любопытства за государственный счет).
Для сокращения длины разбега могли использоваться уже отработанные на Су-7БМ сбрасываемые пороховые ускорители СПРД-110, развивающие кратковременную тягу до 3000 кг, а для уменьшения длины пробега при посадке самолет оснащался парашютно-тормозной установкой ПТ-7БУ по типу применявшейся на Су-7БКЛ с объемистым контейнером в основании киля и двумя парашютами площадью 25 м
Уже в самом начале службы летчики ощутили разницу в 'характере' Су-7Б и Су-17. Так, срыв потока на крыле новой 'сушки' в первых исполнениях машины наступал раньше и носил более резкий характер, причем практически перестала ощущаться характерная тряска, предупреждавшая об опасности сваливания. Су-7Б имел очень удобную с точки зрения летчиков особенность поведения на этих режимах полета: при перетягивании ручки и выходе на критические углы атаки самолет начинало слегка потряхивать из-за местных срывов потока у элеронов, причем тряска постепенно усиливалась по мере приближения к сваливанию вплоть до срыва самолета. С внедрением крыла изменяемой геометрии пришлось снять шайбы на законцовках крыла, ограничивавшие концевой срыв потока, и тот с выходом на большие углы стал развиваться беспрепятственно. На самолете с крылом изменяемой стреловидности летчики с удивлением обнаруживали, что привычная предупредительная тряска, служившая надежным сигналом приближения к срывным режимам, напрочь отсутствует, более того — самолет валится при меньших углах атаки внезапным образом без какого-либо свидетельства о близости сваливания. В ходе госиспытаний на этом особо не сосредотачивались, отложив вопрос на будущее.
Уже по завершении ГСИ, в конце августа 1971 года, когда выпуск Су-17 шел полным ходом, по настоянию военных на базе ОКБ провели расширенное совещание по обсуждению выявленных в эксплуатации недостатков новой машины. Одной из основных претензий заказчика были как раз вопросы, связанные с неудовлетворительной устойчивостью Су-17 на больших углах атаки. Поначалу считалось, что Су-17 в этом отношении не должен отличаться от предшественника Су-7Б, однако принято это было 'на веру', поскольку соответствующие испытания тогда отложили на более позднее время.
Недовольство военных вызывал тот факт, что даже на втором году нахождения Су-17 в строю всё еще отсутствовали обоснованные рекомендации по выполнению пилотажных фигур на самолете. По этой причине в строевой эксплуатации рекомендовалось воздерживаться от сложного пилотажа, не говоря уже о выполнении целого ряда приёмов боевого маневрирования с подвесками вооружения. Самолет не позволял выполнять даже те маневры боевого применения, что были отработаны для Су-7Б, в частности, бомбометание с кабрирования, атаки с петли и полупетли. По первым итогам освоения Су-17 в липецком ЦБП и ПЛС тамошние летчики-методисты выявили на ряде режимов — прежде всего, при выполнении вертикальных фигур — существенные отличия пилотажных характеристик машины от Су-7Б. Дошло до вызова в Липецк представителей ОКБ с требованием прояснения вопроса. Выяснилось, что проверкой Су-17 на этих режимах сложного пилотажа в ходе госиспытаний не занимались ввиду загруженности — 'было некогда'.
Проверка Су-17 на режимах сваливания с выходом на предельные углы атаки и перегрузку выполнялась летчиком-испытателем В.Г. Ивановым на самолете № 86–01 в сентябре 1971 года. Поначалу причиной ухудшения характеристик признали снятие концевых шайб по крайним частям крыла, которые у поворотных консолей Су-17 были ликвидированы. Для улучшения поведения самолета решили было исправить. положение за счет изменения формы законцовок крыла. Первым был переоборудован С-22И, на котором зимой 1972 года испытали три типа разных законцовок, но ни один из вариантов не дал приемлемых результатов. Обнаружилось также, что при выпущенном крыле срыв потока возникает в области излома передней кромки крыла по месту образования вихря и далее, по мере увеличения угла атаки, срыв распространяется на всю зону центроплана. В конце концов, пришлось обратиться к более традиционному методу, увеличив высоту остававшейся торцевой аэродинамической перегородки центроплана.
На самолетах первых серий на каждой половине неподвижной части крыла устанавливалось по одной внешней аэродинамической перегородке (перегородка № 2) высотой 180 мм и небольшой нижний гребень в задней части центроплана (перегородка № 1). На более поздних машинах высота верхней перегородки была увеличена до 220 мм, что должно было более эффективно препятствовать перетеканию потока вдоль крыла, сохраняя нормальное обтекание без накапливания возмущенного погранслоя на концах крыла, который мог привести к преждевременному отрыву потока. Попутно достигалось изменение распределения давления по крылу с увеличением нагрузки на внутренней части и уменьшением на внешних частях, что также препятствовало развитию срывных явлений на поворотных консолях. Устройство перегородок тоже установилось не сразу — высокие пластины 'трещали' из-за воздушных нагрузок, потребовалось их подкрепление для повышения прочности и жесткости. Установка новых гребней привела к увеличению коэффициента подъемной силы самолета на близких к сваливанию режимах примерно на 10 % и к возникновению на больших углах атаки слабой аэродинамической тряски, предупреждавшей летчика. Однако это происходило только в полете с крылом, установленным на минимальную стреловидность 30°. При углах установки поворотных консолей 45° или 63° при выходе на большие углы атаки тряска практически отсутствовала, самолет сваливался без предупреждения. Поэтому для сигнализации летчику о выходе на эти режимы с серийного издели самолет получил датчик углов атаки (устанавливался в обтекателе на правом борту фюзеляжа недалеко от входа в воздухозаборник двигателя) с указателем в кабине летчика. Для своевременного предупреждения летчика о приближении опасных углов в комплект включили специальный сигнализато, индикатором которого являлась лампа-транспарант, работающая в мигающем режиме. Она, как и стрелочный указатель, размещалась прямо перед глазами летчика — на небольшом щитке в верхней части козырька фонаря кабины.
Кроме того, начиная с Су-17 № 92–21, на неподвижных частях крыла сверху установили третью аэродинамическую перегородку. Позднее установка датчика угла атаки и дополнительной перегородки была выполнена и на машинах раннего выпуска, строевой доработкой в частях. Эти нововведения были внедрены по итогам испытаний доработанного С-22И, а затем переделанного аналогичным образом Су-17 № 86–01. Их совместные испытания провели в 1-м квартале 1972 года на базе ГНИКИ ВВС летчики ОКБ B.C. Ильюшин, Е.С. Соловьев и А.Н. Исаков, от военных летал А.Д. Иванов.
Штопорными испытаниями и вопросами поведения на срывных режимах занимались летчики- испытатели ЛИИ — опытные штопористы В.И Лойчиков и О.В. Гудков. С марта по ноябрь 1972 года ими были проведены испытания Су-17 № 85–01 в его исходной конфигурации (без доработок), затем проверялось поведение машины с внедренными изменениями.
