Главная -> Авиация -> Список военных самолетов -> Су-24 - фронтовой бомбардировщик

Су-24 - фронтовой бомбардировщик

Су-24 - фронтовой бомбардировщик

Обозначение НАТО: FENCER

Двухместный фронтовой бомбардировщик Су-24 представляет собой цельнометаллический высокоплан, выполненный по нормальной аэродинамической схеме и оснащенный двумя турбореактивными двигателями, боковыми нерегулируемыми воздухозаборниками, крылом изменяемой в полете геометрии, стреловидным оперением с дифференциально отклоняемым цельноповоротным стабилизатором, трехопорным убирающимся в фюзеляж шасси.

Фюзеляж самолета выполнен в виде цельнометаллического полумонокока с каркасом из шпангоутов (поперечный набор), лонжеронов и стрингеров (продольный набор). Фюзеляж несет основную компоновочную нагрузку: в нем расположены блоки радиоэлектронного оборудования, герметичная кабина экипажа, силовая установка с двумя турбореактивными двигателями, воздушные каналы, основной запас топлива, самолетное оборудование и системы. К фюзеляжу крепятся поворотные консоли крыла, консоли управляемого стабилизатора, киль с рулем направления и контейнером тормозного парашюта, передняя и основные опоры шасси.

На нижней поверхности фюзеляжа установлены узлы крепления пилонов для подвески вооружения и два тормозных щитка, являющихся одновременно передними створками ниш основных опор шасси (площадь тормозных щитков 1.68 м2, угол отклонения - 62"). Центроплан крыла с силовой шарнирной балкой составляет единое целое с фюзеляжем и в процессе эксплуатации с самолета не снимается. К центроплану крепятся два пилона подвески вооружения. Фонарь кабины плавно переходит в гаргрот, в котором установлены блоки оборудования и размещена проводка упр.тления. Площадь миделя фюзеляжа - 4.69 м2.

Особенностью конструкции фюзеляжа является широкое применение монолитных фрезерованных панелей их сплава АК4-1, соединенных с элементами каркаса болтами и заклепками. Применение таких панелей значительно сокращает количество деталей и заклепочных швов в герметичных отсеках фюзеляжа - кабине экипажа и топливных баках-отсеках, увеличивает надежность и снижает вес конструкции. Фюзеляж выполнен без эксплуатационных разъемов; конструкция его обеспечивает возможность панельной сборки отсеков. Для подхода к блокам радиоэлектронного и агрегатам самолетного оборудования и их коммуникациям предусмотрено необходимое количество эксплуатационных люков, защищенных от попадания пыли и влаги с помощью гермотиснения.

Основными конструкционными материалами фюзеляжа являются алюминиевые, магниевые и титановые сплавы; детали, работающие в условиях высоких температур, выполнены из нержавеющей стали и титана.

Технологически фюзеляж разделен на следующие агрегаты:

-головную часть;

-среднюю часть;

-хвостовую часть;

-боковые воздухозаборники;

-центроплан с силовой шарнирной балкой.

Руль направления, имеющий весовую балансировку, навешен на киле с помощью четырех узлов и управляется бустером БУ-190А-2. Площадь руля направления 1.437 м2, углы отклонения в обе стороны ± 24°. Весовая балансировка руля осуществлена с помощью трех грузов-балансиров, установленных в его носке. Для повышения путевой устойчивости в конструкции самолета предусмотрены два пофюзеляжных гребня площадью по 1.1 м2, закрепленные на внешних углах крышек люков, используемых при снятии и установке двигателей.

Шасси самолета выполнено по трехопорной схеме с передней опорой. Основные опоры крепятся к средней части фюзеляжа и убираются в специальные ниши вперед - к оси самолета. Передняя опора, установленная под головной частью фюзеляжа, убирается в нишу в подкабинном и закабинном отсеках назад по полету. Подвеска колес передней и основной опор шасси - рычажного типа. Колея шасси 3.31 м, база - 8.51 м.

На каждую основную опору установлено два тормозных колеса КТ-172 с размером шин 950x300 мм и нормальным зарядным давлением пневматика 12 кгс/см2 (1.2 МПа). Передняя опора оснащается спаркой нетормозных колес КН-21 с шинами 660x200 мм. На оси колес передней опоры установлен грязезащитный щиток, предотвращающий попадание частиц грунта и бетона, отбрасываемых колесами, в воздухозаборники двигателей. Для обеспечения маневрирования самолета при движении по взлетно-посадочной полосе и рулежным дорожкам применена система поворота колес передней опоры с управлением из кабины экипажа и приводом от гидросистемы самолета. При отделении передних колес от земли во время взлета они автоматически устанавливаются в нейтральное положение.

Уборка и выпуск шасси производится с помощью гидросистемы, в случае ее отказа шасси выпускается от аварийной пневмосистемы, при этом сначала выходит передняя опора, а затем - основные. В убранном положении стойки удерживаются механическими замками с гидравлическим управлением, в выпущенном - специальными устройствами подкосов (раскосом и кольцевыми замками). Торможение колес производится от основной пневмосистемы самолета, аварийное - от аварийной пневмосистемы.

Ниша передней опоры шасси закрывается складывающейся передней и двумя боковыми створками, причем последние находятся в закрытом положении как при убранном, так и при выпущенном шасси, и открываются только в процессе выпуска и уборки. Ниши основных опор оснащены тремя створками и створкой - тормозным щитком. Центральная створка и тормозной щиток управляются гидроцилиндрами и находятся в закрытом положении независимо от состояния шасси, задняя и боковая створки имеют кинематический привод и закрывают нишу только при убранных основных опорах.

Самолеты первых серий комплектовались устанавливаемым оборудованием лыжного шасси, призванного обеспечить возможность взлета и посадки на аэродромах с низкой прочностью грунта и снеговым покровом. В комплект оборудования входили лыжи, устанавливавшиеся вместо спарок колес на основные опоры шасси, специальные рулежно-буксировочные тележки и система смазки лыж, обеспечивающая смазку их скользящей поверхности для уменьшения сил трения и исключения примерзания лыж на стоянке. Система смазки устанавливалась в нишах основных опор и включала в себя два контейнера с жидкостными баллонами емкостью 60 литров и вытеснительной системой подачи жидкости к лыжам.

Парашютно-тормозная установка (типа ПТК-6) предназначена для сокращения длины пробега самолета при посадке и включает в себя два основных и два вытяжных парашюта, контейнер, системы выпуска и отцепки парашютов. Система тормозных парашютов является штатным средством торможения самолета и используется при каждой посадке. Основные парашюты имеют купола крестообразной формы площадью 25 м2. Контейнер тормозных парашютов, расположенный первоначально в верхней части фюзеляжа, позднее (с самолета N 15-28) был перенесен в обтекатель, установленный в киле под рулем направления (установка ПТК-6М). Это позволило вводить парашюты в поток как при касании основными колесами самолета взлетно-посадочной полосы, так и на режиме выравнивания, так как при посадочных углах до 14° направление тормозной силы от парашюта стало проходить вблизи центра тяжести самолета, что не создает опасного пикирующего момента. Контейнер тормозного парашюта имеет цилиндрическую форму и оснащается двумя створками, открывающимися в стороны перед выпуском парашютов.

Силовая установка самолета Су-24 состоит из двух турбореактивных двигателей с форсажными камерами АЛ-21Ф-3 (изделие "89") в компоновке "Т", разработанных под руководством Генерального конструктора A.M.Люльки.

Двигатель АЛ-21Ф-3 является дальнейшим развитием ТРД АЛ-21Ф, применявшегося в силовой установке первых опытных самолетов Т-6, и отличается от него увеличенной тягой и улучшенными удельными расходными характеристиками. Конструктивно двигатель состоит из:

-осевого 14-ступенчатого компрессора с поворотными лопатками направляющих аппаратов;

-прямоточной трубчато-кольцевой камеры сгорания;

-трехступенчатой осевой турбины;

-прямоточной трехстабилизаторной форсажной камеры;

-регулируемого всережимного реактивного сопла с расширяющейся частью;

-турбостартера с агрегатами системы автономного запуска;

-коробки приводов агрегатов самолета и двигателя;

-системы регулирования и топливной автоматики;

-систем питания двигателя топливом и маслом, электрооборудования и противообледенения.

Стендовая тяга двигателя на режиме "полный форсаж" составляет 11200 кгс (ПО кН), на максимальном бесфорсажном режиме - 7800 кгс (76.5 кН), удельный расход топлива - 1.86 и 0.86 кг/(кгс-ч) (0.19 и 0.09 кг/(Н-ч)) соответственно; минимальный удельный расход топлива - 0.76 кг/(кгс-ч) (0.08 кг/(Н-ч)). Расход воздуха через двигатель - до 104 кг/с при степени сжатия компрессора 14.5 и диаметре входа 885 мм. Температура газов перед турбиной достигает 1100"С. Длина двигателя от фланца переднего корпуса до среза реактивного сопла в положении "полный форсаж" составляет 5340 мм, максимальный диаметр по форсажной камере -1030 мм. Сухая масса двигателя незначительно превышает 1700 кг, что соответствует удельному весу 0.1 53.

Крепление двигателей к самолету осуществляется в трех поясах. В основном поясе двигатель крепится к силовому шпангоуту хвостовой части фюзеляжа двумя боковыми цапфами, воспринимающими усилия от тяги двигателя, массовых и инерционных нагрузок и передающими их на конструкцию самолета.

Двигатели АЛ-21Ф-3 устанавливаются не только на фронтовые бомбардировщики Су-24, Су-24М и их модификации. В компоновке "С" они нашли применение на многочисленных вариантах истребителя-бомбардировщика Су-17М вплоть до Су-17М4, в компоновке "Б" они устанавливались на истребители-бомбардировщики МиГ-23Б. Два двигателя АЛ-21Ф-3 составляли силовую установку первых опытных самолетов Т-10 -предшественников истребителя-перехватчика Су-27.

Топливная самолета обеспечивает бесперебойную подачу топлива к двигателям на всех режимах их работы при любом пространственном положении самолета в воздухе. В качестве топлива используется авиационные керосины марок Т-1, ТС-1 или их смесь в любой пропорции. Топливо на самолете размещается в трех сообщающихся между собой фюзеляжных герметичных баках-отсеках и подвесных баках. Общая эксплуатационная емкость внутренних баков составляет 11860 литров (у самолетов до N 8-11 с неувеличенным 1-м баком - 11200 литров). Запас топлива может быть увеличен с помощью двух подкрыльевых подвесных баков емкостью по 3000 литров (ПТБ-3000) и одного подфюзеляжного подвесного бака емкостью 2000 литров (ПТБ-2000). При подвеске трех баков суммарный запас топлива доводится до 19860 л.

Топливо во внутренних баках находится под избыточным давлением 0.2 кгс/см2 (20 кПа), обеспечиваемым системой дренажа и наддува. Для обеспечения требуемого диапазона центровок самолета выработка топлива из баков производится автоматически в определенной последовательности. При действии околонулевых и отрицательных перегрузок топливо к двигателям поступает из бака-аккумулятора, откуда оно выдавливается воздухом. Для контроля запаса топлива на самолете установлена топливомерно-расходомерная аппаратура. Заправка топливных баков может осуществляться как открытым способом - через заливную горловину бака N 1 и горловины подвесных баков, так и закрытым способом - под давлением через специальный штуцер. Закрытый способ заправки является основным, открытый применяется лишь в случае отсутствия специализированных топливозаправщиков. На самолете предусмотрена система аварийного слива топлива. Трубопроводы слива горючего выведены за хвостовой кок фюзеляжа и оканчиваются коническими насадками для формирования струи топлива.

Система нейтрального газа служит для защиты топливных баков самолета от взрыва и для поддержания в них избыточного давления на всех режимах полета путем наддува их газообразным азотом. Азот находится под давлением 210 кгс/см2 (21 МПа) в четырех баллонах УБЦ-16 емкостью по 16 литров. Агрегаты системы нейтрального газа расположены в хвостовой части фюзеляжа между мотоотсеками двигателей.

Система противопожарной защиты обеспечивает предупреждение, обнаружение и тушение пожара в отсеках двигателей и в хвостовой части фюзеляжа. Система включает в себя средства звуковой и световой сигнализации о пожаре.

Гидросистема предназначена для управления рулями, поворотными консолями и механизацией крыла, шасси и выполнения ряда других функций. Рабочей жидкостью гидросистемы является гидромасло АМГ-10, общий запас которого на самолете составляет 65 литров. Рабочее давление в гидросистеме - 210 кгс/см2 (21 МПа) - обеспечивается плунжерными насосами НП96А-2 аксиального типа с переменной подачей и приводом от силовой установки самолета. Для стабилизации давления и сглаживания пульсаций в гидросистеме предусмотрены поршневые пневмоаккумуляторы, заряжаемые азотом.

Для повышения надежности и живучести гидросистема состоит из трех независимых автономных гидросистем, каждая из которых имеет свои источники питания (по два насоса НП96А-2, по одному на каждом двигателе), распределительные агрегаты и трубопроводы. Привод наиболее важных самолетных органов - дублированный, от двух автономных гидросистем.

Первая гидросистема обеспечивает работу приводов управления поворотным стабилизатором, рулем направления и интерцепторами. Вторая гидросистема дублирует первую в части привода рулевых поверхностей, а также обеспечивает работу систем поворота консолей крыла, выпуска и уборки закрылков и предкрылков, шасси, открытия и закрытия створки подпитки правого канала вроздухозаборника, осуществляет питание рулевых агрегатов РМ-130. Третья гидросистема служит для приведения в действие системы поворота консолей крыла, управления механизацией, открытия и закрытия створки подпитки левого канала воздухозаборника, выпуска тормозных щитков, поворота колес передней опоры на рулежке, переключения нелинейного механизма, автоматического торможения колес при уборке шасси, управления фотоустановкой.

Пневмосистема самолета состоит из двух автономных систем - основной и аварийной - и функционально связана с гидросистемой. Воздух для обеих автономных систем содержится под давлением 180-200 кгс/см2 (18-20 МПа) в шести сферических баллонах емкостью по 6 литров (по три баллона на каждую систему).

Основная пневмосистема предназначена для торможения колес при рулежке, старте, пробеге и уборке шасси, а также поддавливания гидрожидкости в баке третьей гидросистемы. Аварийная пневмосистема служит для аварийного торможения колес основных опор и аварийного выпуска шасси.

Электрооборудование самолета включает в себя основные и резервные источники переменного и постоянного тока, преобразователи тока, потребители систем самолета и двигателей, магистральную и распределительную электросеть. Основными источниками электроэнергии на самолете являются два генератора переменного тока ГТ30П48Б с номинальным напряжением 200/115 В при частоте 400 Гц мощностью по 30 КВА и два генератора постоянного тока ГСР-СТ-12/40а с номинальным напряжением 28.5 В мощностью по 12 кВт каждый. Два силовых трансформатора преобразуют напряжение генераторов переменного тока в трехфазный ток напряжением 36 В частотой 400 Гц, необходимый для работы прицельно-навигационного оборудования. Резервными источниками постоянного тока являются две аккумуляторные батареи 20НКБН-25 номинальным напряжением 24 В и емкостью 25 А-ч. Аварийными источниками переменного однофазного тока напряжением 115 В и трехфазного тока 36 В/400 Гц служат преобразователи ПО-750А и ПТ-500Ц соответственно. Для подключения к бортовой сети самолета наземных источников электроэнергии имеются штепсельные разъемы аэродромного питания постоянным и переменным током ШРАП-500К и ШРАП-400.

Система управления самолета выполнена по необратимой схеме с двухкамерными гидроусилителями, установленными непосредственно около органов управления. Каждая половина стабилизатора управляется своим электрогидравлическим приводом - комбинированным агрегатом управления КАУ-120. В систему продольного управления включены пружинные загрузочные механизмы, автомат регулирования загрузки и механизм триммерного эффекта. Последовательно к системе подключен автомат регулирования управления, который изменяет передаточные числа от ручки управления к стабилизатору в зависимости от скоростного напора и высоты.

Поперечное управление осуществляется дифференциально отклоняемым стабилизатором (при этом движение от ручки жесткими тягами передается на золотник комбинированного гидроусилителя через смесительный механизм, позволяющий управлять стабилизатором как по каналу тангажа, так и по каналу крена) и интерцепторами. Управление интерцепторами - дистанционное, с помощью электрогидравлических приводов РМ-120, отклоняющих каждую секцию интерцепторов и получающих электрические сигналы на перемещение от индукционного датчика, механически связанного с ручкой управления. В системе поперечного управления предусмотрены механизмы загрузки и триммерного эффекта.

Руль направления приводится в действие бустером БУ-190Л-2, соединяемым с педалями жесткой проводкой. В систему путевого управления включены демпферный рулевой агрегат, механизмы загрузки и триммерного эффекта.

Специальное бортовое оборудование самолета Су-24 состоит из:

-прицельно-навигационной системы;

-радионавигационного оборудования;

-радиосвязного оборудования;

-аппаратуры опознавания государственной принадлежности;

-аппаратуры предупреждения об облучении и радиоэлектронного противодействия;

-аппаратуры контроля и регистрации параметров;

-разведывательного оборудования.

Прицельно-навигационная система ПНС-24 "Пума" предназначена для решения следующих задач:

-круглосуточного всепогодного обнаружения и прицельного поражения тактических наземных целей всеми видами вооружения самолета;

-автономного и автоматического решения задач самолетовождения с программированием заданного маршрута;

-обеспечения безопасного маловысотного полета с предупреждением столкновений и облетом наземных препятствий в вертикальной плоскости;

-обеспечения прицельного поражения маломаневренных воздушных целей (транспортные, связные самолеты и т.п.) при обнаружении их визуально или с помощью теплопеленгатора.

В соответствии с решаемыми задачами прицельно-навигационная система включает в себя датчики информации, устройства ее обработки и выработки команд для управления самолетом, аппаратуру управления и индикации. В состав ПНС-24 "Пума" входят: радиолокатор переднего обзора (РПО) "Орион-А", радиолокатор предупреждения о столкновении с наземными естественными препятствиями (РПС) "Рельеф", пассивный радиолокационный пеленгатор (ПРП) "Филин", электронно-оптический визир "Чайка-1", теплопеленгатор ТП-23Е, система наведения ракеты Х-23 "Аркан" с радиокомандной линией "Дельта" и телевизионным пеленгатором "Таран", доплеровский измеритель скорости и угла сноса ДИСС-7, радиовысотомеры малых (РВ-ЗМП) и больших (РВ-18А1 "Крона") высот, малогабаритная инерциальная система МИС-П, система воздушных сигналов СВС-ПН-5-3, система автоматического управления самолетом САУ-6, система индикации с прицельно-пилотажным визиром ППВ, бортовая цифровая вычислительная система на базе БЦВМ "Орбита-10" (ЦВУ-10-058), коммуникационная аппаратура и ряд других более мелких систем.

Радионавигационное оборудование самолета обеспечивает решение задач ближней и дальней навигации и посадки в сложных метеоусловиях. В состав радионавигационного оборудования входят:

-бортовая радиотехническая система ближней навигации РСБН-бс "Ромб-1К";

-автоматический радиокомпас АРК-10 (на самолетах поздних серий - АРК-15М) для вождения самолета по приводным широковещательным станциям и радиомаякам;

-самолетный ответчик СО-63Б, обеспечивающий решение задач управления воздушным движением в зоне аэродрома;

-антенно-фидерная система (АФС) "Пион-ГТ-б", обеспечивающая работу РСБН-бс и СО-63Б;

-маркерное радиоприемное устройство МРП-56П.

Радиосвязное оборудование обеспечивает радиотелефонную связь с наземными объектами на больших и малых расстояниях, командную радиотелефонную связь между самолетами в воздухе, внутреннюю связь между членами экипажа или экипажем и техническим персоналом при наземной подготовке. В состав радиосвязного оборудования самолета Су-24 входят:

-командная УКВ/ДЦВ радиостанция Р-832М "Эвкалипт";

-приемопередающая коротковолновая радиостанция Р-847 "Призма" (или Р-846; на самолетах с N 15-28 - Р-864), обеспечивающая радиотелефонную связь с наземными пунктами и другими самолетами;

-самолетное переговорное устройство СПУ-9 для внутренней связи между членами экипажа и выхода на внешнюю связь через радиостанцию;

-магнитофон МС-61 для документирования информации внешней и внутренней связи.

Аппаратура опознавания государственной принадлежности СРЗО-2М ("Кремний-2М") предназначена для проверки принадлежности обнаруженной цели к своим вооруженным силам и выдачи ответного сигнала опознавания на запрос запросчиков всех видов.

Аппаратуры предупреждения об облучении и постановки помех предназначена для обнаружения факта облучения самолета радиолокационными станциями зенитных комплексов и истребителей противника, создания активных и пассивных помех средствам наведения зенитных управляемых ракет и ракет класса "воздух-воздух". На самолете имеется станция предупреждения об облучении "Сирена-ЗМ" и станция ответных помех "Сирень", предназначенная для индивидуальной защиты самолета от поражениями управляемыми ракетами путем постановки активных помех радиолокационным станциям импульсного и непрерывного излучения. Кроме того, самолеты поздних серий оборудуются автоматическими устройствами выброса противорадиолокационных и инфракрасных патронов - дипольных отражателей и ложных тепловых целей, отстрел которых снижает вероятность успешного наведения управляемых ракет с тепловыми и радиолокационными головками самонаведения; вместо станции "Сирена" на некоторых их них устанавливалась аппаратура предупреждения об облучении "Береза" с расширенными возможностями.

Аппаратура контроля на самолете представлена системой объективного контроля и регистрации параметров полета типа "Тестер-УЗ" (до самолета N 8-11 устанавливалась аппаратура САРПП), которая предназначена для записи в полете состояния, режимов и параметров основных систем самолета и его оборудования, текущего времени и служебных данных и обеспечивает сохранение записанной информации в случае летного происшествия.

Разведывательное оборудование фронтового бомбардировщика Су-24 включает аэрофотоаппарат, установленный в средней части фюзеляжа и предназначенный для решения задач дневной воздушной фоторазведки.

Вооружение фронтового бомбардировщика Су-24 включает:

-стрелково-пушечное вооружение;

-неуправляемые авиационные бомбардировочные средства поражения;

-неуправляемые авиационные ракеты;

-управляемые авиационные ракеты классов "воздух-поверхность" и "воздух-РЛС";

-управляемые ракеты класса "воздух-воздух".

Все виды вооружения, кроме встроенной пушечной установки, устанавливаются под самолетом на балочных держателях и авиационных пусковых устройствах на 8 точках подвески: четырех подфюзеляжных, двух под центропланом, и двух - под поворотными консолями крыла. Максимальная масса боевой нагрузки самолета Су-24 составляет 7000 кг. Для решения задач подготовки и выбора видов оружия, управления пуском (сбросом) авиационных средств поражения и взрывателями при различных вариантах загрузки самолета предназначена установленная на борту система управления оружием (СУО).

Стрелково-пушечное вооружение представлено встроенной установкой с шестиствольной пушкой ГШ-б-23 или ГШ-6-23М (АО-19, изделие 9А-620 или 9А-768) калибра 23 мм, имеющей боекомплект 500 снарядов. Пушка размещена на нижней поверхности фюзеляжа на стыке с правым воздухозаборником. Благодаря наличию вращающегося блока стволов получена высокая скорострельность пушечной установки, достигающая 6-9 тысяч выстрелов в минуту. Начальная скорость снаряда составляет 715 м/с, отдача -4500 кгс (44 кН), масса пушки - 73 кг. Эта же пушка используется в съемных подвижных пушечных усгановках СППУ-6. На самолет может быть подвешено три такие установки. Боекомплект СППУ-б составляет 400 снарядов, она имеет две степени свободы: оружие может отклоняться на углы до 30" вниз и до 45" в обе стороны.

Бомбардировочное вооружение самолета состоит из неуправляемых авиационных бомб калибра 1500, 500, 250 и 100 кг, разовых бомбовых кассет (РБК-500 и РБК-250), зажигательных баков (ЗБ-500), размещаемых на внешних подвесках на балочных держателях 4-й и 3-й групп. На самолет можно подвесить 3 фугасные авиабомбы ФАБ-1500 на балочных держателях БД4-У, 8 бомб ФАБ-500М-62 на балочных держателях БДЗ-У, 16 бомб ФАБ-250М-62 или 28 ФАБ-250М-54 (вариант с максимальной бомбовой нагрузкой) на многозамковых держателях МБДЗ-У6, 38 осколочно-фугасных авиабомб ОФАБ-100-120 на держателях МБДЗ-Уб.

Неуправляемое ракетное вооружение состоит из ракет калибра 57, 80, 240 и 266/340(420) мм с боевыми частями осколочного, осколочно-фугасного, кумулятивного и проникающего действия, а также специального назначения. Неуправляемые авиационные ракеты калибра 57 мм применяются из блоков УБ-32А-73, имеющих 32 пусковых ствола, и представлены НАР типа С-5М, С-5МО, С-5К, С-5КО(КП) с боевыми частями фугасного, осколочно-фугасного, кумулятивного и кумулятивно-осколочного типа соответственно, специализированных ракет осветительного (С-5-О) и противорадиолокационного (С-5П) назначения. Неуправляемые ракеты калибра 80 мм применяются из 20-ствольных блоков Б-8М и могут комплектоваться кумулятивно-осколочной (НАР С-8, С-8В, С-8А, С-8М) или фугасно-проникающей (С-8Б) боевыми частями, стреловидными поражающими элементами (НАР С-8ВС, С-8АС). Тяжелые неуправляемые ракеты типа С-24 (С-24 Б) калибра 240 мм имеют осколочно-фугасную боевую часть и применяются с авиационных пусковых устройств АПУ-68УМ2. Неуправляемые ракеты С-25 калибра 266 мм имеют надкалиберную боевую часть осколочного (С-25-О) или осколочно-фугасного (С-25-ОФ) действия диаметром 420 и 340 мм соответственно и запускаются из одноразовых устройств O-25. Одновременно на самолет может быть подвешено до 6 блоков УБ-32 и Б-8М, 4 ракеты С-24 или 6 устройств O-25 с НАР С-25.

Управляемое ударное ракетное вооружение включает тактические управляемые ракеты (УР) класса "воздух-поверхность" типа Х-23 и противорадиолокационные управляемые ракеты Х-28 и Х-58. УР Х-23 (изделие "68") имеет радиокомандную систему наведения с передачей команд управления по радиолинии "Дельта", аппаратура которой установлена на борту самолета-носителя и ракеты. Масса ракеты составляет 288 кг, максимальная дальность пуска - 10 км. Ракета комплектуется кумулятивно-осколочно-фугасной боевой частью массой 111 кг. На самолете Су-24 обеспечена возможность подвески 4 ракет Х-23 на пусковых устройствах АПУ-68УМ2. Управляемая ракета класса "воздух-РЛС" Х-28 (изделие "Д-8") имеет пассивную радиолокационную головку самонаведения, массу 715 кг и дальность пуска до 65 км, комплектуется фугасной боевой частью массой 140 кг. УР Х-58 (изделие "Д-7") имеет аналогичное назначение и систему наведения. Ракета весит 640 кг, имеет фугасную боевую часть массой 150 кг и дальность пуска до 70 км. На самолет можно подвесить две ракеты Х-28 (на пусковых устройствах ПУ-28) или две Х-58 (на авиационных катапультных устройствах типа АКУ-58-1).

Управляемое ракетное вооружение класса "воздух-воздух" состоит из двух ракет Р-55 (изделие "67") с тепловыми головками самонаведения, подвешиваемых на пусковых устройствах под поворотными пилонами подвижных частей крыла.

Тактико-технические характеристики бомбардировщика Су-24:
Год принятия на вооружение - 1974
Размах крыла – 17,64 / 10,37 м
Длина самолета – 24,53 м
Высота самолета – 6,19 м
Площадь крыла – 55,17 / 51,02 кв.м
Масса, кг
- пустого самолета – 22320
- нормальная взлетная - 36000
- максимальная взлетная - 39700
Топливо
- внутренние топливо - 16440 кг
- внутренние топливо - 13000 л
– ПТБ – 4 х 1250 или 2 х 3000
Тип двигателя – 2 ТРДФ НПО "Сатурн" АЛ-21-Ф-3А
Тяга,
- нефорсированная – 2 х 76,49 кН (2 х 7800 кгс)
– форсированная – 2 х 110,32 кН (2 х 11250 кгс)
Максимальная скорость, км/ч
- на высоте 11000 м - 2320
- на уровне моря - 1400
Практическая дальность - 4270 км
Боевой радиус действия – 560-1300 км
Длина разбега – 850-900 м
Длина пробега – 800-850 м
Практический потолок - 17500 м
Максимальная эксплуатационная перегрузка - 6
Экипаж - 2 чел

Тактико-технические характеристики бомбардировщика Су-24МК:
Год принятия на вооружение - 1985
Масса, кг
- пустого самолета – 19200
- максимальная взлетная - 39700
Тип двигателя – 2 ТРДФ НПО "Сатурн" АЛ-21-Ф-3А
Тяга,
- нефорсированная – 2 х 76,49 кН (2 х 7800 кгс)
– форсированная – 2 х 110,32 кН (2 х 11250 кгс)
Максимальная скорость, км/ч
- на высоте 11000 м - 2240
- на уровне моря - 1400
Практическая дальность - 3800 км
Боевой радиус действия – 410-1300 км
Длина разбега – 1100-1200 м
Длина пробега – 1000-1100 м
Практический потолок - 17500 м
Максимальная эксплуатационная перегрузка – 7

Вооружение
Встроенная шестиствольная пушка ГШ-6-23М калибра 23 мм (боезапас 500 снарядов); на 8-ми точках подвески: управляемое и корректируемое вооружение класса “воздух-поверхность” (ракеты Х-23, Х-23М, Х-28, Х-25МР, Х-25МЛ, Х-29Л, Х-29Т, Х-31П, Х-58У, Х-58Е, Х-59; авиабомбы КАБ-500Л, КАБ-500КР, КАБ-1500Л); неуправляемое вооружение (авиабомбы ФАБ-100, ФАБ-250, ФАБ-500М62, ФАБ-500М54, ЗБ-500Ш, ЗБ-500ГД, РБК-250, РБК-500, НУРСы С-5, С-8КО, С-13Т, С-13ОФ, С-24Б, С-25ОФ, С-25ОФМ); управляемое ракетное вооружение класса “воздух-воздух” (до 4 на Су-24/24М и до 2 на Су-24МР/МП ракет Р-60 или Р-60М). В семи точках могут подвешиваться контейнерные системы типа КМГУ, в 3-х - подвесные пушечные установки СППУ-6 с подвижной шестиствольной пушкой 9А-620 или 9А-768 калибра 23 мм с боекомплектом 400 снарядов в каждой. Максимальная масса боевой нагрузки самолета - 8000 кг.

Экипаж: 2 чел.: летчик и штурмана-оператор.