машиностроительному заводу (ММЗ) 'Сатурн' довести новый двигатель до серии и предъявить его на совместные с ВВС стендовые сточасовые испытания к концу 1971 года.
По сравнению с предыдущими конструкциями и аналогичными изделиями других типов АЛ-21 Ф-3 выглядел достаточно экономичным: на полном форсажном режиме удельный расход составлял 1,87 кг/ кгс- час, на крейсерском с минимальным расходом топлива при тяге 3300…4500 кгс — 0,78 кг/кгс-час, что выглядело очень неплохо и даже порядком опережало задание (у АЛ-7Ф-1 эти значения равнялись, соответственно, 2,3 кг/кгс-час и 0,91 кг/кгс-час). Кроме того, новый двигатель был куда легче — 'сухой' АЛ- 21 Ф-3 весил 1720 кг против 2100 кг у АЛ-7Ф-1. Двигатели АЛ-21 Ф-3, предназначенные для установки на Су-17, выпускались в иной компоновке, чем для МиГ-23 и Су-24. От последних они отличались укороченной форсажной трубой, установкой левого редуктора для привода генераторов, иным креплением кожуха охлаждения, агрегаты зажигания турбостартера и основного контура устанавливались на нижней части компрессора двигателя (на АЛ-21 Ф-3 для Су-24 — на верхней).
Двигатель в окончательной 'редакции' был форсирован на 25–30 %, что позволило на максимальном режиме получить тягу 7650 кгс, а на полном форсаже 10920 кгс. Такими характеристиками обладали АЛ-21 Ф-3 начальной 'нулевой' серии, у последующих 1-й и ll-й серий тяга на максимале была доведена до 7800 кгс и на полном форсаже — до 11200 кгс. В дальнейшем на двигателях lll-й и IV-й серий, отличавшихся технологическими и ресурсными нововведениями, форсажная тяга была установлена равной 11250 кгс.
На первых порах по надежности новое 'пламенное сердце' заметно уступало хорошо отработанному АЛ-7Ф1. Во время испытаний случались частые поломки и отказы, особую опасность представляли высокотемпературные 'титановые пожары'. Титан, при всех его достоинствах, был материалом вязким и 'тягучим'. Под действием центробежных нагрузок лопатки могли коснуться корпуса, благо зазоры по бандажам были минимальны, под трением происходил мгновенный разогрев, а при невысокой температуре воспламенения титана тут же происходило возгорание. Поток, гнавший через двигатель до сотни килограммов воздуха в секунду, стремительно раздувал пожар и внутри двигателя начинал полыхать вулкан с температурой под ЗОООо С. Можно не говорить, что тушить такой моментально развившийся пожар было бесполезно — струя пламени резала конструкцию, словно масло, с почти взрывным эффектом.
В процессе производства АЛ-21 ФЗ на московском 'Салюте' потребовалось внести около 22 тысяч различных изменений в конструкторскую документацию, притом что общее количество деталей в двигателе составляло порядка 4800 штук. Любопытно, что из двух заводов, на которых производились АЛ-21ФЗ, лучшими качествами и надежностью выделялись как раз двигатели, собранные на Омском моторостроительном заводе, нежели изделия московского 'Салюта'. Показательным являлось то, что гарантийный ресурс в 500 часов, установленный для первых партий московских АЛ-21 Ф-3 в 1971 году, со следующего года пришлось понизить до 100 часов, затем, добиваясь его повышения буквально по крупицам (допускаемое число ремонтов позволило постепенно увеличить назначенный ресурс с первоначальных 650 часов у 1-11 серий до 1600 часов у III–IV серий, и двигатели могли оставаться в эксплуатации приличное время). Повысилась и экономичность изделия: у двигателей Ill-й и IV-й серий на полном форсажном режиме удельный расход составлял 1,86 кг/кгс-час, на крейсерском с минимальным расходом топлива при тяге 3300…4500 кгс — 0,76 кг/кгс-час.
Плата за выдающиеся характеристики АЛ-21 Ф-3 была в буквальном смысле высокой: при дорогостоящих конструкционных материалах, сложности устройства и недешевых технологиях он обходился в копеечку, будучи куда дороже аналогичных изделий других типов. В ценах 1976 года двигатель АЛ-21 ФЗ обходился в 600 тыс. рублей, АЛ-7Ф-1 — 180 тыс. рублей и Р-15Б-300 — 360 тыс. рублей. Высокая стоимость и трудоемкость и были причинами, определявшими проблемы с медленно разворачивавшимся производством и дефицитом двигателей (что бы ни говорили о плановой экономике, а считать деньги приходилось и во времена директивных решений).
Помимо установки нового 'сердца', на новой модификации Су-17 планировалось увеличить запас топлива, значительно обновить состав прицельного и радиооборудования самолета, подтянув его к возможностям соперника — нового истребителя-бомбардировщика МиГ-23Б, имевшего тот же 'двадцать первый' двигатель, комплексы навигации и прицеливания. Не было секретом, что микояновцы, своевременно взявшись за использование современной аппаратуры, добились заметных преимуществ в боевой эффективности ударной машины. Однако разработчики оборудования не успевали к сроку с поставкой новой аппаратуры на суховский самолет и ее отработкой на машине, более того, явным было и то, что предприятия оборонпрома, чьи производственные и технологические возможности были отнюдь не беспредельны, в обозримом будущем вряд ли смогут обеспечить потребности в таком заказе на весь обновляющийся парк ударных самолетов. В связи с этим было принято решение практически в полном объеме сохранить на новой модификации оборудование от Су-17, перенеся установку перспективных систем на более поздний срок. Это предложение ОКБ П.О. Сухого было принято к исполнению совместным решением МАП и ВВС от 17–24 июня 1970 года.
Замена силовой установки повлекла за собой переделку фюзеляжа новой модификации машины, получившей в серии обозначение Су-17M. К слову, с появлением новой модификации возник вопрос с тем, как именовать предшественника; в конце концов, для его отличия за 'простым' Су-17 так и закрепилось неофициальное наименование Су-17 'без буквы'. Новый двигатель был более компактным изделием: вместе с форкамерой он был короче АЛ-7Ф-1 на 1650 мм, меньше на 220 мм по диаметру, даже вес силовой установки снизился на 400 кг. Из-за меньшего габаритного диаметра АЛ-21 Ф-3 характерная для семейства Су-7Б и первого варианта Су-17 объемистая задняя часть фюзеляжа и 'талия' перед форкамерой исчезла, уменьшился диаметр донного среза. Сообразно 'ужатию' поперечных размеров фюзеляжа несколько уменьшился размах стабилизатора и на 60 мм 'опустился' киль. Обуженная хвостовая часть Су-17М обеспечила выгоды в аэродинамике за счет снижения донного сопротивления самолета.
По сравнению с Су-17 длина канала воздухозаборника самолета увеличилась на 1,5 м, а мидель фюзеляжа уменьшился с 1,63 до 1,55 кв. м. Сообразно меньшему расходу воздуха у нового двигателя сократили ход конуса до 92 мм вместо 230 мм у Су-17 'без буквы', что несколько уменьшило проходное сечение воздухозаборника на полетных режимах и избавило от избытка воздуха (сам воздухозаборник и воздушный канал при этом сохранялись прежними). Изменилась конструкция и расположение выступавших воздухозаборников охлаждения двигателя, на фюзеляже исчезли боковые гаргроты, скрывавшиеся под которыми электрожгуты переместились под центральный обтекатель. Разъем фюзеляжа, предназначенный для его расстыковки при замене двигателя, сдвинули назад на 1500 мм сообразно габаритам и компоновке нового двигателя, переместив его со шпангоута № 28 (на Су-17) на шпангоут № 34. Параллельно облагородили форму контейнера тормозного парашюта (по типу используемого на перехватчике Су-15), с учетом снизившихся посадочных скоростей отказавшись от двух куполов и введя однокупольную тормозную парашютную систему, а также привели расположение эксплуатационных люков в соответствие с новой компоновкой.
Был доработан и механизм поворота консолей крыла. Вал синхронизации теперь 'прошивал' один из фюзеляжных баков-отсеков и, проходя под каналом воздухозаборника, обходился безо всяких карданов. Небольшим доработкам подверглись киль, руль направления и стабилизатор самолета. В связи с повышенной тяговооруженностью и некоторым улучшением взлетных характеристик G/-17M по сравнению с Су-17 отказались от применения сбрасываемых пороховых ускорителей как вызывавших неудобства в эксплуатации.
Новый двигатель был более чем на полтора метра короче прежнего, что высвободило в фюзеляже порядочный объем для размещения дополнительного количества топлива. Топливная система в значительно перекомпонованном фюзеляже теперь включала один резиновый вкладной бак (первый по полету) и три топливных гермоотсека, следовавших друг за другом в районе шпангоутов № 18–28. Топливные отсеки в поворотных консолях остались без изменений. За счет этих нововведений вместимость баков удалось увеличить на целую треть: запас керосина вырос на 1030 л и достиг 4430 л (вырабатываемое количество составляло 4380 л). Переход на гермоотсеки вместо вкладных баков не только увеличил емкость, но и позволил сэкономить вес за счет избавления от вкладных 'мешков'. Одновременно понадобилось
