Текст книги "Авиация и космонавтика 2011 10"

Автор книги: Авиация и космонавтика Журнал

сообщить о нарушении

Текущая страница: 4 (всего у книги 7 страниц)

На вооружении отечественной фронтовой авиации ничего подобного к этому времени не было, хотя проработки подобного оружия, предназначенного для борьбы с работающими наземными РЛС, были выполнены еще в 1960 году.

Саму ракету Х-28 создавало ОКБ А. Березняка в подмосковной Дубне, использовавшее свой опыт по разработке аналогичных ракет для Дальней авиации. Те, однако, отличались существенно большими габаритами и весом, и принятые схемные решения оказались малоподходящими для изделия фронтового назначения. Справедливости ради, надо сказать, что проблемы с Х-28 во многом были обусловлены требованиями заказчика, порядком завышенными – военные настаивали на дальности не менее чем в 100 км, что требовало соответствующей мощной, тяжелой и габаритной головки самонаведения и использования жидкостного двигателя с хорошей энергетикой и большой продолжительностью работы. Добиться заданных характеристик иным путем тогда не представлялось возможным, и в итоге Х-28 оказалась самой габаритной и тяжелой из всего ракетного вооружения фронтовой авиации, ввиду чего возникла проблема применения уже созданного оружия из-за отсутствия подходящих носителей. Жидкостная ракета была громоздким, неудобным и проблемным в эксплуатации изделием, каким-то всеми нелюбимым.

Сама разработка изрядно затянулась, и сроки создания Х-28 оказались рекордно долгими – от начала работ и до принятия на вооружение прошло без малого полтора десятка лет. В конце концов, в 1967 году начали заводские испытания аппаратуры на самолете, а двумя годами спустя произвели первые пуски Х-28 с борта Як-28. Однако дальше дело не пошло: у Яковлева имелись сомнения в будущем задания – доработка давно уже снятых с производства Як-28 была под большим вопросом, а работать "на дядю" с перспективой сдачи дел более удачливому сопернику, каковым виделся Су-24, там не торопились.

В итоге дальнейшая отработка ракеты и головки самонаведения прошла на суховских машинах. Помимо Су-24, в составе вооружения которого изначально оговаривалось наличие Х-28, в качестве носителя ракеты решили приспособить и Су-17. Еще ранее, согласно выданного в 1970 году задания, целью ставилось дооснащение ракетами Х-28 находившихся в эксплуатации машин этого типа в авиаракетный комплекс. Решение состоялось благодаря инициативе главного конструктора Н.Г. Зырина, поддержанной руководством ОКБ. Разработкой аппаратуры целеуказания для суховских истребителей– бомбардировщиков занялось омское ЦКБ автоматики. Главным конструктором системы, получившей наименование "Метель", стал Б. Прасолов. Предполагалось также использование противорадиолокационного комплекса с ракетами Х-28 и "Метелью" на МиГ-27, однако громоздкое изделие никак не умещалось на подвеске небольшого истребителя-бомбардировщика и работы не пошли дальше проектных изысканий.

Управляемая ракета Х-28

Для выполнения работ по оснащению истребителей-бомбардировщиков ОКБ П.О. Сухого противорадиолокационными ракетами использовался один Су-7БМ. Самолет был ранее передан из состава ВВС в распоряжение ОКБ и служил для проведения ряда работ с новыми ПТБ и отработки другого оборудования. В декабре 1971 года самолет был доработан с установкой пускового устройства ПУ-28С для подвески ракеты и контейнера со станцией управления «Метель». До января 1972 года на нем выполнялись скоростные рулежки с отрывом носового колеса для уточнения возможности транспортировки крупногабаритной Х-28 под фюзеляжем с проверкой весьма небольших просветов между ракетой и ВПП. Поскольку зазор между нижней частью изделия и землей был крайне невелик, касание полосы ракетой с жидким топливом и окислителем грозило взрывом. Для оценки зазоров в хвостовой части Х-28 установили законцовку из пенопласта, которая при первом же испытании была стесана на 30–40 мм.

Потребовалось доработать подвеску, а также определить рекомендации по взлету и посадке самолета с подвешенной Х-28 с учетом угла тангажа самолета и посадочного веса. Кроме макета ракеты, в первых испытательных полетах с целью замера расстояния от Х-28 до поверхности ВПП при посадке с максимальным весом для загрузки самолета под крыло вешали ПТБ на 640 литров или новые ПТБ-1150.

24 мая 1972 года самолет был перегнан летчиком-испытателем Е.С. Соловьевым на аэродром ГНИКИ ВВС для продолжения испытаний. Первый полет с ракетой Х-28 в Ахтубинске был выполнен летчиком– испытателем А.Н. Исаковым. Через месяц после устранения мелких замечаний начались полеты с Х-28 на полигон с выполнением прицеливания и пуска ракет по радиоизлучающим мишеням. Первый результативный пуск Х-28 с "сушки" 7 июня 1972 года произвел С. Александров. Кроме А. Исакова и С. Александрова, полеты на отработку X– 28 выполняли летчики-испытатели С. Смирнов, С. Лаврентьев и В. Хомяков, сопровождающим испытания от разработчика был М. Шоев, ведущим конструктором на этих и других испытаниях от суховского ОКБ – А.А. Слезев. Данные, полученные в ходе этой работы, в дальнейшем были использованы для разработки системы подвески Х-28 под Су-1 7М.

Применительно к Су-17М работы были развернуты в соответствии с уточненными ТТЗ заказчика, предусматривавшими оснащение самолетов этого типа, начиная с 1974 года, оборудованием для применения противорадиолокационных ракет Х-28, лазерных Х-25 и ракет воздушного боя К-60 (Р-60). Отработка Х-28 и системы управления "Метель" на G/-17M велась на базе ГНИКИ ВВС в течение 1974 года. Размещение такого весьма крупного изделия, как Х-28, на подвеске истребителя-бомбардировщика оказалось непростым делом. Ракету было решено подвешивать по уже отработанной на Су-7БМ схеме – под фюзеляжем, по оси симметрии самолета, избегая проблем при боковой подвеске или подкрыльевом несимметричном размещении (рассматривался вариант такой подвески с уравновешиванием одним ПТБ на противоположном узле, сбрасываемым при пуске ракеты, но от такого подхода сразу отказались из-за сложности реализации на практике).

Ракета была достаточно большим и тяжелым изделием длиной 6 м и с размахом крыла 1,4 м, весившим в снаряженном и заправленном состоянии 715 кг. Она несла мощную фугасную боевую часть массой 157 кг с активной оболочкой. Подрыв БЧ осуществлялся взрывательным устройством по команде от контактных датчиков или оптическим неконтактным взрывателем РОВ-5, срабатывавшим на высоте около 5 м над целью, что существенно повышало эффективность поражающего действия боевой части ракеты по ажурным антенным системам и кабинам управления РЛС.

Х-28 имела двухрежимный жидкостный ракетный двигатель и при пуске с высоты 11 км при скорости носителя 1400 км/ч могла поражать цели на дальности до 90 км (максимальная дальность пуска ракеты значительно зависела от скорости носителя и высоты пуска и могла достигать 120 км). Правда, в реальной обстановке рекомендовалось производить пуски с высот от 300 до 500 м и на скорости 750-1000 км/ч, что ограничивало дальность отметкой 35–43 км, но и это было неплохо. Основные типы ЗРК противника могли быть атакованы вне пределов их зон эффективного поражения. Высота полета ракеты при пуске с высоты 300 м с "подскоком" по баллистической кривой достигала 7–8 км, а с 11000 м – 18 км. Максимальная скорость полета Х-28 достигала 2770 км/ч. За столь высокие показатели пришлось заплатить трудностями в эксплуатации – токсичные и самовоспламеняющиеся компоненты топлива требовали сложной и небезопасной системы хранения и заправки.

Для наведения на цель Х-28 оснащалась пассивной головкой самонаведения и автопилотом. Применение ракеты предусматривалось, в основном, по целям с заранее разведанным местоположением, поскольку самостоятельный поиск и уничтожение объекта для экипажа из одного человека, занятого также прочими заботами (пилотирование, штурманские задачи, боевое маневрирование и прочее) был уже избыточно сложен.

Су-17М, подготовленный к применению ракеты Х-28. Самолет оснащен контейнером с аппаратурой управления под крылом

Для управления поиском и захватом головкой самонаведения ракеты излучающих наземных РЛС, определения нахождения носителя в зоне разрешенных пусков, выдачи на ракету сигнала разрешения пуска, контроля работоспособности станции, а также сигнализации о пожаре на борту ракеты (в этом случае ее следовало немедленно сбросить аварийно) на правую внутреннюю подкрыльевую точку самолета подвешивался контейнер с аппаратурой управления «Метель». Контейнер весил 90 кг, из которых собственно на блоки аппаратуры приходилось всего 20 кг, остальное составляли система охлаждения, электроагрегаты и конструкция.

В отличие от ранее созданных систем пеленгации и целеуказания, имевших свои пассивные средства обнаружения радиолокационного излучения и достаточно громоздких, в новой, значительно более простой и легкой аппаратуре управления задействовалась головка самонаведения самой ракеты, которая и обеспечивала получение системой информации об излучающих целях. Для индикации летчику положения PЛC-цели и команд на подготовку пуска, а также для контроля работоспособности "головы" ракеты в кабине самолета устанавливался специальный пульт на месте панели управления бомбардировочным прицелом.

Задача летчика, в общем случае, сводилась к выводу самолета в район цели и, после пеленгации объекта и выполнения подготовки, занятию намеченной зоны пуска и производству стрельбы. Поиск цели при этом можно было осуществлять в диапазоне ±20° по направлению полета. Пуск ракеты мог выполняться с горизонтального полета при сопровождении цели в секторе ±5° по курсу, а определение нахождения самолета в зоне разрешенных дальностей пуска ракеты на высотах более 5 км выполнялось автоматически, с учетом информации о высоте полета и угле места цели. На высотах менее 5 км разрешенная зона определялась летчиком по скорости и времени после пролета заранее намеченного наземного ориентира. Таким образом, если в первом случае достаточно было знать только район цели, то во втором еще до вылета требовалось иметь точные координаты объекта атаки для привязки к ним наземного ориентира.

Саму ракету Су-17M нес на пусковом устройстве ПУ-28С – внушительной стокилограммовой балке, устанавливаемой под фюзеляжем самолета на узлы крепления, расположенные на шпангоутах № 20 и № 23. При пуске ракета сходила с ПУ-28С против полета при помощи толкателя, приводимого в действие пневмопистолетом, для чего устройство оборудовалось собственной воздушной системой с баллоном сжатого воздуха. Двигатель Х-28 в целях безопасности носителя запускался уже на траектории, после отхода от самолета (сам его запуск напоминал самый настоящий взрыв с многометровым хвостом пламени, грозя повреждением машины). В аварийной ситуации ракета сбрасывалась с пусковой с помощью пиропатрона. Для обеспечения подвески Х-28 потребовалось произвести некоторые доработки фюзеляжа носителя: дело было в том, что выполненная по нормальной самолетной схеме со средним расположением крыла и горизонтального оперения ракета имела достаточно высокое оперение с верхним и нижним килями. Нижняя часть киля на подвеске складывалась, поворачиваясь набок, а верхняя часть из-за небольшого "клиренса" самолета утапливалась в специальный "карман", оборудованный в одном из люков обслуживания двигателя на "брюхе" самолета.

Испытания комплекса шли далеко не гладко, хватало проблем и с доводкой аппаратуры, и с ракетой. Само пусковое устройство весом в сотню килограммов было весьма громоздким сооружением, пристроить которое на самолете оказалось непростой задачей. Поначалу ПУ– 28С с подвеской макета ракеты отрабатывали на раме, имитирующей самолет. Оснащенное колесами устройство таскали по полосе, наклоняя его так и этак на углы, соответствующие тангажу и доводившиеся до взлетных, и оценивая поведение ракеты на подвеске. Первоначальную конструкцию пусковой забраковали, поскольку ракета на взлетающем самолете находилась буквально впритирку к земле. Потребовалось вмешательство первого заместителя генерального конструктора Е.А. Иванова, в числе прочих обязанностей ведавшего летными испытаниями, чтобы убедить разработчиков конструкции переделать ее, уменьшив высоту до приемлемого значения. 15 октября 1972 года при одном из первых пусков Х-28 из-за отказа автопилота ракета сразу после схода с самолета принялась выполнять непредсказуемые маневры, крутясь вокруг собственной оси, потеряла консоль крыла и упала невдалеке от места старта. Пируэты ракеты выполняла, что называется, перед носом самолета, пилотируемого летчиком-испытателем В. Хомяковым, доставив тому несколько неприятных мгновений.

При больших размерах и, особенно, высоте Х-28 для возможности её подвески на Су-17'М в одном из двигательных люков был сделан специальный «карман», куда утапливалась часть киля ракеты

Носовая опора шасси самолета Су-17М.

В силу важности задания работы по теме велись, далеко выходя за рамки обычного рабочего времени и практически без выходных. Для ускорения работ руководство решило не ограничиваться директивными методами, принятием личных соцобязательств и тому подобными мерами, пойдя на привлечение материального стимула: в распоряжение руководителя испытательной бригады на поощрение участников были выделены 10 тысяч рублей – немалая по тем временам сумма, которой с лихвой хватило бы на покупку пары «Жигулей». Внушительное изделие собирались предъявить высшему руководству страны на «Кристалле-72» – очередном показе военной техники, планировавшемся на июль 1972 года. На демонстрации достижений особо настаивало руководство МАП, и испытательная бригада подготовила самолет с Х-28, однако, в конце концов, от затеи отказались, сочтя преждевременным выставлять не только не прошедшее испытаний, но и еще не опробованное вооружение.

Госиспытания комплекса вооружения Су-7-28 были завершены 15 ноября 1973 года, а на Су-17М они продолжались до апреля 1974 года. Такие сроки можно было оценить как весьма сжатые, с учетом новизны и сложности задачи. С первой половины того же 1974 года все выпускавшиеся Су-17М сдавались с оснащением для применения ракет Х-28. Ряд уже построенных машин Су-17М дорабатывался под комплекс Х-28 непосредственно в строю.

Располагая ракетами Х-23 и Х-28, истребители-бомбардировщики Су-17М имели практически весь набор тогдашнего управляемого вооружения фронтовой авиации. В этом отношении «су-семнадцатые» вплоть до конца 70-х годов не уступали даже фронтовым бомбардировщикам Су-24, с появлением которых связывались многочисленные надежды на обновление ударной авиации.

Уже в ходе строевой эксплуатации арсенал нового истребителя– бомбардировщика пополнили. Чтобы уменьшить разницу в оснащении и боевых возможностях и приблизить ранее выпущенные самолеты Су-17 и Су-17М по эффективности к новейшим Су-17М2 (о них речь пойдет позже), в 1974 году было принято совместное решение МАП и ВВС по дальнейшему повышению боевой эффективности этих машин. "Легкие" неуправляемые ракеты С-5 дополнили более солидными С-8 в 20-ствольных блоках Б– 8М или Б-8М1 (80 НАР в четырех блоках), начали использовать и мощные НАР С-25-О или С-25-ОФ в одноразовых пусковых 0-25, которые были приняты на вооружение в июне 1975 года. Правда, их можно было взять всего пару, так как для подвески годились лишь крайние балочные держатели – пуск с других грозил помпажом, с которым трудно было бороться даже новой системе предупреждения и ликвидации помпажа (СПП), внедренной на Су-17М с 63-й серии взамен ранее устанавливавшейся системе аварийного выключения (АО). Новая СПП срабатывала на всех высотах и скоростях полета с работающей системой СУНА при пусках НАР или управляемых ракет (в момент нажатия боевой кнопки "ПОДВЕСКИ"), а также автоматически на высотах более двух километров (независимо от скорости) и числах М более 0,65 (независимо от высоты) без стрельбы. При срабатывании системы, выдающей команду на отсечку подачи топлива в камеру сгорания двигателя на 0,3 сек (от боевой кнопки или по сигналам о превышении температуры газов за турбиной), происходило кратковременное снижение температуры газов за турбиной двигателя на 50-100 °C° и незначительное падение его оборотов с последующим их восстановлением через 4–6 секунд, тем самым предотвращая перегрев ТРДФ. В начальный период эксплуатации новой системы автоматическое восстановление исходного режима работы двигателя не было задействовано – при срабатывании СПП летчику высвечивался сигнал "ЗАПУСК" и происходил резкий провал оборотов и падение температуры газов за турбиной ТРДФ, после чего он вручную (как и при срабатывании АО) должен был перевести РУД на упор "СТОП" и произвести запуск двигателя в воздухе.

Разработка тяжелой неуправляемой авиационной ракеты С-25 была начата в КБ Точного Машиностроения согласно Постановлению Совмина от 28 августа 1965 года. Госиспытания ракет проводились на Су-17М в октябре 1974 – январе 1975 года в Ахтубинске ведущими летчиками-испытателями Н. Рухлядко и П. Кузнецовым. Кроме испытаний на боевую эффективность, оценивалась и стойкость НАР к аэродинамическому нагреву в скоростном полете, для чего мощная боевая часть ракеты защищалась зазором между ее корпусами, а двигатель – трубой одноразовой пусковой установки. Для этих испытаний в горизонтальном полете и пикировании на высотах 25 – 3000 м при скорости носителя 1200–1500 км/ч использовались весовые макеты НАР, оборудованные термодатчиками и радиотелеметрической аппаратурой.

Су-17'М одной из последних серий на аэродроме Нижнетагильского института испытания металлов

В ходе выпуска последних серий машины были введены новые, специально разработанные для Су-17 подвесные баки ПТБ-800 емкостью, по 800 л (их реальная вырабатываемая емкость была даже больше и составляла 840 л). Новые баки были приняты с учетом того, что имевшиеся ПТБ-1150 были несколько великоваты и их подвеска ощутимо сказывалась на поведении самолета, из-за чего их рекомендовалось использовать при выполнении заданий с неманевренными режимами (полеты на дальность и перегонка). Испытания прошли два варианта новых баков, емкостью 950 л и 800 л, после чего приняты были баки второго исполнения, ставшие обычным вариантом снаряжения всех модификаций Су-17. Разработали также унифицированный вариант ПТБ, состоявший из набора носовой и хвостовой частей, соединявшихся со сменной центральной секцией, с помощью которых можно было собрать бак требуемой емкости ПТБ– 800 или ПТБ-1 150, однако практического применения такой «конструктор» не получил. На самолет можно было подвесить до четырех баков типа ПТБ-800 либо комплект из пары ПТБ-1150 и двух ПТБ-800 для дальних перелетов. Подвеска одновременно четырех объемистых 1150-литровых баков не допускалась как по весовым соображениям, «зашкаливая» за допустимую четырехтонную нагрузку, но еще более с учетом неблагоприятного влияния на устойчивость и управляемость машины с габаритными «сардельками» (с появлением более совершенных модификаций самолета это ограничение пересмотрели, о чем мы еще будем говорить ниже). А еще вместо старого указателя угла атаки и сигнализатора опасных углов устанавливалась более совершенная система, выдававшая на указатель в кабине информацию о текущих и предельно допустимых значениях угла атаки и вертикальной перегрузки и предупреждавшая световым сигналом летчика о предельно допустимых значениях этих параметров. Для упрощения восприятия летчиком шкалу прибора разделили на два сектора (на прежней модели их было три, что распыляло внимание летчика) – предупреждающий с черно-желтой «зеброй», соответствующей выходу на местные углы атаки 18–24°, и красно-черный для углов 24–35°, опасных по управляемости самолета.

Постановлением Совета Министров от 11 ноября 1974 года самолет Су-17М был принят на вооружение. Выпуск "эмки" продолжался до 1975 года, когда последний, 251-й серийный самолет покинул сборочный цех.

Су-17М (зав. № 53–01) в ходе испытаний был доработан под установку аварийной ПВД на левой стороне фюзеляжа. Самолет несет четыре блока неуправляемых ракет УБ-32А и два пушечных контейнера СППУ-22

Летчик– испытатель ЛИИ МАП А.А. Муравьев

Предельные коэффициенты подъемной силы самолета Су– 17М (стреловидность крыла 63 °, без подвесок)

Производство Су-17 и Су-17М два года шло параллельно и многие новации они получали практически одновременно. Первые экземпляры «эмовского» варианта не имели третьей аэродинамической перегородки на неподвижной части крыла, а основной и аварийный приемники воздушного давления располагались, как и на Су-17 «без буквы», на которых оба приемника размещались с правой стороны фюзеляжа. Из-за этого самолет имел различные характеристики левого и правого сваливания по причине несимметричного срыва потока на больших углах атаки (самолет с выходом на срывной режим охотнее валился в левую сторону, а выводить его из-за асимметричного обтекания было сложно). После того, как в дело включились специалисты ЦАГИ Г.И. Головатюк и Н.Н. Долженко, выполнившие испытания моделей самолета в штопорной аэродинамической трубе, удалось выявить причины неприятностей со штопорными характеристиками. По их заключению, дело было в неудачном размещении штанг ПВД, сгруппированных в носовой части фюзеляжа с одной, правой, стороны и, особенно, их заделки, «парусом» выступавшей сбоку, буквально провоцируя здесь начало срыва потока. Ученые выдали рекомендации по доработке Су-17: по их мнению, обеспечить избавление машины от недостатков возможно было способом таким же простым, как и их причины, разнеся основную и аварийную ПВД симметрично.

Ведущий аэродинамик суховской фирмы И.Е. Баславский оценил рациональность решения и тут же организовал его испытания на доработанной машине, без промедления внедрив в серии. Для устранения этого явления в 1974 году в ходе выпуска Су-17М на центроплане установили третью аэродинамическую перегородку, а аварийный ПВД был вынесен с борта фюзеляжа и установлен на штанге впереди за кромкой воздухозаборника, придав самолету характерное обличье. Удачное решение было распространено и на большинство уже построенных Су-17 и Су-17М, которые прошли соответствующую доработку в 1975 – 76 годах. Минимальные скорости, на которых самолет продолжал держаться и воздухе без выхода на критический режим, за счет этих новшеств удалось уменьшить на 20–30 км/ч.

Перенос ПВД улучшил характеристики сваливания (пропала разница между левым и правым), а также привел к практически полному исчезновению путевой и поперечной разбалансировки на малых скоростях полета и увеличил коэффициент подъемной силы сваливания на 8 – 14 %. В ходе испытаний при стреловидности крыла 30° без подвесок приборная скорость сваливания в горизонтальном полете равнялась 220–240 км/ч, а при 63° – 240–260 км/ч без подвесок и 270

– 300 км/ч с подвесками. Самолет с выпущенными закрылками и предкрылками выводили на скорость 1 60 – 170 км/ч, без механизации – до 180–200 км/ч. При этом он не сваливался, а парашютировал, снижаясь с небольшой раскачкой по крену. Сваливания не происходило и при боевом маневрировании с выполнением крутых виражей и боевых разворотов. Даже в случае полной потери скорости в верхней точке фигуры самолет не сваливался, а опускал нос и пикировал с потерей скорости. При сложенном крыле допустимые скорости были несколько выше, однако летчику удавалось удерживать машину от сваливания элеронами даже с крылом на стреловидности 63о до скорости 260–310 км/ч, а подключая к работе путевое управление – и до 150–170 км/ч. Покачивание с крыла на крыло, говорившее о приближении критических углов атаки по мере падения скорости, являлось надежным сигнализирующим признаком для летчика о близости опасного режима (прибор прибором, но личные ощущения и рефлексы человеку свойственно воспринимать острее всякой другой информации). По отзывам летчика-испытателя А.Н. Квочура, Су-17 в отношении срывных и штопорных качеств прощал летчику многие ошибки, придавая больше доверия к машине и, в отличие от того же МиГ-23, не таил каких-либо неожиданно неприятных свойств.

Того же мнения придерживался и С.А. Микоян, занимавший к этому времени должность заместителя начальника ГНИКИ ВВС: "Машина вначале сваливалась на крыло без предупреждения тряской, мы тогда боролись с этим явлением. Я полетел, свалился, сделал полвитка и вывел. Потом установили вторую трубку ПВД. Все изменилось. Появилась предупредительная тряска, и вообще сваливание пропало". Большой объем работ по исследованию срывных и штопорных характеристик Су-17 провели в ЛИИ И. Волк, В. Лойчиков и В. Гордиенко.

Оценить достигнутые результаты, напрямую связанные с расширением возможностей машины, безопасностью полетов и, не в последнюю очередь, с уверенностью летчиков в технике, можно на примере сравнения с поведением МиГ-23 и МиГ-27 на таких режимах: при выходе на большие углы атаки, близкие к критическим режимам, сваливание самолета с прямым крылом, как и со сложенным на большую стреловидность, наступало уже на приборной скорости 260–290 км/ч, а при полете со скольжением в ходе выполнения маневров – и того быстрее, на меньших скоростях и углах, нося резкий характер с интенсивным развитием самовращения. В отношении поведения на срывных режимах и штопорных характеристик МиГ-23/27 были до такой степени не подарком, что это признавалось самими испытателями фирмы и являлось предметом многих полетных ограничений.

Взлет Су-17М, оснащенного двумя ПТБ на 600 литров. ВВС ЗабВО, начало 80-х годов

Су-17М из состава 189-го гвардейского апиб на рулежной дорожке аэродрома Борзя.

Причиной, по которой «обычные» Су-17 оставались в производстве и их выпуск даже превосходил «эмки», был сохранявшийся дефицит новых двигателей и проблемы с их доводкой. В 1976 году возникновение титанового пожара из-за дефекта маслосистемы привело к потере Су-17М, пилотируемого летчиком– испытателем ЛИИ А.А. Муравьевым. Выполняя задание, летчик столкнулся с полной потерей управления и неконтролируемым поведением самолета – тот словно начал кувыркаться через голову самым немыслимым образом: «Я гнал горизонтальную площадку на максимальной скорости. Должен был по программе изменить режим работы двигателя. Однако вследствие чрезмерных деформаций хвостовой части фюзеляжа и из-за масляного голодания, очевидно, заклинило главный подшипник двигателя и начался очень быстро распространяющийся титановый пожар. Этого я в полете не успел узнать, поскольку уже через полторы секунды после этого происшествия меня заставил катапультироваться сильный удар головой о бронезаголовник – спас защитный шлем, у которого был разбит полностью светофильтр, а также подтолкнули к энергичным действиям быстрые и неприятные изменения перегрузки. Высота полета при этом была 900 метров». Насколько серьезной была проблема, можно судить по тому, что из пяти Су-17М, потерянных ВВС в летных происшествиях в 1976 году, три машины разбились из-за того же разрушения компрессора двигателя в воздухе с последующим развитием пожара.

Всего в ходе испытаний к осени 1975 года были потеряны пять «Су-семнадцатых» с летчиками МАП, из них два – с гибелью летчиков. Из– за невыхода из штопора пришлось катапультироваться В. Лойчикову, на заводе в течение полугода погибли два летчика. Испытатель комсомольского завода В.А. Волк разбился на Су-17 4 октября 1972 года. Причиной явилась промашка летчика, выполнявшего самовольный пилотаж на малой высоте. Пятью месяцами спустя, 7 марта 1973 года, при сходных обстоятельствах погиб в катастрофе Су-17 заводской испытатель Г.Д. Гордейчик. Молодой летчик, недавний выпускник Школы испытателей, после выполнения основного задания занялся непредусмотренным его планом пилотажем в зоне и при очередном маневре в глубоком крене столкнулся с землей. Моральную ответственность за эти катастрофы приписали заводскому испытателю Эйсмонту, который отлично владел машиной и неоднократно выполнял "фирменный трюк", демонстрируя маневренные возможности Су-17 в пилотаже у самой земли, который буквально заставлял замирать присутствующих. На него старалась равняться и молодежь заводской испытательной станции, однако плата оказалась чрезмерной…

Тем временем появилось Постановление ЦК КПСС и Совмина СССР от 16 октября 1971 года и, следом, конкретизирующий это распоряжение Приказ Министра авиационной промышленности от 16 декабря 1971 года, которым ОКБ ставилась задача по создания экспортной модификации истребителя– бомбардировщика Су-17М. Руководство ВПК и отрасли обоснованно считали, что имевший неплохой коммерческий успех Су-7БМК на рынке требовал достойного продолжения. Решением военно-промышленной комиссии ЦК КПСС от 16 февраля 1972 года ОКБ П.О. Сухого было задано создание как новой модификации истребителя-бомбардировщика для отечественных ВВС, так и экспортного варианта уже освоенного промышленностью Су-17М. Последовал еще ряд распоряжений, а также совместных решений МАП и ВВС, устанавливавший конкретную комплектацию экспортной машины, с окончательным приказом МАП от 22 марта 1972 года, задававшим постройку и передачу на испытания двух экземпляров экспортного образца самолета. Самолеты следовало представить в разных исполнениях: Су-17МКИ, соответствующем конструктивной базе Су-17М, и Су-17МК, который должен был сочетать фюзеляж Су-17M и крыло неизменяемой стреловидности по типу Су-7Б. Оборудование и состав вооружения обеих модификаций планировались одинаковыми и несколько упрощенными по сравнению с предусмотренными для базового самолета Су-17M.

Самолет С-32МКИ (зав. № 55–01) – первый экземпляр «коммерческого» истребителя-бомбардировщика Су-20

Техническая документация по обоим вариантам экспортного самолета была выпущена ОКБ уже в 1-м квартале 1972 года. Первый экземпляр самолета экспортного исполнения был построен в Комсомольске-на-Амуре на базе одной из серийных «эмок» к осени 1972 года и, без облета на месте, доставлен на базу ОКБ П.О. Сухого в ЛИИ уже в середине ноября. 13 декабря 1972 года машина выполнила первую рулежку, а через два дня летчик-испытатель А.Н. Исаков поднял С-32МКИ (№ 55–01, «КИ» – от словосочетания «коммерческий, изменяемой стреловидности») в воздух. В серии самолет получил фирменное обозначение С-32МК и экспортное – Су-20.

Еще до первого полета, 20 ноября 1972 года, новейший самолет с выкладкой вооружения был продемонстрирован в Кубинке потенциальным покупателям – делегации ВВС Египта, произведя на тех хорошее впечатление. Поскольку самолет еще не поднимался в воздух, в Кубинку его доставили по земле, буксируя ночью по шоссе, и так же вернули на базу ОКБ в Жуковском. Поскольку базы в Жуковском и Кубинке находились в противоположных частях области, самолету пришлось проделать по подмосковным дорогам немалый путь, "накрутив" на своих колесах добрых триста километров. Всё это время в кабине, как и полагалось при буксировке, находился техник самолета, а поскольку тащить самолет разрешалось со скоростью не больше 15 км/час, ему пришлось провести там всю ночь (к сожалению, не сохранилось имя техника, согласившегося проделать такой вояж в тянущемся на буксире зачехленном секретном изделии). Для связи с "экипажем" в кабину тягача протянули шнур самолетного переговорного устройства. Транспортировку сопровождала машина-"воздушка" для подкачки воздушной системы, необходимой при торможении.