Четверть века назад Генеральным конструкторам П.О.Сухим была одобрена идея создания легкого самолета-штурмовика (ЛСШ) и дано указание на проведение работ по формированию облика самолета.-прообраза ныне всимирно известного штурмовика СУ-25 и его многочисленных модификация.

Идея создания специализированного штурмовика ,предназначенного для непосредственной авиационной поддержки сухопутных войск на поле боя ,сформировалась на основе всестороннего анализа:

-опыт применения штурмовой авиации во II-й мировой войне и локальных конфликтах пятидесятых шестидесятых годов;

-состояние парка и боевых возможностей зарубежной и отечественной тактической авиации-как использовавшейся ,так и предназначавшейся для решения штурмовых задач;

состава и характеристик объектов сухопутных войск (СВ) вероятного противника на поле боя и в ближней тактической глубине;

организации системы противовоздушной обороны (ПВО) СВ и ее характеристик ;

-американской программы AX по созданию самолета- штурмовика непосредственной поддержки сухопутных войск (уже в ходе разработки проекта)

Анализ убедительно свидетельствовал о необходимости проведения работ по созданию специализированного штурмовика.

АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА

По своей аэродинамической компоновке штурмовик Су-25 - самолет, выполненный по нормальной аэродинамической схеме, с высоко расположенным крылом.

Аэродинамическая компоновка самолета настроена на получение оптимальных характеристик на дозвуковых скоростях полета.

Крыло самолета имеет трапецевидную форму в плане, с углом стреловидности по передней кромки 20 градусов, с постоянной относительной толщиной профиля по размаху крыла. Крыло самолета имеет площадь плановой проекции 30,1 м.кв. Угол поперечного V крыла составляет - 2,5 градуса.

Выбранные законы по размаху крутки и кривизны профиля обеспечили благоприятное развитие срыва потока на больших углах атаки, которое, которое начинается вблизи задней кромки крыла в его средней части, что приводит к значительному увеличению момента на пикировании и естественным образом препятствует попаданию самолета на закритические углы атаки.

Нагрузка на крыло выбрана из условий обеспечения полета у земли в условиях турбулентной атмосферы не скоростях вплоть до максимальной скорости полета.

Так как исходя из условий полета в турбулентной атмосфере нагрузка на крыло достаточно высока, то для обеспечения высокого уровня взлетно-посадочных и маневренных характеристик необходима эффективная механизация крыла. Для этих целей на самолете реализована механизация крыла, состоящая из выдвижных предкрылков и двухщелевых трехсекционных (маневр-взлет-посадка) закрылков.

Приращение момента от выпущенной механизации крыла, парируется перестановкой горизонтального оперения.

Установка на концах крыла контейнеров (гондол), в хвостовых частях которых расположены расщепляющиеся щитки, позволила увеличить величину максимального аэродинамического качества. Для этого оптимизирована форма поперечных сечений контейнеров и место их установки относительно крыла. Продольные сечения контейнеров представляют собой аэродинамический профиль, а поперечные сечения - овальные с уплотненной верхней и нижней поверхностями. Испытания в аэродинамических трубах подтвердили расчеты аэродинамиков на получение при установке контейнеров более высоких значений

макси-мального аэродинамического качества.

Тормозные щитки, установленные в крыльевых контейнерах, удовлетворяют всем стандартным требованиям к ним - увеличению сопротивления самолета не менее чем вдвое, при этом их выпуск не приводит к перебалансировке самолета и уменьшению его несущих свойств. Тормозные щитки выполнены расщепляющимися, что позволило увеличить их эффективность на 60%.

На самолете применен фюзеляж с боковымим нерегулируемыми воздухозаборниками с косым входом. Фонарь с плоским лобовиком плавно переходит в гаргрот, расположенный на верхней поверхности фюзеляжа. Гаргрот в хвостовой части фюзеляжа сливается с хвостовой балкой, разделяющей гондолы двигателей. Хвостовая балка - платформа для установки горизонтального оперения с рулем высоты и однокилевого вертикального оперения с рулем направления. Хвостовая балка заканчивается контейнером парашютно-тормозной установки (ПТУ).

Аэродинамическая компоновка штурмовика Су-25 обеспечивает:

- получение высокого аэродинамического качества в крейсерском полете и больших коэффициентов подъемной силы на режимах взлета и посадки, а также на маневрировании;

- благоприятное протекание зависимости продольного момента по углу атаки, что препятствует выходу на большие закритические углы атаки и, тем самым, повышает безопасность полета;

- высокие маневренные характеристики при атаке наземных целей;

- приемлемые характеристики продольной устойчивости и управляемости на всех режимах полета;

- установившийся режим пикирования с углом 30 градусов при скорости 700 км/час.

Высокий уровень аэродинамического качества и несущих свойств обеспечили возможность возвращения самолета с большими повреждениями на аэродром.

КОМПОНОВКА И КОНСТРУКЦИЯ ФЮЗЕЛЯЖА

Фюзеляж самолета имеет эллипсовидное сечение, выполнен по схеме полумонокок. Конструкция фюзеляжа сборно-клепанная, с каркасом, состоящим из продольного силового набора - лонжеронов, балок, стрингеров и поперечного силового набора - шпангоутов. Технологически фюзеляж разделяется на следующие основные части:

- головную часть фюзеляжа с откидным носком, откидной частью фонаря, створками передней опоры шасси;

- среднюю часть фюзеляжа со створками главных опор шасси ( к средней части фюзеляжа крепятся воздухозаборники и консоли крыла);

- хвостовую часть фюзеляжа, к которой крепятся вертикальное и горизонтальное оперение.

Контейнер тормозного парашюта представляет собой законцовку хвостовой части фюзеляжа.Эксплутационных разъемов фюзеляж самолета не имеет.

В конструктивно-компановочном плане головную часть самолета можно разделить на следующии отсеки:

-носовую часть фюзеляжа,расположенную перед кабиной и представляющую из себя негермитичный водозащещенный отсек радиоэлектронного оборудования,имеющую сборно-клепную конструкцию и не разъемный стык с кабиной.Для обеспечения

доступа к радиоэлектронному оборудования,размещенного в отсеке,на боковых поверхностях носовой части физюляжа выполнены быстросъемные люки,а в передней части откидной носок ,который откидывается вверх ,а в закрытом виде фиксируется с помощи направляющих штырей и замков;

кабину с фонарем летчика ,изготовленную из тетановых плит,сваренных между собой.В стенках кабины имеются отверстия для прохода коммуникаций и гнезда для такелажных узлов.На полу кабины установлена поперечная балка,воспренемающая нагрузку от узлов крепления подкоса передней опоры шасси.На задней стенки кабины установлены направляющие рельсы кресла. В кабине установлены приборные доски и пульты,органы управления самолетом и двигателем,катапультное кресло летчика.На левом борту самолета установлена откидная подножка,ниша которая имеет коробчетое сечение.Кабина выполнена негерметичной,пылезащещенной с избыточным давлением 0,03-0,05 атмосфер.Плита авиационной титановой брони,из которых сварена кабина имеет толщину от 10 до 24 мм.Потери избыточного давления в кабине сведены до минимум за счет герметизации швов и стыков, уплотнение выходов тяг и трубопроводов;ненадувного уплотняющего шланга по всему периметру разъема на откидной части фонаря;