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.
Опыт эксплуатации одноместных машин показал, что в
современном воздушном бою слишком высоки нагрузки на
лётчика, вызванные необходимостью маневрирования и
одновременного управления комплексом вооружения. Эта
проблема была в полной мере применима и к Су-27.
который, к тому же. обладая внушительными запасами
топлива и. соответственно, большой продолжительностью
полёта, был способен изрядно измотать пилота ещё до
момента выполнения боевого задания.
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 (т.е. выполнять функции воздушного
командного пункта). Для этого вторую кабину требовалось
оснастить индикатором тактической обстановки и другими
приборами. Наличие второго члена экипажа
(летчика-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.
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
самолет-лаборатория Т-10У-2, оснащенный системой
дозаправки топливом в воздухе Дальние перелеты,
осуществленные на этой машине в 1987-1988 годах убедили
конструкторов в возможности улучшения боевых качеств
серийного перехватчика Су-27П.
Уже осенью 1988 года на ИАПО приступили к испытаниям
первого из этих образцов. По результатам летных
испытаний модернизированных машин было принято
правительственное решение о развертывании их серийного
производства на ИАПО под обозначением Су-30.
В отличие от одноместных Су-27П серийный Су-30
предназначался для:
завоевания господства в воздухе,
дальнего патрулирования и сопровождения самолетов
стратегической авиации,
радиолокационного дозора, наведения и управления,
обучения летного состава.
Су-30 мог решать все учебные и боевые задачи Су-27УБ и
при этом был наделен дополнительными возможностями по:
выполнению боевых действий, связанных с очень большими
дальностью и продолжительностью полета,
более эффективному управлению группой истребителей
Расширение диапазона способностей на Су-30
обеспечивалось установкой следующих новых систем
системы дозаправки топливом в полете,
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
самолета в воздухе ограничили 10 часами) Для обеспечения
пилотам комфортных условий на перехватчике установили
некоторые дополнительные устройства сервиса.
Однако в связи с экономическими трудностями и распадом
СССР серийное производство Су-30 велось очень медленно
Самолеты выпускались в небольшом количестве и поступали
в части авиации ПВО России.
На базе истребителя-перехватчика Су-30 был разработан
экспортный вариант, получивший обозначение Су-30К
(коммерческий). От самолетов, предназначенных для
использования в авиации ПВО России, машина незначительно
отличалась составом оборудования. Самолёты этого типа
впоследствии стали поставляться Индии.
Основным потребителем Су-30 должна была стать авиация
Войск ПВО, где в полной мере могла бы реализоваться
концепция самолета 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.
Самолет 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.
Самолет спроектирован по концепции «электронной
устойчивости»и не имеет традиционной механической
проводки управления в продольном канале – вместо нее
используется электродистанционная система управления (СДУ).
Шасси самолета трехопорное, убирающееся, с одним колесом
на каждой опоре.
Фюзеляж самолета интегрально сопрягается с крыломи
технологически расчленен 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.
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 ее 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 летчиков оборудованы катапультируемыми
креслами К-36ДМ 2-й серии. Перед фонарем 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 полете.
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 поперек
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 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 самолета),
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
колес основных опор шасси.
На верхней поверхности СЧФ установлен отклоняемый с
помощью гидропривода безмоментный тормозной щиток
большой (2,6 кв.м) площади. Угол отклонения щитка
(вверх) 54градуса. Выпуск тормозного щитка применяется
для уменьшения скорости в процессе захода на посадку и
при боевом маневрировании на приборных скоростях до 1000
км/ч.
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
самолета;
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.
Крыло самолета свободнонесущее. Отъемные части (консоли)
крыла имеют угол стреловидности по передней кромке 42
град. 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 кв.м.
Углы отклонения флаперонов составляют от +35 до-20
градусов, носков – 30 град. Выпуск флаперонов и
отклонение носков производится на взлетно-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.
Силовая установка самолета 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 самолета 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 самолете 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.
Рабочие места летчиков оборудованы катапультируемыми
креслами К-36ДМ 2-й серии. Перед фонарем 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 полете.
