В целом, Су-17, несмотря на все его недостатки, самолет удачный. Об этом ярко говорят почти 2800 серийных машин, выпущенных в период с 1969 по 1990 год. Самолет поставлялся на экспорт в 15 стран мира. По данным Википедии, Су-17/22 все еще состоят на вооружении: Анголы – 11 Су-22, Вьетнама – 53 Су-22, Йемена – 30 Су-22, Северной Кореи – 17 Су-20, Ливии – 40 Су-20, Польши -32 Су-22, Туркменистана – 65 Су-17, Сирии – 60 Су-20, Узбекистана – 24 Су-17. Некоторые страны даже планируют их модернизацию. Например, Польша хочет модернизировать 12 Су-22М4 и 6 «спарок» Су-22УМЗ и оставить их на вооружении до 2026 г. Модернизация будет проходить на заводе Wojskowe Zaklady Lotnicze № 2. Заменять свои Су-22 поляки планируют уже ударными БПЛА.
Самолет представляет собой однодвигательный среднеплан с крылом изменяемой стреловидности, цельноповоротным стабилизатором и убираемым в полете шасси. Конструкция самолета – цельнометаллическая. Экипаж – один человек.
Фюзеляж – полумонокок круглого поперечного сечения, максимальный диаметр которого 1550 мм. Кроме стрингеров, продольный силовой набор фюзеляжа включает 6 лонжеронов. Конструктивно фюзеляж состоит из передней и хвостовой секций, которые состыкованы посредством шести пар узлов, представляющих собой фитинги на лонжеронах. В фюзеляже расположены: кабина летчика, 4 топливных бака, агрегаты самолетных систем, блоки оборудования и двигатель. Воздухозаборник двигателя – лобовой сверхзвуковой, оснащен подвижным центральным конусом и противопомпажными створками. Кабина летчика герметичная вентиляционного типа,закрыта прозрачным фонарем, состоящим из переднего неподвижного козырька и крышки, откидывающейся назад на угол 50". Открытие и закрытие фонаря производятся с помощью двух пневмоцилиндров, установленных за задней стенкой кабины. В открытом положении крышка фонаря фиксируется, и при этом разрешается рулить после посадки, если боковая составляющая ветра не более 15 м/с. В кабине установлено катапультируемое кресло КС-4-32, обеспечивающее аварийное покидание самолета в воздухе, а также на разбеге и пробеге при скоростях более 140 км/час. Перед кабиной воздушный канал разделяется на два рукава овального сечения, которые огибают кабину и соединяются далее в один канал круглого сечения. К фюзеляжу крепятся передняя стойка шасси, консоли крыла и стабилизатора, киль. Ниша убранного положения передней опоры шасси располагается под кабиной летчика. На нижней поверхности фюзеляжа имеются узлы для крепления балок подвески вооружения, подфюзеляжных топливных баков и контейнера со спецоборудованием. В зонах выходов из крыла стволов пушек к обшивке фюзеляжа приклепаны накладки из жаропрочной стали. На хвостовой секции фюзеляжа расположены четыре тормозных щитка, а под рулем направления – контейнер с тормозным парашютом. Максимальный угол отклонения тормозного щитка – 50'.
Крыло самолета – свободнонесущее, установлено под углом Г. Угол его поперечного «V» равен -3”. Консоль крыла состоит из неподвижной части (НЧК) со стреловидностью по передней кромке 63° и поворотной части (ПЧК), стреловидность которой по передней кромке изменяется в пределах от 30° (взлетно-посадочная конфигурация) до 63°. Главный шарнир (ГШ) консоли расположен на 50% полуразмаха крыла при максимальной его стреловидности. Маневрирование и полет на дальность могут производиться в промежуточной конфигурации крыла – стреловидность ПЧК по передней кромке 45°. Поворот подвижных частей крыла осуществляется специальным приводом ГМП-22, состоящим из двух соединенных между собой валом синхронизации гидромоторов с шариковинтовыми преобразователями. Этот привод работает от двух гидросистем. При падении давления в обеих системах крыло фиксируется в том положении, в котором произошел отказ.
Силовая конструкция неподвижной части крыла – однолонжеронная с подкосной балкой. На верхней поверхности каждой НЧК установлены два аэродинамических гребня, а на нижней располагаются два пилона для установки держателей подкрыльевых подвесок. Внешний пилон интегрирован с внешним аэродинамическим гребнем, а внутренний выполнен съемным. В корневой зоне каждой НЧК располагаются: отсек вооружения с пушкой НР-30, а за ним – ниша убранного положения основной опоры шасси. Часть задней кромки НЧК оснащена однощелевым выдвижным закрылком. При выпуске он отклоняется вниз на 25°.
Контейнер комплексной разведки ККР-1. Справа – его носовая часть
Разбитый Су-17М4Р (борт 50) из 48-го ОГРАП. Аэродром Скнилов 27 июля 2002 г.
Поворотная часть крыла кессонной конструкции. Ее продольный силовой набор состоит из лонжерона, присоединенного к узлу ГШ, двух стенок и стрингеров. Внутри каждой ПЧК имеется топливный бак-отсек. Вдоль передней кромки поворотной части по всему размаху располагается трехсекционный предкрылок, а вдоль задней кромки – внешний однощелевой закрылок и элерон. Угол отклонения предкрылков – 10°, внешних закрылков – до 26°. Эти закрылки выпускаются только при минимальной стреловидности ПЧК, и увеличение стреловидности при выпущенных вшешних закрылках блокируется. Элероны выполнены с осевой аэродинамической компенсацией и весовой балансировкой. Углы их отклонения +/-22°.
Хвостовое оперение свободнонесущее, состоит из цельноповоротного стабилизатора и киля с рулем направления. Стреловидность стабилизатора и вертикального оперения по линии 25% хорд составляет 55°. Угол установки стабилизатора равен -1,5°. Каждая консоль стабилизатора шарнирно закреплена на полуоси, которая ориентирована под углом 41,5° к плоскости симметрии самолета и управляется своим бустером. Углы отклонения стабилизатора – от 10,5° вверх до 26,5' вниз. На обеих консолях стабилизатора закреплены противофлаттерные грузы. Руль направления имеет весовую балансировку и отклоняется с помощью бустера в пределах +/-2Ь°. Законцовка киля выполнена радиопрозрачной, внутри размещается антенна связной радиостанции.
Шасси самолета трехопорное с носовым колесом. Основные опоры убираются поворотом к продольной оси самолета в крыло, передняя – против полета в фюзеляж. Все стойки шасси полурычажного типа с воздушно-масляными амортизаторами. На основной стойке установлено одно колесо высокого давления марки КТ-69-410Ш (размер 880x230 мм) с дисковым тормозом, на передней – одно нетормозное колесо высокого давления марки К2-106А (660x200 мм). Передняя опора шасси – управляемая. Механизмом разворота колеса (МРК)управляет летчик посредством педалей. При отключенном МРК разворот самолета осуществляется с помощью тормозов основных колес шасси.
Колея шасси – 3830 мм, база – 5376 мм.
Силовая установка. На самолете установлен один турбореактивный двигатель АЛ-21Ф-3 с форсажной камерой. Статическая тяга двигателя на максимальном режиме – 7800 кгс, на режиме полного форсажа – 11200 кгс, а удельный расход топлива – 0,86 и 1,86 кг/кгс ч, соответственно. Длина двигателя (с форсажной камерой) – 5340 мм, максимальный диаметр 1030 мм, сухая масса – 1580 кг. Двигатель-одноконтурный одновальный, включает осевой 14-ступенчатый компрессор, трубчато-кольцевую камеру сгорания с 12-ю жаровыми трубами, трехступенчатую турбину, прямоточную форсажную камеру с тремя кольцами стабилизаторов пламени и регулируемое всережимное реактивное сопло. Он оснащен гидромеханической системой автоматического управления. Запуск двигателя производится турбостартером.
Закабинный отсек БЦВМ «Орбита-22» и тормозные щитки на Су-22М4
| Основные летно-технические характеристики вариантов самолета Су-17 | ||||||
| Су-17 | Су-17М | Су-17М2 | Су-17МЗ | Су-17М4 | Су-17УМ | |
| Длина самолета с ПВД. м | 18.097 | 18.726 | 18.868 | 19.026 | 19.026 | 19.003 |
| Длина самолета без ПВД, конус убран, м | 16.417 | 17,118 | 17,400 | 17,395 | 17,395 | 17,395 |
| Высота самолета на стоянке, м | 4.962 | 4.856 | 4.856 | 4.889 | 4.889 | 4.900 |
| Площадь крыла. м²(у = 30°/63°) | 38.5/34.5 | |||||
| Размах крыла. м (у = 30°/63°) | 13.7/10.04 | |||||
| Макс. взлетная масса, кг | 16250 | 17260 | 19000 | 19470 | 19700 | 18510 |
| Пред. посадочная масса, кг | 14200 | 14400 | 14730 | 14800 | 14800 | 14800 |
| Масса пустого самолета, кг | 9950 | 9862 | 10445 | 10730 | 10670 | 10900 |
| Макс. масса нагрузки, кг | 2500 | 3800 | 4000 | 4000 | 4070 | н.д. |
| Максимальная скорость без подвесок, км/ч. на высоте 200 м- на высоте 12000 м | 12002160 | 13502230 | 13502230 | 13502120 | 13501860 | 13502020 |
| Практ. дальность полета без подвесок (Н>10000м, V=550/530 км/ч), км | 980 | 1615 | 1615 | 1650 | 1650 | 1200 |
| Потолок (с 20% остатком топлива), м | 16350 | 16500 | 14700 | 14000 | 15200 | н.д. |
| Тип двигателя | АЛ-7Ф-1-250 | АЛ-21Ф-3 | ||||
| Тяга максимал./Форсаж.. кгс | 6800/9600 | 7800/11200 | ||||