Изобретение относится к авиации, а именно к воздухозаборникам силовых установок сверхзвуковых самолетов. Сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник содержит вход, представляющий собой систему торможения потока - сверхзвуковой диффузор (22), состоящий из двух многоступенчатых стреловидных клиньев торможения (7) и (20), образующих двугранный угол, обечайку, также образующую двугранный угол, при этом все кромки входа лежат в одной плоскости, горло воздухозаборника, расположенное за системой торможения, и за ним дозвуковой диффузор (23). При виде спереди вход воздухозаборника имеет форму прямоугольника или параллелограмма. Количество ступеней на стреловидных клиньях (7) и (20) может не совпадать, а также может не совпадать их стреловидность между собой и соответствующими кромками входа. Все ступени, кроме первой, одного из двух многоступенчатых стреловидных клиньев (7) и (20) выполнены с возможностью поворота вокруг оси, расположенной в месте пересечения первой и второй ступеней упомянутого клина, с образованием подвижной передней панели (11). В дозвуковом диффузоре расположена подвижная задняя панель (12). Обеспечивается устойчивая работа двигателя на всех режимах полета вплоть до числа Маха М=3.0. 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

Рисунки к патенту РФ 2472956

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборникам силовых установок сверхзвуковых самолетов. Преимущественной областью применения изобретения являются самолеты с ТРДД с максимальным числом Маха не более 3-х.

Создание малозаметного в РЛ-диапазоне летательного аппарата (ЛА) подразумевает, что форма всех его элементов способствует снижению уровня эффективной площади рассеяния (ЭПР) ЛА. Это относится и к форме входа воздухозаборника двигателя. Для достижения желаемого результата все кромки воздухозаборника должны иметь стреловидность и быть параллельны каким-либо элементам ЛА (кромкам крыла, оперения и др.). Создание такого сверхзвукового воздухозаборника для числа Маха М>2.0, обладающего высокими внутренними характеристиками, является нетривиальной задачей.

Известен сверхзвуковой регулируемый плоский (двухмерный) воздухозаборник, торможение потока в котором осуществляется на регулируемом многоступенчатом прямом клине в серии косых скачков уплотнения. Для улучшения характеристик воздухозаборника на клине может выполняться перфорация, а в области горла - поперечная щель слива пограничного слоя (Ремеев Н.Х. Аэродинамика воздухозаборников сверхзвуковых самолетов. Изд. ЦАГИ, г. Жуковский, 2002 г., 178 с.).

К аналогам можно отнести сверхзвуковой воздухозаборник самолета F-22, в котором реализована схема пространственного сжатия сверхзвукового потока (Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов, под ред. Г.С.Бюшгенса. - М.: Наука. Физматлит, 1998). Для уменьшения РЛ-заметности самолета F-22 воздухозаборник выполнен с приданием стреловидности всем кромкам входа. На виде спереди вход в воздухозаборник имеет форму параллелограмма. Воздухозаборник имеет по одной ступени торможения на перфорированных вертикальном и горизонтальном клиньях, створки перепуска воздуха в канале. Канал воздухозаборника имеет S-образную форму. Возможность регулирования площади минимального проходного сечения (горла) отсутствует. К недостаткам можно отнести отсутствие регулирования горла воздухозаборника самолета F-22. По этой причине его характеристики на сверхзвуковых режимах полета ниже уровня, характерного для регулируемых воздухозаборников (Системный анализ технического облика самолета F/A-22 «Рэптор», отчет ФГУП «ГосНИИАС» № 68 (15396), 2005). По-видимому, воздухозаборник не рассчитан на полет с числом Маха более М=2.0 (Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов, под ред. Г.С.Бюшгенса. - М.: Наука. Физматлит, 1998).

В качестве прототипа изобретения принят воздухозаборник, содержащий вход в воздухозаборник, представляющий собой систему торможения потока - сверхзвуковой диффузор, состоящий из двух многоступенчатых стреловидных клиньев торможения, образующих двугранный угол, обечайку, также образующую двугранный угол, при этом все кромки входа лежат в одной плоскости, горло воздухозаборника, расположенное за системой торможения, и за ним - дозвуковой диффузор (RU 2343297 C1). В прототипе реализуется пространственное торможение потока за счет использования V-образного клина (т.е. двух примыкающих друг к другу стреловидных клиньев, ориентированных друг к другу на виде спереди под тупым углом) и управление площадью горла при помощи двух пар регулируемых панелей. Воздухозаборник выполнен с приданием стреловидности всем кромкам входа. При регулировании каждой пары панелей между их смежными торцевыми сторонами возникают поперечные щели, а между их боковыми сторонами возникают продольные щели как по стыкам с боковыми стенками, так и по стыкам друг с другом. Щели служат для уменьшения неблагоприятного влияния пограничного слоя на характеристики воздухозаборника, в т.ч. пограничного слоя, нарастающего вдоль двугранного угла. Данное техническое решение имеет следующие недостатки:

Регулирование воздухозаборника не обеспечивает необходимую площадь горла на дозвуковых и малых сверхзвуковых скоростях полета, т.к. амплитуда перемещения подвижных панелей мала. В противном случаем возникают упомянутые щели неприемлемых размеров. Это означает, что воздухозаборник не обеспечивает работу ТРДД во всем эксплуатационном диапазоне скоростей и не является многорежимным,

Технически сложная реализация регулирования воздухозаборника.

Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в обеспечении с помощью регулирования угла раствора ступеней одного из стреловидных клиньев и минимальной площади проходного сечения воздухозаборника устойчивой работы двигателя на всех режимах полета вплоть до числа Маха М=3.0 с коэффициентом восстановления полного давления на входе в двигатель на уровне не ниже типового для регулируемых плоских воздухозаборников и суммарной неоднородностью потока ниже максимально допустимой величины (Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов, под ред. Г.С.Бюшгенса. - М.: Наука. Физматлит, 1998). При этом за счет параллелограммной формы входа воздухозаборника на виде спереди и придания всем его кромкам стреловидности должно достигаться снижение РЛ-заметности объекта, на котором он установлен. Наибольший эффект снижения РЛ-заметности будет достигаться в случае, когда кромки воздухозаборника параллельны каким-либо элементам объекта (передним или задним кромкам крыла, оперения и др.).

Указанный технический результат достигается тем, что в сверхзвуковом регулируемом воздухозаборнике, содержащем вход в воздухозаборник, представляющий собой систему торможения потока - сверхзвуковой диффузор, состоящий из двух многоступенчатых стреловидных клиньев торможения, образующих двугранный угол, обечайку, также образующую двугранный угол, при этом все кромки входа лежат в одной плоскости, горло воздухозаборника, расположенное за системой торможения, и за ним - дозвуковой диффузор, при виде спереди вход воздухозаборника имеет форму прямоугольника или параллелограмма с произвольным соотношением его высоты и длины соответствующей стороны, количество ступеней на стреловидных клиньях может не совпадать, а также может не совпадать их стреловидность между собой и соответствующими кромками входа, все ступени, кроме первой, одного из двух многоступенчатых стреловидных клиньев выполнены с возможностью поворота вокруг оси, расположенной в месте пересечения первой и второй ступени упомянутого клина, с образованием подвижной передней панели, при этом в дозвуковом диффузоре расположена ответная подвижная задняя панель, являющаяся частью дозвукового диффузора, и выполненная с возможностью поворота вокруг оси, расположенной в зоне заднего торца этой панели, причем при синхронном повороте передней и задней панели между ними образуется поперечная щель, форма которой близка к прямоугольной.

За косыми скачками уплотнения от клиньев торможения может быть организован перепуск воздуха во внешний поток в области двугранного угла, образованного обечайкой.

На неподвижном стреловидном клине в области горла возможно размещение дополнительной поперечной щели, закрываемой поворотной створкой.

При виде спереди возможно выполнение округления или подрезки углов входа воздухозаборника, кроме угла, образованного стреловидными клиньями.

В дозвуковом диффузоре возможно наличие отверстий, закрываемых створками подпитки.

В кромке входа воздухозаборника в области двугранного угла, образованного обечайкой, может быть выполнен вырез.

В обечайке могут быть выполнены отверстия произвольной формы. На клиньях торможения может быть выполнена перфорация.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник при виде снизу; на фиг.2 - сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник - вид сбоку; на фиг.3 - сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник - вид спереди; на фиг.4 - сечение А-А фиг.1; на фиг.5 - схема торможения потока в сверхзвуковом регулируемом воздухозаборнике на расчетном режиме полета.

Сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник содержит следующие элементы:

1 - кромка клина торможения, содержащего переднюю регулируемую панель,

2 - кромка неподвижного клина торможения,

3, 4 - кромки обечайки,

5 - канал воздухозаборника,

6 - цилиндрический участок,

7 - клин торможения, содержащий переднюю регулируемую панель,

8 - створки подпитки воздухом,

9 - ось поворота передней регулируемой панели 11,

10 - ось поворота задней регулируемой панели 12,

11 - передняя регулируемая панель в положении максимального горла (положение минимального горла показано пунктирной линией),

12 - задняя регулируемая панель в положении максимального горла (положение минимального горла показано пунктирной линией),

13 - поперечная щель между передней и задней регулируемыми панелями для слива пограничного слоя,

14 - линия излома между первой и второй ступенями клина торможения 7, содержащего переднюю регулируемую панель,

15 - линия излома между первой и второй ступенями неподвижного клина торможения,

16 - линия излома между второй и третьей ступенями клина торможения 7, содержащего переднюю регулируемую панель,

17 - подрезка двугранного угла, образованного обечайкой,

18 - скругление входа в месте сочленения клина торможения 7, содержащего переднюю регулируемую панель, и обечайки,

19 - подрезка двугранного угла, образованного неподвижным клином торможения 20 и обечайкой,

20 - неподвижный клин торможения 20,

21 - створка, регулирующая дополнительную поперечную щель в районе горла на неподвижном клине торможения 20,

22 - сверхзвуковой диффузор (система торможения),

23 - дозвуковой диффузор,

24 - косой скачок уплотнения от первых ступеней стреловидных клиньев 7 и 20,

25 - косой скачок уплотнения от вторых ступеней стреловидных клиньев 7 и 20,

26 - косой скачок уплотнения от третьих ступеней стреловидных клиньев 7 и 20,

27 - замыкающий прямой скачок уплотнения,

28 - область перепуска за косыми и прямым скачками уплотнения для увеличения диапазона расхода воздуха через воздухозаборник, в котором обеспечивается его устойчивая работа.

Форма входа воздухозаборника при виде спереди - параллелограмм или его частный случай - прямоугольник с произвольным соотношением его высоты и длины соответствующей стороны. У входа воздухозаборника возможно наличие подрезок 17 и 19 или округление углов 18, кроме угла, образованного стреловидными клиньями 7 и 20. Кромки входа воздухозаборника лежат в плоскости, ориентированной к направлению потока под острым углом. Таким образом, все кромки входа имеют стреловидность.

Сверхзвуковой диффузор 22 представляет собой систему торможения потока, состоящую из пары стреловидных клиньев 7 и 20, образующих двугранный угол и обечайки (3, 4 - кромки обечайки). Стреловидные клинья 7 и 20 имеют не менее одной ступени, при этом количество ступеней на этих клиньях может не совпадать. В качестве примера на фиг.1, 2, 3, 4 изображен воздухозаборник, у которого на одном стреловидном клине три ступени, а на втором - две. Изломы соответствующих ступеней стреловидных клиньев 14, 15, 16 пересекаются в точке, лежащей на линии пересечения поверхностей соответствующих ступеней клиньев 7 и 20, образующих двугранный угол. Углы стреловидности ступеней на каждом из стреловидных клиньев 7 и 20 могут отличаться от угла стреловидности кромки соответствующего клина, а также между собой. Углы раствора ступеней стреловидных клиньев 7 и 20 определяются при построении системы торможения из условия создания от каждой пары соответствующих ступеней клиньев единого косого скачка уплотнения заданной интенсивности, т.е. используются принципы газодинамического конструирования (Щепановский В.А., Гутов Б.И. Газодинамическое конструирование сверхзвуковых воздухозаборников. Наука, Новосибирск, 1993). Обечайка также, как и стреловидные клинья 7 и 20, образует двугранный угол. Характерной особенностью является такая ориентация обечайки, при которой она дополнительно тормозит поток, т.е. обечайка не ориентирована по линиям тока за скачками уплотнения от стреловидных клиньев 7 и 20. Угол поднутрения обечайки может быть переменным. В области двугранного угла, образованного обечайкой, возможна организация выреза в кромке входа воздухозаборника, а в самой обечайке возможно размещение отверстий произвольной формы.

Передняя регулируемая панель 11 содержит ступени одного из стреловидных клиньев, кроме первой, и поворачивается относительно оси 9, расположенной в месте пересечение первой и второй ступени клина 7. Задняя регулируемая панель 12 является частью дозвукового диффузора 23 и поворачивается вокруг пространственно расположенной оси 10. Ось проходит над задним торцом панели.

При регулировании воздухозаборника передняя 11 и задняя 12 регулируемые панели, вращаясь, одновременно изменяют свое положение в соответствии с заданным законом, при этом изменяется площадь горла воздухозаборника, угол раствора подвижных ступеней стреловидного клина 7, а также возможно образование поперечной щели 13 для слива пограничного слоя между передней и задней регулируемой панелями. Ось вращения 10 задней регулируемой панели 12 ориентирована таким образом, что при регулировании панелями упомянутая поперечная щель 13 имеет форму, близкую к прямоугольной. На неподвижном стреловидном клине 20 в области горла возможно размещение дополнительной поперечной щели слива пограничного слоя, закрываемой створкой 21. На некоторых ступенях стреловидных клиньев 7 и 20 может быть выполнена перфорация для отсоса, накапливающегося на этих ступенях, пограничного слоя с целью предотвращения его попадания в двигатель.

Упомянутые щели и перфорация способствуют улучшению характеристик воздухозаборника на сверхзвуковых скоростях за счет предотвращения попадания сильно турбулизированного пограничного слоя в двигатель.

В дозвуковом диффузоре 23 возможно наличие створок подпитки воздухом 8, обеспечивающих доступ внешнего потока воздуха, обтекающего воздухозаборник, в дозвуковой диффузор. Створки подпитки 8 способствуют повышению характеристик воздухозаборника на малых скоростях (взлетных режимах и режимах полета на больших углах атаки).

Заявляемый сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник работает следующим образом.

На дозвуковых скоростях полета регулируемые панели воздухозаборника находятся в убранном положении 11 и 12, обеспечивая площадь горла, при которой в канале 5 отсутствуют сверхзвуковые скорости потока.

На сверхзвуковых скоростях полета эффективность силовой установки самолета связана с эффективностью торможения потока в воздухозаборнике.

Торможение сверхзвукового потока в воздухозаборнике рассматриваемой схемы происходит в скачках уплотнения 24, 25, 26, возникающих при обтекании потоком стреловидных клиньев 7 и 20 системы торможения.

С увеличением скорости полета до сверхзвуковой регулируемые панели (передняя 11 и задняя 12) синхронно отклоняются от положения, соответствующего дозвуковому полету. При отклонении передней панели 11 увеличиваются углы раствора ступеней клина 7, что приводит к увеличению интенсивности торможения потока в скачках уплотнения от этих ступеней. При отклонении задней панели 12 уменьшается площадь горла. Увеличение интенсивности торможения потока и уменьшение площади горла положительно сказывается на характеристиках воздухозаборника.

При достижении расчетной (обычно максимальной) скорости полета в сверхзвуковом диффузоре 22 реализуется расчетная схема течения (фиг.5), в которой от каждой пары соответствующих ступеней клиньев 7 и 20, образующих двугранный угол, возникают пространственные скачки уплотнения 24, 25, 26. Система торможения - сверхзвуковой диффузор 22, соответствующая расчетной конфигурации, проектируется с помощью принципов газодинамического конструирования (Щепановский В.А., Гутов Б.И. Газодинамическое конструирование сверхзвуковых воздухозаборников. Наука, Новосибирск, 1993).

На скоростях полета меньше расчетной в системе торможения воздухозаборника схема течения отличается от расчетной.

Торможение потока до дозвуковой скорости осуществляется в прямом замыкающем скачке уплотнения 27, который должен располагаться на входе в воздухозаборник за косыми скачками уплотнения. Окончательно дозвуковой поток тормозится в дозвуковом диффузоре 23 и потребляется двигателем.

Устойчивая работа воздухозаборника на всех режимах полета и работы двигателя обеспечивается за счет наличия перепуска воздуха в косых скачках уплотнения 28, системы слива пограничного слоя в виде перфорации на ступенях клиньев 7 и 20 системы торможения и поперечной щели 13 между передней 11 и задней 12 регулируемыми панелями. Слив пограничного слоя дополнительно возможен и через дополнительную поперечную щель, регулируемую створкой 21 и расположенную в области горла за неподвижным клином торможения 20, содержащем нерегулируемые ступени.

Система слива пограничного слоя также способствует улучшению характеристик воздухозаборника.

Для увеличения диапазона устойчивой работы воздухозаборника при изменении расхода воздуха через него дополнительно могут быть реализованы вырез в кромке входа воздухозаборника в области двугранного угла, образованного обечайкой, и (или) отверстия в обечайке произвольной формы.

Экспериментальные и расчетные исследования характеристик воздухозаборника такого типа на различных режимах работы и скоростях набегающего потока показали эффективность предложенных конструктивных решений и выполнение требований, предъявляемых к воздухозаборникам.

Обеспечивая высокие внутренние газодинамические характеристики, конфигурация воздухозаборника одновременно способствует снижению РЛ-заметности объекта, на котором он установлен. Такой эффект достигается за счет параллелограммной формы входа воздухозаборника на виде спереди и наличия стреловидности всех кромок входа. Ориентация упомянутых элементов выполняется таким образом, чтобы количество направлений, в которых отражается РЛ сигнал от объекта, было минимальным.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник, содержащий вход в воздухозаборник, представляющий собой систему торможения потока - сверхзвуковой диффузор, состоящий из двух многоступенчатых стреловидных клиньев торможения, образующих двугранный угол, обечайку, также образующую двугранный угол, при этом все кромки входа лежат в одной плоскости, горло воздухозаборника, расположенное за системой торможения, и за ним - дозвуковой диффузор, отличающийся тем, что при виде спереди вход воздухозаборника имеет форму прямоугольника или параллелограмма с произвольным соотношением его высоты и длины соответствующей стороны, количество ступеней на стреловидных клиньях может не совпадать, а также может не совпадать их стреловидность между собой и соответствующими кромками входа, все ступени, кроме первой, одного из двух многоступенчатых стреловидных клиньев выполнены с возможностью поворота вокруг оси, расположенной в месте пересечения первой и второй ступени упомянутого клина, с образованием подвижной передней панели, при этом в дозвуковом диффузоре расположена ответная подвижная задняя панель, являющаяся частью дозвукового диффузора и выполненная с возможностью поворота вокруг оси, расположенной в зоне заднего торца этой панели, причем при синхронном повороте передней и задней панели между ними образуется поперечная щель, форма которой близка к прямоугольной.

2. Воздухозаборник по п.1, отличающийся тем, что за косыми скачками уплотнения от клиньев торможения организован перепуск воздуха во внешний поток в области двугранного угла, образованного обечайкой.

3. Воздухозаборник по п.1, отличающийся тем, что на неподвижном стреловидном клине в области горла размещена дополнительная поперечная щель, закрываемая поворотной створкой.

4. Воздухозаборник по п.1, отличающийся тем, что при виде спереди выполнено скругление или подрезка углов входа воздухозаборника кроме угла, образованного стреловидными клиньями.

5. Воздухозаборник по п.1, отличающийся тем, что в дозвуковом диффузоре выполнены отверстия, закрываемые створками подпитки.

6. Воздухозаборник по п.1, отличающийся тем, что в кромке входа воздухозаборника в области двугранного угла, образованного обечайкой, выполнен вырез.

7. Воздухозаборник по п.1, отличающийся тем, что в обечайке выполнены отверстия произвольной формы.

8. Воздухозаборник по п.1, отличающийся тем, что на клиньях торможения выполнена перфорация.

1. В фойе музея висит красивый деревянный герб.

2. В первом зале встречает бюст Павла Осиповича Сухого.

3. Экспозиция музея довольно лаконична, не перегружена лишней информацией.

4. Генеалогия всех самолётов, созданных под руководством Сухого (для увеличения кликните на картинку).

5. Китайский подарок.

6. Наш экскурсовод Павел Плунский.

7. Развитие территории ОКБ. Всё началось со старого ангара постройки до 1929 года.

8. Вот макет этого ангара, он сохранился до наших дней.

9. Руководители предприятия.

10. Первые серийные истребители - И-4 (1927 г.) и И-14 (1933 г.)

11. Опытный двухместный пушечный истребитель ДИП (1935 г.)

12. Дальний бомбардировщик ДБ-2 (1936 г.)

13. На доработанном варианте этого самолёта — «Родина» женский экипаж В.С. Гризодубовой совершил беспосадочный перелёт из Москвы на Дальний Восток.

14. Прототип бомбардировщика Су-2 (1940 г.)

15. Опытные бронированные штурмовики Су-6 (1943 г.)

16. Экспериментальные истребители Су-5 и Су-7 (1944 г.)

17. В предвоенные годы и первые годы Великой Отечественной войны коллектив Сухого обеспечивал серийный выпуск самолётов Су-2. Всего их было выпущено 893 экз., они успешно сражались на фронтах.

18. После войны настала эра реактивной авиации.

19. Опытные разведчик-корректировщик Су-12 (1947 г.) и реактивный бомбардировщик Су-10 (1947 г.)

20. От Су-10, в 1948 году переданного в МАИ в качестве учебного пособия, осталась только штурвальная колонка с педалями.

21. В 1949 году ОКБ Сухого был ликвидировано, но восстановлено уже в 1953 году.

22. В 1955 году в небо поднялся реактивный истребитель Су-7.

23. Лыжное шасси от самолёта С-26 - экспериментальной модификации Су-7.

24. Всепогодный истребитель-перехватчик Су-9 и его прототип Т-3. Рядом - истребитель-перехватчик Су-15, долгое время составлявший основу ПВО СССР.

25. Су-17 - первый советский самолёт с крылом изменяемой стреловидности.

26. Сборка Су-17 на заводе.

27. Полуразобранный Су-15 - это всё фото на стендах музея.

28. Важнейшей вехой в истории КБ стало создание бронированного штурмовика Су-25.

29. Макет одной из его современных модификаций.

30. Топливные баки Су-25 наполнялись поролоном, защищающим от взрыва паров топлива.

31. Фрагмент брони, прошедший испытания.

32. В 1969 году в ОКБ приступают к разработке истребителя четвёртого поколения. Перед вами первая продувочная модель для ЦАГИ.

33. Сравните с тем, что получилось в итоге.

34. Шлем пилота Су-27.

35. Су-27 без краски - рекордный самолёт П-42.

36. Личные вещи пилотов-испытателей КБ.

37. Скафандр испытателей.

38. Су-33 - вариант самолёта Су-27 для корабельного базирования.

39. Новейшая разработка КБ Сухого - многофункциональный истребитель-бомбардировщик Су-34.

40. Но не только военные самолёты и пассажирский SSJ-100 были разработаны в этом КБ.

41. Во лёгкий сельскохозяйственный самолёт Су-38, не пошедший в серию.

42. С-82 - армейский вариант опытного Су-80.

43. Но самая удивительная машина, созданная в КБ Сухого - это, без сомнения, ударно-разведывательный комплекс Т-4, или «проект 100». Впервые в практике авиастроения на нём были внедрены: сварной планер из титана и высокопрочных сталей, электродистанционная система управления, высокотемпературная многократно резервированная гидравлическая система сверхвысокого давления, автомат тяги, регулируемый воздухозаборник смешанного сжатия, внутренние отсеки вооружения и многие другие оригинальные устройства и технологические решения.

44. Как известно, в 1974 году проект «сотки» был закрыт, единственный летающий экземпляр машины попал в Монино.

45. А в музее ОКБ можно увидеть авиационный скафандр «Сокол», разработанный в НПП «Звезда».

46. Он был разработан для управление высотными авиационными комплексами с большой дальностью полёта.

47. В таком облачении должны были летать и пилоты Т-4.

48.

49.

50. Если «сотка» известна практически всем любителям авиации, то мало кто знает, что на её основе проектировались и пассажирские сверхзвуковые самолёты. Салон СПС Т-4 рассчитывался на 64 пассажира.

За приглашение на экскурсию благодарю сотрудников ОКБ им. Сухого и Евгения Лебедева.

Интегрированный комплекс бортового оборудования многофункционального самолета

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к комплексам управления информационно-исполнительными системами бортового оборудования, общесамолетным оборудованием, летательным аппаратом и индикации информации от систем о внешней...

Многофункциональный самолет с пониженной радиолокационной заметностью

Изобретение относится к области авиастроения. Многофункциональный самолет содержит фюзеляж (1), консоли крыла (2), консоли цельноповоротного вертикального оперения (3), консоли цельноповоротного горизонтального оперения (4), фонарь кабины (5),...

Информационно-управляющая система многофункционального летательного аппарата

Изобретение относится к информационно-управляющей системе (ИУС) летательного аппарата (ЛА). Технический результат заключается в повышении отказоустойчивости и в расширении функциональных возможностей ИУС ЛА за счет использования блока-коммутатора,...

Способ регулирования сверхзвукового воздухозаборника

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборникам силовых установок сверхзвуковых самолетов. При регулировании сверхзвукового воздухозаборника изменяют площадь горла и положение скачков уплотнения путем одновременного поворота...

Сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник

Изобретение относится к авиации, а именно к воздухозаборникам силовых установок сверхзвуковых самолетов. Сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник содержит вход, представляющий собой систему торможения потока - сверхзвуковой диффузор (22), состоящий...

Планер многорежимного высокоманевренного самолета

Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха. Конструктивно-силовая схема фюзеляжа включает поперечные и продольные силовые элементы, представленные соответственно фюзеляжными шпангоутами (17-25) и продольными стенками (26-29). Набор...

Самолет интегральной аэродинамической компоновки

Изобретение относится к многорежимным самолетам. Самолет интегральной аэродинамической компоновки содержит фюзеляж (1) с наплывом (2), крыло, консоли (3) которого плавно сопряжены с фюзеляжем (1), цельноповоротное горизонтальное оперение (4),...

Многорежимный высокоманевренный самолет интегральной аэродинамической компоновки

Самолет содержит фюзеляж, в котором средняя часть (2) плавно сопряжена со стреловидными консолями крыла (3), головной частью (1) и хвостовой частью (6), где расположены цельноповоротное вертикальное оперение (4) и цельноповоротное горизонтальное...

Публикации

Передать свои права на любую деятельность можно правильно оформив все бумаги. Как и любой подобный договор, передача авторства, может быть осуществлена только между непосредственным автором или его правопреемником и пользователем результата...

Авторское право имеет множество терминов, которые трактуются в полной мере законодательством государства. Именно об определенной их категории, а в частности об объектах, субъектах и их различиях, и пойдет речь далее.

Изобретение относится к многорежимным самолетам. Самолет интегральной аэродинамической компоновки содержит фюзеляж (1) с наплывом (2), крыло, консоли (3) которого плавно сопряжены с фюзеляжем (1), цельноповоротное горизонтальное оперение (4), цельноповоротное вертикальное оперение (5). Средняя часть фюзеляжа выполнена уплощенной и образована в продольном отношении набором аэродинамических профилей. Двигатели расположены в мотогондолах (6), разнесенных друг от друга по горизонтали, а оси двигателей ориентированы под острым углом к плоскости симметрии самолета по направлению полета. Наплыв (2) включает управляемые поворотные части (8). Изобретение направлено на уменьшение радиолокационной заметности, увеличение маневренности на больших углах атаки и аэродинамического качества на сверхзвуковых. 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к многорежимным самолетам, эксплуатируемым на сверх- и дозвуковых скоростях полета, в широком диапазоне высот полета. Преимущественная область применения изобретения - многорежимные сверхманевренные самолеты с крейсерским полетом на сверхзвуковой скорости и малым уровнем заметности в радиолокационном диапазоне.

Создание самолета, способного выполнять задачи в широком диапазоне высот и скоростей полета, обладающего возможностями сверхманевренности и, при этом, имеющим малую заметность в радиолокационном диапазоне длин волн, является сложной технической задачей.

К аэродинамической компоновке такого самолета предъявляются требования максимизации аэродинамического качества (увеличению подъемной силы и уменьшению силы лобового сопротивления) на до- и сверхзвуковых скоростях полета, обеспечению управляемости на сверхмалых скоростях полета. К внешней форме планера предъявляются требования по снижению радиолокационной заметности. Все перечисленные требования являются противоречивыми, а создание самолета, отвечающего подобным требованиям, представляет собой определенный компромисс.

Известен самолет, принятый в качестве ближайшего аналога, который сочетает признаки многорежимного сверхзвукового самолета, обладающего сверхманевренностью и малой радиолокационной заметностью. Известный самолет выполнен по нормальной балансировочной схеме с цельноповоротным горизонтальным оперением, обеспечивающим управление самолетом в продольном канале (по тангажу) на всех режимах полета. Помимо управления самолетом в продольном канале цельноповоротное горизонтальное оперение применяется для управления самолетом по крену путем дифференциального отклонения на режимах сверхзвукового полета.

Трапециевидное крыло имеет отрицательную стреловидность задней кромки, что позволяет реализовать высокие значения длин хорд в корневой части для уменьшения относительной толщины крыла в этой зоне при высоких значениях абсолютной толщины крыла. Это решение направлено одновременно на уменьшение волнового сопротивления на транс- и сверхзвуковых скоростях полета, а также на увеличение запаса топлива в крыльевых баках.

Механизация передней кромки крыла представлена адаптивным поворотным носком, применяемым для увеличения значения аэродинамического качества в дозвуковом крейсерском полете, для улучшения обтекания крыла на больших углах атаки, а также для улучшения маневренных характеристик.

Механизация задней кромки крыла представлена:

флапперонами, применяемыми для управления подъемной силой на режимах взлета и посадки, а также для управления самолетом по крену на режимах транс- и сверхзвукового полета;

элеронами, применяемыми для управления самолетом по крену на режимах взлета и посадки.

Две консоли вертикального оперения, состоящие из килей и рулей направления, обеспечивают устойчивость и управляемость в путевом канале, и воздушное торможение. Управление в путевом канале обеспечивается синфазным отклонением рулей направления, а воздушное торможение - дифференциальным отклонением рулей направления. Плоскости хорд консолей вертикального оперения отклонены от вертикали на острый угол, что позволяет снизить радиолокационную заметность самолета в боковой полусфере.

Воздухозаборники двигателей расположены по бокам фюзеляжа. Плоскости входа воздухозаборников скошены в двух плоскостях, что позволяет обеспечить устойчивый поток воздуха, поступающий к двигателям на всех режимах полета, в том числе на больших углах атаки.

Двигатели самолета расположены в хвостовой части, вплотную друг к другу, что при расположении воздухозаборников по бокам фюзеляжа позволяет реализовать изогнутую форму каналов воздухозаборников. Данное решение применяется для снижения радиолокационной заметности двигателя, и, как следствие, самолета в целом в передней полусфере, благодаря экранированию компрессоров двигателей конструкцией каналов воздухозаборников. Отклоняемые в вертикальных плоскостях створки «плоских» сопел реактивных двигателей позволяют обеспечить управление вектором тяги, что, в свою очередь, позволяет реализовать возможность управления самолетом в канале тангажа на режимах малых скоростей полета, а также обеспечивает запас пикирующего момента на закритических углах атаки совместно с цельноповоротным горизонтальным оперением. Подобное решение обеспечивает функцию сверхманевренности (Lockheed Martin F/A-22 Raptor: Stealth Fighter. Jay Miller. 2005).

В качестве недостатков известного самолета можно указать следующее:

Невозможность управления в каналах крена и рысканья при полете на малых скоростях, поскольку двигатели расположены вплотную друг к другу, что не позволяет создать достаточный для управления момент;

Расположение двигателей вплотную друг к другу делает невозможным расположение в фюзеляже грузовых отсеков;

Изогнутая форма каналов воздухозаборников требует увеличения их длины, и, следовательно, массы самолета;

Невозможность обеспечения «схода» самолета с закритических углов атаки при отказе системы управления реактивными соплами двигателей;

Применение неподвижных килей с рулями направления требует увеличения потребной площади вертикального оперения для обеспечения путевой устойчивости на сверхзвуковых режимах полета, что приводит к росту массы оперения, и, следовательно, самолета в целом, а также к увеличению лобового сопротивления.

Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в создании самолета, обладающего малой радиолокационной заметностью, сверхманевренностью на больших углах атаки, высоким аэродинамическим качеством на сверхзвуковых скоростях и, одновременно, сохраняющего высокое аэродинамическое качество на дозвуковых режимах, возможностью размещения во внутренних отсеках крупногабаритного груза.

Указанный технический результат достигается тем, что в самолете интегральной аэродинамической компоновки, содержащий фюзеляж, крыло, консоли которого плавно сопряжены с фюзеляжем, горизонтальное и вертикальное оперения, двухдвигательную силовую установку, фюзеляж снабжен наплывом, расположенным над входом в воздухозаборники двигателей и включающим управляемые поворотные части, средняя часть фюзеляжа выполнена уплощенной и образована в продольном отношении набором аэродинамических профилей, мотогондолы двигателей разнесены друг от друга по горизонтали, а оси двигателей ориентированы под острым углом к плоскости симметрии самолета по направлению полета.

Кроме того, вертикальное оперение выполнено цельноповоротным с возможностью синфазного и дифференциального отклонения.

Кроме того, цельноповоротное вертикальное оперение установлено на пилонах, расположенных на боковых хвостовых балках фюзеляжа, при этом на фронтальной части пилонов расположены воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования.

Кроме того, горизонтальное оперение выполнено цельноповоротным с возможностью синфазного и дифференциального отклонения.

Кроме того, реактивные сопла двигателей выполнены с возможностью синфазного и дифференциального отклонения.

Кроме того, входы воздухозаборников двигателей расположены по бокам носовой части фюзеляжа за кабиной экипажа, при этом нижняя кромка входов воздухозаборников двигателей расположена ниже обводов фюзеляжа.

Кроме того, входы воздухозаборников двигателей выполнены скошенными в двух плоскостях - относительно вертикальных продольной и поперечной плоскостей самолета.

Кроме того, плоскости хорд консолей цельноповоротного вертикального оперения отклонены от вертикальной плоскости на острый угол.

Кроме того, передние кромки поворотной части наплыва, консолей крыла и горизонтального оперения выполнены параллельными друг другу.

Кроме того, задние кромки крыла и горизонтального оперения выполнены параллельными друг другу.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен самолет интегральной аэродинамической компоновки - вид сверху; на фиг.2 - самолет интегральной аэродинамической компоновки - вид сбоку; на фиг.3 - самолет интегральной аэродинамической компоновки - вид спереди; на фиг.4 - Вид A фиг.2.

На представленных чертежах позициями обозначены:

1 - фюзеляж,

2 - наплыв фюзеляжа,

3 - консоли крыла,

4 - консоли цельноповоротного вертикального оперения (ЦПГО),

5 - консоли цельноповоротного горизонтального оперения (ЦПВО),

6 - мотогондолы двигателей,

7 - воздухозаборники двигателей,

8 - управляемые поворотные части наплыва фюзеляжа,

9 - поворотные носки крыла,

10 - элероны,

11 - флаппероны,

12-пилон ЦПВО,

13 - воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования,

14 - поворотные реактивные сопла двигателей,

15 - срезы реактивных поворотных сопел двигателей,

16 - оси вращения поворотных сопел двигателей,

17 - плоскости вращения поворотных сопел двигателей.

Самолет интегральной аэродинамической компоновки представляет собой моноплан, выполненный по нормальной балансировочной схеме, и содержит фюзеляж 1 с наплывом 2, крыло, консоли 3 которого плавно сопряжены с фюзеляжем 1, цельноповоротное горизонтальное оперение (далее - ЦПГО) 4, цельноповоротное вертикальное оперение (далее - ЦПВО) 5, двухдвигательную силовую установку, двигатели которой расположены в мотогондолах 6. Мотогондолы 6 двигателей разнесены друг от друга по горизонтали, а оси двигателей ориентированы под острым углом к плоскости симметрии самолета в направлении полета.

Наплыв 2 фюзеляжа 1 расположен над воздухозаборниками 7 двигателей и включает управляемые поворотные части 8. Поворотные части 8 наплыва 2 являются передними кромками средней уплощенной части фюзеляжа 1.

Консоли 3 крыла, плавно сопряженные с фюзеляжем 1, снабжены механизацией передней и задней кромок, включающей поворотные носки 9, элероны 10 и флаппероны 11.

ЦПГО 4 установлено на боковых хвостовых балках фюзеляжа 1. ЦПВО 5 установлено на пилонах 12, закрепленных на боковых хвостовых балках фюзеляжа 1. На фронтальной части пилонов 12 расположены воздухозаборники 13 продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования. Установка ЦПВО 5 на пилонах 12 позволяет увеличить плечо опор оси ЦПВО 5, что, в свою очередь, обеспечивает снижение реактивных нагрузок на силовые элементы каркаса планера самолета и, соответственно, снизить вес. Увеличение плеча опор ЦПВО 5 обусловлено тем, что верхняя опора размещена внутри пилона 12, что, собственно, и позволило увеличить плечо опор (расстояние между опорами). Кроме того, пилоны 12 являются обтекателями гидроприводов ЦПВО 5 и ЦПГО 4, что позволяет за счет выноса гидроприводов за пределы фюзеляжа 1 увеличить объем грузовых отсеков между мотогондолами 6.

Входы воздухозаборников 7 двигателей расположены по бокам носовой части фюзеляжа 1, за кабиной экипажа, под поворотными частями 8 наплыва 2 и выполнены скошенными в двух плоскостях - относительно вертикальных продольной и поперечной плоскостей самолета, при этом нижняя кромка входов воздухозаборников 7 двигателей расположена ниже обводов фюзеляжа 1.

Двигатели оборудованы поворотными осесимметричными реактивными соплами 14, поворот которых осуществляется в плоскостях, ориентированных под углом к плоскости симметрии самолета. Реактивные сопла 14 двигателей выполнены с возможностью синфазного и дифференциального отклонения для осуществления управления самолетом путем отклонения вектора тяги. Схема ориентации реактивных поворотных сопел 14 отображена на фиг.4, на которой отображены: срезы 15 реактивных поворотных сопел 14 двигателей, оси вращения 16 реактивных поворотных сопел 14 двигателей и плоскости 17 вращения поворотных реактивных сопел 14 двигателей.

Самолет обладает малой заметностью в радиолокационном диапазоне длин волн, а благодаря обеспечению сверхманевренности - выполняет задачи в широком диапазоне высот и скоростей полета.

Увеличение аэродинамического качества на дозвуковых скоростях полета достигается за счет формирования поверхности средней части фюзеляжа 1 (за исключением носовой и хвостовой частей) в продольном отношении (в продольных сечениях) набором аэродинамических профилей и применением поворотных частей 8 наплыва 2, что позволяет включить поверхность фюзеляжа 1 в создание подъемной силы.

Высокий уровень аэродинамического качества на дозвуковых скоростях полета достигается за счет применения крыла с консолями 3 трапециевидной формы в плане с большой стреловидностью по передней кромке, большого сужения, с большим значением длины корневой хорды и малым значением длины концевой хорды. Такой набор решений позволяет при больших значениях абсолютных высот крыла, особенно в корневой части, реализовать малые значения относительных толщин крыла, что снижает значения прироста силы лобового сопротивления возникающего на транс- и сверхзвуковых скоростях полета.

ЦПГО 4 обеспечивает возможность управления самолетом в продольном канале при синфазном отклонении и в поперечном канале при дифференциальном отклонении на транс- и сверхзвуковых скоростях полета.

ЦПВО 5 обеспечивает устойчивость и управляемость в путевом канале на всех скоростях полета и обеспечивает функцию воздушного торможения. Устойчивость на сверхзвуковых скоростях полета при недостаточной потребной статической площади обеспечивается благодаря отклонению консолей ЦПВО 5 целиком. При возникновении возмущения атмосферы или порыва ветра в путевом канале осуществляют синфазное отклонение консолей ЦПВО 5 в сторону парирования возмущения. Такое решение позволяет уменьшить площадь оперения, уменьшив, тем самым, массу и сопротивление оперения и самолета в целом. Управление в путевом канале осуществляется при синфазном отклонении ЦПВО 5, а воздушное торможение - при дифференциальном отклонении ЦПВО 5.

Механизация крыла применяется для обеспечения управления подъемной силой и креном. Поворотный носок 9 крыла применяется для увеличения критического угла атаки и обеспечения безударного обтекания крыла, для полета «по огибающей поляры» на режимах взлета, посадки, маневрирования и крейсерского дозвукового полета. Элероны 10 предназначены для управления самолетом по крену при дифференциальном отклонении на режимах взлета и посадки. Флаппероны 11 предназначены для управления приращением подъемной силы при синфазном отклонении вниз на режимах взлета и посадки, для управления креном при дифференциальном отклонении.

Поворотная часть 8 наплыва 2 фюзеляжа 1 при отклонении вниз уменьшает площадь плановой проекции фюзеляжа 1 перед центром масс самолета, что способствует созданию избыточного момента на пикирование при полете на углах атаки, близких к 90 градусам. Таким образом, в случае отказа системы управления реактивных сопел 14 обеспечивается возможность перехода с режима полета на закритических углах атаки к полету на малых углах атаки без использования управления самолетом посредством отклонения вектора тяги двигателей. Одновременно поворотная часть 8 наплыва 2 является механизацией передней кромки наплыва 2 фюзеляжа 1. При отклонении поворотной части 8 наплыва 2 вниз на режиме крейсерского полета она выполняет функцию, аналогичную функции поворотного носка 9 крыла.

Применение боковых воздухозаборников, расположенных под поворотной частью 8 наплыва 2, позволяет обеспечить устойчивую работу двигателей на всех режимах полета самолета, во всех пространственных положениях за счет выравнивания набегающего потока на больших углах атаки и скольжения.

Расположение двигателей в изолированных мотогондолах 6 позволяет расположить между ними отсек для крупногабаритного груза. Для парирования разворачивающего момента при отказе одного из двигателей их оси ориентированы под острым углом к плоскости симметрии самолета так, чтобы вектор тяги работающего двигателя проходил ближе к центру масс самолета. Такое расположение двигателей, совместно с применением поворотных реактивных сопел 14, поворот которых осуществляется в плоскостях, наклоненных под острым углом к плоскости симметрии самолета, позволяет осуществлять управление самолетом при помощи вектора тяги двигателей - в продольном, поперечном и путевом каналах. Управление в продольном канале осуществляется при синфазном отклонении поворотных реактивных сопел 14, создающих момент тангажа относительно центра масс самолета. Управление самолетом в боковом канале осуществляется посредством дифференциального отклонения реактивных сопел 14, создающих одновременно момент крена и момент рыскания, при этом момент крена парируется отклонением аэродинамических органов управления (элеронами 10 и флапперонами 11). Управление самолетом в поперечном канале осуществляется при дифференциальном отклонении поворотных реактивных сопел 14, создающих момент крена относительно центра масс самолета.

Снижение радиолокационной заметности самолета достигается за счет комплекса конструктивно-технологических мероприятий, к которым, в частности, относится формообразование обводов планера, включающее в себя:

Параллельность передних кромок поворотной части 8 наплыва 2, консолей 3 крыла и горизонтального оперения 4; параллельность задних кромок консолей 3 крыла и горизонтального оперения 4, что позволяет локализовать пики отраженных от несущих поверхностей планера самолета электромагнитных волн и, тем самым, уменьшить общий уровень радиолокационной заметности самолета в азимутальной плоскости;

Ориентацией касательных к контуру поперечных сечений фюзеляжа, в том числе фонаря кабины, под углом к вертикальной плоскости (плоскости симметрии самолета), что способствует отражению электромагнитных волн, попадающих на элементы планера с боковых ракурсов, в верхнюю и нижнюю полусферы, тем самым, уменьшая общий уровень радиолокационной заметности самолета в боковой полусфере;

Скошенность входа воздухозаборников двигателей в двух плоскостях - относительно вертикальных продольной и поперечной плоскостей самолета, позволяет отражать электромагнитные волны, попадающие на входы воздухозаборников с переднего и боковых ракурсов, в сторону от источника облучения, тем самым, уменьшая общий уровень радиолокационной заметности самолета в этих ракурсах.

1. Самолет интегральной аэродинамической компоновки, содержащий фюзеляж, крыло, консоли которого плавно сопряжены с фюзеляжем, горизонтальное и вертикальное оперение, двухдвигательную силовую установку, отличающийся тем, что фюзеляж снабжен наплывом, расположенным над входом в воздухозаборники двигателей и включающим управляемые поворотные части, средняя часть фюзеляжа выполнена уплощенной и образована в продольном отношении набором аэродинамических профилей, мотогондолы двигателей разнесены друг от друга по горизонтали, а оси двигателей ориентированы под острым углом к плоскости симметрии самолета по направлению полета.

2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что вертикальное оперение выполнено цельноповоротным с возможностью синфазного и дифференциального отклонения.

3. Самолет по п.2, отличающийся тем, что цельноповоротное вертикальное оперение установлено на пилонах, расположенных на боковых хвостовых балках фюзеляжа, при этом на фронтальной части пилонов расположены воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования.

4. Самолет по п.1, отличающийся тем, что горизонтальное оперение выполнено цельноповоротным с возможностью синфазного и дифференциального отклонения.

5. Самолет по п.1, отличающийся тем, что реактивные сопла двигателей выполнены с возможностью синфазного и дифференциального отклонения.

6. Самолет по п.1, отличающийся тем, что входы воздухозаборников двигателей расположены по бокам носовой части фюзеляжа за кабиной экипажа, при этом нижняя кромка входов воздухозаборников двигателей расположена ниже обводов фюзеляжа.

7. Самолет по п.1, отличающийся тем, что входы воздухозаборников двигателей выполнены скошенными в двух плоскостях - относительно вертикальных продольной и поперечной плоскостей самолета.

8. Самолет по п.1, отличающийся тем, что плоскости хорд консолей цельноповоротного вертикального оперения отклонены от вертикальной плоскости на острый угол.

9. Самолет по п.1, отличающийся тем, что передние кромки поворотной части наплыва, консолей крыла и горизонтального оперения выполнены параллельными друг другу.

10. Самолет по п.1, отличающийся тем, что задние кромки крыла и горизонтального оперения выполнены параллельными друг другу.

Компания обеспечивает выполнение полного цикла работ в авиастроении - от проектирования до эффективного послепродажного обслуживания. Продукция холдинга - боевые самолеты марки "Су".

Контактные лица

Слюсарь Юрий Борисович - Председатель Совета директоров
Озар Игорь Яковлевич - Генеральный директор

Проекты

Программа пятого поколения - Основной программой по данному направлению является проект создания перспективного авиационного комплекса фронтовой авиации
- Су-34 - По заказу Минобороны РФ ведется серийное производство современного многофункционального истребителя-бомбардировщика Су-34
- Модернизация Су-24М - Программа по созданию модернизированного фронтового бомбардировщика Су-24М2 с целью проведения модернизации самолетов, находящихся в строю ВВС РФ
- Модернизация Су-27СМ и Су-27УБ - Программа направлена на глубокую модернизацию самолетов, находящихся в строю ВВС РФ, с целью создания истребителя с существенно возросшей боевой эффективностью и новыми характеристиками по аэродинамике, авионике, системам управления и другим системам
- Модернизация Су-25СМ - Основным направлением Су-25СМ модернизации является повышение точностных характеристик и режимов применения АСП
- Су-35С - По заказу ВВС России реализуется программа по созданию глубоко модернизированного сверхманевренного многофункционального истребителя поколения 4++
- Гражданские программы "Сухого" - Дочерняя компания ПАО "Компания "Сухой" - АО "Гражданские самолеты Сухого" в широкой международной кооперации реализует программу по созданию семейства региональных пассажирских самолетов Sukhoi Superjet 100

Историческая справка:

История "ОКБ Сухого" берет свое начало с бригады №4 АГОС ЦАГИ, которую в октябре 1930г. возглавил П.О. Сухой. Именно с этого момента начинается формирование конструкторского коллектива будущего ОКБ.

В последующие девять лет этим коллективом созданы: опытные истребители - И-3, И-14, ДИП;
- рекордный самолет РД, на котором экипажи В.П. Чкалова и М.М. Громова совершили ряд выдающихся перелетов, а экипаж М.М. Громова установил абсолютный мировой рекорд дальности полета по прямой – 10148 км, преодолев это расстояние за 62 часа 17 мин;
- дальний бомбардировщик ДБ-2, на доработанном варианте этого самолета - "Родина" женский экипаж В.С. Гризодубовой совершил беспосадочный перелет из Москвы на Дальний Восток;
- многоцелевой самолет ББ-1 (с 1940 года – Су-2), который первым из "семейства Сухих" строился большой серией (910 самолетов) и в вариантах ближнего бомбардировщика и артиллерийского разведчика-корректировщика принимал активное участие в Великой Отечественной войне.

Для внедрения ББ-1 в серию, постановлением правительства от 29 июля 1939 года П.О. Сухой назначается Главным конструктором. Он, вместе с коллективом ОКБ, получившим статус самостоятельного, переводится на серийный авиационный завод №135 в Харьков.

Дальнейшая деятельность коллектива направлена на создание: модификаций самолета Су-2;
- опытного бронированного штурмовика Су-6 в одноместном и двухместном вариантах, за который в 1943 году, П.О. Сухой был удостоен Сталинской премии I степени;
- опытного пушечного истребителя Су-1 (Су-3);
- опытного дальнего двухместного бронированного штурмовика Су-8;
- экспериментальных истребителей Су-5 и Су-7 с комбинированными силовыми установками.

Начиная с 1945 года, ОКБ ведет разработку и постройку:

Реактивных истребителей Су-9, Су-11, Су-15, Су-17 (первых с этими названиями);
- реактивного бомбардировщика Су-10;
- двухмоторного поршневого разведчика-корректировщика Су-12.

На базе бомбардировщика Ту-2 создается и запускается в серийное производство учебно-тренировочный бомбардировщик УТБ-2, кроме того, ведется проектирование пассажирских и десантно-грузовых самолетов, реактивного штурмовика Су-14 и ряда других самолетов.

За пять послевоенных лет в ОКБ впервые в отечественной практике были созданы и внедрены: бустерная система управления самолетом;
- тормозной посадочный парашют;
- катапультируемое кресло с телескопической тележкой;
- отделяемая носовая часть фюзеляжа с гермокабиной.

Е.А. Иванов В ноябре 1949 года решением правительства ОКБ было ликвидировано и восстановлено вновь лишь в мае 1953 года, но уже на новой производственной базе. "Второе рождение" ОКБ по времени совпало с появлением сверхзвуковой реактивной авиации. Поэтому основными направлениями в работе конструкторского коллектива на начальном этапе стали сверхзвуковые истребители С-1 и Т-3. На базе С-1 создается семейство истребителей-бомбардировщиков Су-7, Су-17 и более 20 их модификаций, причем, Су-17 стал первым в СССР самолетом с крылом изменяемой стреловидности. Опытный Т-3 послужил основой для первого отечественного авиационного ракетного комплекса перехвата целей Су-9-51 и созданных позднее комплексов Су-11-8М и Су-15-98(М). В 60-е годы перечень разрабатываемой в ОКБ техники расширяется. С 1962 года ведутся работы по созданию дальнего ударно-разведывательного комплекса Т-4, первый полет опытной машины состоялся 22 августа 1972 года. Этот самолет впервые в нашей стране был оснащен электродистанционной системой управления и автоматом тяги, а планер выполнен сварным из титана и высокопрочной стали.

В 1969 году поднимается в воздух фронтовой бомбардировщик Су-24 с крылом изменяемой стреловидности, первый отечественный всепогодный ударный самолет. Су-24 строился серийно, и имел несколько модификаций. В настоящее время находится на вооружении ВВС РФ и ряда других стран.

В 1975 году первый полет выполняет бронированный штурмовик Су-25, предназначенный для поражения целей на поле боя. Су-25 – первый отечественный серийный реактивный штурмовик, имеет несколько модификаций и в настоящее время составляет основу армейской авиации РФ.

В 1969 году в ОКБ приступают к разработке истребителя четвертого поколения, а в 1977 году прототип истребителя Су-27 совершает первый полет. В последующие годы на базе Су-27 созданы: Су-27УБ, Су-30, Су-32, Су-33.

М.П. Симонов Для реализации наработок по конструктивным решениям, освоения новых материалов и технологических процессов, создается опытно-экспериментальный самолет Су-47 (первый полет в 1997 году).

Опыт по созданию авиационной техники, накопленный коллективом ОКБ за многие десятилетия, позволил создать семейство спортивно-пилотажных самолетов Су-26, Су-29, Су-31. Выступая на этих машинах, сборная команда СССР и РФ по высшему пилотажу завоевала на чемпионатах Мира и Европы 156 золотых, а всего 330 медалей.

В начале 90-х годов, в ОКБ развернуты работы по гражданской тематике; в 2001 году совершили первые полеты грузопассажирский самолет Су-80ГП и сельскохозяйственный Су-38Л.

В настоящее время АО "Гражданские самолеты Сухого", ведет разработку семейства региональных самолетов Sukhoi Superjet 100.

В разные годы коллектив возглавляли П.О. Сухой, Е.А. Иванов, М.П. Симонов, с 1999 до 30 июля 2007 года Генеральным директором являлся М.А. Погосян. С 31 июля 2007 года Исполнительным директором ОАО "ОКБ Сухого" был назначен Игорь Яковлевич Озар, до того времени занимавший должности заместителя Генерального директора по экономике и финансам - финансового директора ОАО "ОКБ Сухого".

30 июня 2011 года Совет директоров ОАО "Компания "Сухой" назначил И.Я.Озара Генеральным директором ОАО "Компания "Сухой".

С 1 января 2015 г. заместителем Генерального директора - директором филиала ОАО "Компании "Сухой" "ОКБ Сухого" стал Михаил Юрьевич Стрелец.

За многие десятилетия коллективом ОКБ создано около 100 типов самолетов и их модификаций, из которых более 60 типов выпускались серийно, а общее число серийно выпущенных самолетов превышает 10000 экземпляров. Свыше 2000 самолетов поставлены в 30 стран мира. На самолетах "Су" установлено более 50 мировых рекордов.

ОАО Компания "Сухой" завершила все этапы реорганизации в форме присоединения трех дочерних обществ - ОАО "ОКБ Сухого", ОАО "КнААПО им. Ю.А. Гагарина" и ОАО "НАПО им. В.П. Чкалова" и получила уведомление о прекращении с 1 января 2013 г. деятельности перечисленных обществ в качестве самостоятельных юридических лиц. В структуру единого юридического лица теперь входят в качестве филиалов - Новосибирский авиационный завод им. В.П. Чкалова, Комсомольский-на-Амуре авиационный завод им. Ю.А. Гагарина, ОКБ Сухого, а также представительства компании в Республике Индия, Вьетнаме и Китае.

Прочее:

ПАО "Компания "Сухой" является ведущим авиастроительным холдингом России, который производит около четверти продукции российской авиационной промышленности. Холдинг входит в первую тройку мировых экспортеров современных боевых истребителей.
История ОКБ Сухого берет свое начало с 30-х годов ХХ века, когда была образована конструкторская бригада под руководством Павла Осиповича Сухого. В 1939 г. организуется бюро, в котором уже 65 лет создаются проекты первоклассных самолетов, приносящих мировую славу отечественной авиации.
Лидерство Компании "Сухой" в области проектирования авиационной техники различного назначения во многом достигнуто за счет многолетнего опыта проведения научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ по различным направлениям.
В состав холдинга входят ведущие российские конструкторские бюро и серийные самолетостроительные заводы. Компания обеспечивает выполнение полного цикла работ в авиастроении – от проектирования до эффективного послепродажного обслуживания.

Участие в объединениях

Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация" (ПАО "ОАК") создано в соответствии с указом Президента РФ от 20 февраля 2006 г. №140 "Об открытом акционерном обществе "Объединенная авиастроительная корпорация". Регистрация Корпорации как юридического лица состоялась 20 ноября 2006 г. Общество учреждено Российской Федерацией путем внесения в его уставный капитал государственных пакетов акций авиационных предприятий (согласно Приложению 1 к Указу Президента РФ №140 от 20 февраля 2006 г.), а также частными акционерами ОАО "Корпорация "Иркут". Приоритетными направлениями деятельности ПАО "ОАК" и входящих в Корпорацию компаний, являются: разработка, производство, реализация, сопровождение эксплуатации, гарантийное и сервисное обслуживание, модернизация, ремонт и утилизация авиационной техники гражданского и военного назначения.

Предприятий в группе: 19

Некоммерческое партнерство "Союз авиапромышленности" России (до апреля 2009 г. - Международный союз авиапромышленности) является отраслевым промышленным объединением, которое содействует развитию авиастроения, повышению социального и правового статуса предприятий отрасли, оказанию правовой и методической помощи, защите корпоративных интересов авиапрома на всех уровнях законодательной и исполнительной власти, а также в соответствующих международных организациях. САП создан в 2002 г. по инициативе ведущих авиапромышленных предприятий России при поддержке Росавиакосмоса и Межгосударственного авиационного комитета и объединяет более 80 ведущих предприятий самолётостроения, двигателестроения, приборо- и агрегатостроения, ремонтные заводы, конструкторские бюро, научно-исследовательские институты, страховые компании и банки, ассоциации, фонды, акционерные общества, связанные с авиапромышленностью. Предприятия, входящие в состав Союза, в 2011 году выпустили более 70% общего объема продукции авиастроительной отрасли.

Предприятий в группе: 60

Социальные сети

ВКонтакте	Facebook