После того, как в 1988 году началось серийное производство самолета Су-26М, стало ясно, что потребуется двухместная версия. К счастью, предварительная работа была проведена ранее. В течение 1990 года была выпущена эксплуатационная документация и начато строительство первого
прототипа. Последний был завершен в начале июня 1991 года, и самолет был показан на Парижской выставке. После завершения выставки полномасштабные опытно-конструкторские работы над самолетом продолжились. 9 августа летчик-испытатель ОКБ Евгений Егоров впервые совершил на нем полет.
Испытания второго прототипа начались осенью следующего года. Третий опытный образец и первые два серийных самолета были построены весной 1992 года. Конструкция Су-29 отличалась от конструкции Су-26. Это был двухместный моноплан с прямым, неизогнутым крылом, соотношение толщины к хорде которого составляло 16% у основания и 12% на концах.
Ферма фюзеляжа сохранялась только от первой рамы до конца кабины. Кроме того, фюзеляж представлял собой конструкцию с напряжённой обшивкой. Первая рама, которая была противопожарной перегородкой, на которой крепились принадлежности силовой установки, была изготовлена из титанового сплава. В Су-26 эта рама была сделана из дюралюминия. Двигатель и система пропеллеров были взяты с Су-26 без каких-либо изменений. Стойки шасси, которые служили амортизаторами, были полыми сварными конструкциями, в то время как на Су-26 они были листовыми. Из-за второго члена экипажа лонжерон заднего крыла был заменён лонжероном, который крепился к ферме фюзеляжа с двух сторон с помощью тяг и болтов. Площадь крыла была увеличена за счёт модификации законцовок крыла, которые крепились к несущим панелям обшивки. Начиная с третьего прототипа, контуры откидной части фонаря были изменены, а высота фюзеляжа в хвостовой части кабины была уменьшена. Это было необходимо для улучшения обзора назад из кабины.
Су-29 соответствовал требованиям FAR-23 по устойчивости и управляемости. Эффективность руля высоты сохранялась во всем диапазоне углов отклонения руля высоты и позволяла регулировать самолёт до углов атаки +200. Самолёт обладал практически нейтральной поперечной устойчивостью и устойчивостью по курсу. Самолёт мог управляться как двумя пилотами, так и одним. В последнем случае первое место не могло быть занято из-за требований к центровке. Варианты Су-29 включают Су-29КС, который служил испытательным стендом для лёгкой катапультной системы «Звезда» КС-38, и Су-29М, который является серийной версией Су-29, оснащённой КС-38.
По состоянию на начало 1995 года было продано около 40 самолетов Су-29. Большинство из них поступили заказчикам в США через дистрибьютора компании Sukhoi во Флориде. В 1992 году было продано восемь Су-29, в 1993-м - десять, а в 1993-м - семь. Самолеты Су-29 также были поставлены заказчикам в Австралию, Южную Африку и Великобританию.
Конструкция
Фюзеляж: ферменная конструкция в районе кабин и монококовый узел в хвостовой части образовывали композитный фюзеляж. Ферменная конструкция фюзеляжа заканчивалась за второй кабиной. Панели, которые крепились к ферме винтами и анкерными гайками с помощью кронштейнов и секций, образовывали овальное поперечное сечение фюзеляжа. Хвостовая часть фюзеляжа состояла из двух панелей и рам. Продольные и поперечные основные элементы формировали ферму фюзеляжа. Продольные элементы конструкции включали четыре трубчатых лонжерона. Поперечные основные элементы состояли из компрессионных стоек, изготовленных из труб различного поперечного сечения. Последние были изготовлены из высокопрочной нержавеющей стали.
К передней части фермы была прикреплена опора двигателя. Нижняя часть фермы была съемной и ее можно было отсоединить от фермы при снятии крыла. На левой стороне фермы была предусмотрена ступенька.
Хвостовая часть фюзеляжа была образована двумя пластиковыми панелями с рамами из алюминиевого сплава. На последних крепились шарнирные кронштейны хвостового оперения и пружины хвостового оперения. Первая рама, установленная в носовой части фюзеляжа, представляла собой перегородку, отделяющую двигатель от кабины пилота. На каркасе установлены блоки пневматической, топливной и электрической систем самолета. Фонарь кабины самолёта состоял из двух частей: лобового стекла и откидной секции. Он крепился на ферме фюзеляжа. Откидная часть фонаря кабины содержала систему управления и вентилятор для вентиляции кабины. На ферме фюзеляжа была установлена система аварийного открывания фонаря кабины. Откидная часть открывалась на 950 градусов вправо в обычных условиях и сбрасывалась в экстренных случаях.
Крыло: Крыло самолета представляло собой консольную, цельную коническую конструкцию с некруглым профилем. Оно было прикреплено к ферменной конструкции фюзеляжа, а место соединения было закрыто скруглением, которое являлось частью боковой панели фюзеляжа.
Конструкция крыла состояла из основной конструкции, обшивки, панелей и законцовки. На каждом полукрыле был установлен элерон, а на каждой законцовке крыла была прикреплена опорная рама . Передние кромки корневой части крыла имели люки, обеспечивавшие доступ к топливному отсеку. Статическая труба Пито располагалась в районе законцовки левого крыла. Каркас крыла состоял из продольных и поперечных несущих элементов. Продольные элементы представляли собой два лонжерона, а поперечные элементы состояли из восьми нервюр. В конструкции несущих элементов использовались углепластик, однонаправленный углепластик и алюминиевые сплавы.
Панели крыла трёхслойной конструкции состояли из обшивки и полимерного наполнителя из сотового пластика. Обшивка крыла была изготовлена из углепластика. Каркас элеронов состоял из лонжерона и нервюр, изготовленных из листа алюминиевого сплава. Каркас элеронов был покрыт обшивкой из органического пластика. Хвостовое оперение: хвостовые поверхности самолёта включали горизонтальное и вертикальное хвостовое оперение. Горизонтальное хвостовое оперение состояло из горизонтального стабилизатора и руля высоты. Стабилизатор крепился к хвостовой части фюзеляжа. Руль высоты шарнирно крепился к горизонтальному стабилизатору и имел управляемый триммер. Каркас горизонтального стабилизатора состоял из двух лонжеронов, нервюр, передних кромок и шарнирных кронштейнов руля высоты. Лонжероны горизонтального стабилизатора сечения «канальная труба» были изготовлены из углепластика. Нервюры стабилизатора и передние кромки были изготовлены из алюминиевого сплава. Обшивка стабилизатора была изготовлена из углепластика. Имелись как левые, так и правые рули высоты. Их конструкция была аналогична конструкции стабилизатора. Их наконечники, которые представляли собой рупорные противовесы, были изготовлены из стеклопластика. Вертикальное оперение включало вертикальный стабилизатор и руль направления. Вертикальный стабилизатор крепился к лонжерону горизонтального стабилизатора и раме хвостовой части фюзеляжа. Руль направления в верхней части был прикреплен шарнирно к вертикальному стабилизатору, а в нижней - к кронштейну хвостовой части фюзеляжа. Вертикальный стабилизатор состоял из лонжерона, нервюр и обшивки. В конструкции лонжерона использовался углеродонаполненный органический пластик, а ребра жесткости были изготовлены из листового алюминиевого сплава. Углеродонаполненный органический пластик был использован для обшивки вертикального стабилизатора. Конструкция руля направления была аналогична конструкции руля высоты. Шасси: самолёт имел неубирающееся обычное шасси. Все три стойки шасси были пружинного типа и крепились к ферме фюзеляжа. Основное шасси было оснащено тормозными колёсами KT213 с размером шин 400 x 150 мм. Основная стойка шасси была сварена из двух обработанных титановых сплавов и прикреплена к ферме фюзеляжа с помощью кронштейна. На стойке была установлена подножка. Тормоза основных стоек шасси управлялись по-разному. Система управления состояла из двух независимых гидравлических тормозных систем прямого действия для левого и правого колёс. Правое и левое колёса тормозились нажатием соответствующей педали управления. При одновременном нажатии на обе педали оба колеса затормаживались. Торможение можно было выполнять из любой кабины пилота. Самолёт был оснащён неуправляемым хвостовым оперением пружинного типа. Оно состояло из пружины и хвостового колеса, которое можно было зафиксировать в нейтральном положении из кабины пилота. Пружина представляла собой пластину из титанового сплава переменной толщины, прикреплённую в верхней части к ферме фюзеляжа. В нижней части пружины находился шарнир вилки для колеса. Хвостовое колесо типа 413 имело размер шины 200x80 мм. На хвостовом колесе не было тормозов. Силовая установка: Су-29 был оснащен силовой установкой, которая включала поршневой двигатель воздушного охлаждения М-14ПФ с V530TAD- 35-лопастной винт изменяемого шага и дополнительные двигатели, которые обеспечивали питание систем самолёта. Двигатель был установлен в передней части фюзеляжа и закрыт обтекателем.
Системы самолёта включали:
- топливную систему;
- систему управления двигателем;
- приборы двигателя;
- систему запуска двигателя;
- систему охлаждения двигателя.
Двигатель M-14ПФ работал на бензине. Топливная система включала в себя основной топливный бак, расположенный в фюзеляже перед первым лонжероном крыла, два встроенных в крыло топливных бака, вспомогательный топливный бак для крыльевых баков, трубопроводы, датчики уровня топлива и т. д. Топливо для обычных полётов хранилось в топливном баке в фюзеляже. Для полётов на пароме заполнялись крыльевые топливные баки. Для обеспечения безопасной подачи топлива в полёте в самолёте была предусмотрена система открытых клапанов, использующая наружный воздух. Для контроля количества топлива и работы топливной системы были установлены датчики уровня топлива.
Дроссельная заслонка двигателя и шаг винта регулировались рычагами, установленными в кабине. Эти рычаги были соединены тросами управления с дроссельной заслонкой карбюратора и регулятором постоянной скорости, который регулировал шаг винта. Охлаждение двигателя регулировалось закрылками, установленными перед двигателем. Управление закрылками капота осуществлялось с помощью тросовой системы управления с помощью рычага управления, установленного сбоку от кабины пилота. Контроль за работой двигателя осуществлялся с помощью приборов и контрольных ламп, расположенных на центральной приборной панели. Кроме того, самолет имел дымоотвод, расположенный в правом крыле. Он также имел систему обогрева, которая обеспечивала нормальную рабочую температуру в кабине пилота в холодную погоду.
Оборудование: Система электроснабжения самолета состояла из генераторной установки постоянного тока и системы электропитания постоянным током. Система постоянного тока состояла из источников электроэнергии, систем регулирования и защиты, средств управления и вольтметра постоянного тока. Основным источником электроэнергии был генератор постоянного тока ГСР-3000M мощностью 3 кВт при номинальном напряжении 8,5 В. Аккумуляторная батарея 21 НKBН-3,5 ёмкостью 3,5 Ач была аварийным источником электроэнергии. Внешнее питание подключалось через внешний разъем питания. В каждой кабине были установлены приборные панели. Первая кабина была оборудована центральной приборной панелью, а вторая кабина имела центральную панель и левую боковую приборную панель. Пилотажное и навигационное оборудование позволяло пилоту эффективно использовать летно-технические характеристики самолета. Это оборудование было расположено на центральной приборной панели пилота. Радиосвязное оборудование Су-29 предназначалось для связи «воздух-земля» и «воздух-воздух», а также для внутренней связи. Радиосвязное оборудование включало в себя радиостанцию «Бриз», которая состояла из приемопередатчика на амортизирующей опоре, соединительных кабелей, пульта управления и антенны. Радиостанция управлялась с пульта управления, расположенного во второй кабине.
Продолжение следует….
Поддержите канал-поставьте лайк.