Триммер и бустера также имеют аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку.
Вертикальное оперение самолета состоит из киля, руля направления и демпфера рыскания.
Киль состоит из центральной силовой части, лобовика и радиопрозрачной законцоки. Продольный набор центральной силовой части киля состоит из трех лонжеронов, передней стенки и стрингеров, поперечный набор - из нервюр, в том числе силовой бортовой нервюры и замыкающей концевой нервюры по стыку с радиопрозрачной законцовкой. Киль крепится к фюзеляжу по трем силовым шпангоутам. Лобовик киля съемный и крепится на болтах к передней стенке силовой части.
В верхней части киля ниже радиопрозрачной законцовки установлен хвостовой аэронавигационный огонь. в киле установлены блоки регистрации полетных параметров системы “Тестер”. В основании киля установлены воздухозаборники системы охлаждения генераторов.
Руль направления имеет аэродинамическую и весовую компенсацию, навешивается на киль на трех узлах. На руле направления расположен триммер и кинематический сервокомпенсатор. На задней кромке руля направления установлены балансировочные пластины.
Конструктивно руль направления состоит из лобовика, передней стенки, лонжерона, нервюр, обшивки и хвостового профиля.
Демпфер рыскания - верхняя часть руля направления - имеет аэродинамическую и весовую балансировку, навешивается на киль на двух шарнирных опорах. Демпфер рыскания состоит из лобовика, передней стенки, лонжерона, нервюр, обшивки и хвостового профиля.
КОНСТРУКЦИЯ ВОЗДУХОЗАБОРНИКОВ
На самолете Су-25 установлены нерегулируемые боковые воздухозаборники с косыми овальными входами, представляющие собой передние части воздушных каналов двигателей.
Для уменьшения потерь полного давления на входе в компрессор двигателя при работе на месте и при малых скоростях полета, воздухозаборники имеют скругленные входные кромки.
Между бортами фюзеляжа и воздухозаборниками расположены дозвуковые клинья слива пограничного слоя, накопившегося на поверхности фюзеляжа, и имеющие ширину 60 мм. Для улучшения работы воздухозаборника на больших углах атаки, плоскость входа воздухозаборника скошена при виде сбоку на 7 градусов. Воздухозаборники имеют сборно-клепанную конструкцию. носок воздухозаборника имеет продольные диафрагмы для увеличения жесткости конструкции на входе воздушного канала. Внутренняя обшивка воздухозаборника подкреплена кольцевыми шпангоутами, воспринимающими нагрузку разрежения и давления в воздушном канале.
В верхней части каждого воздухозаборника, над воздушным каналом расположены отсеки самолетного оборудования. доступ к которым обеспечивается через съемные люки. На верхней поверхности правого воздухозаборники установлен заборник воздухо-воздушного радиатора системы кондиционирования.
ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА
Шасси самолета выполнено по трехопорной схеме с носовым колесом. Главные опоры шасси расположены под средней частью фюзеляжа и убираются в ниши фюзеляжа движением вперед-против полета и к плоскости симметрии самолета.
Передняя опора движением назад-по полету убирается в нишу, расположенную частично в подкабинном и частично в закабинном отсеках. Передняя опора шасси смещена относительно оси симметрии самолета, что обусловлено ее совместным размещением со встроенной пушечной установкой в подкабинном отсеке.
Ниши главных и передней опор закрываются створками. Створки имеют кинематические приводы закрытия на земле и в полете. На главных опорах шасси установлено по одному тормозному колесу типа КТ-136Д с широкопрофильными пневматиками 840х360 мм. На передней опоре шасси установлено нетормозное колесо типа КН-21 с пневматикам 660х200мм.
Рычажная подвеска колес основных и передней опор обеспечивает амортизацию шасси от вертикальных и боковых сил. В выпущенном положении основные опоры самолета фиксируются замками звеньев складывающихся подкосов.
Для улучшения маневренности самолета при движении по земле применена система поворота колеса передней опоры с управлением из кабины.
Управление поворотом колеса передней опоры осуществляется отклонением педалей, связанных механическим приводом с золотниковой головкой гидравлического механизма поворота колес. Амортизация шасси пневмогидравлическая. Выпуск и уборка шасси производится от гидросистемы.
Для защиты воздухозаборников от попадания в них посторонних предметов при взлете, посадке и рулении самолета по взлетно-посадочной полосе на переднюю опору шасси установлен грязезащитный щиток.
Еще одним штатным средством торможения, предназначенным для сокращения длины пробега самолета при посадке и прерванном взлете является парашютно-тормозная установка.
Контейнер ПТУ является законцовкой хвостовой балки фюзеляжа, в котором размещен вытяжной парашют с пружинным механизмом, второй вытяжной парашют. двухкупольный тормозной парашют типа ПТК-25 с куполами крестообразной формы с площадью по 25 квадратных метра каждый и соединительное звено.
Контейнер парашютно-тормозной установки крепится по периметру к силовому шпангоуту хвостовой балки и имеет внешне конусообразную формы, образованную наружной обшивкой. Внутренняя обшивка образует цилиндр, в котором установлена ПТУ. Створка ПТУ представляет собой шаровой сегмент, который перед выпуском парашютов отклоняется вверх.
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ
В систему управления самолетом входит управление рулем направления ( ножное управление), управление элеронами и рулями высоты, управление триммерами, управление стабилизатором (ручное управление).
Для уменьшения усилий на ручке управления самолетом в поперечном канале установлен бустер. Для снятия усилий с ручки управления в системе управления рулем высоты и элеронами установлены механизмы триммерного эффекта с дистанционным электрическим управлением.
Нагрузки от элеронов на ручку управления не передаются; гидроусилители, включенные в систему управления по необратимой схеме, полностью воспринимают шарнирные моменты, возникающие от аэродинамических нагрузок на ручке управления в системе управления элеронами установлен пружинный загрузочный механизм, который изменяет усилия на ручке управления в зависимости от углов отклонения элеронов.
Триммер установлен также и на руле направления.
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
На самолете установлены два взаимозаменяемых бесфорсажных турбореактивных двигателя Р-95Ш, с нерегулируемым соплом с нижерасположенной коробкой приводов, с автономным электрическим запуском.
Двигатели размещены в мотоотсеках по обеим сторонам хвостовой балки самолета.
Воздух в двигатели подается по двум цилиндрическим воздушным каналам с овальными дозвуковыми нерегулируемыми воздухозаборниками.
Передний торец двигателя стыкуется с воздушным каналом через резиновый уплотнительный жгут.
Двигатель самолета имеет нерегулируемое сужающееся сопло, расположенное в хвостовой части мотогондолы так, что его срез совпадает со срезом мотогондолы. Между внешней поверхностью сопла и внутренней поверхностью мотогондолы имеется кольцевой зазор для выхода воздуха, продуваемого через мотоотсек. Вследствие отрицательного влияния струи двигателя Р-95Ш на горизонтальное оперение угол излома сопла был отклонен вниз на 2 градуса.
Двигатели крепятся к силовым шпангоутам мотогондолы в двух поясях: переднем и заднем. Передний пояс крепления состоит из трех узлов - двух боковых, регулируемых по длине тяг, и верхней цапфы-штыря. Тяги воспринимают вертикальные усилия, а штырь - тягу двигателя и боковые нагрузки. Задний пояс крепления состоит из трех узлов: двух регулируемых по длине боковых тяг, воспринимающих вертикальные усилия, и верхней горизонтальной тяги, воспринимающей боковые нагрузки.
К системам, обеспечивающим работу силовой установки самолета, относятся:
- топливная система;
- система управления двигателями;
- приборы контроля работы двигателей;
- система запуска двигателей;
- система охлаждения двигателей;
- система противопожарной защиты;
- система дренажа и суфлирования.
Для обеспечения нормальной работы двигателей и его систем система дренажа обеспечивает выведение остатков топлива, масла и гидросмеси за борт самолета после остановки двигателей или в случае неудавшегося запуска.
Система управления двигателями предназначена для изменения режимов работы двигателей и обеспечивается автономное управление каждым двигателем. Система состоит из пульта управления двигателями на левом борту кабины летчика и тросовой проводки с роликами, поддерживающими трос, тандерами, регулирующими натяжение тросов, и блоков редукторов перед двигателями.
В конструкцию каждого двигателя входят следующие узлы:
- осевой двухроторный восьмиступенчатый компрессор;
- прямоточная трубчато-кольцевая камера сгорания с десятью жаровыми трубами;
- осевая двухступенчатая реактивная газовая турбина с охлажденными сопловыми лопатками первой ступени, корпусом и диском;
- нерегулируемое реактивное сопло.
На двигателе устанавливаются следующие агрегаты:
- стартер-генератор;
- генератор переменного тока;
- гидронасос;
- топливный насос-регулятор.
Каждый двигатель оборудован следующими системами:
- топливной системой;
- масляной системой;
- системой отбора воздуха;
- системой запуска.
Масляная система двигателя - замкнутого типа, автономная, предназначена для поддержания нормального температурного состояния трущихся деталей, мсеньшения их износа и уменьшения потерь на трение.
Система запуска обеспечивает автономный и автоматический запуск двигателей и выход их на устойчивую частоту вращения. Запуск двигателей на земле можно производить от бортового аккумулятора или от аэродромного источника питания.