехватчиках МиГ-31Б и четырёх серийных Су-30) под руководством заслуженного военного лётчика России, заместителя начальника Центра полковника Мартина Карапетяна участвовали в специальном совместном полёте с целью исследовать возможность боевого применения самолётов МиГ-31Б и Су-30 при полёте на максимальную продолжительность (около 10 часов) с дозаправкой топливом в воздухе, выполнением боевых стрельб на полигоне Ашулук (на юге России) и имитацией перехвата самолётов «условного противника» на севере России. Кроме перехватчиков в перелёте участвовали один самолёт дальнего радиолокационного обнаружения А-50 и два самолёта-заправщика Ил-78. А-50 патрулировали в специально отведённой зоне, следили за воздушной обстановкой на большом пространстве и сводили все истребители в единую группу. Пара МиГ-31Б, взлетевшая с аэродрома в Правдинске (севернее Нижнего Новгорода), шла в передовом эшелоне, обнаруживая своими уникальными локаторами цели на расстоянии до 200 км и передавая информацию о них пилотам самолётов Су-30. Скоростные и высокоманёвренные Су-30, следуя в 60 км за МиГ-31Б, были готовы немедленно атаковать противника. Маршрут полёта протяжённостью 8500 км был проложен по европейской части России. В течение 10 часов экипажи выполнили три дозаправки топливом. Информационная поддержка исследовательского полёта осуществлялась с борта А-50. Поставленные перед экипажами задачи отрабатывались в разных боевых порядках.

Летом 1999 года в ходе совместных командно-штабных учений истребительной и дальней авиации ВВС России летчики 148-го ЦБП и ПЛС сопровождали стратегические бомбардировщики Ту-95МС и Ту-160 в дальнем полёте на север, к острову Новая Земля. В ходе похожих научно-исследовательских учений, состоявшихся несколько ранее, в начале апреля 1999 года, экипажи перехватчиков Су-30 и МиГ-31Б провели в воздухе 8 часов, выполнив в полёте 12 дозаправок.

На базе истребителя-перехватчика Су-30 был разработан экспортный вариант, получивший обозначение Су-30К (коммерческий). От самолётов, предназначенных для использования в авиации ПВО России, машина незначительно отличалась составом оборудования. Самолёты этого типа впоследствии стали поставляться Индии.

Экспортные модификации самолёта:

• Су-30МКИ (модернизированный, коммерческий, индийский) — поставляется в Индию и другие страны;
• Су-30МКА (модернизированный, коммерческий, алжирский) — поставлялся в Алжир;
• Су-30МКМ (модернизированный, коммерческий, малазийский) — поставляется в Малайзию.

На экспортных модификациях Су-30 широко применяется оборудование иностранного производства - бортовые компьютеры, навигационное оборудование и т.д. ОКБ «Сухой» сотрудничает с поставщиками из Франции, Индии, Израиля.

Партию аналогичных истребителей пожелала закупить и Индонезия. После того, как план закупок F-16 ей не удался, ВВС Индонезии выразили намерение закупить у России до 20 самолетов Су-30К. Как считали высокопоставленные индонезийские военные, машины этого типа были наиболее экономичны, эффективны и обладали наибольшим боевым радиусом из четырёх рассмотренных типов истребителей. На первом этапе планировалось купить 12 самолётов. Переговоры по этому вопросу, однако, не были завершены. В процессе переговоров индонезийская сторона высказалась о возможности приобретения одноместного варианта Су-30, который (как уже упоминалось выше) был построен на КнААПО (Су-30КИ); переговоры в настоящее время продолжаются.

В 2006 г. Россия заключила контракт на поставку в Венесуэлу 30 боевых самолётов Су-30К. Решение о покупке самолётов у России возникло у руководства Венесуэлы после того, как появились трудности с приобретением запчастей для стареющего парка американских истребителей F-16.

Известно, что Малайзия для своих Королевских ВВС планирует закупить 18 истребителей Су-30. Базовой для новой модификации (Су-30 МКМ (модернизированный, коммерческий, малазийский)) стала индийская модель истребителя Су-30МКИ. В середине июня 2007 поставлено два самолета. Завершить поставку планируется в 2007-2008 гг.

Основным потребителем Су-30 должна была стать авиация Войск ПВО, где в полной мере могла бы реализоваться концепция самолёта дальнего перехвата и патрулирования. Но в начале 90-х годов на вооружение российских ВВС стало поступать высокоточное ракетное оружие классов «воздух-поверхность» и «воздух-корабль». Все ведущие авиационные ОКБ России включились в разработку носителей этого оружия. Аналогичные работы велись и в ОКБ Сухого.

Основные отличия от самолёта Су-27УБ:

• установлена система дозаправки топливом в полёте с выпускаемой штангой в предкабинном отсеке слева;

• установлена специальная аппаратура связи и наведения, на приборной доске задней кабины смонтирован широкоформатный телевизионный индикатор тактической обстановки.

Техническое описание:

Самолёт построен по нормальной аэродинамической схеме и имеет так называемую интегральную компоновку. Среднерасположенное трапециевидное крыло небольшого удлинения, оснащенное развитыми наплывами, плавно сопрягается с фюзеляжем, образуя единый несущий корпус. Два двухконтурных турбореактивных двигателя с форсажными камерами типа АЛ-31Ф размещены в отдельных мотогондолах, установленных под несущим корпусом самолета на расстоянии друг от друга, позволяющем избежать их аэродинамического взаимовлияния и подвешивать между ними по схеме «тандем» две управляемые ракеты. Сверхзвуковые регулируемые воздухозаборники расположены под центропланом.

Обтекатели шасси плавно переходят в хвостовые балки, служащие платформами для установки цельноповоротных консолей горизонтального оперения с прямой осью вращения, двухкилевого разнесенного по внешним бортам хвостовых балок вертикального оперения и подбалочных гребней.

Самолёт спроектирован по концепции «электронной устойчивости» и не имеет традиционной механической проводки управления в продольном канале — вместо неё используется электродистанционная система управления (СДУ). Шасси самолета трёхопорное, убирающееся, с одним колесом на каждой опоре.

Фюзеляж самолёта интегрально сопрягается с крылом и технологически расчленён на следующие основные части:

• головную часть фюзеляжа (ГЧФ) с радиопрозрачным обтекателем, створкой ниши передней опоры шасси и фонарем кабины экипажа;

• среднюю часть фюзеляжа (СЧФ) с тормозным щитком и створками основных опор шасси;

• хвостовую часть фюзеляжа (ХЧФ);

• воздухозаборники.

Головная часть

В головной части фюзеляжа цельнометаллической полумонококовой конструкции, начинающейся радиопрозрачным осесимметричным обтекателем антенны бортовой радиолокационной станции, находится носовой отсек оборудования, в котором размещены блоки радиолокационного прицельного комплекса (РЛПК) и оптико-электронной прицельной системы (ОЭПС), кабина летчика, подкабинные и закабинный отсеки оборудования, ниша уборки передней опоры шасси с одной створкой.

В носовой части обтекателя РЛС установлена штанга основного приемника воздушного давления (ПВД). Рама мотоблока радиолокационной станции вместе с антенной может поворачиваться относительно узлов её подвески на передней стенке кабины экипажа для обеспечения доступа к блокам ОЭПС.

Для доступа к антенне и мотоблоку РЛС в процессе обслуживания стыковой силовой шпангоут между носовым отсеком и радиопрозрачным обтекателем выполнен наклонным, а радиопрозрачный обтекатель с металлической юбкой — отклоняемым вверх.

Кабина экипажа, выполненная по схеме «тандем», герметизирована и имеет двухсекционный фонарь, состоящий из неподвижного козырька и общей для обоих летчиков открывающейся вверх-назад сбрасываемой части (створки).

Место заднего летчика приподнято относительно переднего, что в сочетании с большой площадью остекления фонаря обеспечивает хороший обзор обоим членам экипажа во все стороны.

Рабочие места лётчиков оборудованы катапультируемыми креслами К-36ДМ 2-й серии. Перед фонарём кабины со смещением вправо от оси самолета установлен визир оптико-локационной станции, а по бортам фюзеляжа в задней части кабины — аварийные (дублирующие) ПВД. В предкабинном отсеке слева размещена выпускаемая штанга системы дозаправки топливом в полёте.

В подкабинных отсеках (центральном и двух боковых) размещены блоки радиоэлектронного оборудования. Головную часть фюзеляжа завершает закабинный отсек, в котором на типовых амортизированных стеллажах и этажерках размещен основной объем радиоэлектронного оборудования, а также патронный ящик с боекомплектом пушки.

В закабинном отсеке головной части фюзеляжа расположена ниша передней опоры шасси, убираемой вперед; амортизационная стойка с колесом и другими элементами конструкции передней опоры укладываются в убранном положении между стеллажами радиоэлектронного оборудования.

Для защиты радиоэлектронного оборудования закабинного отсека при выпущенной передней опоре шасси от набегающего воздушного потока при взлете и посадке установлены защитные кожухи; в процессе обслуживания радиоэлектронного оборудования эти кожухи снимаются, и объем, занимаемый нишей передней опоры шасси, превращается в эксплуатационный отсек, позволяющий производить осмотр, проверку и замену стеллажей-этажерок и отдельных блоков оборудования.

К стенкам закабинного отсека примыкают правый и левый наплывы крыла (були). В правом наплыве расположена встроенная скорострельная пушка калибра 30 мм с системой подачи боезапаса, выброса гильз и сбора звеньев; патронный ящик с боезапасом установлен поперёк закабинного отсека и занимает часть наплыва и закабинного отсека у замыкающего головную часть фюзеляжа шпангоута позади передней опоры шасси. В правом наплыве выполнены специальные щели и жалюзи для охлаждения пушки, а для защиты обшивки от раскаленных газов при стрельбе в районе среза ствола установлен экран из жаропрочной стали. В левом наплыве крыла располагаются агрегаты самолетных систем и блоки радиоэлектронного оборудования.

Головная часть фюзеляжа по конструкции представляет собой цельнометаллический полумонокок с поверхностью интегральной формы, с технологическим стыком по замыкающему шпангоуту. Силовая схема головной части фюзеляжа образована поперечным набором (шпангоутами) и работающей обшивкой, подкрепленной продольным набором — стрингерами и лонжеронами.

Средняя часть

Средняя часть фюзеляжа компоновочно делится на следующие технологические агрегаты-отсеки:

• передний топливный бак-отсек, расположенный по оси симметрии самолета между головной частью фюзеляжа и центропланом; конструкция топливного бака состоит из верхней и нижней панелей, торцевых и боковых стенок и шпангоутов; на нижней поверхности бака-отсека установлены узлы стыковки с воздухозаборниками и узлы крепления пилона для подвески оружия, на верхней поверхности — узлы установки тормозного щитка и гидроцилиндра управления его выпуском и уборкой;

• центроплан (основной несущий агрегат самолёта), выполненный в виде топливного бака-отсека с тремя поперечными стенками и рядом нервюр; на торцевых нервюрах имеются гребенки для стыка с консолями крыла; на нижней поверхности центроплана расположены узлы крепления основных опор шасси, мотогондол двигателей, пилонов подвески оружия; верхняя и нижняя поверхности центроплана выполнены в виде панелей (верхняя панель — клепаная из алюминиевых сплавов, нижняя — сварная из листов и набора профилей из титанового сплава);

• гаргрот, представляющий собой силовой агрегат, предназначенный для размещения коммуникаций и установки оборудования; гаргрот расположен над передним баком-отсеком и центропланом и в сечении разделен на три части — центральную и две боковые; часть гаргрота над передним топливным баком-отсеком занята тормозным щитком и гидроцилиндром его уборки-выпуска; для защиты коммуникаций, проходящих в гаргроте под тормозным щитком, от набегающего потока воздуха при выпущенном тормозном щитке под ним установлены защитные кожухи;

• передний отсек центроплана (правый и левый), расположенный по внешним сторонам переднего топливного бака-отсека и состоящий из носков центроплана и ниш колёс основных опор шасси.

На верхней поверхности СЧФ установлен отклоняемый с помощью гидропривода безмоментный тормозной щиток большой (2.6 м²) площади. Угол отклонения щитка (вверх) 54^о. Выпуск тормозного щитка применяется для уменьшения скорости в процессе захода на посадку и при боевом маневрировании на приборных скоростях до 1000 км/ч.

Хвостовая часть

Хвостовая части фюзеляжа компоновочно делится на следующие технологические агрегаты-отсеки:

• две силовые гондолы двигателей, компоновочно разделенные на две части (средние части мотогондол и мотоотсеки);

• хвостовые балки, прилегающие к внешним бортам мотогондол и являющиеся продолжением обтекателей основных опор шасси, служащие платформой для установки оперения самолёта;

• центральную балку фюзеляжа, включающую в себя центральный отсек оборудования, задний топливный бак-отсек, законцовку центральной балки с контейнером тормозных парашютов и боковые ласты.

В средних частях гондол двигателей, расположенных под центропланом, находятся воздушные каналы двигателей; на силовом шпангоуте каждой средней части установлен замок выпущенного положения основных опор шасси, на нижней поверхности находятся узлы крепления пилона подвески оружия; в верхних внешних углах расположены агрегаты и коммуникации самолетных систем.

В мотоотсеках установлены двигатели АЛ-31Ф с верхним расположением двигательных агрегатов; между последней стенкой центроплана и двигательными агрегатами в «тени» центроплана установлены выносные коробки самолетных агрегатов — по одной в каждом мотоотсеке; на каждой выносной коробке самолетных агрегатов, соединенной карданным валом с редуктором двигательной коробки агрегатов, установлены турбостартер — автономный энергоузел типа ГТДЭ-117-1, генератор переменного тока, гидронасос и топливый насос.

К силовому шпангоуту, замыкающему мотоотсек, пристыковывается съёмный кок. Двигатель, установленный в мотоотсеке, снимается с самолета при помощи специальной тележки движением назад-вниз; для обеспечения замены двигателя хвостовой кок выполнен съемным, а последние два силовых шпангоута мотоотсека, в том числе замыкающий, — разомкнутыми. При демонтаже двигателей выносные коробки агрегатов остаются на самолете, что сокращает время замены двигателей. Эксплуатационные люки для обеспечения доступа к выносным коробкам самолетных агрегатов и основным агрегатам двигателей расположены в верхней части мотоотсеков.

Мотогондолы имеют полумонококовую схему с работающей обшивкой, подкреплённой поперечным набором (шпангоутами) и продольным набором (стрингерами).

Задняя часть хвостовых балок (левой и правой) выполнена силовой, на её верхней поверхности оборудованы узлы крепления вертикального оперения и установлены бустеры стабилизатора, на нижней поверхности — узлы крепления подбалочных гребней, а на торцах — узлы подвески и привода горизонтального оперения. В левой и правой балках перед их силовой частью размещены отсеки самолётного оборудования. В центральном отсеке центральной хвостовой балки расположены агрегаты самолетного оборудования и систем силовой установки.

Центральная балка имеет две торцевые и три промежуточные силовые стенки, соединяющие между собой силовые шпангоуты разнесённых гондол двигателей; на нижней поверхности центральной балки установлены узлы крепления пилона подвески вооружения.

В законцовке центральной балки размещена парашютно-тормозная установка. Для обеспечения выброса тормозных парашютов крышка законцовки откидывается вверх. В процессе производства в конструкцию самолета был внесён ряд изменений, в частности был удлинён и расширен кормовой ласт, в котором были размещены устройства выброса пассивных помех.

Воздухозаборники

Регулируемые воздухозаборники двигателей прямоугольного сечения размещены под наплывом крыла и оснащены выпускаемой сеткой, предотвращающей попадание в двигатели посторонних предметов на взлетно-посадочных режимах. Расположение поверхности торможения воздухозаборника — горизонтальное, клин торможения отодвинут от поверхности несущего корпуса, а между крылом и клином образованы щели для слива пограничного слоя.

Механизация воздухозаборников — подвижные панели регулируемого клина и жалюзи подпитки на нижней поверхности. Регулируемый трёхступенчатый клин воздухозаборника состоит из связанных между собой передней и задней подвижных панелей. Передняя панель представляет собой вторую и третью ступени клина торможения воздухозаборника, задняя подвижная панель образует собой подвижную верхнюю стенку загорлового диффузора воздушного канала. Защитная сетка в убранном положении находится на нижней поверхности канала воздухозаборника. Выпуск сетки осуществляется против потока, ось вращения расположена за горлом в диффузорной части канала.

Жалюзи подпитки расположены с внешней стороны нижней поверхности воздухозаборника в зоне размещения защитной сетки. Жалюзи выполнены «плавающими», то есть открывающимися и закрывающимися под действием перепада давления. Они могут открываться как при убранной сетке, так и при выпущенной. Оптимальное торможение сверхзвукового потока в диффузоре воздухозаборника обеспечивается установкой его регулируемых элементов в расчётное положение автоматической системой регулирования воздухозаборника типа АРВ-40А. На боковой поверхности воздухозаборников установлены антенны станции предупреждения об облучении.

Крыло

Крыло самолёта свободнонесущее. Отъёмные части (консоли) крыла имеют угол стреловидности по передней кромке 42^о. Удлинение крыла 3.5, сужение — 3.4. Механизация представлена отклоняемыми флаперонами площадью 4.9 м², выполняющими функции закрылков и элеронов, и двухсекционными поворотными носками площадью 4.6 м². Углы отклонения флаперонов +35…-20^о, носков — 30^о. Выпуск флаперонов и отклонение носков производится на взлётно-посадочных режимах, а также при маневрировании с приборными скоростями до 860 км/ч.

Конструктивно каждая консоль крыла состоит из силового кессона, носовой и хвостовой частей, механизации и законцовки. Силовой кессон состоит из трех стенок, верхней и нижней панелей и нервюр. Часть кессона выполнена герметичной и образует топливный бак-отсек. Верхняя и нижняя панели кессона сборные. Носовая часть консоли расположена между передним лонжероном и кессоном и предназначена для размещения коммуникаций и агрегатов управления поворотным носком. Хвостовая часть между кессоном и задней стенкой служит для размещения коммуникаций и агрегатов управления флапероном.

На усиленных нервюрах каждой консоли имеются узлы установки трёх пилонов для подвески вооружения. На торцах законцовки крыла установлена гребенка для крепления ещё одного пускового устройства для управляемых ракет класса «воздух-воздух» ближнего боя. Вместо последнего на торцы крыла могут устанавливаться контейнеры с аппаратурой РЭП. Двухсекционный поворотный носок навешен на консоль на петлевых опорах при помощи шомполов. Конструктивно носок состоит из обшивки и силового набора, состоящего из лонжерона и диафрагм. Односекционный поворотный флаперон навешивается на консоль на кронштейнах хвостовой части крыла и управляется гидроцилиндрами.

Силовая установка

Силовая установка самолёта состоит из двух двухконтурных турбореактивных двигателей с форсажными камерами АЛ-31Ф, воздухозаборников с регулируемыми панелями, створками подпитки, воздушными каналами, системой управления АРВ-40А и системой защиты двигателей от попадания посторонних предметов, систем охлаждения, дренажа и суфлирования двигателей, выносных коробок агрегатов с газотурбинными стартерами — энергоузлами ГТДЭ-117-1, топливной системы системы пожаротушения и системы контроля двигателей.

Вооружение

Вооружение самолёта подразделяется на стрелково-пушечное и ракетное. Стрелково-пушечное вооружение представлено встроенной автоматической скорострельной одноствольной пушкой калибра 30 мм типа ГШ-301, установленной в наплыве правой половины крыла, с боекомплектом 150 патронов. Ракетное вооружение размещается на авиационных пусковых устройствах (АПУ) и авиационных катапультных устройствах (АКУ), подвешиваемых на 10 точках: 4 — под консолями крыла, 2 — под законцовками крыла, 2 — под гондолами двигателей и 2 — под центропланом между мотогондолами (по схеме «тандем»).

На самолёте может быть подвешено до 6 управляемых ракет «воздух-воздух» средней дальности типа Р-27 с полуактивными радиолокационными (Р-27Р) или тепловыми (Р-27Т) головками самонаведения, а также их модификации с увеличенной дальностью полета (Р-27ЭР, Р-27ЭТ). На четырех подкрыльевых узлах могут быть подвешены управляемые ракеты ближнего маневренного боя с тепловыми головками самонаведения типа Р-73.

Ссылки

• Авиационная энциклопедия «Уголок неба»
• Су-30 над Латинской Америкой