интегральная схема-1

На верхней поверхности СЧФ установлен отклоняемый с помощью гидропривода безмоментный тормозной щиток площадью 2.6 м2. Угол отклонения щитка вверх 54╟. Выпуск тормозного щитка применяется для уменьшения скорости в процессе захода на посадку и при боевом маневрировании на приборных скоростях до 1000 км/ч. На самолетах Су-27УБ, Су-27УБК, Су-35, Су-37 и Су-30 всех вариантов площадь тормозного щитка увеличена до 3.0 м2.

Хвостовая часть фюзеляжа компоновочно делится на следующие технологические агрегаты-отсеки:

• две силовые гондолы двигателей, каждая из которых компоновочно разделена на две части (средние части мотогондол и мотоотсеки);

• хвостовые балки, прилегающие к внешним бортам мотогондол и являющиеся продолжением обтекателей основных опор шасси, служащие платформой для установки оперения самолета;

• центральную балку фюзеляжа, включающую в себя центральный отсек оборудования, задний топливный бак-отсек ╧ 3, законцовку центральной балки с контейнером тормозных парашютов и боковые ласты.

В средних частях гондол двигателей, расположенных под центропланом (шпангоуты ╧ 28-34), находятся воздушные каналы двигателей; на силовом шпангоуте каждой средней части установлен замок выпущенного положения основных опор шасси, на нижней поверхности находятся узлы крепления пилона подвески оружия; в верхних внешних углах расположены агрегаты и коммуникации самолетных систем. В мотоотсеках (шпангоуты ╧ 34-45) установлены двигатели АЛ-31Ф с верхним расположением двигательных агрегатов; между последним шпангоутом центроплана (╧ 34) и двигательными агрегатами в "тени" центроплана установлены выносные коробки самолетных агрегатов - по одной в каждом мотоотсеке; на каждой выносной коробке самолетных агрегатов, соединенной карданным валом с редуктором двигательной коробки агрегатов, установлены турбо-стартер - автономный энергоузел типа ГТДЭ-117-1, генератор переменного тока, гидронасос и топливный насос. К силовому шпангоуту ╧ 45, замыкающему мотоотсек, пристыковывается съемный кок

Двигатель, установленный в мотоотсеке, снимается с самолета при помощи специальной тележки движением назад-вниз; для обеспечения замены двигателя хвостовой кок выполнен съемным, а последние два силовых шпангоута мотоотсека (╧ 42 и 45) - разомкнутыми. При демонтаже двигателей выносные коробки агрегатов остаются на самолете, что сокращает время замены двигателей. Эксплуатационные люки для обеспечения доступа к выносным коробкам самолетных агрегатов и основным агрегатам двигателей расположены в верхней части мотоотсеков Мотогондолы имеют полумонококовую схему с работающей обшивкой, подкрепленной поперечным набором (шпангоутами) и продольным набором (стрингерами)

Задняя часть хвостовых балок (левой и правой) выполнена силовой, на ее верхней поверхности оборудованы узлы крепления вертикального оперения (шпангоуты ╧ 38 и 42), подвески горизонтального оперения (шпангоут ╧ 45) и установлены бустеры стабилизатора (шпангоут ╧ 42) В левой и правой балках перед их силовой частью размещены отсеки самолетного оборудования.

В центральном отсеке центральной хвостовой балки расположены агрегаты самолетного оборудования и систем силовой установки Центральная балка имеет две торцевые и три промежуточные силовые стенки, соединяющие между собой силовые шпангоуты разнесенных гондол двигателей, на нижней поверхности центральной балки установлены узлы крепления пилона подвески вооружения В законцовке центральной балки размещена парашютно-тормозная установка Для обеспечения выброса тормозных парашютов крышка законцовки откидывается вверх В процессе производства в конструкцию самолета был внесен ряд изменений, в частности был удлинен и расширен кормовой ласт, в котором разместили устройства выброса пассивных помех.

На самолете Су-27К на нижней поверхности центральной балки установлены узлы крепления выпускаемого при посадке на аэрофинишер тормозного гака Для уменьшения габаритов самолета при его размещении в подпалубных ангарах авианесущего крейсера, законцовка центральной балки выполнена откидывающейся вверх Парашютная тормозная установка на Су-27К не используется На самолетах Су-35, Су-37 и Су-34 в хвостовом отсеке центральной хвостовой балки увеличенных габаритов расположена радиолокационная аппаратура заднего обзора В связи с этим контейнер тормозного парашюта перенесен вперед, к задней стенке топливного бака ╧ 2, и выполнен поднимающимся.

Регулируемые воздухозаборники двигателей прямоугольного сечения размещены под наплывом крыла в зоне шпангоутов ╧ 18-28 и оснащены выпускаемой сеткой, предотвращающей попадание в двигатели посторонних предметов на взлетно-посадочных режимах Расположение поверхности торможения воздухозаборника - горизонтальное, клин торможения отодвинут от поверхности несущего корпуса, а между крылом и клином образована щель для слива пограничного слоя Механизация воздухозаборников - подвижные панели регулируемого клина и жалюзи подпитки на нижней поверхности Регулируемый трехступенчатый клин воздухозаборника состоит из связанных между собой передней и задней подвижных панелей Передняя панель представляет собой вторую и третью ступени клина торможения воздухозаборника, задняя панель образует подвижную верхнюю стенку загорлового диффузора воздушного канала.

Защитная сетка в убранном положении находится на нижней поверхности канала воздухозаборника Выпуск сетки осуществляется против потока, ось вращения расположена за горлом в диффузорной части канала Створки (жалюзи) подпитки расположены на нижней поверхности воздухозаборника в зоне размещения защитной сетки Створки выполнены "плавающими", т е открывающимися и закрывающимися под действием перепада давления Они могут открываться как при убранной сетке, так и при выпущенной Для перепуска пограничного слоя воздуха на внешней и внутренней боковых стенках каждого воздухозаборника предусмотрены специальные решетки (панели с профилированными щелями) Оптимальное торможение сверхзвукового потока в диффузоре воздухозаборника обеспечивается установкой его регулируемых элементов в расчетное положение автоматической системой регулирования воздухозаборника типа АРВ-40А На боковой поверхности воздухозаборников находятся антенны станции предупреждения об облучении (СПО)

На самолете Су-34 воздухозаборники выполнены всережимными, нерегулируемыми. Их механизация включает створки подпитки и перепуска воздуха.

КРЫЛО самолета свободно-несущее. Отъемные части (консоли) крыла имеют угол стреловидности по передней кромке 42╟ и набраны из профилей относительной толщиной 3-5%. Удлинение крыла 3.5, сужение - 3.4. Механизация представлена отклоняемыми флаперонами площадью 4.9 м2, выполняющими функции закрылков и элеронов, и двухсекционным поворотным носком площадью 4.6 м2. Углы отклонения флаперонов +35-.-200, угол выпуска носков -30╟. Выпуск флаперонов (в режиме закрылка) и отклонение носков производится на взлетно-посадочных режимах, а также при маневрировании с приборными скоростями до 860 км/ч.

Конструктивно каждая консоль крыла состоит из силового кессона, носовой и хвостовой частей, механизации и законцовки. Силовой кессон состоит из трех стенок (╧ 1, 2 и 3), верхней и нижней панелей и 19 нервюр. Часть кессона между нервюрами ╧ 1 и 9 выполнена герметичной и образует топливный бак-отсек. Верхняя и нижняя панели кессона сборные. Носовая часть консоли расположена между передней стенкой и стенкой ╧ 1 кессона и предназначена для размещения коммуникаций и агрегатов управления поворотным носком. Хвостовая часть между стенкой ╧ 3 кессона и задней стенкой служит для размещения коммуникаций и агрегатов управления флапероном. На стенках кессона каждой консоли на стыке с нервюрами ╧ 9, Ю и 14, 16 имеются узлы установки двух пилонов для подвески вооружения. На торцах законцовки крыла установлена гребенка для крепления еще одного пускового устройства для управляемых ракет класса "воздух-воздух" малой дальности. Вместо последнего на торцы крыла могут устанавливаться контейнеры с аппаратурой РЭП.

Двухсекционный поворотный носок навешен на консоль на петлевых опорах при помощи шомполов. Конструктивно носок состоит из обшивки и силового набора (лонжерона и диафрагм). Отклонение носка производится посредством блоков гидроцилиндров. Односекционный поворотный флаперон навешивается на консоль на кронштейнах хвостовой части крыла и управляется гидроцилиндрами.

На корабельном истребителе Су-27К, для уменьшения габаритов самолета при его размещении в подпалубных ангарах авианесущего крейсера, консоли крыла выполнены складными, при складывании крыла ширина самолета сокращается с 14.7 до 7.4 м. Изменена также механизация крыла. Она включает трехсекционные отклоняемые носки, двухсекционные двухщелевые закрылки и зависающие элероны.

На самолетах Су-27К, Су-35, Су-37, Су-34 и Су-ЗОМК под каждой консолью крыла оборудовано по одному дополнительному узлу подвески вооружения. Одновременно на этих самолетах (за исключением Су-27К) увеличена емкость крыльевого бака-отсека: герметичной выполнена часть кессона между нервюрами ╧ 1 и 13.

ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ самолета представляет собой дифференциально отклоняемый стабилизатор, управляемый с помощью электродистанционной системы (СДУ), и состоит из двух цельноповоротных консолей, выполненных по схеме "лонжерон и подкосная балка" с прямой осью вращения и расположением подшипников в консолях горизонтального оперения. Подкосные балки (полуоси) стабилизатора неподвижно закреплены в хвостовых балках фюзеляжа. В силовой набор каждой консоли стабилизатора входят также задняя стенка, 11 нервюр и работающая обшивка, подкрепленная стрингерами.

Консоли горизонтального оперения имеют трапециевидную форму (угол стреловидности по передней кромке 45╟)- Размах стабилизатора 9.8 м, площадь -12.2 м2 Углы отклонения стабилизатора +15... -20╟, для управления по крену возможно дифференциальное отклонение половин ГО с "ножницами" 10╟. Отклонение стабилизатора обеспечивается гидроприводом Рычаг привода имеет коробчатое сечение и конструктивно объединен со средней частью бортовой нервюры стабилизатора. Полуось, изготовленная из высокопрочной стали, состоит из трех частей, соединенных сваркой Лонжерон выполнен методом горячей штамповки; в средней части консоли он имеет двутавровое сечение, а в корневой и концевой частях - швеллерное.

На корабельном истребителе Су-27К, для уменьшения габаритов самолета при его размещении в подпалубных ангарах ТАВКР, консоли стабилизатора выполнены складными.

ПЕРЕДНЕЕ ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ (ПГО), применяемое на самолетах Су-27К, Су-35, Су-37, Су-34 и Су-30МК, установлено в торце наплыва крыла и состоит из двух цельноповоротных консолей размахом 6.43 м и площадью 2 99 м2. Угол стреловидности по передней кромке консолей 53-5╟, углы отклонения +3 5...-51.5". Гидравлические приводы ПГО размещены в наплывах крыла.

ВЕРТИКАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ - двухкилевое, стреловидное (угол стреловидности по передней кромке 40╟), площадью 15.4 м2. Каждый киль оснащен рулем направления (площадь двух рулей 3.5 м2, углы отклонения +25╟ в каждую сторону). Кили имеют трапециевидную форму и выполнены по двухлонжеронной схеме. Они крепятся к силовым шпангоутам хвостовых балок, которые совпадают с силовыми шпангоутами ╧ 38 и 42 мотогондол. В корневой части киля установлена силовая нервюра, поперечный набор основной части киля образован 10 нервюрами. В верхней части килей, снабженных стеклопластиковыми законцовками, и по их передней кромке под радиопрозрачными обтекателями размещены антенны различных радиотехнических устройств.

Управление рулями направления осуществляется с помощью блоков гидроцилиндров, установленных внутри килей. Каждый руль управляется одним блоком цилиндров. Под рулем направления в обтекателе, в тени корневой части киля, установлен бустер стабилизатора. Для улучшения противоштопорных характеристик и повышения путевой устойчивости под хвостовыми балками ХЧФ установлены два подбалочных гребня площадью 2.5 м2, имеющих угол стреловидности по передней кромке 38╟.

На самолетах Су-27УБ, Су-27УБК и Су-30 всех вариантов площадь вертикального оперения увеличена на 3.1 м2 за счет применения проставок высотой 420 мм в корневой части килей, при этом стояночная высота самолета возросла с 5.932 до 6.357 м. На самолетах Су-35 и Су-37 применяются новые кили увеличенной площади и относительной толщины, внутри которых организованы интегральные топливные баки-отсеки. На самолете Су-34 подбалочные гребни не применяются.

ШАССИ самолета убирающееся, трехопорное, с передней опорой. На основных опорах со стойками телескопического типа установлено по одному тормозному колесу КТ-15бД размерами 1030x350 мм. Стойки имеют пространственные косые оси подвески в зоне шпангоутов ╧ 32-33. В выпущенном положении стойки фиксируются механическими замками, установленными на силовом шпангоуте гондол двигателей. Угол наклона стоек относительно вертикали 2╟43'- На передней опоре со стойкой полурычажного типа установлено одно нетормозное колесо КН-27 размерами 680x260 мм.

Передняя стойка, имеющая угол наклона относительно вертикали 7╟, выполнена управляемой, что позволяет самолету совершать маневры во время руления с очень малым радиусом разворота. Узел подвески стойки находится на шпангоуте ╧ 16, узел крепления гидроцилиндра выпуска-уборки стойки - на шпангоуте ╧ 18. Колесо передней опоры снабжено грязезащитным щитком, препятствующим попаданию посторонних предметов с поверхности аэродрома в воздухозаборники. Все опоры шасси убираются вперед по полету: основные - в ниши центроплана, передняя - в подкабинный отсек фюзеляжа. Ниши шасси закрываются створками, имеющими гидравлический привод: ниша передней опоры (шпангоуты ╧ 9-16) - одной створкой, подвешенной к фюзеляжу справа от оси самолета; ниши колеса (шпангоуты ╧ 25-28) и стойки (шпангоуты ╧ 28-33) каждой основной опоры - двумя отдельными створками, подвешенными к центроплану. Амортизация шасси - пневмогидравлическая. База шасси 5.8 м, колея - 4.34 м, стояночный угол самолета - 0╟1б'.

На самолетах Су-35, Су-37 и Су-30МК на передней стойке установлено два нетормозных колеса размерами 620x180 мм. На самолетах Су-27К и Су-27КУБ передняя стойка выполнена телескопической и оснащена спаркой колес размерами 620x180 мм. На самолете Су-34 на основных стойках телескопического типа устанавливаются двухколесные тележки с размещением колес КТ-206 размером 950x400 мм по схеме "тандем". На управляемой передней опоре полурычажного типа установлено два колеса КН-27 размерами 680x260 мм. Колеса передней опоры снабжены грязезащитным щитком, препятствующим попаданию посторонних предметов с поверхности аэродрома в воздухозаборники. Основные опоры шасси убираются вперед по полету в ниши центроплана с разворотом тележек, передняя - назад, в закабинный отсек оборудования. Ниши шасси закрываются створками, имеющими гидравлический привод, при этом ниша передней опоры оснащена двумя парами створок с каждой стороны. База шасси 6.63 м, колея - 4.4 м.

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА И ОБЩЕСАМОЛЕТНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

Силовая установка самолета состоит из двух двухконтурных турбореактивных двигателей с форсажными камерами АЛ-31Ф, воздухозаборников с регулируемыми панелями, створками подпитки, воздушными каналами и системой управления АРВ-40А (рассмотрены в разделе "Фюзеляж"), системы охлаждения двигателей, системы дренажа и суфлирования двигателей, выносных коробок агрегатов с газотурбинными стартерами - энергоузлами ГТДЭ-117-1, топливной системы, системы защиты двигателей от попадания посторонних предметов (рассмотрена с разделе "Фюзеляж"), системы пожаротушения и системы контроля двигателей. В состав общесамолетного оборудования входят:

гидросистема;

пневмосистема;

система электроснабжения;

система управления самолетом, включающая систему дистанционного управления в продольном канале (СДУ);

система автоматического управления (САУ);

светотехническое оборудование;

система питания анероидно-мембранных приборов;

кислородное оборудование;

системы кондиционирования, охлаждения и наддува;

средства аварийного покидания самолета;

приборное оборудование кабины экипажа.

ДВИГАТЕЛЬ АЛ-31Ф имеет модульную конструкцию и состоит из 4-ступенчатого компрессора низкого давления с регулируемым входным направляющим аппаратом, промежуточного корпуса с центральной коробкой приводов, 9-ступенчатого компрессора высокого давления с изменяемым углом установки лопаток направляющих аппаратов первых трех ступеней, наружного контура, кольцевой камеры сгорания, воздухо-воздушного теплообменника в системе охлаждения турбины, одноступенчатой охлаждаемой турбины высокого давления, одноступенчатой охлаждаемой турбины низкого давления, форсажной камеры, сверхзвукового реактивного сопла, редуктора и агрегатов на верхней части двигателя. Двигатель развивает стендовую тягу 12500 кгс на режиме "полный форсаж" и 7770 кгс - на режиме "максимал". Удельный расход топлива на максимальном режиме работы 0.75 кг/(кгс"ч), на форсаже - 1.92 кг/(кгс"ч), минимальный крейсерский удельный расход топлива составляет 0.67 кг/(кгс"ч). Высоконапорный двухкаскадный компрессор  обеспечивает 23-кратное сжатие поступающего воздуха при расходе его ПО кг/с и степени двухконтурности около 0.59- Температура газов перед турбиной достигает 1665 К. Сухая масса двигателя 1530 кг, удельный вес 0.122; габаритная длина -4950 мм, максимальный диаметр -1180 мм, диаметр входа - 905 мм. Ресурс двигателя до первого ремонта составляет 1000 ч, назначенный ресурс - 1500 ч.

Реактивное сопло двигателя - сужающееся-расширяющееся. Оно включает венец профилированных створок, подвешенных на шарнирах к заднему концу форсажной трубы и управляемых с помощью гидроцилиндров. К задней части этих створок шарнирно присоединяются сверхзвуковые створки, образующие расширяющуюся часть сопла. Наружный контур сопла образован внешними створками, передние концы которых представляют собой гибкие элементы, входящие в мотогондолу и всегда прижатые к внутренней поверхности ее обшивки силами упругости. При помощи гибких элементов на всех режимах работы двигателя обеспечивается плавное сопряжение наружного контура внешних створок с контуром мотогондолы Задние концы профилированных и внешних створок соединены между собой подвижными шарнирами, между этими створками вблизи их задних концов имеется кольцевой зазор, через который вытекает воздух, продуваемый через двигательный отсек. Для обеспечения прохождения вектора тяги двигателя вблизи центра тяжести самолета ось реактивного сопла в вертикальной плоскости наклонена относительно оси двигателя на 5╟.

Система управления двигателем - гидроэлектронная с аналоговым электронным регулятором-ограничителем КРД-99, гидромеханическим насосом-регулятором НР-31 и регулятором сопла и форсажа РСФ-31. Задание режима работы силовой установки осуществляется рычагами управления двигателями (РУД), расположенными на левом пульте кабины летчика и связанными с рычагами насосов-регуляторов двига-телей системой тяг и качалок. Запуск двух двигателей может производиться как последовательно, так и одновременно. Раскрутка роторов двигателей при их запуске на земле обеспечивается газотурбинными стартерами-энергоузлами ГТДЭ-117-1, запуск которых, в свою очередь, осуществляется электростартером, напряжение к которому подводится либо от аэродромных источников питания, либо от авюномных бортовых источников тока - аккумуляторных батарей. Запуск двигателей в воздухе происходит при вращении их роторов под действием набегающего потока воздуха на режиме авторотации, при этом надежный запуск возможен практически во всем диапазоне скоростей полета самолета.

На самолете Су-37 установлена опытная модификация двигателей АЛ-31Ф с управлением вектором тяги, которое осуществляется посредством отклонения сопел двигателей в пределах ╠15╟ в вертикальной плоскости (как синхронно, так и дифференциально). Рабочим телом системы управления поворотом сопел является гидромасло из гидросистемы самолета. Контур управления вектором тяги включен в систему дистанционного управления самолетом. На самолете Су-ЗОМК применяются двигатели АЛ-31ФП, управление вектором тяги которых производится посредством отклонения сопел в пределах +15╟ в плоскостях, расположенных по углом 32╟ к продольной плоскости симметрии двигателя Изменение положения оси поворота сопел позволяет получить как вертикальную, так и боковую составляющую вектора тяги. Рабочим телом системы управления поворотом сопел двигателей АЛ-31ФП является авиационный керосин, и она замкнута на систему топливной автоматики двигателя. Контур управления вектором тяги двигателей АЛ-31ФП также включен в систему дистанционного управления самолетом.

ВЫНОСНЫЕ КОРОБКИ АГРЕГАТОВ служат для размещения основных источников энергии самолета -электрогенераторов и гидронасосов - и передачи на них, через систему валов и зубчатых колес с фрикционными и обгонными муфтами, вращательного движения от валов турбокомпрессоров двигателей АЛ-31Ф или выходных валов газотурбинных стартеров - энергоузлов ГТДЭ-117-1, а также передачи вращательного движения от валов турбостартеров к валам роторов основных двигателей при их запуске па земле. На коробках агреппов смонтированы генераторы постоянного тока, приводы генераторов переменного тока, центробежные топливные насосы и плунжерные насосы гидравлической системы самолета, а также турбостартеры ГТДЭ-117-1.

Турбокомпрессорный стартер-энергоузел ГТДЭ-117-1 представляет собой легкий газотурбинный двигатель, используемый на самолете для раскругки роторов основных двигателей при их запуске на земле и приведения в действие бортовых электрогенераторов и насосов гидросистемы при выключенных ТРДДФ. Последнее позволяет проводить проверку оборудования истребителя без подключения внешних источников электропитания (например, в полевых условиях) и без расходования ресурса двигателей. Стартер-энергоузел, имеющий массу 40 кг, развивает пусковую мощность 90 л.с.

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА предназначена для размещения запаса топлива на борту самолета и обеспечения бесперебойного питания двигателей на всех режимах работы в воздухе и на земле. Она состоит из четырех баков (трех в фюзеляже и центроплане и одного в консолях крыла), насосов подкачки и перекачки топлива и топливомерно-расходомерной аппаратуры. Установка подвесных топливных баков на самолете не предусмотрена. Емкость переднего фюзеляжного топливного бака-отсека (бак ╧ 1) - 4020 л, центропланно-го бака-отсека (бак ╧ 2) - 5330 л, заднего фюзеляжного бака-отсека (бак ╧ 3) - 1350 л, крыльевых баков-отсеков (бак ╧ 4) - 1270 л. Полный запас топлива во внутренних баках составляет 11975 л (9400 кг при плотности топлива 0.785). Помимо полного, предусмотрен основной (неполный) вариант заправки самолета, при котором бак ╧ 1 и крыльевые баки-отсеки не заправляются. Запас топлива на самолете в этом случае составляет 6680 л (5240 кг).

На самолетах Су-27УБ, Су-27УБК и Су-30, при сохранении такого же, как на одноместных Су-27, полного запаса топлива, предусмотрены варианты основной и промежуточной заправки. В варианте основной заправки бак ╧ 1 не заправляется, а бак ╧ 2 заправляется частично, запас топлива при этом составляет 7800 л (6120 кг). В варианте промежуточной заправки баки ╧ 2, 3 и 4 заправляются полностью, а бак ╧ 1 - частично, запас топлива при этом -10765 л (8450 кг).

На самолетах Су-35 и Су-37 запас топлива во внутренних баках увеличен за счет большей емкости крыльевых баков-отсеков и применения двух дополнительных баков в килях. Емкость крыльевых баков-отсеков (бак ╧ 4) -1990 л, килевых баков - 360 л. Полный запас топлива во внутренних баках составляет около 13000 л (10250 кг при плотности топлива 0.785). На самолете могут быть использованы два сбрасываемых подвес-пых топливных бака емкостью по 2000 л, устанавливаемые па подкрыльевые точки подвески. На самолете Су-34 значительно увеличена емкость фюзеляжных топливных баков, полный запас топлива па самолете составляет около 15000 л (около 12000 кг). На самолете могут быть использованы один, два или три сбрасываемых подвесных топливных бака большой емкости. На самолетах Су-27К, Су-35, Су-37, Су-30 и Су-34 имеется система дозаправки топливом в полете. Дозаправка может осуществляться от танкеров Ил-78 или однотипных самолетов, оборудованных унифицированным подвесным агрегатом заправки УПАЗ Темп перекачки топлива при дозаправке составляет от 90 до 2300 л/мин. Дозаправка может производиться на высотах 2000-6000 м при скорости полета 450-550 км/ч. Выдвижная штанга-топливоприемник размещена в отсеке перед кабиной экипажа слева и снабжена фарами подсветки для проведения дозаправки ночью.

Основным топливом для двигателей истребителей Су-27 являются авиационные керосины марок РТ, Т-1 и ТС-1 или их смеси. Заправка всех внутренних баков производится либо централизованно, через унифицированный бортовой заправочный штуцер, расположенный в нише передней опоры шасси, либо через заливные горловины баков. Информирование летчика о запасе и выработке топлива обеспечивается топливомер-ной системой с панелью индикации на приборной доске летчика. Система производит вычисление и индикацию остатка топлива, сигнализирует об окончании выработки отдельных баков и обеспечивает автоматическую отсечку топлива при централизованной заправке, в соответствии с выбранным вариантом заправки. Летчик получает информацию о текущем остатке топлива на указателях ленточного типа, о выработке баков и резервном остатке топлива - на световых индикаторах и светосигнальных табло. Сообщение о резервном остатке топлива дублируется речевым информатором "Алмаз" и, наряду с информацией о текущем запасе топлива, записываются бортовым устройством регистрации полетных данных "Тестер", сообщения о нештатном функционировании топливомерной системы и ее отказах отображаются на дисплее системы встроенного контроля и предупреждения экипажа "Экран".

ПРОТИВОПОЖАРНАЯ СИСТЕМА предназначена для тушения пожара в отсеках двигателей. Она состоит из системы сигнализации о пожаре и системы пожаротушения. Система сигнализации выдает летчику предупреждение о возникновении пожара на световом табло приборной доски кабины и речевое сообщение системы "Алмаз". Система пожаротушения состоит из огнетушителей, трубопроводов и коллекторов-распылителей. Ликвидация пожара обеспечивается за счет заполнения огнегасящим составом свободного пространства отсеков. Органы управления системой пожаротушения размещены на пульте левой панели кабины летчика.

ГИДРОСИСТЕМА самолета состоит из двух независимых гидросистем закрытого типа (первой и второй) с рабочим давлением 280 кгс/см2 и приводом каждой от своего двигателя. Источниками энергии в каждой гидросистеме являются плунжерные насосы переменной производительности НП-112, установленные на выносных коробках агрегатов. Рабочее тело гидросистемы - гидрожидкость АМГ-10. Первая и вторая гидросистемы параллельно обеспечивают работу рулевых приводов стабилизатора, рулей направления, флаперонов (на Су-27К - элеронов и закрылков), отклоняемых носков и переднего горизонтального оперения (на самолетах Су-27К, Су-35, Су-37, Су-ЗОМК, Су-34).

Кроме того, первая гидросистема обеспечивает: выпуск и уборку шасси, открытие и закрытие створок ниш шасси; управление клином левого воздухозаборника; уборку и выпуск защитных сеток воздухозаборников; управление стойкой передней опоры шасси; торможение колес основных опор шасси (стартовое и аварийное); питание гидроагрегатов РЛПК; работу ограничителей хода ручки по крену и хода педалей; выпуск и уборку топливозаправочной штанги (на самолетах Су-27К, Су-35, Су-37, Су-30, Су-34), тормозного гака (на самолете Су-27К), работу механизмов складывания крыла и стабилизатора (на Су-27К). Вторая гидросистема обеспечивает: основное торможение колес шасси; уборку и выпуск тормозного щитка; управление клином правого воздухозаборника.