Зависимость аэродинамического качества горизонтального полета самолета Су-17 на высоте 10000 м от скорости полета при различной стреловидности крыла

Поперечное управление самолетом, в отличие от других машин нового поколения, у Су-17 обеспечивалось исключительно элеронами (их не имел ни один другой самолет с крылом изменяемой геометрии, ни отечественный, ни зарубежный ввиду распространенного тогда мнения о низкой эффективности элеронного управления для стреловидного крыла). Со здоровым консерватизмом конструкторы обошлись без новомодных интерцепторов и задействования в канале управления по крену дифференциально отклоняемого стабилизатора (отказ от последнего выглядел даже несколько необычно, делая Су-17 исключением среди современных сверхзвуковых боевых самолетов). Тем не менее вопрос об "обновлении" системы управления при разработке даже не поднимался: элероны с гидроусилителями исправно служили на исходном Су-7 и, памятуя о том, что "лучшее - враг хорошего", проверенное решение сохранили и на новой машине. Правда, при повороте консолей кинематика проводки элеронов с жесткими тягами приводила к некоторому перемещению золотников бустеров и элероны уходили от нейтрального положения, совместно отклоняясь вниз, хотя ручка управления при этом оставалась на месте. Такой эффект, названный провисанием элеронов, проявлялся при прохождении крыла через промежуточное положение стреловидности порядка 45°, когда увод элеронов достигал 5°; в крайних положениях консолей элероны возвращались в нормальное состояние. Помимо несколько необычной конфигурации самолета с висящими вниз элеронами, появление кривизны профиля крыла при промежуточной стреловидности с отклоненными элеронами сопровождалось небольшим пикирующим моментом.

Устранение провисания элеронов требовало серьезного вмешательства в устройство системы управления с установкой раздвижных тяг, которые бы сохраняли элероны в плоскости крыла по мере перемещения консолей, отрабатывая их увод. Однако летчики не жаловались на возникновение каких-либо неприятных особенностей и на усложнение конструкции не пошли, рассудив, что диапазоны отклонения элеронов в любом положении крыла сохранялись достаточными, как и ход ручки, и характеристики поперечного управления оставались приемлемыми.

Самолет сохранил чистые аэродинамические формы, которыми отличался его предшественник Су-7: так, коэффициент лобового сопротивления на дозвуке (со сложенным крылом) был почти на 20% меньше, чем у микояновского истребителя-бомбардировщика МиГ-23Б в той же конфигурации. В то же время по показателю аэродинамического качества, при минимальной стреловидности равного 11,7, самолет несколько уступал конкуренту: у МиГ-23Б за счет цельноповоротного крыла с небольшим наплывом оно достигало значения 12,2. А еще МиГ-23Б обладал несколько более выигрышной сверхзвуковой аэродинамикой, унаследованной от истребителя-прототипа. При околозвуковых и сверхзвуковых скоростях, когда значительную роль начинает играть волновое сопротивление, связанное с возникновением ударных волн, коэффициент лобового сопротивления у Су-17 существенно возрастал.

Топливо размещалось в трех мягких вкладных баках и одном герметичном отсеке в фюзеляже, а также в двух кессонах консолей (как и на Су-7БКЛ). Кроме того, под самолет на держатели БДЗ-57М при замене штатных замков на специальные "баковые" с пиротолкателями, можно было подвесить до четырех дополнительных баков емкостью по 600 л, типовых и оставшихся еще с комплекта Су-7Б, или два специально разработанных для С-32 вместительных подвесных бака на 1150 литров керосина каждый. Они крепились на крайние балочные держатели неподвижной части крыла. Отработка новых подвесных баков выполнялась на Су-17 № 86-01 с марта 1971 года. Баки увеличенной емкости прошли испытания также на Су-7БКЛ и Су-7У, однако там приняты не были из-за негативного влияния на поведение самолета. В первом варианте они не оснащались носовыми дестабилизаторами, установленными позднее по результатам испытаний и предназначавшимися для быстрого отвода ПТБ после их сброса от самолета, поскольку пиротехнические толкатели держателей с отстрелом объемистых баков на должное расстояние не справлялись. Полная заправка с подвесными баками достигала 6900 л, а без них - 3400 л (здесь и далее под вместимостью баков понимается их эксплуатационная емкость, за вычетом невырабатываемого остатка). Это обеспечивало приемлемую дальность полета, несмотря на возросший вес серийных машин и прежнюю силовую установку, неэкономичность которой оставалась той еще проблемой.

На самолете был установлен турбореактивный двигатель ОКБ А.М. Люльки АЛ-7Ф1-250. Он развивал тягу 6800 кгс на максимальном режиме и 9600 кгс на полном форсаже. ТРДФ этой модификации отличались от своих предшественников дублированной автоматикой компрессора и системой высотно-скоростной коррекции приемистости двигателя, предназначенной для сокращения времени приемистости двигателя в диапазоне высот 0 - 5500 м и скоростях более 150 км/ч. Лопатки первой и второй ступеней компрессора выполнялись из титана. Этот материал к тому времени в СССР прошел достаточную технологическую отработку, а его стоимость со временем удалось снизить до уровня цены качественного алюминиевого сплава.