Samolot myśliwsko-bombowy Suchoj Su-20
Suchoj Su-20, dziś niemal zapomniany samolot w służbie Wojska Polskiego
Samoloty myśliwsko-bombowe Suchoj Su-20, dostosowane do prowadzenia rozpoznania z wykorzystaniem zasobnika kompleksowego rozpoznania typu KKR-1, wprowadzono na wyposażenie polskiego lotnictwa wojskowego w połowie lat 70.-tych XX wieku. Ze względu na zastosowanie w konstrukcji samolotu zmiennej geometrii skrzydeł – maszyny te wówczas były uważane za wyznacznik postępu naukowo-technicznego w lotnictwie i wzbudzały wielkie zainteresowanie wśród członków Układu Warszawskiego. Jednak w odróżnieniu od mocno wówczas awangardowego układu aerodynamicznego, ich podstawowe wyposażenie pilotażowo-nawigacyjnego i celownicze było dalekie od nowoczesności. Do przełomu na tym polu doszło dopiero w kolejnej dekadzie, kiedy wraz z postępem technicznym w polskim (i nie tylko) lotnictwie samoloty Suchoj Su-22. W polskim lotnictwie samoloty myśliwsko-bombowe Suchoj Su-20 stanowiły wyposażenie 7. Brygady Lotniczej, a następnie pułku lotnictwa bombowo-rozpoznawczego. Ich głównym zadaniem było prowadzenie operacyjnego rozpoznania powietrznego na potrzeby wszystkich Sił Zbrojnych, w tym Wojska Polskiego. Po ich ostatecznym wycofaniu ze struktur Wojska Polskiego, zachowany został zasobnik KKR-1, dostosowując go następnie do przenoszenia na samolotach myśliwsko-bombowych Suchoj Su-22.
Powstanie konstrukcji
Na przełomie lat 50.-tych, a 60.-tych XX wieku w pracy nad nowymi samolotami naddźwiękowymi główny wysiłek w dziedzinie aerodynamiki skoncentrowano na problemach, których rozwiązanie z jednej strony coraz to większych prędkości maksymalnych w locie, a z drugiej strony wzrost prędkości startu oraz lądowania.
Samolot myśliwsko-bombowy Suchoj Su-20 w barwach polskiego lotnictwa wojskowego. Eksponat znajduje się przy myjni samochodowej w Wejherowie przy trasie Gdynia-Szczecin
Jeżeli idzie natomiast o uzyskanie maksymalnych prędkości, kierunek rozwoju był jednostronny, ponieważ budowano samoloty ze skrzydłami oraz usterzeniem o coraz to mniejszej powierzchni oraz grubości względnej oraz większym kącie skoku krawędzi natarcia. Skrzydła takie charakteryzował wprawdzie mały opór, ale jednocześnie mała siła nośna. Natomiast przedsięwzięcia mające na celu zmniejszenie prędkości startu i lądowania zawsze prowadziły do istotnego wzrostu masy płatowca i skomplikowania jego konstrukcji (zwłaszcza skrzydeł wyposażonych w mechanizację), a w całej tej konsekwencji, do znacznego pogorszenia osiągów samego samolotu, zmniejszenie niezawodności oraz skomplikowania obsługi.
W tych warunkach z konieczności budowano samoloty o własnościach, które można uznać za dobre tylko w pewnych ściśle określonych fazach lotu, lub samoloty, w których na zasadzie kompromisu zrezygnowano nieco z najwyższych osiągów na korzyść znacznego polepszenia najgorszych. Zastosowanie pierwszych jej przeważnie ograniczone i zmusza do budowania konstrukcji o stosunkowo wąskim przeznaczeniu. Tymczasem praktyka konfliktów zbrojnych wskazywała, że lotnictwo wojskowe potrzebuje samolotów, które nie powinny charakteryzować jednakowe dobre własności w całym zakresie prędkości użytkowych, lecz także powinny być dostosowane do korzystania z drogowych odcinków lotniskowych i lotnisk doraźne przygotowanych. Z drugiej strony konieczność budowania samolotów o konkretnym przeznaczeniu zmniejsza elastyczność oraz efektywność wykorzystania dużej ilości sprzętu (niezbędna jest duża liczba samolotów bojowych), komplikuje obsługę oraz zaopatrzenie materiałowe oraz szkolenie personelu naziemnego i latającego (dużo typów), wymaga rozszerzenia produkcji części zamiennych, bazy remontowej, itp.
Oznacza to, że w lotnictwie wojskowym problem pewnego rodzaju (uniwersalności konstrukcji” – sam samolot nabrał szczególnego znaczenia ze względu na szeroki zakres warunków bojowego wykorzystania sprzętu na małych i dużych wysokościach w locie z małymi i dużymi prędkościami, a także z uwagi na wymaganą dużą sprawność operacyjną.
Na ówczesnym etapie trwania rozwoju lotnictwa za optymalne rozwiązanie pod względem własności uznano samoloty o zmiennej geometrii, zwłaszcza budowane jako maszyny wielozadaniowe (myśliwsko-bombowe). Co o tym zdecydowało? Jak wiadomo maksymalna prędkość lotu poziomego zależy przecież od ciągu zastosowanego zespołu napędowego oraz oporu aerodynamicznego samolotu, a prędkość lądowania od wartości wytwarzanej przez płatowiec siły nośnej i masy samolotu. Można więc w przybliżeniu przyjąć, że przy danym zespole napędowym i stałej masie samolotu zwiększenie stosunku prędkości maksymalnej do prędkości lądowania zależy tylko od modernizacji kształtu i konstrukcji zastosowanych skrzydeł. Modernizację tę wprowadza się więc zarówno w celu zwiększenia pierwszej prędkości, jak i zmniejszenia prędkości drugiej.
Z tego względu zdobycie przez lotnictwo każdego nowego obszaru prędkości lotu i wysokości jest związane nie tylko z zastosowaniem bardziej udoskonalonych lub o nowej zasadzie działania zespołów napędowych oraz nowych kształtów samolotów, lecz także z nowymi formami zmiany ich geometrii. Zmiana ta powinna prowadzić do polepszenia charakterystyk lotu samolotu przy większych prędkościach, bez pogorszenia odpowiednich charakterystyk, tak istotnych dla mniejszych prędkości, albo odwrotnie.
Oznacza to więc, że zagadnienie zasygnalizowane na wstępie – stałe dążenie do zmniejszenia powierzchni nośnej skrzydeł i grubości względnej profilu skrzydeł oraz do zwiększenia kąta skosu krawędzi natarcia w samolotach o zmiennej geometrii – zostało odwrócone (wrócono bowiem do skrzydeł o małym skosie i profilu o dużej grubości względnej), ponieważ osiągnięte wówczas prędkość maksymalna i pułap uznano za zadowalające. Od tego momentu niezbędne stało się jedynie zapienienie samolotowi naddźwiękowemu odpowiednio dobranych własności przy małych prędkościach lub na małych wysokościach. Można wobec tego powiedzieć, że zastosowanie skrzydeł o zmiennej geometrii ma na celu zwiększenie nośności przy małych i zmniejszenie oporu przy dużych prędkościach.
Samolot myśliwsko-bombowy Suchoj Su-20 w locie
Możliwość wprowadzania określonych charakterystyk w różnych obszarach prędkości zależnie od aktualnej potrzeby (formalnie oznacza to dobór określonego kąta skosu skrzydeł w funkcji prędkości) sprawia więc, że samoloty o zmiennej geometrii można uznać za konstrukcje lotnicze o jednakowo poprawnych charakterystykach we wszystkich fazach lotu i we wszystkich zakresach prędkości.
Pierwszym samolocie o tak zmiennej geometrii skrzydeł według dzisiejszych wymagań był samolot Bell X-5, inspirowany niemiecki samolot odrzutowy Messerschmitt P.1101 ze skrzydłami skośnymi, których krawędzie natarcia mogły być ustawiane na ziemi pod kątem 35 stopni lub 45 stopni. Oblot modelu prototypowego samoloty P.1101 nie dokonano, ponieważ w 1945 roku samolot został zdobyty przez wojska amerykańskie.
Bardzo charakterystyczną cechą zmiany kąta skosu krawędzie natarcia skrzydeł Bell X-5 była automatyczna kompensacja przemieszczania się środka parcia samolotu względem środka ciężkości wraz ze zmianą położenia skrzydeł. W tym celu podczas zwiększania kąta skosu następowało jednocześnie przesuwanie skrzydeł do przodu. Możliwość przesuwania skrzydeł wzdłuż osi samolotu zapewniała odpowiednie charakterystyki stateczności i sterowności, czyli odpowiednią manewrowość w całym zakresie kątów skosu i faz lotu (środek masy był taki sam w każdym położeniu skrzydeł). Polepszenie charakterystyk startu i lądowania osiągano nie tylko przez możliwość ustawienia skrzydeł w konfiguracji minimalnego skosu, lecz także przez zastosowanie klap przednich umieszczonych niemal na całej rozpiętości.
Suchoj Su-20
Kinematyka zmiany położenia skrzydeł umożliwiała zmianę kąta skosu krawędzi natarcia w zakresie: 20 stopni – 40 stopni – 60 stopni, przy czym skrzydła obracały się (względem wspólnej osi położonej w płaszczyźnie symetrii samolotu) za pomocą napędu elektrycznego (czas przestawienia ze skrajnych położeń wynosił 20 sekund). W konfiguracji skosu 20 stopni rozpiętość skrzydeł wynosiła 9300 mm, a prędkość maksymalna sięgała 967 km/h. Natomiast w konfiguracji maksymalnego skosu (60 stopni) rozpiętość skrzydeł wynosiła 6320 mm, a prędkość maksymalna 1040 km/h (1135 km/h w locie nurkowym). W czasie prowadzonych badań w locie stwierdzono również większą prędkość wznoszenia w konfiguracji maksymalnego skosu, natomiast w konfiguracji minimalnego skosu większą ekonomiczność przy prędkości przelotowej oraz możliwość startu i lądowania na krótszych drogach startowych.
Zbudowane zostały dwa samoloty prototypowe doświadczalnego Bell X-5. Pierwszy z nich został oblatany 20 czerwca 1951 roku, a za jego sterami siedział pilot doświadczalny Jean „Skip” Ziegler. Natomiast drugi model prototypowy, po raz pierwszy wzbił się w powietrze w dniu 10 grudnia 1951 roku. Samoloty te były napędzane odrzutowymi silnikami turbinowymi typu Allison J35-A-17A o ciągu maksymalnym 21,8 kN. Łącznie w latach 1951-1955 wykonano na nich łącznie około 200 lotów.
14 października 1953 roku drugi egzemplarz uległ katastrofie podczas prób korkociągowych, pilot maszyny – kapitan Ray Popson zginął. Stwierdzono, że przy pewnych położeniach skrzydeł samolot nie dawał żadnych szans na wyprowadzenie z lotu poziomego. Pomimo pewnych problemów ze stabilnością samolotu Bell X-5 dowiódł on swojej przydatności w dalszym konstruowaniu samolotów o zmiennej geometrii skrzydeł, zwłaszcza dla samolotów przeznaczonych do działania w szerokim zakresie prędkości.
Autor – zdjęcia: Dawid Kalka
Warszawa, Sadyba – Muzeum Polskiej Techniki Wojskowej
Drugim samolotem, n którym zastosowano skrzydła o zmiennej geometrii, był odrzutowy samolot myśliwski bazowania pokładowego Grumman XF-10F-1 Jaguar. Celem było zbudowanie samolotu o szczególnie dobrych charakterystykach w locie z małymi prędkościami. Na samolocie XF-10F-1 zastosowano skrzydła, które mogły przyjąć jedną z dwóch pozycji: skos 13,5 stopnia (rozpiętość skrzydeł 15 440 mm) do startu i lądowania i skos 42,5 stopnia do lotu samolotu (rozpiętość skrzydeł 11 180 mm). Miał on również mechanizm zmiany kąta skosu, który automatycznie kompensował przemieszczanie się środka parcia względem środka ciężkości samolotu poprzez zmianę położenia skrzydeł wzdłuż kadłuba. W konfiguracji maksymalnego skosu skrzydła samolotu zajmowały skrajnie przednie, a w przypadku minimalnego – skrajnie tylne położenie. Jednak jeżeli zmiana kąta skosu nie była dokładnie zsynchronizowana z przesuwaniem się skrzydeł, to następowało tak duże zwiększenie odległości między środkiem parcia, a środkiem ciężkości, że samolot stawał się niebezpiecznie niestateczny.
Oblot modelu prototypowego samolotu XF-10F-1 19 maja 1952 roku przeprowadził pilot doświadczalny Corwin „Corky” Meyer. Samolot ten był napędzany turbinowym silnikiem odrzutowym typu Westinghouse XJ40-WE-8 o ciągu maksymalnym 30,2 kN. Wykonano na nim łącznie 32 loty, w wyniku których konstrukcje samolotu uznano za niewystarczającą (samolot ten sprawiał podobne problemy jak konstrukcja Bell X-5 i podczas jego pilotażu łatwo wpadał w niekontrolowany korkociąg, a obsługę samej maszyny uznano za mocno uciążliwą i ostatecznie program został anulowany (budowy drugiego prototypu nie ukończono). Obliczeniowa prędkość maksymalna samolotu miała wynosić 1140 km/h, jednak z powodu niedopracowania konstrukcji silnika odrzutowego, w locie poziomym prędkość maksymalna wyniosła 915 km/h, zaś w locie nurkowym 1030 km/h.
Widać z tego że pierwsze dwa samoloty o zmiennej geometrii zamiast stać się przewidywaną rewelacją techniczną, nie wykazały spodziewanych właściwości lotnych, ponieważ nie rozwiązano w nich, w zadowalający sposób wielu problemów technicznych związanych z nieuniknionym skomplikowaniem konstrukcji płatowca. Zaproponowany na maszynach układ kinematyczny zmiany położenia ruchomych części skrzydeł był zbyt skomplikowany, a każda niedokładność wykonania konstrukcji płatowca oraz niezbyt dokładna obsługa prowadziły z zasady do sytuacji awaryjnych. W tych warunkach same samolot, podobnie jak kilka innych, w których zastosowany został napęd śmigłowy, nie mogły wyjść poza stadium prototypu.
Powodem tego był przede wszystkim zbyt niski, jak na potrzeby tego rodzaju samolotów, poziom technologii, wytrzymałość i masa znanych i stosowanych materiałów konstrukcyjnych oraz osiągnięcia w dziedzinie napędów oraz wyposażenia. Poza tym dla samolotów poddźwiękowych czy okołodźwiękowych, korzyści wynikające ze stosowania skrzydeł o zmiennej geometrii są małe w porównaniu ze skomplikowaniem konstrukcji i wzrostem masy. Natomiast dla samolotów naddźwiękowych charakterystyki odpowiadające lotowi poddźwiękowemu mają bardzo istotne znaczenie dla efektowności ich wykorzystania, dlatego zastosowanie w nich skrzydeł o zmiennej geometrii okazało się mocno uzasadnione i już od początku lat 60.-tych XX wieku możliwe pod względem technicznym.
W tej sytuacji znalazły się niezbędne fundusze na przeprowadzenie badań naukowych oraz eksperymenty techniczne, które po raz pierwszy w historii rozwoju samolotów o zmiennej geometrii zbiegły się z osiągnięciami nauki i techniki (przełom lat 50.-tych i 60.-tych XX wieku), rokującymi skuteczność podjętych prac oraz celowość ich stosowania w samolotach naddźwiękowych. Prace rozpoczęte w Stanach Zjednoczonych nad wielozadaniowym samolotem myśliwskim TFX (Tactical Fighter Experimental: General Dynamics F-111 Aardvark), a następnie w samym Związku Radzieckim oraz Francji (Dassault Mirage G) – które zakończyły się pomyślnie.
Samolot F-111 stał się pierwszym naddźwiękowym samolotem ze skrzydłami o zmiennej geometrii, a także pierwszym produkowany seryjnie. Oblot miejsce 21 grudnia 1964 roku, a pierwsze zmiany w jego konfiguracji dokonano 6 stycznia 1965 roku. Samolot ten miał być produkowany masowo w kilku wersjach: wersji myśliwsko-bombowej F-111A, rozpoznawczej RF-111A, bombowej dalekiego zasięgu FB-111A oraz myśliwskiej bazowania pokładowego F-111B. Uroczyste wprowadzenie samolotów F-111 do wyposażenia Sił Powietrznych Stanów Zjednoczonych miało miejsce 18 lipca 1967 roku.
Samolot pola walki o zmiennej geometrii płata Suchoj Su-20 w barwach polskiego lotnictwa wojskowego
W październiku 1964 roku od władzy został odsunięty I Sekretarz Komitetu Centralnego Komunistycznej Partii Związku Radzieckiego (KC KPZR) i premiera Związku Radzieckiego – Nikitę S. Chroszczowa, zwolennika powszechnej rakietyzacji Armii Radzieckiej (rakieta może dokonać wszystko”), który wprost uznał lotnictwo za mocno zanikający rodzaj sił zbrojnych. To na jego polecenie, na przełomie lat 50.-tych i 60.-tych XX wieku w Związku Radzieckim zostało anulowanych i mocno ograniczonych wiele projektów lotniczych. Szereg istniejących ośrodków naukowo-badawczych oraz biur doświadczalno-konstrukcyjnych zajmujących się tematami lotniczymi musiało zmienić profil i skoncentrować się nad rozwojem pociskó rakietowych. Chociaż oficjalnie obowiązywała opinia pochodząca z Centralnego Instytutu Aero- i Hudrodynamicznego o bez perspektywiczności samych samolotów ze skrzydłami o zmiennej geometrii, to jednak amerykańskie osiągnięcia w tej dziedzinie, były bardzo uważnie śledzone.
Po odsunięciu od władzy w Związku Radzieckim Nikitę Chruszczowa, jego miejsce zajął szybko na stanowisku I Sekretarza KC KPZR – Leonid I. Breżniew, natomiast premierem Związku Radzieckiego został Aleksiej N. Kosygin. Dokonano wówczas wielu zmian w radzieckich siłach zbrojnych oraz w prowadzonej polityce zbrojeniowej Związku Radzieckiego. W wyniku podjętych decyzji przemysł lotniczy energicznie przystąpił do odrabiania tak mocno straconego czasu. W 1965 roku w Sztabie Generalnym Armii Radzieckiej sporządzony został dokument „Zasadnicze kierunki rozwoju uzbrojenia i sprzętu wojskowego na lata 1966-1970”, zgodnie z którym jednym z najważniejszych zadań w dziedzinie lotnictwa było zabezpieczenie wdrożenia w projektowaniu odrzutowych samolotów bojowych najnowszych osiągnięć w dziedzinie aerodynamiki, w tym skrzydeł o zmiennej geometrii.
W wyniku olbrzymiego wysiłku praktycznie wszystkie rodzaje lotnictwa bojowego Sił Powietrznych Związku Radzieckiego w krótkim czasie otrzymały one nowe samoloty ze skrzydłami o zmiennej geometrii: myśliwskie samoloty MiG-23, myśliwsko-bombowe MiG-27 i Su-17, bombowce taktyczne Su-24, bombowce dalekiego zasięgu Tu-22M (samoloty bombowe strategiczne, o zasięgu kontynentalnym) i ciężkie bombowce Tu-160 (samoloty bombowe strategiczne o zasięgu kontynentalnym).
Para radzieckich Su-17 w locie
Spośród radzieckich konstruktorów lotniczych Paweł Osipowicz Suchoj był tym, który jako pierwszy wystąpił z koncepcją budowy wielozadaniowego samolotu bojowego ze skrzydłami o zmiennej geometrii. 12 marca 1963 roku Suchoj skierował odpowiednie pismo w tej sprawie do ministra przemysłu lotniczego Pietra W. Dementiewa, w którym tak przedstawił możliwe perspektywy zastosowania nowego układu aerodynamicznego dla samolotu wielozadaniowego:
„W OKB-51 rozpatrzono możliwość zbudowania samolotu wielozadaniowego ze skosem skrzydła zmiennym w locie, który przy zabudowie różnych wariantów wyposażenia i uzbrojenia może z powodzeniem pełnić funkcję samolotu myśliwsko-bombowego, rozpoznawczego i myśliwca przechwytującego. Zastosowanie dla takiego samolotu skrzydła ze zmiennym w locie skosem, a w związku z tym i wydłużeniem, pozwoli zadowalająco spełnić przeciwstawne wymagania i otrzymać optymalne charakterystyki startu i lądowania, zasięg lotu, prędkości maksymalnej pułapu.
Należy szczególnie podkreślić jeszcze jedną ważną zaletę samolotu ze skrzydłem o zmiennym skosie. Do zmniejszenia negatywnego wpływu na samolot pionowych ruchów powietrza przy locie w pobliżu ziemi należy stosować skrzydło z małą powierzchnią nośną, tj. z dużym skosem i małym wydłużeniem, dla którego pionowe ruchy powietrza dają małe zmiany przeciążenia. W ten sposób samolot ze skrzydłem o skosie zmiennym w locie, wykonując start i lądowanie z małym skosem i dużym wydłużeniem, będzie miał możliwość wykonać lot przy ziemi na dużych prędkościach okołodźwiękowych z dużym skosem i małym wydłużeniem.
Panorama Wojny Październikowej 1973 roku – Kair
Wyniki prac przeprowadzonych w OKB-51 pokazują, że samolot ze skrzydłem o zmiennym skosie w porównaniu z samolotem o analogicznym przeznaczeniu, z takim samym zespołem napędowym, ale ze skrzydłem o stałym skosie 60 stopni, będzie miał następujące przewagi: prędkość oderwania zmniejszy się o 26%, długość rozbiegu zmniejszy się o 45%, prędkość lądowania zmniejszy się o 26%, długość dobiegu zmniejszy się o 40%, przyrost przeciążeń przy ziemi na prędkości 1000 km/h, przy pionowym ruchu powietrza 10 m/s zmniejszy się o 38%, zasięg lotu na wysokości 10 000-12 000 metrów z prędkością mniejsza niż Ma+1 zwiększy się o 38%.
Te wyniki pokazują, że zbudowanie samolotu wielozadaniowego ze skrzydłem o skosie zmiennym w locie zapewni otrzymanie optymalnych charakterystyk lotno-taktycznych na wszystkich zakresach lotu […}. Proszę o waszą decyzję o postawieniu przed OKB-51 zadania na zbudowanie samolotu wielozadaniowego ze zmiennym w locie skosem skrzydła”.
Zwraca uwagę fakt, że Suchoj nie proponuje budowy samolotu eksperymentalnego, a od razu bojowego z pełnymi możliwościami. Ma on być dwumiejscowy i napędzany dwoma turbinowymi silnikami odrzutowymi typu R-21F-300 (ciąg maksymalny 46,1 kN i z dopalaniem 70,6 kN). Jego masa startowa ma wynosić 21 000 kg, w tym przenoszony zapas paliwa wewnętrznego 7000 kg. Prędkość maksymalna przy samej ziemi – 1400 km/h, na wysokości 12 000 metrów – 2500 km/h, pułap – 21 000 metrów. Zasięg samolotu z dwoma bombami FAB-500 i dwoma zbiornikami dodatkowymi przy ziemi – 1100 km, na wysokość 10 000-12 000 metrów – 2800 km, zasięg przebazowania – 3200 km. Długość rozbiegu – 550 m, dobiegu – 500 m.
Panorama Wojny Październikowej 1973 roku – Kair
Uzbrojenie samolotu
Jego stałe uzbrojenie miało się składać z dwoma działkami lotniczymi typu NR-30 kalibru 30 mm z zapasem amunicji 160 sztuk (2 x 80 sztuk) nabojów. Ponadto na sześciu podwieszeniach zewnętrznych (dwa pod kadłubem, dwa pod nieruchomymi częściami skrzydła i dwa pod ruchomymi konsolami) samolot ma przenosić bomby konwencjonalne oraz z ładunkami jądrowymi, kierowane lotnicze pociski rakietowe klasy „powietrze-ziemia” oraz „powietrze-powietrze” oraz dodatkowe zbiorniki paliwa. O samolotu przewidziano podwozie kołowo-płozowe, co razem z wysokimi charakterystykami nośnymi skrzydła o zmiennej geometrii miało zapewnić ich normalną eksploatację z lotnisk gruntowych o wytrzymałości gruntu 5-7 kg/m2.
Dementiew ocenił pismo Suchoja jako „interesujące” i skierował je do rozpatrzenia przez Komitet Naukowo-techniczny Ministerstwa Przemysłu Lotniczego. Ten jednak, pamiętając o zakazie Nikity Chruszczowa rozpoczynania prac nad jakościowo nowymi konstrukcjami lotniczymi (dopuszczana była tylko modernizacja istniejących maszyn), nie skierował projektu samolotu Suchoja do realizacji. Tym nie mniej 4 maja 1963 roku minister przemysłu lotniczego postawił przed biurem Suchoja zadanie przygotowania projektu wstępnego samolotu ze skrzydłem o zmiennej geometrii na bazie samolotu myśliwsko-bombowego Su-7BM. Nowe skrzydło miało pozwolić na zmniejszenie wysokiej prędkości lądowania, wymagającej posiadania długich dróg startowych oraz zwiększenie zasięgu lotu.
Ze względu na duży stopień nowości w pierwszej kolejności zdecydowano się zbudować samolot demonstrator technologii, który oznaczono jako S-22I. Kierownikiem tematu został Nikołaj G. Zyrin, jeden z najbliższych współpracowników Suchoja, który od samego początku zajmował się także nad pracami samolotu Suchoj Su-7.
Zastosowany układ siłowo-konstrukcyjny skrzydła został określony bardzo szybko: rzut skrzydła z góry zachowano bez większych zmian, wielkość nieruchomych części skrzydła określiło położenie goleni głównych zmieniała się w porównaniu z samolotem Su-7BM. Ruchome części skrzydła zajmowały stosunkowo niewielką część rozpiętości skrzydła.
Już w 193 roku model skrzydła przeszedł pierwsze dmuchania w Centralnym Instytucie Aero- i Hydrodynamicznym. Przeprowadzone próby aerodynamiczne potwierdziły, że zastosowany układ skrzydła został wybrany prawidłowo. Przemieszczenie się środka parcia przy zmianie kąta skosu było stosunkowo niewielkie i nie przekraczało 2% średniej cięciwy aerodynamicznej. Dla ruchomych części skrzydła przyjęto minimalny kąt skosu 30 stopni, maksymalny pozostał taki sam jak w samolocie Su-7BM – 63 stopnie. Przy zmianie skosu od minimalnego do maksymalnego powierzchnia nośna zmieniała się od 38,5 m2 do 34,5 m2 wydłużenie – od 4880 mm do 2690 mm, względna grubość zastosowanego profilu od 12% do 7%, doskonałość aerodynamiczna od 11,7 do 9,0.
Dalsze badania w tunelu aerodynamicznym wykazały celowość wprowadzenia na ruchomych końcówkach skrzydła slotów, co dało poprawę manewrowości samego samolotu poprzez zwiększenie dopuszczalnych w locie kątów natarcia z 17 stopni do 22 stopni. Wszystkie wprowadzone zmiany (w tym budowa instalacji hydraulicznej i mechanizmów zmiany kąta skosu skrzydła) doprowadziły one do wzrostu masy własnej samolotu o około 400 kg.
Autor – zdjęcia: Dawid Kalka
Kraków, Muzeum Lotnictwa Polskiego
W maju 1965 roku projekt wstępny samolotu eksperymentalnego S-22I przeszedł ocenę i otrzymał akceptację, a następnie zbudowano drewnianą makietę samolotu, na której rozpatrywani szczegółowo zagadnienia konstrukcyjne i technologiczne. Poszczególne elementy od końca 1964 roku testowano na stanowiskach badawczych. Do przeprowadzenia prób na wytrzymałość wykonano komplet zewnętrznych części skrzydła.
20 sierpnia 1965 roku minister przemysłu lotniczego Dementiew wydał zarządzenie, zgodnie z którym do końca drugiego kwartału 1966 roku, należało zbudować i przekazać na próby dwa egzemplarze samolotu Su-7BM ze skrzydłami o zmiennej geometrii, z których jeden miał być przeznaczony do przeprowadzenia prób lotnych, a drugi model – do prób wytrzymałościowych statycznych. Płatowiec do prób naziemnych S-22I-0 ukończono pod koniec 1965 roku i od początku następnego roku przystąpiono do jego dalszego testowania. Do przebudowy na egzemplarz do prób lotnych S-22I wykorzystano samolot Suchoj Su-7BM z numerem seryjnym 48-06. Z samolotu zdemontowano bloki pilota automatycznego Ap-28I1 oraz tłumik D-2K-110. Do zabezpieczenia większych zapasów na momenty nurkujące i wznoszące się przy zmianie wyważenia zwiększono kąty wychylenia usterzenia poziomego.
Przed dokonaniem odlotu samolotu prototypowego S-22I poddano dmuchaniom w tunelu aerodynamicznym w Centralnym Instytucie Aero- i Hydrodynamicznym. Dzięki uzyskanym wynikom, udoskonalono wszystkie obliczenia jego charakterystyk lotni-technicznych, startu i lądowania oraz odpowiednich parametrów stateczności i sterowności. Następnie samolot został dostarczony7 do Stacji Prób w Locie biura Suchoja na lotnisku Instytutu Naukowo-badawczego Ministerstwa Przemysłu Lotniczego w Żukowskim.
Suchoj Su-20R (z zasobnikiem KKR-1) – Poznań-Ławica, 1991 rok
2 sierpnia 1966 roku oblot samolotu przeprowadził pilot doświadczalny Władimir S. Iljuszyn. Ogółem w trakcie trwania prób zakładowych na samolocie S-22I wykonano łącznie 24 loty (wszystkie przeprowadził Iljuszyn). Oceniano w nim instalację zmiany kąta skosu skrzydła, charakterystyki startu oraz lądowania, stateczność i sterowność na podstawowych zakresach lotu przy różnych skosach skrzydła. Głównie jednak charakterystyki startu i lądowania pod kątem uzyskania ich poprawy, zgodnie z założeniami i obliczeniami teoretycznymi.
W połowie października 1966 roku samolot został przebazowany na lotnisko Kubinka, gdzie zademonstrowano go przed kierownictwem Sił Powietrznych Związku Radzieckiego. W listopadzie tego roku samolot S-22I trafił do zakładu doświadczalnego biura Suchoja na dopracowanie. Główną zmianą było wyposażenie go w tył kadłuba od samolotu Suchoj Su-7BKŁ z zasobnikiem na dwa spadochrony hamujące. Ponadto do zwiększenia dynamicznego naporu powietrza podczas startu zmieniono klapki przeciwpompażowe, które teraz odkrywały się do wnętrza kadłuba. Po oblocie S-22I, samolot w nowej konfiguracji – został przekazany do Instytutu Naukowo-Badawczego Sił Powietrznych na lotnisko w Achtubińsku w celu zapoznania się z nim radzieckiego lotnictwa wojskowego.
W Achtubińsku w okresie marzec-maj 1967 roku wykonanych zostało 58 lotów, w tym 38 zrobili piloci z Instytutu Naukowo-Badawczego Sił Powietrznych, a 18 – piloci z Biura Doświadczalno-Konstrukcyjnego Suchoja. Próby potwierdziły, że postawione przez konstruktorami zadanie zostało wykonane. Przy startowej konfiguracji skrzydła (skos pod kątem 30 stopni, sloty wypuszczone) bez podwieszeń, z silnikiem pracującym na dopalaniu długość rozbiegu na betonowej drodze startowej wynosiła 530-560 metrów (dla smaolotu Su-7BM dystans ten wynosił 1000 metrów), a prędkość oderwania się samolotu sięgała w zakresie 270-275 km/h (znowu, dla samolotu Su-7BM prędkość ta wynosiła 340 km/h). Z podwieszonymi dwoma bombami lotniczymi FAB-500 i dwoma zbiornikami dodatkowymi PTB-600 długość rozbiegu wynosiła 850-900 metrów (dla samolotu Su-7BM – 1400 metrów), a prędkość oderwania samolotu – 310-315 km/h (dla samolotu Su-7BM – 380 km/h).
Ten rzadki kamuflaż samolotu Suchoj Su-20 był przechowywany w bazie lotniczej Leeuwarden (Holandia) przez wiele lat. Ma radzieckie barwy, ale w rzeczywistości jest to były egipski odrzutowiec. Pod koniec lat 80.-tych XX wieku był testowany przez niemieckie siły powietrzne jako 98+62, zanim trafił do Leeuwarden. Zdjęcie zrobione w 1994 roku
Znacznej poprawie uległy także charakterystyki lądowania samolotu S-22I ze skrzydłem ustawionym na skos 30 stopni i wypuszczonymi klapami wynosiła 250-260 km/h (dla Su-7BM – 305-310 km/h), a długość dobiegu z wypuszczeniem spadochronów hamujących wynosiła 550-700 metrów (Su-7BM – 1100-1200 metrów).
Pomimo zmniejszenia pojemności instalacji paliwowej (ze względu na zabudowę mechanizmów obrotu ruchomych części skrzydła ilość zabieranego paliwa w wewnętrznych zbiornikach skrzydłowych zmalała w stosunku do samolotu Su-7BM o 385 litrów), zasięg lotu uległ nawet nieznacznemu zwiększeniu. Aerodynamika zrobiła tutaj swoje: praktyczny zasięg lotu samolotu S-22I na wysokości 10 000-12 000 metrów przy optymalnym skosie skrzydła pod kątem 50 stopni bez podwieszeń w stosunku do Su-7BM wzrósł o 11-12%, a kilometrowe zużycie paliwa zmniejszyło się o 9-11%.
W kwietniu 1967 roku zostało sporządzone sprawozdanie z prowadzonych prób S-22I w Achtubińsku, w którym m.in. stwierdzono: „Zastosowanie skrzydła o zmiennej geometrii na Su-7BM wydatnie poprawiło jego charakterystyki lotno-techniczne na poddźwiękowych prędkościach lotu […], znacznemu ulepszeniu uległy charakterystyki startu i lądowania, co pozwala eksploatować samolot na lotniskach z długością betonowego pasa startowego 1300 m […], zmniejsza się kilometrowe zużycie paliwa […], zmniejsza się minimalna prędkość lotu, co […] zwiększa bezpieczeństwo lotu i […] pozwala zmniejszyć minimalne warunki atmosferyczne przy lotach w trudnych warunkach atmosferycznych.” Całość tego raportu kończyła rekomendacja: „Wypuścić w 1968 roku partię próbną samolotów typu Su-7BM ze skrzydłem o zmiennej geometrii.”, a oprócz tego: „zbudować w 1969 roku 2-3 wzorcowe egzemplarze zmodernizowanego samolotu Su-7BM ze skrzydłem o zmiennej geometrii[…] i przedstawić je na próby państwowe.”
W 1985 roku samolot Su-20 został zakupiony od pierwotnego właściciela, egipskich sił powietrznych, przez Luftwaffe (numer seryjny 98+61) w celu przetestowania i oceny typu. Airforce Museum of the Bundeswehr; Berlin-Gatow, Su-20
12 maja 1967 roku, w ramach przygotowania do pokazów lotniczych, S-22I przebazowano w Achtubińska do Instytutu Naukowo-Badawczego Ministerstwa Przemysłu Lotniczego. Były one związane z tradycyjnym Świętem Lotnictwa, a także w 50.-tą rocznicę rewolucji październikowej. Odbyły się w dniu 9 lipca 1967 roku w Domodiedowie. W trakcie tych pokazów S-22I pilotował Jewgienij K. Kukuszew. Wraz z nim zademonstrowano samolot myśliwsko-bombowy Suchoj Su-7BKŁ, który wykonał krótki start wspomagany dwoma przyspieszaczami rakietowymi typu SPRD-110 (ciąg 2 x 29,42 kN), które tuż po starcie były odrzucane.
Do wiosny 1969 roku na samolocie S-22I zabudowano automatyczny układ sterowania SAU-22, a następnie wykorzystano go w pierwszym etapie prowadzonych prób państwowych (przeprowadzona ocena charakterystyk lotno-technicznych) – samolot myśliwsko-bombowy Su-17 (S-32). Po zakończeniu tych prób biuro Suchoja w 1972 roku przekazano samolot S-22I do Wojskowej Akademii Inżynieryjno-Lotniczej w Moskwie, skąd później skierowano go na złom. Do dziś zachowała się tylko jedna z konsoli skrzydła – znajduje się w Moskiewskim Instytucie Lotniczym.
Dalszy rozwój
Przedstawiając w 1965 roku stan taktycznego lotnictwa uderzeniowego, dowódca Sił Powietrznych Związku Radzieckiego marszałek Konstantin S. Wierszynin uznał, że znajdujące się na jego wyposażeniu samoloty bombowe Jakowlew Jak-28 i myśliwsko-bombowych Suchoj Su-7 maja mocno ograniczone możliwości w wykryciu i celnym porażeniu niewielkich i mobilnych obiektów, niedostateczną głębokość bojowego oddziaływania i prędkość lotu na małych wysokościach, dużą długość rozbiegu i dobiegu oraz potrzebują do bazowania lotnisk II i I Klasy z twardym gruntowym lub betonowym pokryciem.
Mówiąc o kierunkach prowadzonej modernizacji samolotu myśliwsko-bombowego Su-7BKŁ, Wierszynin twierdził, że powinien on otrzymać automatyczny układ sterowania, podwozie płozowe, zamienne z kołowym, najnowsze uzbrojenie kierowane klasy „powietrze-ziemia” oraz artyleryjskie. Posiadać nowe wyposażenie celownicze, nawigacyjne i łączności.
Uwzględniając wyniki przeprowadzonych prób zakładowych S-22I, kierownictwo Ministerstwa Przemysłu Lotniczego i dowództwo Sił Powietrznych Związku Radzieckiego w marcu 1967 roku zwróciło się do rządu radzieckiego z propozycją zbudowania na jego bazie samolotu myśliwsko-bombowego nowej generacji i wdrożenia go do produkcji. Nowa maszyna miała otrzymać automatyczny układ sterowania „panoramiczny” wiatrochron, podwozie płozowe oraz kierowane pociski rakietowe klasy „powietrze-ziemia” i zasobniki z działkami automatycznymi GSz-23 kalibru 23 mm.
18 listopada 1967 roku Rada ministrów Związku Radzieckiego podjęła uchwałę w sprawie budowy nowego samolotu myśliwsko-bombowego Su-17 (S-32) na bazie S-22I i uruchomienia produkcji. Dwa modele prototypowe wzorcowe egzemplarze Su-17 miały być wykonane w czwartym kwartale 1968 roku w pierwszym kwartale następnego roku miano zaś realizować próby zakładowe i przekazać samoloty na próby państwowe. Pierwsze seryjne egzemplarze miały opuścić zakład w Komsomolsku nad Amurem w 1969 roku.
Kokpit samolotu Suchoj Su-20
Autor – zdjęcia: Dawid Kalka
Kraków, Muzeum Lotnictwa Polskiego
Projekt techniczny nowego samolotu biuro Suchoja przygotowało w latach 1967-1968. W celu zmniejszenia w płatowcu Su-17 dodatkowego wyposażenia konieczne było wprowadzenie zakabinowego przedziału o długości 200 mm. Ponieważ okazało się, że to za mało, na kadłubie dodano owiewkę, biegnącą od kabiny do usterzenia pionowego. Wymusiło to zastosowanie nowej osłony, otwieranej w tył do góry (dotychczas była odsuwana do tyłu) i fotela wyrzucanego KS-4S-32 (jego minimalne warunki użycia to wysokość 0 metra i prędkość 140 km/h). Ponadto zastosowano „panoramiczny” wiatrochron o zaokrąglonym kształcie, pozbawiony przedniej, płaskiej szyby pancernej.
Na początku 1968 roku komisja złożona z przedstawicieli Sił Powietrznych Związku Radzieckiego dokonała oceny makiety samolotu Su-17, rekomendując zwiększenie możliwości bojowych samolotu poprzez zwiększenie liczby belek na lotnicze środki bojowe oraz dodanie stacji aktywnych zakłóceń radioelektronicznych.
Wkrótce potem zakład w Komsomolsku nad Amurem przystąpił do budowy modeli prototypowych, były to dwa egzemplarze do przeprowadzenia prób w locie i jeden do prób naziemnych. Egzemplarze latające otrzymały oznaczenie S-32-1 i S-32-2 i posiadały numery produkcyjne 85-01 i 85-02 (był to pierwszy i drugi egzemplarz z 85. serii produkcyjnej). Była to kontynuacja serii produkcyjnych samolotów, zapoczątkowanych od Suchoja Su-7, ponieważ samoloty Su-17 były w Związku Radzieckim traktowane jako rozwinięcie konstrukcji Su-7, a nie całkowicie nową maszynę. Płatowiec przeznaczony do przeprowadzenia badań wytrzymałościowych i resursowych posiadał numer 85-03. Ukończono go w kwietniu 1969 roku i od czerwca był poddawany próbom w Syberyjskim Instytucie Naukowo-Badawczym Lotnictwa w Nowosybirsku.
W Kijowie – Muzeum Żulańskie
W kwietniu 1969 roku samolot S-32-1 przewieziono samolotem transportowym Antonow An-12 do Żukowskiego. Po wyposażeniu w aparaturę kontrolno-pomiarową prototyp 1 lipca 1969 roku oblatał pilot doświadczalny Jewgenij K. Kukuszew. W celu przyspieszenia testów połączono próby zakładowe i państwowe Suchoja Su-17 i już w dniu 14 lipca S-32-1 przebazowano do Achtubińska. Drugi prototyp wyróżniał się klasycznym wiatrochronem z przednią płaską szybą pancerną, a także dwiema dodatkowymi belkami na uzbrojenie pod nieruchomymi częściami skrzydła, w pobliżu kadłuba. Samolot S-32-2 oblatano w Komsomolsku nad Amurem w dniu 22 sierpnia 1969 roku, za sterami samolotu siedział P. K. Kiriczuk. 23 października 1969 roku przybył on do Achtubińska.
Na samolocie S-32-1 sprawdzano wytrzymałość konstrukcji, a także testowano automatyczny układ sterowania samolotem typu SAU-22, radiotechniczny system bliskiej nawigacji RSBN-5S oraz inne urządzenia radioelektroniczne. Na samolocie S-32-2 badane były natomiast charakterystyki lotno-techncizne, oceniano stateczność i sterowność, a także skontrolowano system uzbrojenia.
Pierwszy etap przeprowadzonych prób państwowych sprawdzenie stateczności i sterowności, wstępna ocena osiągów maszyny, praca zespołu napędowego oraz zastosowanej instalacji pokładowych samolotu Su-17, co było realizowane od września 1969 roku do lipca 1970 roku, gdzie ocena samolotu była mocno pozytywna. Ponadto komisja Sił Powietrznych Związku Radzieckiego rekomendowała jego dalsze udoskonalenie poprzez wyposażenie w silnik AL-21F , zwiększenie zapasu przewożonego paliwa i zastosowanie radiotechnicznego systemu do bliskiej nawigacji oraz precyzyjnego podejścia do lądowania typu RSBN-6S. Wstępna decyzja umożliwiająca rozpoczęcie eksploatacji samolotów Su-17 w radzieckim lotnictwie bojowym, zapadła w czerwcu 1970 roku.
Na pierwszym planie samolot Suchoj Su-20
Przed rozpoczęciem drugiego etapu prób państwowych (ostateczna ocena zastosowanych systemów zadaniowych i możliwości bojowych samego samolotu, zgodność uzyskanych parametrów z wymaganiami taktyczno-technicznymi) na samolocie S-32-1, dodano dwie dodatkowe belki na lotnicze środki bojowe, natomiast na samolocie S-32-2 – peryskop typu TS-27AMSz na osłonie kabiny pilota, zasłonkę do wykonywania lotów według przyrządów i stację ostrzegającą o opromieniowaniu radiolokacyjnym typu SPO-10. Ponadto w trakcie przeprowadzonych prób samolotu S-32-2, otrzymał on automatyczny układ sterowania SAU-22, celownik strzelecki ASP-PFM-B-7, celownik bombardierski PBK-2KŁ, instalację automatycznego wypuszczenia spadochronu hamującego typu Rikoszet, układ automatycznego ograniczenia przeciążenia typu AOP-22. Później dostosowano samolot do przenoszenia zasobników strzeleckich typu SPPU-22 z działkami lotniczymi typu GSz-23 kalibru 23 mm i zasobnika do prowadzenia walki elektronicznej ze stacją aktywnych zakłóceń radioelektronicznych Sireń w odmianach typu SPS-141W i SPS-142W, różniących się pokrywanymi częstotliwościami.
W celu przyspieszenia prób państwowych skierowano na nie także egzemplarz samolotu Su-17 o numerze 86-01, który po wyprodukowaniu i oblataniu początkowo dostarczano do 4. Centrum Zastosowania Bojowego i Przeszkalania Personelu Latającego w Lipiecku (760. Instruktorsko-Doświadczalnego Pułku Lotnictwa Myśliwsko-Bombowego). Wykorzystywano go do oceny charakterystyk manewrowych samolotu, automatycznego układu sterowania SAU-22, celowników (ASP-PFM-B-7, PBK-2KŁ) i zasobnika artyleryjskiego SPPU-22. Pierwszy lot na nim w Achtubińsku wykonano w dniu 27 stycznia 1971 roku.
Drugi etap prób państwowych zakończono w dniu 25 maja 1971 roku, rekomendując samolot do produkcji. Badaniom nie poddano, chociaż to było planowane – pocisków rakietowych klasy „powietrze-powietrze” typu Ch-23 z aparaturą kierowania pociskiem komendami radiowymi Delta-N, wielozamkowych belek bombowych typu MBD3-U6-68 i zastosowania podwozia płozowego. Samoloty S-32-1, S-32-2 oraz Su-17 86-01 pozostawiono do dyspozycji biura Suchoja, które w kolejnych latach wykorzystywało je do różnego rodzaju prób oraz eksperymentów.
Kolejne wyprodukowane samoloty Su-17 (od egzemplarza 86-02) skierowano w międzyczasie do centrum w Lipiecku, a następnie do 523. Pułku Lotnictwa Myśliwsko-Bombowego w Wozdwiżence (od października 1970 roku). W 1969 roku w Komsommolsku nad Amurem wykonano łącznie 5 egzemplarzy samolotów Su-17, w 1970 roku powstało już 30 samolotów, w 1971 roku – 60 maszyn, w 1972 roku – 71 egzemplarzy i w 1973 roku – 59 maszyn. Łącznie zostało zbudowanych 225 samolotów Suchoj Su-17, z których 16 egzemplarzy zostało dostarczonych do Egiptu.
Tylko trzy seryjne egzemplarze samolotów Su-17 (o numerach 86-01, 86-02, 86-03) otrzymały w swoim wyposażeniu „panoramiczny” wiatrochron, na wszystkich pozostałych zastosowany został klasyczny wiatrochron z przednią płaską szybą pancerną. W trakcie prowadzonych prób uznano bowiem, że dzięki nowemu rozwiązaniu widoczność z kabiny poprawiła się tylko w nieznacznym stopniu, natomiast znacznie wzrosło zagrożenie w przypadku zderzenia z ptakami (szyba „panoramicznego” wiatrochronu wykonana była ze szkła organicznego o grubości 10 mm).
Samolot był wyposażony w turbinowy silnik odrzutowy AL-7F-1-250 o ciągu maksymalnym ciągu 66,65 kN i z dopalaniem 94,10 kN. Dodatkowo start samolotu mógł być wspomagany dwoma przyspieszaczami rakietowymi – startowymi SPRD-110. Paliwo było umieszczone w trzech miękkich, wkładanych zbiornikach paliwa i jednym hermetycznym w kadłubie samolotu, a także dwóch skrzydłowych w kesonach konsoli. Ich łączna pojemność wynosiła 3400 litrów. Ponadto na samolotach Su-17 można było podwiesić cztery dodatkowe zewnętrzne zbiorniki paliwa, w tym 2 x PB-1150 (można je było przenosić wyłącznie na zewnętrznych belkach pod skrzydłami) i 2 x PTB-600 lub: łącznie 4 x PTB-600. Maksymalnie w zbiornika dodatkowych znajdowało się łącznie 3500 litrów lub 2400 litrów.
Suchoj Su-20R – lotnisko w Powidzu
Zmianom poddano podwozie. Nowa przednia sterowana goleń była wyposażona w niehamowane koło K2-106A (660 mm x 200 mm). Dla głównych goleni podwozia opracowano, przebadano i przyjęto do próbnej eksploatacji płozy. Montowano je zamiast hamowanych kół KT-69/4Sz (880 mm x 230 mm), koła na goleni przedniej pozostawiono natomiast bez zmian. Płozy można było wykorzystać na lotniskach gruntowych i trawiastych z wytrzymałością pokrycia 8 kg/cm2. Podwozie płozowe było intensywnie testowane na samolocie Suchoj Su-17 86-02.
Początkowo przyjmowano, że charakterystyki pilotażowe samolotu Su-17 są zasadniczo takie samej, jak w starszych Su-7, jednak już w trakcie eksploatacji w jednostkach liniowych szybko okazało się, że samoloty Su-17 w lotach na dużych kątach natarcia nie ostrzega przez przeciągnięciem, a ponadto samo zerwanie warstwy przyściennej ze skrzydła jest bardziej gwałtowne i grozi szybkim przejściem w korkociąg z którego trudno wyjść. Dodatkowe loty na rozpoznanie tego zjawiska wykonano we wrześniu 1971 roku w Lipiecku na samolocie Su-17 Nr. 86-01. W ich wyniku od egzemplarza samolotu 91-26 na samolocie zabudowany został dajnik kąta natarcia DUA-3M, umieszczając go na lewej burcie przodu kadłuba – patrząc w kierunku lotu, przed klapkami przeciwpompażowymi, ze wskaźnikiem UUA-2 w kabinie pilota. Ponadto w celu uprzedzenia pilota o zbliżaniu się do niebezpiecznych kątów natarcia w komplet UUA-2 włączono sygnalizator SUA-1 (SUA-2) ze wskaźnikiem, którym była migająca lampka.
Oprócz tego od egzemplarza seryjnego o numerze 92-21 na nieruchomych częściach skrzydła na górze dodano grzebień aerodynamiczny Nr. 3 (niewielki dolny grzebień w tylnej części centropłatu miał poznaczenie Nr. 1, natomiast duży górny grzebień aerodynamiczny – Nr. 2.
Suchoj Su-20R – lotnisko w Powidzu
Rozwiązania te były testowane w pierwszym kwartale 1972 roku w Instytucie Naukowo-Badawczym Sił Powietrznych na samolocie S-22I i Su-17 86-01. W trakcie tych prób wskaźnik kątów natarcia UUS-2 oraz układ automatycznego ograniczenia przeciążenia AUP-22 uznano za mocno nieefektywne i na seryjnych Su-17 rekomendowano zabudowę połączonego wskaźnika kąta natarcia i przeciążenia typu UUAP-72, także badanego na Su-17 86-01.
Następnie w okresie marzec-listopad 1972 roku w Instytucie Naukowo-Badawczym Ministerstwa Przemysłu Lotniczego na modelu S-32-1, gdzie badane były charakterystyki przeciągnięcia i korkociągu samolotu. W ich wyniku, dla odpowiedniego zachowania się symetrii opływu, awaryjny odbiornik ciśnień powietrznych PWD-7 postanowiono przenieść z prawego boku kadłuba na specjalnie w tym celu wprowadzony wysięgnik, przymocowany do lewej strony przodu kadłuba (zasadniczy odbiornik ciśnień powietrznych typu PWD-18G-5 znajdował się na wysięgniku przymocowanym do prawej strony przodu kadłuba). Ponadto postanowiono powiększyć grzebienie aerodynamiczne Nr. 2, zwiększając ich wysokość z 180 mm do 220 mm.
Rozwiązania te następnie poddano próbom w Instytucie Naukowo-Badawczym Ministerstwa Przemysłu Lotniczego w okresie zima-wiosna 1973 roku w Instytucie Naukowo-Badawczym Sił Powietrznych, tym razem badając efektywność wprowadzonych zmian na samolocie Su-17 o numerze 86-01. Ponieważ do tego czasy wytwarzanie seryjne samolotów Su-17 zostało już zakończone, opisane rozwiązania zostały wdrożone na nowym modelu, oznaczonym jako Su-17M (nie było ich jednak jeszcze w pierwszych seriach produkcyjnych modelu M), a wcześniej zbudowane samoloty Su-17 wyposażono w te ulepszenia w linii (w latach 1975-1976).
Trzykrotnie dopracowaniu poddano węzeł obrotu skrzydła, modyfikacja pierwsza została wdrożona na samolotach z numerami 89-01 do 91-29, druga – 91-30 do 93-13, trzecia od egzemplarza 93015 do końca produkcji. Od samolotu Su-17 89-01 zmieniono konstrukcję klap i wprowadzono szereg mniejszych zmian. Na przykład w zależności od serii (od 86 do 92) zmieniała się w konstrukcji samolotu ilość stosowanych luków eksploatacyjnych n kadłubie i skrzydłach.
W skład zastosowanych urządzeń radioelektronicznych samolotu Su-17 wchodziła radiostacja pokładowa R-832M (na pierwszych seriach produkcyjnych był to model R-802W), radiotechniczny system bliskiej nawigacji typu RSBN-5S, urządzenia „ślepego” lądowania (zastosowano system kursowy typu KSI-7, radiokompas typu ARK-10, radiowysokościomierz RW-5, sygnalizator przelotu nad radiolatarnią MRP-56P), urządzenie do szybkiej identyfikacji „swój-obcy” typu SRO-2M, radiolokacyjne urządzenia aktywnej odpowiedzi SOD-57M i stacja ostrzegająca przez opromieniowaniem radiolokacyjnym SPO-10.
W skład urządzeń celowniczych wchodził celowniki strzelecki ASP-PFM-B-7, celownik bombardierski PBK-2KŁ oraz dalmierz radiolokacyjny SRD-5M (montowany od egzemplarza 89-22) lub stacja Delta-N (Delta-NM, montowany od egzemplarza 89-23) do naprowadzania komendami radiowymi (z wykorzystaniem przycisku tensometrycznego, ulokowanym na drążku sterowym) pocisków rakietowych klasy „powietrze-ziemia” Ch-23, zabudowana w stożku chwytu powietrza do silnika.
Autor – zdjęcia: Dawid Kalka
Poznań, Park Cytadela – Oddział: Muzeum Uzbrojenia
Stałe uzbrojenie samolotu Su-17 stanowiły tutaj dwa działka lotnicze NR-30 kalibru 30 mm z zapasem amunicji 160 sztuk (2 x 80 sztuk) nabojów, zabudowane w centropłacie, po bokach kadłuba (na 92. serii lewe działko było zdemontowane). Ponadto na sześciu belkach pod skrzydłami (łącznie 4) oraz kadłubem samolotu (łącznie 2) mógł on przenieść ładunek o maksymalnej masie 3500 kg. Maksymalny ładunek bojowy stanowiło 2500 kg bomb – 4 sztuki FAB-500 (dwie zamocowane pod kadłubem samolotu i dwie na zewnętrznych belkach pod skrzydłami) oraz 2 sztuki FAB-250 (montowane na wewnętrznych belkach pod skrzydłami). Konfiguracja maksymalnego zasięgu samolotu obejmowała zabierany ładunek 1000 kg bomb lotniczych – 2 sztuki FAB-500 lub 4 sztuki FAB-250 oraz dwa zbiorniki paliwa PTB-1150. Samolot mógł przenosić lotnicze taktyczne bomby z ładunkiem jądrowym RN-24, RN-25 lub RN-28 (przenoszona była maksymalnie jedna sztuka na lewym podwieszeniu pod kadłubem samolotu).
Inne warianty przenoszonego uzbrojenia, jakie uwzględniono w samolotach Su-17 to niekierowane pociski rakietowe S-24 kalibru 240 mm (6 sztuk w sześciu wyrzutniach PU-12-40UD lub APU-68U), S-3K kalibru 132 mm (28 sztuk – łącznie 4 wyrzutnie APU-14U) i S-5 kalibru 57 mm (łącznie 160 sztuk w 4 zasobnikach UM-32A-73 (128 sztuk pocisków rakietowych) i 2 zasobniki UB-16-57UM (łącznie 32 pociski rakietowe) oraz lotnicze zasobniki artyleryjskie SPPU-22 z działkami lotniczymi GSz-23 kalibru 23 mm z zapasem amunicji 260 sztuk nabojów, które umożliwiały m.in.: ostrzeliwanie obiektów naziemnych z lotu poziomego na małej wysokości (w takim wypadku działka lotnicze były wychylane w dół do przodu 15 stopni).
Przejście do pokonania obrony powietrznej przeciwnika lotem na małej wysokości doprowadziło do pojawienia się w samolotach zmodernizowanego automatycznego układu sterowania SAU-22-1, z zainstalowanym blokiem małych wysokości. Został on wdrożony do samolotów Su-17 od numeru 90-25 i umożliwiał on automatyczne sterowanie samolotem na małych wysokościach nad terenem równinnym w przedziale wysokości 200-500 metrów przy prędkościach rzędu 600-1100 km/h, według danych radiowysokościomierza. Z kolei od modelu SU-17 o numerze 92-31 automatyczny rejestrator parametrów lotu typu SARPP-12G, zastąpiono najnowszym modelem SARPP-12GM.
Polski okaz znaleziony na stacji benzynowej w pobliżu wsi Broniszew
W trakcie trwania eksploatacji, w latach 1975-1978, samolot otrzymał nowe, wielozamkowe belki typu MBD3-6U-68 (na dwóch zewnętrznych podwieszeniach pod skrzydłami i dwóch pod kadłubem), na których można było przenosić 18 bomb FAB-100 – 2 x 5 FAB-100 i 2 x 4 FAB-100. Ponadto jeszcze dwie sztuki FAB-100 mogły być przenoszone także na wewnętrznych podwieszeniach pod skrzydłami. Zatem w maksymalnym wariancie, samolot mógł zabrać maksymalnie 20 sztuk bomb lotniczych FAB-100. Alternatywnie mogło być to 10 sztuk bomb FAB-250, w tym 8 przenoszono na czterech wielozamkowych belkach i dwie na wewnętrznych podwieszeniach. Jednak należy tutaj pamiętać, że z takim ładunkiem zasięg maksymalny samolotu znacznie malał, ze względu na masę i znaczny opór zabieranych bomb.
W trakcie eksploatacji Su-17 dostosowano do przenoszenia łącznie czterech lotniczych zasobników B-8M1, z których każdy w sobie mieścił 20 sztuk niekierowanych pocisków rakietowych S-8 kalibru 80 mm, a także niekierowanych pocisków rakietowych S-25 kalibru 340 mm lub 420 mm (dysponujących rożnego typu nadkalibrowymi ładunkami bojowymi), które odpalano z wyrzutni O-25 (po dwie sztuki na zewnętrznych belkach pod skrzydłami).
Z samolotów Su-17 można było odpalać już wspomniane pociski rakietowe „powietrze-ziemia” Ch-23, przeznaczone do zwalczania ważnych celów punktowych na polu walki, z wykorzystaniem 100-kilogramowego ładunku bojowego o działaniu kumulacyjno-burząco-odłamkowym. Za optymalne uważano tutaj odpalenie Ch-23 w locie nurkowym o kącie nurkowania 20 stopni, z odległości 5000-6000 metrów (zasięg maksymalny 8000-10 000 metrów, minimalny 3000 metrów). Dopuszczalne było odpalenie pocisku z lotu poziomego w przedziale wysokości 50-200 metrów przy prędkości 600-1000 km/h, ale dotyczyło to tylko celów kontrastowych, wyraźnie widocznych.
Polski okaz znaleziony na stacji benzynowej w pobliżu wsi Broniszew
Pierwsze próby samolotu Su-17 z pociskiem rakietowym Ch-23 zrealizowano do 14 września 1972 roku do 15 kwietnia 1973 roku, wykorzystując do tego samolot o numerze 86-01, ale nie zakończyły się one pomyślnie. Wykonano łącznie 25 odpaleń Ch-23, w tym 5 odpaleń do sprawdzenia stabilności pracy silnika odrzutowych Su-17 oraz Su-20 – do celów naziemnych. Dopiero po dopracowaniu stacji kierowania Delta-N (Delta-NM) i dopowiadającego jej bloku Delta-R1M (później Delta-R2M) na Ch-23 (potem model Ch-23M) impas przełamano. Osiągnięto to podczas prób samolotu myśliwsko-bombowego MiG-23B, którego badania z nowym uzbrojeniem traktowano wówczas priorytetowo. Następnie stację Delta-NM i pocisk Ch-23M poddano próbom na samolocie Su-17 o numerze 86-01 w Instytucie Naukowo-Badawczym Sił Powietrznych, co było realizowane we wrześniu 1973 roku. Odpalano pięć pocisków Ch-23M, uzyskując sukces i na tej podstawie przyjęto pocisk do uzbrojenia samolotu Su-17.
Suchoj Su-17 otrzymał w końcu także stację aktywnych zakłóceń radioelektronicznych SPS-141W (SPS-142W), która była przenoszona w zasobniku na wewnętrznym lub zewnętrznym lewym podwieszeniu pod skrzydłem. Dla samej równowagi po drugiej stronie podwieszano pusty zasobnik typu UB-16-57UMP lub UB-32A-73.
W kwietniu 1970 roku zakończono prace nad projektem wstępnym samolotu myśliwsko-bombowego Su-17 wyposażonego w turbinowy silnik odrzutowy typu AL-21F-3 o ciągu maksymalnym 76,48 kN i z dopalaniem 109,80 kN. Ponadto był on mniejszy i lżejszy, co umożliwiało zwiększenie pojemności kadłubowych zbiorników paliwa (jednocześnie był on nieco ekonomiczniejszy). Nowa wersja otrzymała oznaczenie Su-17M (S-32M).
Suchoj Su-20
Dopracowano mechanizm zmiany kąta skosu skrzydła. Wał synchronizacji „przeszywał” teraz jeden z integralnych zbiorników paliwa, ulegając uproszczeniu poprzez kardanowych (wcześniej wał przechodził pod kanałem powietrza do silnika). Instalacja paliwowa w kadłubie składała się z czterech zbiorników (w tym jeden miękki wkładany i trzy hermetyczne), zbiorniki w konsolach skrzydła pozostawiono bez zmian. Pojemność instalacji paliwowej została zwiększona do 4560 litrów. Od nowa zaprojektowano instalację hydrauliczną, która składa się z dwóch niezależnych układów (w miejsce trzech poprzednio).
Samolot został wyposażony w pojedynczy spadochron hamujący i radiokompas ARK-15 (ARK-15M), jednocześnie zrezygnowano z przyspieszaczy startowych typu SRPD-110.
Pod koniec 1970 roku dokumentacja techniczna samolotu Su-17M została przekazana do zakładu w Komsomolsku nad Amurem, który otrzymał zadanie zbudowania do końca następnego roku dwóch wzorcowych egzemplarzy. We wrześniu 1971 roku budowę samolotu S-32M-1 (numer seryjny 51-01) zakończono. W listopadzie samolot przewieziony został do Żukowskiego, gdzie w dniu 28 grudnia 1971 roku jego oblot przeprowadził Jewgienij S. Sołowiew.
Już 30 grudnia tego roku samolot S-32M-1 przekazano do Instytutu Naukowo-Badawczego Sił Powietrznych na próby państwowe. Tego samego dnia transportem lotniczym z Komsomolska nad Amurem do Żukowskiego dostarczano drugi egzemplarz S-32M-2 (numer 51-02). Próby państwowe w Achtubińsku rozpoczęto w styczniu 1972 roku wykorzystując S-32M-1, ale już w lutym dołączył do niego model S-32M-2.
W dniu 30 czerwca 1972 roku w locie zapoznawczym Eduarda M. Kołkowa na nowym dla niego samolocie doszło do zaburzenia stateczności podłużnej i wyjścia samolotu S-32M-2 ma pozakrytyczne kąty natarcia, wyniku czego musiał się on katapultować. Nie miało to większego wpływu na przeprowadzane badania oraz ostateczną ocenę samolotu i w dniu 30 listopada 1972 roku dowódca Sił Powietrznych Związku Radzieckiego wydał ostateczną zgodę na wdrożenie samolotu Su-17M do czynnej eksploatacji w linii. W styczniu 1973 roku do testów dodatkowo łączono samolot Su-17M (numer 53-01). Badania w ramach pierwszego etapu prób państwowych zakończono w kwietniu.
Masa startowa samolotu Su-17M w konfiguracji gładkiej wzrósł w granicach 1000 kg, co w pełni rekompensowała nowa jednostka napędowa. Prędkość maksymalna przy samej ziemi wzrosła z 1200 km/h do 1300 km/h, a na wysokości 11 000 metrów wynosiła ona już 2230 km/h (Ma=2,1). Maksymalne przeciążenie konstrukcji samolotu bez podwieszeń, podczas manewrowania samolotu ze skrzydłem ustawionym na maksymalny skos odpowiadało g+7 (dla minimalnego wielkość tego parametru pozostała bez zmian – g+5). Czas rozpędzania na wysokość 200 metrów z prędkości 600 km/h do 1100 km/h zmniejszył się z 33 sekund do 20-22 sekund. Znacznej poprawie uległa prędkość wznoszenia – na dopalaniu przy ziemi ze skrzydłem ustawionym na maksymalny skos wynosiła ona 220 m/s, podczas gdy dla samolotu Su-17 parametr ten oscylował w granicach 150-160 m/s. Praktyczny zasięg lotu na dużej wysokości bez powieszeń zwiększył się o 635 km i wynosił teraz 1615 km, a maksymalny zasięg przebazowania samolotu 2800 km, w stosunku do 1930 km osiąganych na samolotach Su-17.
Autor – zdjęcia: Dawid Kalka
Drzonów, Lubuskie Muzeum Wojskowe
Drugi etap przeprowadzonych prób państwowych samolotu Su-17M przeprowadzono w okresie maj-grudzień 1973 roku, wykorzystując w nich Su-17M o numerze 53-01 z docelowym rozmieszczeniem odbiorników ciśnień powietrznych i wzięty z serii egzemplarz modelu eksportowego samolotu Su-20 o numerze 55-01. W ich trakcie m.in.: odpalono pocisk rakietowy typu Ch-23.
Znacznie większa moc zastosowanego silnika odrzutowego AL-21F-3 pozwoliła na bardzo istotne zwiększenie udźwigu ładunku bojowego samolotu Su-17M, z 3000 kg na pierwszych seriach do 4000 kg na seriach późniejszych. Osiągnięto to, montując pod kadłubem od 63. serii produkcyjnej, gdzie dwie dodatkowe belki o udźwigu 2 x 500 kg. Jednocześnie liczbę przenoszonych bomb lotniczych o taktycznym ładunku jądrowym zwiększono do dwóch, a zasobniki z niekierowanymi pociskami rakietowymi UB-32A-73 do sześciu (dodatkowa para była podwieszana na wewnętrznych belkach pod skrzydłem).
Od modelu Su-17M o numerze 70-01 stację kierowania Delta-NM przeniesiono do zasobnika Delta-NG, podwieszanego na prawej, wewnętrznej belce pod skrzydłem. Ponadto od modelu o numerze 70-01 na samolocie zastosowano zintegrowany wskaźnik kąta natarcia i przeciążenia UUAP-72 w miejsce wskaźnika kąta natarcia UUA-2 i sygnalizatora niebezpiecznych zakresów SUA-2.
W trakcie trwania produkcji samolotu Su-17M dozbrojono w przeciwradiolokacyjny pocisk kierowany typu CH-28 o zasięgu maksymalnym 45 km i 70 km – przy odpaleniu z wysokości 1000 metrów i 5000 metrów (odległość minimalna 15 km). Ze względu na jego wymiary i masę tylko jeden taki pocisk mógł być podwieszony na wyrzutni PU-28S pod kadłubem samolotu. Wykrycie i wskazanie celu – programowanie pasywnej radiolokacyjnej głowicy samonaprowadzania przeprowadzała tutaj aparatura Mietieł-A umieszczona w podwieszanym zasobniku. Póby państwowe Su-17M (zasobnik Su-17-28) z pociskiem rakietowym Ch-28 zakończono w kwietniu 1974 roku.
Samolot Su-17M dozbrojono także w niekierowane pociski rakietowe typu S-8 kalibru 80 mm oraz S-25 kalibru 340 mm lub 420 mm. Ponadto kiedy już ostatnie serie produkcyjne samolotu Su-17M schodził powoli z linii produkcyjnej, wprowadzono do nich nowe, dodatkowe zbiorniki paliwa PTB-800. Od tego momentu samoloty Su-17M mogły przenosić 4 zbiorniki paliwa PTB-800 lub dwa PTB-1150 oraz 2 x PTB-800.
Samolot Su-17M został przyjęty do uzbrojenia uchwałą Rady Ministra Związku Radzieckiego z dnia 11 listopada 1974 roku. Równo rok wcześniej pierwsze samoloty Su-17M dostarczono do 523. Pułku Lotnictwa Myśliwsko-Bombowego w Wozdwiżence. W 1975 roku grupa radzieckich pracowników biura Suchoja za opracowanie samolotu Su-17M otrzymała Nagrodę Państwową Związku Radzieckiego w dziedzinie nauki i techniki (P. O. Suchoj: pośmiertnie, A. S. Zażigin, N. G. Zyrin, N. S. Dubinin, K. A. Kuriański, I. M. Zaks i A. M. Drużinin). Produkcje tego wariantu samolotu prowadzono w latach 1972-1976, która dała 253 egzemplarze Su-17M, w tym: 1972 rok – 20 maszyn, 1973 rok – 41 maszyn, 1974 rok – 90 maszyn, 1975 rok – 70 maszyn, i 1976 rok – 32 maszyny.
W dniu 16 października 1971 roku Rada Ministrów Związku Radzieckiego podjęła ostateczną uchwałę w sprawie przygotowania eksportowego wariantu samolotu Suchoj Su-17M. Zarządzenie w tej sprawie minister przemysłu lotniczego wydał w dniu 16 grudnia tego roku. Otrzymał on oznaczenie Suchoj Su-20 (oznaczenie S-32MK). Oblot samolotu prototypowego z numerem seryjnym 55-01 w dniu 15 grudnia 1972 roku w Żukowskim przeprowadził pilot doświadczalny A. N. Isakow. Próby państwowe samolotu Su-290 w Instytucie Naukowo-Badawczym Sił Powietrznych zrealizowano w okresie od 16 stycznia do 14 grudnia 1973 roku.
Samolot na eksport szedł w dwóch wariantach kompletacji – oznaczone jako A i B. Pierwsza była przeznaczona dla europejskich członków tzw. Układu Warszawskiego, zaś druga dla innych państw „sojuszniczych” Układu Warszawskiego – przede wszystkim państw arabskich. W latach 1973-1976 zbudowano łącznie 140 egzemplarzy samolotów Su-20, w tym, w 1973 roku – 50 maszyn, w 1974 roku – 68 maszyn, w 1975 roku – 20 maszyn i w 1976 roku – 2 samoloty. Dostarczono jego Egiptu, Iraku, Polski i Syrii (cześć maszyn pozostała na terytorium Związku Radzieckiego do szkolenia zagranicznego personelu latającego oraz naziemnego).
W stosunku do dostarczanych radzieckiemu lotnictwu bojowemu, samoloty Su-17M z ośmioma belkami na uzbrojenie brak na nich było bloku kontrolnej odpowiedzi typu SBKO-2 w urządzeniu identyfikacji typu „swój-obcy” typu SRO-2M, aparatury kierowania Delta-NM oraz pocisków rakietowych Ch-23M, zastosowanej aparatury pokładowej Mietieł-A oraz rakietowych pocisków przeciwradiolokacyjnych Ch-28 oraz stacji walki radioelektronicznej. Otrzymał one natomiast dalmierze radiolokacyjne typu SRD-5MK (zakres pomiaru odległości rzędu od 300 metrów do 7000 metrów) i możliwość przenoszenia czterech pocisków rakietowych klasy „powietrze-powietrze” typu R-3S (zastosowana wyrzutnia APU-13M-2). W miejsce stosowanych radzieckich SPPU-22 wprowadzone zostały zasobniki UPK-23-250, także wyposażone w lotnicze działka GSz-23 kalibru 23 mm (z zapasem amunicji 250 sztuk nabojów), ale bez możliwości pochylania w pionie. Za to liczbę zasobników artyleryjskich zwiększono z dwóch do czterech (dwa pod skrzydłami i dwa pod kadłubem).
Samoloty Su-20 dostarczane na Bliski Wschód posiadały instalowane starszego typu środki łączności, nawigacji oraz identyfikacji. Nie były one przystosowane do przenoszenia taktycznej broni jądrowej. Jednak w końcu 1978 roku w Związku Radzieckim testowany był samolot Su-20 o numerze 63-02 z rakietowymi pociska mi „powietrze-powietrze” typu R-13M (wyrzutnia APU-13MT) oraz stacją kierowania Delta-NG2E (przenoszoną w zasobniku podwieszanym) z pociskami rakietowymi klasy „powietrze-ziemia” Ch-23M. Następnie pakiet ten wdrożono na irackich samolotach Su-20.
Decyzją Komisji do spraw woskowo-przemysłowych KC KPZR z dnia 12 lutego 1972 roku i zarządzeniem ministra przemysłu lotniczego z 22 marca przed biurem Suchoja postawiono zadanie opracowania wersji samolotu Su-17Mm dysponującego bardziej zaawansowanymi urządzeniami celowniczymi (zastosowany celownik strzelecki ASP-17, celownik bombardierski typu PBK-3-17S, stacja laserowa pomiaru odległości typu FON), zastosowanym kompleksem nawigacyjnym KN-23-1 (układ bezwładnościowy IKW-1, dopplerowski miernik prędkości i kąta znoszenia DISS-7, centrala danych aerodynamicznych SWS-P-72-3, radiotechniczny system bliskiej nawigacji RSBN-6S, analogowy wylicznik typu W-144-02) oraz uzbrojonej w pociski rakietowe klasy „powietrze-ziemia” z naprowadzaniem laserowym typu Ch-25. Samolot ten otrzymał oznaczenie Su-17M (S-32M2).
Zbudowane zostały dwa modele prototypowe do przeprowadzenia prób samolotów w locie: S-32M2-1 (01-01: od tej wersji wprowadzono nową numerację serii produkcyjnych) i samolot S-32M2-2 (o numerze 01-02) oraz płatowiec do przeprowadzenia prób naziemnych (01-03). Oblot pierwszego egzemplarza w Żukowskim 20 grudnia 1973 roku przeprowadził pilot doświadczalny W. S. Iljuszyn. Wiosną 1974 roku samolot ten został przekazany do Instytutu Naukowo-Badawczego Sił Powietrznych. Latem przybył do niego także samolot S-32M2-2, który został oblatany w dniu 16 sierpnia i tydzień później przebazowany na lotnisko w Achtubińsku oraz samolot Su-17M2 o numerze 02-02. Na pierwszym samolocie badano celownik optyczny typu ASP-17, kompleks nawigacyjny KN-23-1 i automatyczny układ sterowania SAU-22M, na drugim – zachowanie na dużych kątach natarcia oraz celownik bombardierski typu PBK-3-17S, na trzecim – wytrzymałość samej konstrukcji i pracę zastosowanego zespołu napędowego.
Próby państwowe z wynikiem pozytywnym zakończono w dniu 9 października 1974 roku, rekomendując samolot Su-17M2 do rozpoczęcia jego produkcji seryjnej i przyjęcia go na uzbrojenie. Samolot oficjalnie przyjęto do uzbrojenia uchwałą Rady Ministrów Związku Radzieckiego z 3 lutego 1976 roku. Produkcję w Komsomolsku nad Amurem prowadzono w latach 1974-1977, która dała ona ostatecznie 152 egzemplarze samolotów Su-17M2, w tym 1974 roku – 15 maszyn, w 1975 roku – 68 maszyn, w 1976 roku – 42 maszyny i w 1977 roku – 27 samolotów.
Nowe wyposażenie celownicze oraz nawigacyjne wymusiło wiele wprowadzonych zmian w samym płatowcu. Przód kadłuba został wydłużony o 250 mm (200 mm przed kabiną oraz 50 mm za kabiną) i nieznacznie obniżono. Pod przodem, w bardzo charakterystycznej „brodzie”, został umieszczony dopplerowski miernik prędkości i kąta znoszenia DISS-7. W stożku centralnym chwyt powietrza do silnika znalazła swoje miejsce laserowa stacja pomiaru odległości typu FON (od 400 metrów do 5000 metrów). Pojemność zastosowanych kadłubowych zbiorników paliwa wzrosła o dodatkowe 130 litrów, w wyniku czego pojemność instalacji paliwowej wzrosła do 4690 litrów. Samolot ten mógł przenosić dodatkowe zewnętrzne zbiorniki paliwa typu PTB-1150 i PTB-800. W wyniku wprowadzonych zmian masa własna samolotu Su-17M2 wzrosła o około 400 kg, co spowodowało lekkie pogorszenie charakterystyk lotnych oraz manewrowych.
Radiolokacyjne urządzenie aktywnej odpowiedzi typu SOD-57M zastąpiono model SO-69, a w miejsce automatycznego rejestratora parametrów lotu SARPP-12GM wprowadzono urządzenie Tester-U3, o dużo większych możliwościach.
Uzbrojenie zastosowane na samolotach Su-17M2 odpowiadało temu, jakie zastosowano na ostatnich seriach produkcyjnych samolotu Su-17M. Ponadto mógł on być uzbrojony w cztery pociski klasy „powietrze-powietrze” bliskiego zasięgu typu R-60M (wyrzutnia APU-60-IM, ten wariant uzbrojenia został przebadany na samolocie Su-17M2 o numerze 02-02 w okresie kwiecień-czerwiec 1976 roku) oraz dwa pociski rakietowe klasy „powietrze-ziemia” typu Ch-25. Do laserowego podświetlenia wyznaczonego celu, wykorzystywano stację Prożektor-1, która była podwieszana na prawej belce pod kadłubem samolotu. Natomiast dwa pociski rakietowe Ch-25 były przenoszone na zewnętrznych belkach pod skrzydłami samolotu, na wyrzutniach typu APU-68UM. Pocisk rakietowy Ch-25 był wersją Ch-23, z półaktywnym laserowym układem samonaprowadzania. W odróżnieniu od modelu Ch-23, oba pociski rakietowe Ch-25 można było odpalić w jednym ataku, ci przy kierowaniu pociskami rakietowymi za pomocą komend radiowych, było po prostu niemożliwe.
Próby państwowe pocisków rakietowych Ch-25 były realizowane na dwóch samolotach Su-17MKG (samoloty o numerach 51-01 i 63-05) od sierpnia do listopada 1974 roku. Uchwałę w sprawie przyjęcia do uzbrojenia stacji naprowadzania laserowego typu Prożektor-1 oraz pocisku rakietowego Ch-25 w składzie lotniczego systemu Su-17MKG, Rada Ministrów Związku Radzieckiego podjęła w dniu 3 lutego 1978 roku.
W trakcie prac, prowadzonych nad samolotem Su-17M2 siły powietrzne dodały wymagania co do uzbrojenia samolotu w pociski rakietowe klasy „powietrze-ziemia” typu Ch-29L. Był on dwukrotnie cięższy od modelu Ch-25, który posiadał trzykrotnie większą masę ładunku bojowego i był przeznaczony do zwalczania obiektów o dużej odporności na zniszczenie. Samolot Su-17M2 dostosowano do przenoszenia jednego pocisku rakietowego tego typu na lewym podwieszeniu pod kadłubem, na wyrzutni typu AKU-58-1, który obok podwieszanego zasobnika Prożektor-1. W sierpniu 1974 roku rozpoczęto próby państwowe typu Ch-29L na samolocie Su-17MKG o numerze 63-05. Następnie łączono do nich samolot Suchoj Su-17M2 o numerze 02-02. Badania pocisku rakietowego Ch-29L, co zakończono ostatecznie we wrześniu 1975 roku. Kontrolne próby państwowe zrealizowano na samolocie Su-17M2 o numerze 04-06 w listopadzie-grudniu 1975 roku, z wynikiem pozytywnym. Pocisk rakietowy klasy „powietrze-ziemia” Ch-29L został oficjalnie przyjęty do uzbrojenia samolot Su-17M2 w 1977 roku.
W 1974 roku zgodnie z poleceniem ministra przemysłu lotniczego biuro konstrukcyjne Suchoja przystąpiło do prac nad wariantem samolotu Su-17M2 z zainstalowanym nowym zespołem napędowym, w postaci turbo-wałowego silnika odrzutowego typu R-29BS-300 o ciągu maksymalnym 81,37 kN oraz 112,75 kN z dopalaniem. W nową jednostkę napędową został wyposażony samolot Su-17M2 o numerze 03-01, a jego oblot nastąpił w dniu 31 stycznia 1975 roku, co wykonał pilot doświadczalny A. N. Isakson.
W produkcji seryjnej, samolot oznaczono jako Suchoj Su-22 (oznaczenie S-32M2K). Pierwszy seryjny samolot tego typu nosił numer 31-01, a jego oblot został wykonany w Komsomolsku nad Amurem w dniu 15 września 1975 roku. Przeprowadzone próby państwowe miały miejsce od kwietnia 1976 roku i trwały one do maja 1977 roku. W ich trakcie wystąpiło wiele nieprzewidzianych problemów z mocno wówczas jeszcze niedopracowanymi urządzeniami systemów celowniczych. W latach 1977-1978 zbudowano łącznie 56 egzemplarzy samolotów Suchoj Su-22, które ostatecznie dostarczono do Iraku oraz Peru. Wraz z nimi do eksportu zostały dopuszczone pociski rakietowe klasy „powietrze-ziemia” typu Ch-23M oraz pociski rakietowe klasy „powietrze-powietrze” typu R-13M.
Wojna w Afganistanie
W trakcie radzieckiej interwencji w Afganistanie Su-17 był wykorzystywany zarówno przez Radzieckie Siły Powietrzne, jak i przez rządowe wojska afgańskie. Wysoko położone lotniska, gorący klimat i duże zapylenie powodowały różne problemy eksploatacyjne. Rozbieg i dobieg samolotu był półtorakrotnie dłuższy, niż normalnie, lądowania często kończyły się przebiciem opon, lub zapłonem hamulców. Częste były awarie awioniki. Silnik natomiast okazał się odporny zarówno na pył zasysany z powietrzem, jak i na zanieczyszczone pyłem paliwo. W 1985 roku poziom gotowości bojowej floty Su-17 przewyższał poziom gotowości bojowej Su-25 i helikopterów. Samolot okazał się słabo przystosowany do realiów wojny w Afganistanie, ze względu na wysokie prędkości podczas ataku, niską zwrotność i konieczność operowania poza zasięgiem artylerii przeciwlotniczej.
Pojawienie się w rękach Mudżahedinów przenośnych przeciwlotniczych zestawów rakietowych zmusiło Su-17 do operowania na jeszcze większych wysokościach. W toku działań Su-17 zostały wyposażone w automatyczne wyrzutnie pułapek termicznych. Ten fakt, oraz ulepszona taktyka użycia, sprawiły, że w 1985 roku został zestrzelony tylko jeden sowiecki Su-17. Su-17 działały na wysokości 3500 – 4000 metrów, używając głównie uzbrojenia bombowego, podczas gdy precyzyjne uderzenia były wykonywane przez szturmowe samoloty Suchoja Su-25.
Irak
Irackie Su-20 i Su-22 były wykorzystywane w trakcie wojny iracko-irańskiej w latach 1980–1988. 23 zostały zestrzelone przez irańskie F-14 a kolejne 18 przez F-4. W trakcie pierwszej wojny w Zatoce Perskiej, dwa Su-20 zostały zestrzelone przez myśliwce F-15 należące do USAF. Znaczna część irackich Su-20 i Su-22 została zniszczona na ziemi, bądź ewakuowana do Iranu. Kolejne dwa zostały zestrzelone 15 i 22 marca 1991 roku podczas operacji Provide Comfort mającej na celu ochronę kurdyjskich uchodźców.
Opis techniczny samolotu Suchoj Su-20
Naddźwiękowy samolot myśliwsko-bombowy jest całkowicie metalowym średniopłatem ze skrzydłem o zmiennej geometrii (zakres zmiany skosu – od 30 stopni do 63 stopni) i płytowym usterzeniem poziomym.
Do głównych elementów skrzydła zaliczany: dźwigar z osią obrotu skrzydła belkę ogonową i belkę pomocniczą oraz tylną ściankę. Pomiędzy belką główną i belkę pomocniczą znajduje się przedział ksenonowy stanowiący podporę dla prowadnicy skrzydła, z którą współpracuję suwak i podpora uzupełniająca oraz dla osi obrotu skrzydła, wewnątrz której jest automatyczna smarownica.
Mechanizm zmiany skosu skrzydła jest sterowany hydraulicznie. Każde skrzydło posiada identyczny mechanizm zmiany skosu, a dla zsynchronizowania ruchu mechanizmy te zostały połączone wałkiem synchronizacji. W skład samego mechanizmy wchodzą: siłownik śrubowy, hamulce taśmowy, przekładnia kątowa oraz reduktor.
W każdym skrzydle zabudowany jest integralny zbiornik paliwa o pojemności 340 litrów. Pod każdym skrzydłem znajdują się aż dwie belki na lotnicze środki bojowe, wyposażenie specjalne i dodatkowe zbiorniki paliwa. W nasadach każdego z skrzydła znajdują się komory na działko lotnicze typu NR-30 kalibru 30 mm. Ponadto w każdym skrzydle znajduje się wnęka podwozia głównego. Na spływie każdego skrzydła z góry i u dołu dodano po dwie taśmy wzmacniające.
Po lewej stronie Suchoj Su-20
Kąt zaklinowania skrzydła samolotu wynosi +1 stopień, wznios – -3 stopnie, wydłużenie – 2,69 dla skosu pod kątem 63 stopni i wydłużenie 4,88 – dla skosu pod kątem 30 stopni. Profil CAGI – SR-7s7 i CAGI – SR-7s8. Sloty trzysekcyjne o powierzchni 1,8 m2, kąt wychylenia – 10 stopni. Lotki o powierzchni 1,81 m2, wychylane przy skosie skrzydła pod kątem 30 stopni – w górę i dół 22 stopni, przy skosie skrzydła 63 stopni – w górę 21 stopni i w dół 15 stopni. Klapy szczelinowe dzielone na sekcje wewnętrzne i zewnętrzne o powierzchni odpowiednio 1,910 m2 i 1,998 m2, które są wychylane na kąt 25 stopni.
Konstrukcja kadłuba półskorupowa, rozmieszczenie zasadniczych elementów konstrukcji i wyposażenia zbieżne z samolotem myśliwsko-bombowym Su-7BM. Owiewka na kadłubie kryje elementy wyposażenia radiowego i elektrycznego. Zastosowany akumulator, umieszczony we wnęce przedniego podwozia, pod kadłubem – dwie lub cztery belki na lotnicze środki bojowe, podwieszenia specjalne i dodatkowe zbiorniki paliwa w wariancie myśliwsko-bombowym lub jedna belka centrala na zasobnik do lotniczego kompleksowego rozpoznania typu KKR-1.
Przód pod kadłubem z ruchomym stożkiem centralnym (sterowanego elektro-hydraulicznym układem typu ESUW-1) tworzą wlot powietrza do silnika. W stożku znajduje się dalmierz radiolokacyjny SRD-5MK. Ponadto na przodzie kadłuba zabudowane są klapki przeciwpompażowe (po dwie na każdej stronie), dajnik kątów natarcia DUA-3M (po lewej stronie – patrząc w kierunku lotu) oraz wysięgniki z zasadniczym i awaryjnym odbiornikiem ciśnień powietrznych (PWD-18G i PWD-7, po prawej stronie i drugi po lewej stronie).
Muzeum Lotnictwa w Dęblinie
Fotel wyrzucany typu KS-4S-32 umożliwia awaryjne opuszczanie samolotu w przedziale wysokości od 0 metra (prędkość samolotu nie może być mniejsza niż 140-160 km/h) do pułapu praktyczne (zaś prędkość nie może być większa niż 1200 km/h). W tylnej części kadłuba cztery hamulce aerodynamiczne wychylane na kąt 50 stopni (powierzchnia – 1,32 m2). Zasobnik spadochronu hamującego skracającego dobieg samolotu przy jego lądowaniu jest umieszczony w podstawie usterzenia pionowego (powierzchnia czasy spadochronu – 25 m2). Długość kadłuba ze zastosowanym stożkiem centralnym i dyszą wylotową silnika wynosi 15 330 mm, średnica kadłuba – 1550 mm.
Usterzenie wolnonośne, całkowicie metalowe o obrysie trapezowym i dużym skosie. Pionowe klasyczne, dzielone na statecznik i ster kierunku. Kąt skosu – 55 stopni, profil – CAGI S-11s7, powierzchnia – 5,53 m2, powierzchnia steru – 0,982 m2, wychylenie – w prawą i lewą stronę po 25 stopni. Usterzenie wysokości – płytowe, składa się z dwóch połówek sterowanych za pomocą odpowiednich wzmacniaczy hydraulicznych. Kąt skosu – 55 stopni, profil – CAGI S-11s6, rozpiętość – 4640 mm, powierzchnia – 5,58 m2, wychylenie – w górę do 10 stopni i w dół 25 stopni 30 minut, kąt zaklinowania – -3 stopnie, wznios – 0 stopni. Na końcówkach usterzenie umieszczono masy antyflatterowe.
Zastosowane podwozie trójkołowe z kołem przednim i amortyzacją olejowo-powietrzną. Rozstaw – 3830 mm, baza – 5241 mm. Koła główne mają wymiary 880 mm x 230 mm, zaś koło przednie posiada wymiar 660 mm x 200 mm. Na przedniej goleni umieszczony został tłumik drgań. Zasadnicza instalacja hamowania jest wyposażona w układ przeciwpoślizgowy.
Instalacja paliwowa składa się z czterech zbiorników wewnętrznych, ulokowanych w kadłubie o pojemności łącznej 3880 litrów (1 – 770 litrów, 2 – 1580 litrów, 3 – 820 litrów, 4 – 710 litrów) oraz dwóch zbiorników ulokowanych w skrzydłach samolotu o pojemności łącznej 680 litrów (2 x 340 litrów). Łączna pojemność wewnętrznej instalacji paliwowej wynosi 4560 litrów. Ponadto na podwieszeniach zewnętrznych samolot może przenosić od dwóch do czterech dodatkowych zbiorników paliwa, w różnych kombinacjach (PTB-600, PTB-800, PTB-1150).
Główna instalacja hydrauliczna zapewnia: chowanie i wypuszczanie podwozia kołowego, chowanie i wypuszczanie klap zewnętrznych i wewnętrznych, chowanie i wypuszczanie slotów, sterowanie kołem przednim, sterowanie hamulcami aerodynamicznymi, sterowanie stożkiem centralnego chwytu powietrza do silnika, zasilanie automatycznego układu sterowania SAU-22-1, zasilanie pierwszego kanału zmiany kąta skosu skrzydła, sterowanie przekrojem dyszy wylotowej oraz hamowanie kół po starcie samolotu. Instalacja wzmacniaczy hydraulicznych zasila pięć wzmacniaczy (dwa od lotek, jeden od steru kierunku i dwa od płyt usterzenia wysokości) oraz drugi kanał zmiany kąta skosu skrzydła.
W przypadku spadku ciśnienia w układach tłoczących do niebezpiecznie niskiej wartości do pracy wchodzi pompa awaryjna typu NS-3 (niezależnie od tego pilot sam może dokonać łączenia). Jeśli w dowolnym układzie hydraulicznym ciśnienie wzrośnie, pompa awaryjna automatycznie wychodzi w pracy. Jest ona zasilana przez prądnicę samolotu lub przy niesprawnym silniku – akumulator. Pompa awaryjna NS-3 zasila tylko wzmacniacze hydrauliczne układu sterowania.
Autor – zdjęcia: Dawid Kalka
Zabrze, Muzeum Techniki Wojskowej
Główna instalacja pneumatyczna zapewnia: zasadnicze hamowanie kół głównych oraz startowe hamowanie kół głównych, natomiast awaryjna instalacja pneumatyczna zapewnia: awaryjne wypuszczanie podwozia oraz klap oraz awaryjne hamowanie kół głównych. Ponadto samolot posiada instalację pneumatyczną przeładowania działek lotniczych NR-30 kalibru 30 mm. Wszystkie te instalacje napełniane są sprężonym azotem, pojemność butli wynosi 3 x 3 litry oraz 1 x 6 litrów (instalacja główna), 2 x 3 litry (instalacja awaryjna) i 1 x 3 litry (instalacja osłony kabiny).
W skład instalacji tlenowej kabiny pilota typu KKO-5 (później KKO-5M) wchodzi: przyrząd tlenowy KP-52, automatyczny regulator dopływu tlenu do przyrządu tlenowego RPK-52, ubiór wysokościowy WUK-6, hełm szczelny GSz-6A, maska tlenowa KM-32 (później model KM-34), spadochronowy aparat tlenowy KP-27M oraz urządzenie wentylacji przestrzeni wewnątrz ubioru wysokościowego i hełmu szczelnego.
W instalacji przeciwpożarowej przedziału silnika zastosowano gaśnicę napełnioną freonem po raz termiczne sygnalizatory umieszczone w kadłubie wraz z kolektorem.
W skład instalacji elektryczne wchodzą: dwie prądnice prądu stałego GS-12T, prądnica prądu przemiennego SGO-8TF, akumulator 12-ASAN-23, dwie przetwornice PO-750A (115 V), dwie przetwornice PO-500C (3 x 36 V) oraz armatura zabezpieczająca.
Układ sterowania oparto na jednokierunkowych wzmacniaczach hydraulicznych, przejmujących całkowicie obciążenia aerodynamiczne od sterów. Na układ sterowania statecznikiem poziomym składają się: drążek sterowy, automat regulujący obciążenia ARZ-1 (w funkcji prędkości i wysokości lotu), mechanizm efektu trymerowego i dwa wzmacniacze hydrauliczne. Układ sterowania lotkami składa się z dwóch wzmacniaczy hydraulicznych, cięgieł i linek. Układ sterowania sterem kierunku posiada wbudowany wzmacniacz hydrauliczny. Sterowanie sterem kierunku jest połączone ze sterowaniem przednik kołem.
W zastosowany układ sterowania, wbudowano pilota automatycznego typu SAU-22-1. Posiada on w każdym kanale sterowania mechanizmy wykonawcze umożliwiające wychylanie sterów kierunku i wysokości oraz lewej lotki. Ponadto może on sterować mechanizmem efektu trymerowego.
Zespół napędowy samolotu stanowi tutaj turbinowy silnik odrzutowy, jednoprzepływowy, jednowirnikowy z dopalaczem typu AL-21F-3. Ciąg maksymalny wynosi 76,7 kN i maksymalny z dopalaniem – 106,9 kN – 109,8 kN. Masa silnika AL-21F-3 wynosi 1720 kg, długość całkowita – 5132-5160 mm, średnica maksymalna – 1030 mm, średnica wlotu sprężarki – 885 mm. Czterostopniowa sprężarka ze sprężem maksymalnym 14,75, ma automatyczną regulację prędkości obrotowej na wszystkich zakresach pracy.
Zmienne kąty ustawienia posiadają łopatki wlotowe wieńca: 0, 1, 2 i 3 stopnia. Tworzą one pierwszą grupę kierownic. Natomiast łopatki 8, 9, 10, 11 i 12 stopnia stanowią tutaj tylną grupę kierownic. Komora spalania rurowo-pierścieniowa (12 rur żarowych); turbina osiowa, trójstopniowa, reakcyjna. Silnik posiada rozrusznik turbinowy TS-21 z rozkrętem od silnika elektrycznego ST-115A. Zapłonniki rozruchowe są dodatkowo zasilane tlenem.
Wyposażenie pilotażowo-nawigacyjne obejmuje: prędkościomierz prędkości przyrządowej US-1600, prędkościomierz prędkości rzeczywistej i liczby Macha typu UISM-1, wysokościomierz WD-28, przyrząd zespolony DA-200 (dubler sztucznego horyzontu), wskaźnik wysokości i różnicy ciśnień UWPD-20, automatyczny układ sterowania SAU-22-1 z blokiem małej wysokości oraz wskaźnikami NPP (nawigacyjno-pilotażowym) i KPP (pilotażowym wskaźnikiem komend), zintegrowany wskaźnik kąta natarcia i przeciążenia UUAP-72, nadajnik żyroskopowy zapasowego pionu żyroskopowego AGD-1M, układ kursowy typu KSI-7 i zegar lotniczy ACzS-1M.
W skład zastosowanych urządzeń radioelektronicznych wchodzą: radiotechniczny system bliskiej nawigacji i precyzyjnego podejścia do lądowania typu RSBN-5S (zasięg na wysokości lotu 1000 metrów – 120 kilometrów, na wysokości 10 000 metrów – 350 kilometrów). Automatyczny radiokompas typu ARK-15M (przy współpracy z radiolatarnią PAR-8SS zasięg na wysokości lotu 10 000 metrów – 300 kilometrów), radiowysokościomierz małych wysokości RW-5 (od 0 metra do 750 metrów) z zakresem sygnalizacji niebezpiecznej wysokości, sygnalizator przelotu nad radiolatarnią typu MRP-56P, radiostacja korespondencyjna R-832M, radiolokacyjne urządzenie aktywnej odpowiedzi SOD-57M, urządzenie rozpoznawcze szybkiej identyfikacji „swój-obcy” typu SRO-2M oraz stacja ostrzegająca przez radiolokacyjnym oprogramowaniu SPO-10.
Dane taktyczno-techniczne Suchoj Su-20
-
Wymiary oraz masy konstrukcji samolotu:
-
Rozpiętość skrzydeł – skos skrzydła 30 stopni: 10 040 mm, skos skrzydła 63 stopni: 13 656 mm
-
powierzchnia nośna skrzydeł – skos skrzydła 30 stopni: 34,50 m2, skos skrzydła 63 stopni: 38,50 m2
-
Długość okowita samolotu – 18 726 mm
-
Wysokość samolotu – 4857 mm
-
Masa własna samolotu – 9880 kg
-
Masa startowa w konfiguracji gładkiej – 14 220 kg
-
Masa startowa maksymalna – 17 700 kg
-
Masa startowa maksymalnie dopuszczalna – 18 400 kg
-
Zespół napędowy samolotu:
-
Turbo-wałowy silnik odrzutowy typu AL-21F-3
-
Ciąg maksymalny – 76,5 kN
-
Ciąg maksymalny z dopalaniem – 106,9-109,8 kN
-
Zapas paliwa w zbiornikach wewnętrznych – 4560 litrów
-
Zapas paliwa w zbiornikach dodatkowych – maksymalnie 3900 litrów
-
Osiągi samolotu:
-
Prędkość maksymalna samolotu na wysokości 200 metrów – 1300 km/h
-
Prędkość maksymalna n wysokości 12 000 metrów – 2230 km/h
-
Wznoszenie samolotu – 65 m/s bez dopalania, do 220 m/s z dopalaniem
-
Pułap praktyczny maksymalny – 17 000 metrów
-
Zasięg lotu z paliwem z zbiornikami integralnymi – do 1615 km (do 1345 km z 1000 kg bomb lotniczych)
-
Zasięg lotu z paliwem z zbiornikami integralnymi i dodatkowych – do 2800 km (2480 km z 1000 kg bomb lotniczych)
-
Zasięg lotu z paliwem z zbiornikami integralnymi i dodatkowych – do 1700 km (z ładunkiem 2000 kg bomb lotniczych)
-
Zasięg lotu z paliwem z zbiornikami integralnymi – do 960 kg (z pełnym ładunkiem bojowym podwieszonym)
-
Zasięg lotu z zbiornikami integralnymi i dodatkowych z podwieszonym zasobnikiem KKR-1 – 2050 km
Samoloty Su-20 w Polsce
W listopadzie 1967 roku na bazie dotychczasowego Dowództwa Lotnictwa Operacyjnego oraz Inspektoratu Lotnictwa (z pełnym usamodzielnieniem się dwóch jego członów: Zarządu Szkół i Kursów oraz Zarządu Techniki Lotniczej) sformowano Dowództwo Wojsk Lotniczych. W wyniku przeprowadzonej reorganizacji stworzono warunki do bardziej operatywnego realizowania stawianych zadań. Ponadto dokonano reorganizacji lotnictwa myśliwskiego i myśliwsko-szturmowego oraz rozbudowy lotnictwa transportowego.
Dowództwo Wojsk Lotniczych (Poznań) podporządkowano dwie dywizje lotnictwa szturmowo-rozpoznawczego (2. DLSzR – dowództwo miasto Piła i 3. DLSzR – dowództwo miasto Świdwin) – każda dywizja w składzie dwóch pułków lotnictwa myśliwsko-szturmowego (6. plmsz – Piła i 45. plmsz – Babimost oraz 8. plmsz – Mirosławiec i 40. plmsz – Świdwin) oraz jeden pułk lotnictwa rozpoznania taktycznego i artyleryjskiego (21. plrtia – Powidz i 32. plrtia – Sochaczew), 4. Dywizję Lotnictwa Myśliwskiego (dowództwo miasto Malbork) w składzie trzech pułków lotnictwa myśliwskiego (2. plm – Goleniow, 9. plm – Debrzno i 41. plm – Malbork), 7. Brygadę Lotnictwa Rozpoznania Operacyjnego (Powidz), 3. Pułk Lotnictwa Myśliwsko-Bombowego (Bydgoszcz), 13. Pułk Lotnictwa Transportowego (Kraków-Balice), 36. Specjalny Pułk Lotnictwa Transportowego (Warszawa-Okęcie), 17. Eskadrę Lotniczą Dowództwa Wojsk Lotniczych (Poznań-Ławica), 37. Pułk Śmigłowców Transportowych (Łęczyca) oraz 49. i 56. Pułk Lotnictwa Wojsk Lądowych (Pruszcz Gdański i Inowrocław).
Struktura organizacyjna lotnictwa rozpoznawczego została ustalona pod kątem jak najefektywniejszego wykorzystania sił oraz posiadanych środków rozpoznania powietrznego na potrzeby własnych wojsk operacyjnych. Do zabezpieczenia potrzeb w zakresie rozpoznania powietrznego każdego szczebla dowodzenia związków taktycznych i operacyjnych wojsk lądowych przewidziano odpowiednie siły i środki lotnictwa rozpoznawczego. W związku z tym lotnictwo rozpoznawcze zostało wyposażone w różnorodne samoloty oraz śmigłowce. Statki powietrzne lotnictwa rozpoznawczego otrzymały odpowiednią aparaturę i urządzenia umożliwiające prowadzenie rozpoznania wzrokowego, fotograficznego i radio-elektronicznego.
W zależności od prowadzonych zadań i skali działań bojowych (w razie działań wojennych miała być to 3. Armia Lotnicza) zostało podzielone na lotnictwo rozpoznania operacyjnego, lotnictwo rozpoznania taktycznego oraz lotnictwo rozpoznawcze wojsk lądowych.
Lotnictwo rozpoznania operacyjnego zostało zorganizowane w brygadę lotnictwa operacyjnego (BLRO), składzie: dwie eskadry lotnictwa rozpoznania operacyjnego (samoloty Iliuszyn Ił-28 oraz Ił-28R) i jedna eskadra rozpoznania i przeciwdziałania radioelektronicznego (Ił-14E, Ił-28E). BLRO byłą tutaj przewidziana do realizowania zadań rozpoznawczych na korzyść Frontu Polskiego (Nadmorskiego), bazując na jednym lub dwóch lotniskach w odległości maksymalnie 150-200 kilometrów od linii styczności własnych wojsk.
Lotnictwo rozpoznania taktycznego zostało zorganizowane w dwa pułki lotnictwo rozpoznania taktycznego i artyleryjskiego (plrtia), które wchodziły w skład dywizji lotnictwa szturmowo-rozpoznawczego. W składzie każdego pułku plrtia znajdowały się dwie eskadry lotnictwa rozpoznania taktycznego (Lim-6bis R oraz MiG-21R) i jedna eskadra rozpoznania artyleryjskiego (SBLim-2 Art.). Pułk lotnictwa rozpoznania taktycznego i artyleryjskiego był przewidziany głównie do działania na korzyść armii ogólnowojskowych (Polska wystawiała 1. Armię na bazie Pomorskiego Okręgu Wojskowego i 2. Armię na bazie Śląskiego Okręgu Wojskowego; 4. Armię na bazie Warszawskiego Okręgu Wojskowego stanowiła zaplecze wzmocnienia armii pierwszorzutowych), bazując na jednym lub dwóch lotniskach, w odległości od 50 km do 100 km od linii styczności własnych wojsk lądowych.
Spodziewano się, że samoloty rozpoznania operacyjnego Ił-28 i Ił-28R zostaną wkrótce zastąpione samolotami Jak-28R, samolotami rozpoznania taktycznego Lim-6bis R – MiG-21R, samolotami rozpoznania ognia artyleryjskiego SBLim-2 Art. oraz TS-11R Iskra.
Lotnictwo rozpoznawcze wojsk lądowych zostało zorganizowane w klucze śmigłowców rozpoznawczych, które wchodziły w skład pułków lotnictwa wojsk lądowych (LWL). Pułki LWL miały w swoim składzie pięć dywizyjnych eskadr śmigłowców, jedną armijną eskadrę śmigłowców i samolotów łącznikowych oraz dwa klucze śmigłowców przeznaczonych dla brygad raiet operacyjno-taktycznych.
Każda dywizyjna eskadra śmigłowców, miała w swoim składzie trzy klucze, w tym: klucz śmigłowców łącznikowych, klucz śmigłowców rozpoznawczo-transportowych i klucz śmigłowców rozpoznania artyleryjskiego. Wyposażenie stanowiły śmigłowce SM-2 (produkowane w Polsce) oraz Mi-2 (także produkowane w Polsce) – był to odpowiednio: schodzący i wchodzący typ śmigłowca w strukturach Wojska Polskiego. W przyszłości przewidziano wprowadzenie do eskadr dywizyjnych dodatkowo jeszcze jednego klucza śmigłowców przeznaczonych dla rozpoznania ogólnowojskowego.
Dywizyjne eskadry śmigłowców przewidziane były do wykonywania zadań rozpoznawczych, transportowych i łącznikowych na korzyść związków taktycznych na zasadzie podporządkowania operacyjnego dowódcom dywizji zmechanizowanych i dywizji pancernych na okres trwania działań bojowych.
Najtrudniejsza sytuacja sprzętowa była w lotnictwie rozpoznania operacyjnego, w którym samolotu Ił-28 oraz Ił-28R kończyły swój resurs użytkowania i w krótkim czasie istniała potrzeba aby je zastąpić całkowicie nowym sprzętem lotniczym. Początkowo do tego celu przewidziany miał być samolot Jak-28R, ale okazało się, że nie jest to samolot udany i jego produkcja została zakończona na początku lat 70.-tych XX wieku. Sytuację tutaj komplikował fakt, że samolot Jak-28R nie miał swojego bezpośredniego następcy. W tym czasie w Związku Radzieckim przystąpiono do wyposażenia pułków lotnictwa rozpoznania operacyjnego w wysokościowe samoloty rozpoznawczo-bombowe MiG-25RB. Nowa struktura przewidziała dwie eskadry lotnicze Jak-28R i jedną wyposażona w MiG-25RB. Wymiana samolotów rozpoznawczych Jak-28RB na całkowicie nowy typ samolotu miało nastąpić dopiero wraz z początkiem lat 80.-tych XX wieku. Miała to być wersja rozpoznawcza, dwumiejscowa wersja taktycznego samolotu bombowego Suchoj Su-24.
Ostatecznie sami Rosjanie zaproponowali nam wersję rozpoznawczą eksportowego samolotu myśliwsko-bombowego Su-20, który wyróżniał się tutaj zdecydowanie większym zasięgiem lotu operacyjnego. Na początku nie za bardzo samym Polakom to odpowiadało, ponieważ chcieli oni samolotu rozpoznawczego w wersji dwumiejscowej, ale ze względu na brak jakiejkolwiek alternatywy, w tej sytuacji zgodziliśmy się na te rozwiązanie. Kiedy były prowadzone rozmowy, nie istniało jeszcze odpowiednie wyposażenie rozpoznawcze dla samolotu bombowo-rozpoznawczego Su-20R, dlatego też zdecydowano w Polsce na rozbicie tego zamówienia na dwie transze dostaw samolotów.
Pierwsza dostawa miałą obejmować sześć „pilotażowych” samolotów myśliwsko-bombowych Suchoja Su-20, z których każdy miał być wyposażony w lotniczy aparat fotograficzny typu AFA-39 (A-39), zabudowany pionowo za wnęką przedniego podwozia. Aparat A-39 był przeznaczony do prowadzenia trasowego fotografowania lotniczego (fotografowanie obiektów z jednego nalotu w przedziale wysokości od 100 m do 10 000 m z prędkością od 500 km/h do 1500 km/h). Natomiast druga dostawa, składająca się z 20 samolotów Su-20R dostosowanych do przenoszenia zasobnika kompleksowego rozpoznania typu KKR-1, na podwieszeniu centralnym pod kadłubem. Do uzyskania maksymalnego zasięgu lotu na rozpoznanie na zewnętrznych belkach pod skrzydłami samolotu Su-20R przenosił dwa dodatkowe podwieszane zbiorniki paliwa typu PTB-1150.
Ponadto model bombowo-rozpoznawczy Su-20R z numerami seryjnymi, kończącymi się na 0 lub 5 – podobnie jak pierwsza szóstka samolotów myśliwsko-bombowych Su-20 – miały zabudowany za wnęką przedniego podwozia aparat fotograficzny typu A-39.
Dostawa pierwszych „pilotażowo” samolotów myśliwsko-bombowych Su-20 miała umożliwić przygotowanie z wyprzedzeniem odpowiedniej ilości personelu latającego i inżynieryjno-lotniczego do eksploatacji nowego typu sprzętu latającego i w ten sposób pozwolić na szybkie uzyskanie gotowości przez 7. BLRO do wykorzystania lotów w jednolitym systemie rozpoznania Wojska Polskiego na dostarczonych samolotach Su-20R z chwilą wycofania z eksploatacji ostatnich samolotów Ił-28 oraz Ił-28R i Ił-28E (co wkrótce miało miejsce w Wojsku Polskim).
W okresie październik-grudzień 1973 roku skompletowana została pierwsza grupa personelu latającego i inżynieryjno-lotniczego do przeszkolenia na nowy sprzęt lotniczy. 4 stycznia 1974 roku udała się ona do Krasnodaru (Krasnodarska Wojskowa Połączona Szkoła Lotniczo-Techniczna) w Związku Radzieckim w celu przejścia do szkolenia teoretycznego, a następnie praktycznego na samolotach Su-20.
W składzie personelu latającego znalazło się 10 osób: major Maciej Paszkowski – dowódca (zastępca dowódcy 7. BLRO do spraw liniowych, Ił-28), kapitan tadeusz Kołodziejek (7. BLRO, Ił-28), kapitan Stanisław Nawrocki (21. plrtia, MiG-21R), kapitan Stanisław Walczak (21. plrtia, MiG-21R), kapitan Aleksander Zielenow (32. plrtia, MiG-21R), porucznik Jerzy Doliniec (3. plrtia, Su-7), porucznik Mieczysław Kafel (32. plrtia, MiG-21R), porucznik Jan Kamiński (21. plrtia, MiG-21R), porucznik Bogdan Likus (3. plmb, Su-7) i porucznik Ignacy Urbaniak (3. plmb, Su-7).
Umiejętność obsługi samolotów Su-20 zdobyła grupa 34 inżynierów i techników w składzie: podpułkownik Jerzy Biszof – dowódca (zastępca dowódcy 7. BLRO do spraw inżynieryjno-technicznych), kapitan Stanisław Chęciński, kapitan Adam Dziedzic, kapitan Józef Jarosz, kapitan Jerzy Legieć, kapitan Stanisław Maj, kapitan Ludwik Majchrowicz, kapitan Marian Misztur, kapitan Borys Żółkiewicz, porucznik Tadeusz Goławski, porucznik Ryszard Matląg, porucznik Roman Nowak, porucznik Wojciech Sytek, podporucznik Andrzej Gutowski, podporucznik Jan Żuk, chorąży Wiesław Wróblewski, młodszy chorąży Zdzisław Malik, młodszy chorąży Jerzy Podgórski, starszy sierżant, Kazimierz Bartosiewicz, starszy sierżant Marian Fijałkowski, starszy sierżant Andrzej Kudełka, starszy sierżant Edmund Rybarczyk, starszy sierżant Jan Smolarczyk, starszy sierżant Bogdan Walczuk, sierżant Stanisław Blum, sierżant Władysław Kaczmarek, sierżant Emil Krechut, sierżant Roman Poznański, sierżant Ryszard Radłowski, sierżant Tadeusz Wareńczak, starszy kapral Piotr Sibilski, starszy kapral Wiesław Łopaciński i starszy kapral Józef Urbański.
W końcowym etapie szkolenia 16 kwietnia wydarzyła się katastrofa, w której śmierć poniósł kapitan Tadeusz Kołodziejek, wykonując lot na samolocie Su-20. Powrót personelu latającego do kraju miał miejsce 28 kwietnia 1974 roku.
Tymczasem dwa dni wcześniej, 26 kwietnia na lotnisku w Powidzu wylądowały wszystkie sześć „pilotażowych” Su-20, które przyprowadzili się radzieccy piloci. Posiadały one numery seryjne: 6601, 6602, 6603, 6604, 6605 i 6606 oraz boczne: 01, 02, 03, 04, 05 i 06. Wraz z samolotami przybyła ekipa specjalistów stanowiących serwis gwarancyjny.
W dniu 3 maja 1974 roku wykonano na nich pierwsze loty Polsce. W kolejnych dniach piloci doskonalili się pod względem pilotażowo-nawigacyjnym, a także realizowano szkolenie z zastosowania bojowego Su-20, którego w Związku Radzieckiego nie prowadzono.
W lipcu samoloty przebazowano na lotnisko Modlin, z którego wzięły udział w pierwszej publicznej demonstracji Suchoja Su-20 w Polsce, w ramach uroczystych obchodów XXX-lecia Polskiej Rzeczpospolitej Ludowej podczas trwania Narodowego Święta Odrodzenia Polski. 22 lipca 1974 roku Su-20 w przelocie nad placem Defilad w Warszawie zademonstrowali: kapitan A. Zielenow (prowadzący lot), kapitan M. Kafel, kapitan I. Urbaniak, kapitan S. Walczak i porucznik J. Doliniec. Samoloty przeleciały w ugrupowaniu „klin” z rozłożonymi skrzydłami z prędkością. 850 km/h na wysokości 350 metrów, wzbudzając bardzo duże zainteresowanie licznie zgromadzonych widzów.
W związku z przyjęciem na stan 7. Brygady Lotnictwa Rozpoznania Operacyjnego (dowództwo brygady – pułkownik pilot Jerzy Adamiec) samolotów Su-20 – ustalono następujący skład 7. BLRO: 1. Eskadra Rozpoznania Operacyjnego (Ił-28, Ił-28R), 2. Eskadra Rozpoznania i Przeciwdziałania Radio-elektronicznego (Ił-14E, Ił-28E) i 3. Eskadra Rozpoznania Operacyjnego (Su-20). Ta ostatnia była dowodzona przez kapitana Jana Kamińskiego i miała na stanie łącznie 6 samolotów bojowych Su-20 oraz szkolno-bojowe Su-7U (2 egzemplarze) i SBLim-2 (1 egzemplarz). Było tak, ponieważ ostatecznie nie opracowano dwumiejscowego wariantu samolotu Su-20 i w jego zastępstwie wykorzystano tutaj szkolno-bojowe Su-7U. Były to egzemplarze o numerach bocznych: 115 (numer seryjny – 2115) oraz 331 (numer seryjny – 3313), które w maju 1974 roku wypożyczono z 3. Pułku Lotnictwa Myśliwsko-Bombowego. 11 sierpnia 1975 roku dowódcą 7. BLRO został podpułkownik pilot Maciej Paszkowski.
W końcu 1975 roku skompletowano drugą grupę personelu latającego do przeszkolenia na samolotach Su-20 w składzie: major pilot Zenon Jankowski, kapitan Zbigniew Remiński, porucznik Antoni Dziadowiec, porucznik Andrzej Padolski, porucznik Zygmunt Reginia, porucznik Benedykt Sasim, porucznik Andrzej Satomski i porucznik Tadeusz Zarzyka. Po wcześniejszym przeszkoleniu na samolotach Su-7U w Bydgoszczy grupa na początku 1976 roku udała się na kurs do Krasnodaru.
W dniu 3 lutego 1976 roku miała miejsce w Polsce pierwsza katastrofa lotnicza z udziałem Su-20, w wyniku której śmierć poniósł kapitan pilot (pośmiertnie awansowany do stopnia majora) Jerzy Doliniec. Przyczyną tutaj okazało się samoczynne wyłączenie silnika samolotu podczas podejścia do lądowania według systemu RSBN-5S z wykorzystaniem systemu automatycznego sterowaniem samolotu. Silnik wyłączył się na wysokości 800 metrów, w locie z kursem lądowania, w odległości 18 kilometrów od lotniska w Powidzu. Powodem była tutaj usterka techniczna silnika. Katapultowanie było nieudane, a to z powodu zbyt małej wysokości, kiedy pilot po oddzieleniu z fotela, z dużą siłą uderzył w ziemię i poniósł śmierć na miejscu. W zamian za zniszczony z powodu wady fabrycznej samolotu Su-20 z numerem 01, strona radziecka przekazała nam w dniu 12 lutego 1977 roku egzemplarz samolotu Su-20 z numerem seryjnym 74105 i bocznym 7125, wcześniej eksploatowanym w Siłach Powietrznych Związku Radzieckiego. Miał on zabudowany za wnęką przedniego podwozia aparat typu AFA-39.
W marcu-kwietniu 1976 roku zrealizowano zasadniczą dostawę samolotu Su-20 (Su-20R) do Polski. W marcu dostarczono 8 egzemplarzy, a w kwietniu – 12 egzemplarzy. W marcu były to samoloty Su-20R z następującymi numerami seryjnymi i bocznymi: 74930 – 6130, 76301 – 6131, 74724 – 6134, 74725 – 6135, 74426 – 6136, 74727 – 6137, 74728 – 6138 i 74929 – 6139. Natomiast w kwietniu były to samoloty Su-20R z numerami seryjnymi i bocznymi: 74210 – 6250, 74311 – 6251, 76302 – 6352, 76303 – 6253, 76304 – 6354, 76305 – 6255, 74416 – 6256, 74209 – 6259, 74312 – 6262, 74313 – 6263, 74314 – 6264 i 74416 – 6265. Aby ujednolicić wszystkie posiadane samoloty Su-20, a także w pierwszej piątce – jak wiadomo jedna maszyna została do tego czasu utracona., zmieniono numery boczne na czterocyfrowe: 6602 – 02 na 4242, 6603 – 03 na 4243, 6604 – 04 na 4244, 6605 – 05 na 4245 i 6606 – 06 na 4246.
W dniu 7 lipca 1976 roku na lotnisku w Powidzu wylądowały dwa dwumiejscowe samoloty szkolno-bojowe Su-7U (z numerami seryjnymi 3513 i 3702oraz numerami bocznymi 513 i 702), które zostały pozyskane z Sił Powietrznych Związku Radzieckiego. Pozwoliło to wcześniej wyposażone w 2. plmb Su-7U w grudniu zwrócić bydgoskiej jednostce. Trzeci używany eksradzieckiej Su-7U przybył do Powidza w dniu 12 lutego 1977 roku/. Był to egzemplarz z numerem seryjnym 3517 i numerem bocznym 517.
W ślad za tymi dostawami zarządzeniem dowódcy wojsk lotniczych w dniu 15 sierpnia 1976 roku 7. BLRO przeformowano w 7. Brygadę Lotnictwa Bombowo-Rozpoznawczego (BLBR), w składzie: 1. oraz 2. Eskadra Lotnictwa Bombowo-Rozpoznawcza (Su-20, Su-20R) oraz 3. Eskadra Rozpoznania i Przeciwdziałania Radioelektronicznego (wyposażona w Ił-14E, Ił-28E oraz Ił-28R).
We wrześniu samolotowi Su-20 zadebiutowały po raz pierwszy bojowo, biorąc udział w ćwiczeniach Układu Warszawskiego „Tarcza-76”, bombardując wskazane cele na poligonie Nadarzyce. Po raz pierwszy obserwatorami na tych ćwiczeniach byli przedstawiciele państw nie należących do Układu Warszawskiego: Austrii, Danii, Finlandii oraz Szwecji, które znajdowały się tam w ramach Konferencji Bezpieczeństwa i Współpracy w Europie (KBWE).
W tym samym roku wybrana grupa pilotów i personelu inżynieryjno-lotniczemu 7. BLBR wraz z czterema samolotami po raz pierwszy wzięła udział w szkoleniu w Związku Radzieckim z zakresu użycia taktycznej broni jądrowej (Centralny Poligon Lotnictwa Myśliwsko-Bombowego w Lidze). Zgodnie z dostępnymi w Polsce instrukcjami użycia samolotów Su-20, był on przystosowany do przenoszenia taktycznej broni jądrowej typu 8U49 (1 sztuka – masa 460 kg), 6U57 (1 sztuka – masa 530 kg), 8U63 (2 sztuki – masa 610 kg lub 9U64 (2 sztuki – masa 610 kg). Były one podwieszane na belkach specjalnych pod kadłubem samolotu. Wraz z nimi samolot mógł zabrać dwa zbiorniki dodatkowe PTB-800. Szkolenia tego typu prowadzono do końca lat 70.-tych XX wieku.
W styczniu 1977 roku do Krasnodaru na kolejne przeszkolenie na samoloty Su-20 wysłano trzecią grupę personelu latającego, którą tworzyli: podpułkownik Jan Hałas (dowódca), kapitan Jerzy Kaźmierczyk, porucznik Roman Gancarczyk, porucznik Witold Kosiński, porucznik Jerzy Małyszko, porucznik Marian Musielski, porucznik Józef Pazgan, porucznik Ryszard Pawłowicz, porucznik Tadeusz Pieciukiewicz oraz porucznik Ryszard Zegan. Wywodzili się oni głównie z 40. plmsz ze Świdwina, wcześniej wykonali loty na maszynach Lim i SBLim i nie mieli oni styczności z samolotami naddźwiękowymi. Z tego powodu ich przeszkolenie na samoloty Su-20 także zostało poprzedzone krótkim kursem obejmującym po około 10 lotów na samolotach u-7U. Tym razem jednak nie miał miejsca w Bydgoszczy, a już bezpośredniego w Krasnodarze, z radzieckimi instruktorami-pilotami.
13 marca 1977 roku kapitan pilot Stanisław Walczak przerwał start z powodu podniesienia się przedniego koła na zbyt małej prędkości. W konsekwencji tego samolot wypadł z pasa i skapotował. Naprawę uznano za nieopłacalną i egzemplarz samolotu Su-20 z numerem bocznym 6137 przekazano na pomoc szkoleniową do Centralnego Ośrodka Szkolenia Specjalistów Technicznych Wojsk Lotniczych (COSSTWL) w Oleśnicy.
W połowie roku do Polski zostało dostarczony osiem egzemplarzy zasobników typu KKR-1. Pierwsze loty z ich praktycznym wykorzystaniem zrealizowano w październiku.
We wrześniu 1977 roku miała miejsce zmiana na stanowisku dowódcy z 7. Brygady Lotnictwa Bombowo-Rozpoznawczego: podpułkownik pilot Maciej Maszkowski przekazał wówczas dowodzenie 7. BLBR podpułkownik pilot Janowi Kano, który właśnie ukończył studia w Akademii Sił Zbrojnych Związku Radzieckiego im. Woroszyłowa w Moskwie (wcześniej był dowódcą 3. plmb).
30 grudnia 1977 roku na uroczystej zbiórce dowódca eskadry rozpoznania i przeciwdziałania radio-elektronicznego podpułkownik pilot Józef Cholewa, gdzie wraz z inżynierem majorem Marianem Turkotem złożyli dowódcy wojsk lotniczych generałowi dywizji pilotowi Tadeuszowi Krepskiemu meldunek o zakończeniu eksploatacji Ił-28 w 7. BLBR. Skład bojowy 7. BLBR zmniejszył się do dwóch eskadr lotnictwa bombowo-rozpoznawczego (eksploatację pojedynczego samolotu rozpoznania radioelektronicznego Ił-14E ostatecznie zakończono w 1980 roku).
Na początku 1978 roku do Krasnodarskiej Połączonej Szkoły Lotniczo-Technicznej wysłana została czwarta grupa personelu latającego do przeszkolenia na samoloty Su-20. Była ona o tyle nietypowa, że składała się z młodych pilotów bez większego doświadczenia w lotach na tego typu maszynach. Jednocześnie była to już ostatnia grupa pilotów szkolona na ten typ samolotu, która została wysłana do Związku Radzieckiego. W jej skłąd wchodzili: porucznik Edward Majerski, porucznik Stanisław Zajas, podporucznik Ryszard Bobak, podporucznik Jan Kleszczewski, podporucznik Michał Krupa, podporucznik Krzysztof Krzysztoforski, podporucznik Stanisław Migielicz, podporucznik Andrzej Pawul, podporucznik Zbigniew Rutkowski i podporucznik Grzegorz Warkocki.
Od 1978 roku brygada przystąpiła do działania w ramach jednolitego systemu rozpoznania Wojska Polskiego. W jego ramach przed 7. BLBR postawiono zadanie prowadzenia rozpoznania radioelektronicznego po wyznaczonych trasach nad wodami międzynarodowymi Morza Bałtyckiego, ze szczególnym zwróceniem uwagi na akwen Bałtyku Zachodniego i Cieśnin Duńskich. Na zakończenie każdego roku kalendarzowego przygotowywano sprawozdanie z tych lotów (traktowanych jako bojowe: czasami w ich trakcie dochodziło do przechwyceń przez samoloty myśliwskie NATO i alarmowego startu własnych samolotów myśliwskich z jednostek rozlokowanych na wybrzeżu), które zostały przesłane do Oddziału Rozpoznawczego Sztabu Wojsk Lotniczych.
W marcu 1978 roku 7. BLBR wzięła udział w ćwiczeniach Układu Warszawskiego, prowadzonych na terenie Pomorskiego Okręgu Wojskowego przez jednostki wojskowe Armii Radzieckiej, Narodowej Armii Ludowej (NVA) Niemieckiej Republiki Demokratycznej oraz oddziałów Wojska Polskiego, a w maju w ćwiczeniach „Wiosna-78”, wykonując zadania rozpoznawczo-uderzeniowe oraz zwalczając wskazane cele na poligonie Nadarzyce, z dobrymi wynikami.
Cieniem na sukcesach położyła się katastrofa, która miała miejsce 22 maja 1978 roku. Tego dnia do nocnego lotu na rozpoznanie z lotniska Bednary wystartował porucznik pilot Antoni Dziadowiec. Kiedy podczas składania meldunku radiowego, manipulując mapą, pilot przypadkowo uderzył w drążek sterowy, co spowodowało wyłączenie pilota automatycznego i przejście samolotu na szybkie zniżanie lotu. Pilot najprawdopodobniej tego nie zauważył i zderzył się z ziemią, ginąc w szczątkach samolotu Su-20 z numerem bocznym 6263.
Brygada była przeznaczona do prowadzenia operacyjnego rozpoznania powietrznego w celu zdobycia i dostarczenia dowództwu frontu danych niezbędnych do przygotowania i przeprowadzenia operacji. Ponadto była przeznaczona do wykonywania uderzeń konwencjonalnych oraz jądrowych na ważne obiekty przeciwnika.
Do głównych zadań operacyjnego rozpoznania powietrznego należało: wykrywanie środków przenoszenia broni jądrowej na korzyść wojsk rakietowych frontu i lotnictwa: kontrola wyników własnych uderzeń rakietowo-jądrowych i lotniczych: fotografowanie lotnicze i rozpoznanie radioelektroniczne. Zasadniczymi obiektami rozpoznania były: środki rakietowo-jądrowe, lotniska lotnictwa taktycznego; obwody operacyjne w rejonie ześrodkowania i w marszu; środki przeciwlotnicze; środki; środki i urządzenia radioelektroniczne, węzły i szlaki komunikacyjne; składy i magazyny; bazy morskie i okręty znajdujące się na morzu.
Dla lotnictwa rozpoznania operacyjnego i rozpoznania taktycznego przewidywano dwa sposoby działania: jednoczesny zmasowany wylot większości posiadanych samolotów (do 85% posiadanego stanu) oraz pojedyncze wyloty poszczególnych załóg i par samolotów.
Jednoczesny zmasowany wylot załóg rozpoznawczych armii lotniczej miał być stosowany w celu rozpoznania i określenia miejsca położenia (współrzędnych) dużej ilości obiektów, które mają być celem zmasowanego uderzenia rakietowo-jądrowego i lotnictwa. Powyższe działania miały być prowadzone jako samodzielne operacje lotnictwa rozpoznawczego, ściśle współdziałającego z lotnictwem uderzeniowym i w warunkach wszechstronnego zabezpieczenia, głównie w zakresie przenikania przez obronę powietrzną przeciwnika. Celem takiej operacji miało być potwierdzenie i dokładne ustalenie danych o obiektach planowanych do zniszczenia w ramach zmasowanego uderzenia przez siły i środki frontu, a także określenie aktualnej sytuacji, stanu ilościowego i bazowania środków napadu powietrznego oaz środków przeciwlotniczych.
Zmasowany wylot miał planować sztab armii lotniczej, a organizacja odbioru danych należała do zainteresowanych sztabów wojsk operacyjnych. Zmasowany wylot lotnictwa rozpoznania operacyjnego i taktycznego mógł być wykonywany tylko w sporadycznych przypadkach, ponieważ angażując w stosunkowo krótkim czasie większość sił lotnictwa rozpoznawczego, przerywał jego działalność na nie mniej niż dwie godziny, niezbędne do odtworzenia gotowości do kolejnego wylotu.
Pojedyncze wyloty poszczególnych załóg i par samolotów rozpoznawczych miały być wykonywane na korzyść działań bojowych prowadzonych przez wszystkie rodzaje sił zbrojnych w każdej sytuacji (dopuszczalne było tutaj działanie w składzie klucza, w warunkach silnego przeciwdziałania lotnictwa myśliwskiego przeciwnika). Ten sposób działania lotnictwa rozpoznawczego miał być najbardziej rozpowszechniony, a jego podstawową zaletą było zapewnienie ciągłości rozpoznania powietrznego. Miały być one wykonywane zarówno według przyjętego planu, jak i na wezwanie. Dla lotnictwa rozpoznania operacyjnego typowym sposobem działania miały być jednak pojedyncze wyloty według przyjętego planu.
W maju 1980 roku po szkoleniu teoretycznym w COSSTWL do jednostki przybyła kolejna grupa pilotów: porucznik Jan Baszun, porucznik Czesław Gibaszewski, porucznik Marian Gołoś, porucznik Jan Jamiński, porucznik Leszek Kłosowski, porucznik Stefan Lemański, porucznik Wiesław Lipiec, porucznik Józef Ostasiewicz, porucznik Krzysztof Ryniecki i porucznik Leon Wojciga.
W dniu 18 sierpnia 1980 roku podczas odpalania pocisku rakietowego S-24 do celu naziemnego na poligonie Solec Kujawski, wówczas pilot nie przedstawił dźwigni sterowania silnikiem w położenie „mały gaz”, przez co doszło do powstania pompażu i zatrzymania pracy całego zespołu napędowego samolotu. Pilot porucznik Ryszard Pawłowicz katapultował się bezpiecznie, natomiast samolot Su-20 z numerem 6139 uległ zniszczeniu w wyniku zderzenia z ziemią.
Pomimo tych planów brygada nigdy nie uzyskała pełnego stanu czterech eskadr lotniczych. Eskadra rozpoznania i przeciwdziałania radiotechnicznego po wycofaniu się samolotów Ił-28 nie otrzymała nowego sprzętu i została rozwiązana, eskadra wyposażona w wysokościowe samoloty rozpoznawczo-bombowe MiG-25RB nigdy nie została utworzona (była natomiast rekomendowana do sformowania przez dowództwo Układu Warszawskiego w składzie ośmiu samolotów, w tym sześć bojowych i dwa szkolne).
Z tego powodu doszło do urealnienia etatu 7. BLBR i z dniem 15 października 1982 roku stała się ona 7. Pułkiem Lotnictwa Bombowo-Rozpoznawczego (plbr).
W grudniu 1983 roku bezpośrednio po promocji w Wyższej Szkole Lotniczej w Dęblinie do 7. plbr przybyła kolejna grupa pilotów: Marek Biegański, Jerzy Dróżdż, Bogdan Jurczyk, Marek Kocimski, Hieronim Pluta, Grzegorz Wójtowicz i Marek Wyrwich (wszyscy w stopniu podporucznika). W styczniu 1984 roku zostali oni skierowani do COSSTWL w celu teoretycznego przeszkolenia na samoloty Su-20. W kwietniu rozpoczęli praktyczne szkolenie w powietrzu na samolotach Su-7U, a w maju wykonali pierwsze loty na samolotach Su-20, 16 czerwca 1984 roku pozyskano z Związkiem Radzieckim jeszcze jeden egzemplarz samolotu Su-7U, który posiadał numer seryjny 2905 i numer boczny 905.
9 listopada 1984 roku nowym dowódcą jednostki został pułkownik pilot Tadeusz Kuziora, wcześniej zajmujący stanowisko zastępcy dowódcy 7. plbr do spraw szkolenia.
17 maja 1984 roku w locie na wysokości 200 metrów. w wyniku zderzenia się podczas lotu z bocianem zostało rozbite oszklenie kabiny samolotu Su-20 (numer 4244), pomimo bardzo trudnej sytuacji (zranienie twarzy pilota odłamkami szkła) kapitan pilot Andrzej Pawul doprowadził samolot na lotnisko i szczęśliwie zdołał on wylądować. Za ten czyn został on wyróżniony tytułem i odznaką „Zasłużony Pilot Wojskowy PRL”.
4 września 1985 roku doszło do pompażu silnika na samolocie Su-20 (numer 6265) po odpaleniu pocisku rakietowego S-24 do celu naziemnego na poligonie Nadarzyce. Mimo małej wysokości kapitan pilot Krzysztof Ryniecki uruchomił silnik ponownie (samolot z nabranymi obrotami przeszedł do lotu poziomego na wysokość 150 metrów) i bezpiecznie wylądował na lotnisku w Powidzu.
W grudniu tego roku do 7. plbr przybyła kolejna grupa pilotów – dokładniej absolwentów dęblińskiej „Szkoły Orląt”: Marek Błoński, Piotr Budzianowski, Paweł Chyba, Jerzy Gruszczyński, Marek Korona, Krzysztof Ogórek, Jan Płachta, Robert Sawa, Grzegorz Stelmaszczyk, Piotr Turowski i Krzysztof Walczak (wszyscy były w stopniu podporucznika). W styczniu 1986 roku udali się oni do 45. Pułku Lotnictwa Myśliwsko-Bombowego w Babimoście w celu zwiększenia nalotu ogólnego przed rozpoczęciem szkolenia na samolotach naddźwiękowych.
W tym czasie doszło do kolejnej reorganizacji lotnictwa polskiego, w wyniku której m.in.: z dniem 31 grudnia 1986 roku rozwiązano 21. plmb w Powidzu. Pochodzący z niego personel wykorzystany został do stworzenia eskadry samolotów, wyposażonych w najnowsze Su-22M4 (12 maszyn) oraz Su-22UM3K (3 maszyny), która została łączona w skład 7. Pułku Lotnictwa Bombowo-Rozpoznawczego. Ponadto z wyposażenia 7. plbr wycofane zostały samoloty Su-7U, przekazując je w marcu 1986 roku do 3. plmb. W ich miejsce wprowadzone zostały cztery szkolno-bojowe samoloty Su-22UM3K. W 1987 roku 7. plbr podporządkowano 2. Dywizji Lotnictwa Myśliwsko-Bombowego.
W trakcie trwania eksploatacji samolotów Su-20 zostały dozbrojone w zasobniki B-8M1 z niekierowanymi pociskami rakietowymi S-8 kalibru 80 mm oraz zasobniki rurowe ZR-8MB-1 polskiej konstrukcji i produkcji, przeznaczonych do przenoszenia lotniczych bomb odłamkowo-kulkowych małego wagomiaru LBOK-1,5. W ośmiu rurowych prowadnicach ZR-8MB-1 mieściło się łącznie 120 sztuk bomb lotniczych tego typu.
21 października 1986 roku nowym dowódcą jednostki został podpułkownik pilot Czesław Śledzik, dotychczas pełniący obowiązki starszego nawigatora 2. DLMB.
W marcu 1987 roku jednostka wzięła udział w ćwiczeniu „Opal-87”, któremu się przyglądali obserwatorzy wojskowi z 22 państw-sygnatariuszy KBWE.
W tym okresie szkolenie lotnicze nie ograniczało się nie tylko do działania nad własnym terytorium lądowych Polski (loty były także wykonywane nad naszymi wodami terytorialnymi na Morzu Bałtyckim). Latem 1987 roku eskadra samolotów Su-20 przebywała w bazie czechosłowackiego lotnictwa w Prerov, zapoznając się z specyfikacją realizowania lotów i zwalczania obiektów naziemnych w górach. W tym samym czasie czechosłowacka eskadra samolotów myśliwskich MiG-21 operowała z lotniska w Powidzu.
1 września 1987 roku podczas startu samolotu doszło do uszkodzenia pompy paliwowej silnika (po przez usterkę techniczną) i następnie katapultowania się kapitana pilota Andrzeja Pawula z Su-20 z numerem bocznym 4243. Pilot katapultował się bezpiecznie po 7 sekundach od startu samolotu, natomiast maszyna uległa zniszczeniu. 13 czerwca 1988 roku samolot Su-20 z numerem 6130 po odpaleniu pocisku R-3S zderzył się z bombą celem CP-100 na poligonie Ustka na wysokości 6500-7000 metrów. Pilot maszyny, kapitan Czesław Gibaszewski katapultował się pomyślnie nad morzem, został następnie podniesiony po przez śmigłowiec ratowniczy. Sam samolot spał do Bałtyku i uległ zniszczeniu.
2 marca 1989 roku samolot Su-20 z pilotem majorem Krzysztofem Krzysztoforskim za starami podczas lotu w chmurach został trafiony piorunem. Zgasł silnik, ale pilot uruchomił go ponownie i szczęśliwie powrócił na lotnisku w Powidzu. Za ten czyn został on odznaczony Krzyżem Oficerskim Orderu odrodzenia Polski.
13 lutego 1989 roku obowiązki dowódcy jednostki objął pułkownik pilot Benedykt Sasim, dotychczas zastępca dowódcy 7. plbr do spraw liniowych. Następnie 21 września 1991 roku pełnienie obowiązków dowódcy pułku zaś powierzono pułkownikowi pilotowi Krzysztofowi Adamczakowi, wcześniej także zastępcy dowódcy 7. plbr do spraw liniowych.
W kwietniu 1989 roku do przeszkoleniu teoretycznym na samolotach Su-20 do 7. Pułku przybyła kolejna grupa podporuczników pilotów: Piotr Boruta, Sławomir Dróżdż, Donat Kluj, Wiesław Matyszczak, Grzegorz Pawłowski i Robert Tyran.
1 sierpnia 1990 roku porucznik Jerzy Gruszczyński wpadł w łuski prowadzące podczas strzelania do celu naziemnego na poligonie Nadarzyce, w wyniku czego doszło do wyjścia z pracy zespołu napędowego. Pilot katapultował się bezpiecznie, natomiast samolot Su-20 z numerem 6251 uległ zniszczeniu.
Do pułku przybyła ostatnia grupa personelu latającego przeszkalająca się na Su-20. Należeli do niej: porucznik Robert Dudzic, porucznik Grzegorz Falenta, porucznik Andrzej Gałązka, porucznik Andrzej Paczkowski, porucznik Piotr Przetocki oraz porucznik Tomasz Stefaniak.
16 października 1990 roku jednostkę odwiedziła delegacja Sił Powietrznych Szwecji, której zademonstrowano m.in.: pokaz dynamiczny. Rozpoczynało go „wyjście spod uderzenia”, czyli jednoczesny szybki star eskadry samolotów Su-20 (dowodzonej przez podpułkownika pilota Krzysztofa Rynieckiego) z pasa głównego, pasa pomocniczego i drogi kołowania lotniska. Startowano parami i pojedynczo z dwóch kierunków, z minimalnymi przerwami czasowymi. Następnie przeprowadzono atak na lotnisko parami, z kilku kierunków, z małej wysokości. Całość kończyło efektowne lądowanie kapitan pilot Bogdana Jurczyka z wypuszczeniem spadochronu hamującego na wyrównaniu i dobiegiem w granicach 350 metrów.
W czerwcu 1991 roku przeprowadzone zostały pokazowe ćwiczenia na drogowym odcinku lotniskowym Września z udziałem akredytowanych w Polsce ataszatów wojskowych państw NATO. W jego trakcie zademonstrowano lądowania klucza samolotów Su-20 po uderzeniu na poligonie, odtworzenie gotowości bojowej i start do wykonania kolejnego zadania.
W lipcu 1992 roku na zaproszenie dowódcy wojsk lotniczych i obrony powietrznej gościł w Polsce inspektor Sił Powietrznych Bundeswehry – generał porucznik Hans Jorg Kuebart. Jego wizyta w Powidzu była pierwszym w powojennej historii spotkaniem przedstawicieli lotnictwa wojskowego Niemiec z lotnikami polskimi. We wrześniu 7. plbr poddano międzynarodowej kontroli w ramach budowy zaufania militarnego w Europie, w jej skład wchodziło łącznie 35 oficerów z 18 państw-sygnatariuszy KBWE.
W dniu 14 lipca 1993 roku podczas lotu na wysokości 2000 metrów urwała się część łopatek drugiego stopnia turbiny, co spowodowało wyjście z pracy silnika Su-20 z numerem 6254. Pilot porucznik Robert Dudzic, katapultował się pomyślnie, a samolot uległ zniszczeniu.
Kolejnym, bardzo ważnym wydarzeniem było przyjęcie w sierpniu 1993 roku delegacji US Air Force in Europe z generałem Robertem C. Oaksem na czele. Goście zapoznali się z historią, przeznaczeniem i zadaniami 7. plbr, a następnie obejrzeli wówczas alarmowe opuszczanie lotniska przez eskadrę samolotów Su-20. Ponadto piloci z 1. Pułku Lotnictwa myśliwskiego (1. plm: wyposażone w samoloty myśliwskie MiG-29) i 28. plm (wyposażony wtedy jeszcze samoloty MiG-23) zaprezentowali manewrową walkę powietrzną. Jeszcze w tym samym roku (w październiku) Powidz odwiedziła delegacja US Air Force z szefem sztabu generał Merillem McPeakiem na czele.
22 marca 1994 roku w ramach prowadzonych ćwiczeń „Grab” w godzinach rannych z Powidza wystartowało łącznie 20 samolotów Su-20 oraz nowszych Su-22. Poszczególne załogi wykonały zadania uderzeniowe na poligonie w Orzyszu, pozorując pierwszy zmasowany atak przeciwnika rozpoczynającego powietrzną operację zaczepną. W drodze powrotnej piloci 7. plbr byli przechwytywani przez samoloty myśliwskie MiG-23, a następnie przeprowadzili bombardowanie na wyznaczone cele, położone na poligonie Jagodne. Po lądowaniu na lotnisku w Mińsku Mazowieckim i odtworzeniu gotowości bojowej wykonali kolejne zadania w ramach prowadzonego drugiego zmasowanego nalotu na poligon w Orzyszu. Tym razem dolot do obiektów uderzeń odbył się pod osłoną samolotów myśliwskich MiG-29, które związały walką powietrzną ponownie atakujące samoloty myśliwskie MiG-23.
W listopadzie 1994 roku na dorocznej odprawie kierowniczej kadry wojsk lotniczych i obrony powietrznej dokonano podsumowania wyników szkolenia. W rozkazie specjalnym dowódca WLOP wyróżnił pucharem oraz dyplomem pilotów z 7. plbr oraz osobiście dowódcę jednostki. Rok 1995 rozpoczęto w pułku od kolejnego sukcesu, kiedy podczas trwających obrad XXXVI Konferencji Bezpieczeństwa Lotów Sił Zbrojnych Rzeczpospolitej Polski, gdzie 7. plbr za swoje wysokie wyniki w dziedzinie BL (bombardowania lotniczego) został nagrodzony po raz drugi pucharem.
Niestety, w dniu 31 maja 1995 roku katastrofie uległ samolot Su-20 z numerem 6134. Podczas wykonywania przewrotu na małej wysokości kapitan pilot Grzegorz Falenta doprowadził do zderzenia samolotu z ziemią i zginął na miejscu.
W dniu 28 marca 1996 roku dowódca 7. plbr przekazał swoje obowiązki podpułkownikowi pilotowi Leszkowi Cwojdzińskiemu, dotychczasowego zastępcy dowódcy 6. plbm do spraw liniowych. W maju, podczas trwania ćwiczeń „Szerszeń-96” wzięły udział cztery szwedzkie samoloty wielozadaniowe AJS-37 Viggen, które prowadziły działania z lotniska Powidz oraz drogowego odcinka lotniskowego Września, wspólnie z powidzkimi lotnikami.
Jednakże kres eksploatacji samolotów Su-20 w Polsce zbliżał się już wielkimi krokami. Jeszcze 28 lutego 1994 roku wycofano samoloty z numerami bocznymi: 4242, 4244, 4245 i 4246. Były to najstarsze egzemplarze, które zostały dostarczone do Polski w 1974 roku. Następnie ich los podzieliły samoloty Su-20 z numerami 6131 (6 kwietnia 1994 roku) i 6255 (w dniu 1 czerwca 1994 roku).
19 sierpnia 1996 roku samolot Su-20 z numerem bocznym 7125 przebazowano na Air Show do Bydgoszczy, z którego już nie wrócił do swojej jednostki.
W dniu 28 lutego 1997 roku na płycie lotniska w Powidzu, po uroczystej zbiórce z udziałem dowództwa 4. Korpusu Lotniczego, 2. Dywizji Lotnictwa Myśliwsko-Bombowego oraz 7. Pułku Lotnictwa Bombowo-Rozpoznawczego, ostatecznie pożegnano samoloty Su-20. Pozostałe wówczas jeszcze 10 samolotów Su-20 odprowadzono do Bazy Lotniczej e Bydgoszczy w dwóch turach piloci: Robert Dudzic, Donat Kluj, Andrzej Paczkowski, Grzegorz Pawłowski i Krzysztof Walczak. Zostały one zakonserwowane, a następnie spisane ze stanu odpowiednimi protokołami kasacyjnymi.
Bibliografia
-
Adam Gołąbek, Andrzej Wrona, Su-20/22 spod znaku biało-czerwonej szachownicy. Supertechnika w lotnictwie polskim, Czasopismo Lotnictwo Nr. 6/2018, Magnum-X, Warszawa
-
Robert Rochowicz, Samoloty Suchoj. Atomowe narzędzia wojny, Czasopismo Nowa Technika Wojskowa Nr. 1/2020, Magnum-X, Warszawa
-
Tomasz Kwasek, Mariusz Cielma, Polskie samoloty patrolowe w latach 1990-2015, Czasopismo Lotnictwo Nr. 2/2016, Magnum-X, Warszawa
-
Robert Rochowicz, Super technika w cieniu kryzysu. Zakupy uzbrojenia dla Wojska Polskiego, Czasopismo Nowa Technika Wojskowa Numer Specjalny 18 – Zimna Wojna 1946-1991, Magnum-X, Warszawa
-
https://www.armedconflicts.com/Sukhoi-Su-20-Suhoy-Su-20-t42946
-
https://gdziewojsko.wordpress.com/samoloty-bojowe-i-s-b-w-wp/su-22/
-
https://pl.wikipedia.org/wiki/Su-17
-
https://commons.wikimedia.org/wiki/Category:Sukhoi_Su-20
-
https://commons.wikimedia.org/wiki/Category:Sukhoi_Su-20_in_Cairo
-
http://www.samolotypolskie.pl/samoloty/2788/126/Suchoj-Su-17-Su-20-Su-22
