Самолет Су-33 построен по интегральной аэродинамической схеме с дополнительным передним горизонтальным оперением.

Фюзеляж технологически расчленен на головную (до шп. №18), среднюю (между шп. №№18-34) и хвостовую (за шп. №34) части, а также воздухозаборники (в зоне шп. №№18-28) и средние части мотогондол (в зоне шп. №№28-34), образующие воздушные каналы двигателей.

Головная часть фюзеляжа (ГЧФ) начинается обтекателем антенны БРЛС и включает в себя: носовой отсек оборудования, в котором размещены блоки прицельных комплексов и выдвигаемая штанга дозаправки топливом, кабину летчика, подкабинный и закабинный отсеки оборудования и нишу передней опоры шасси. В закабинном отсеке размещен также патронный ящик с боекомплектом пушки. Сама пушка ГШ-301К расположена в правом наплыве крыла в зоне шп. №№14-18.

Средняя часть фюзеляжа (СЧФ) делится на передний топливный бак-отсек №1, расположенный между шп. №№18-28; центроплан – топливный бак-отсек №2 (шп. №№28-34) и гар- грот. На торцевых нервюрах центроплана имеются гребенки для пристыковки консолей крыла. Нижняя поверхность СЧФ оснащена узлами крепления основных опор шасси и средних частей мотогондол, на верхней поверхности установлен отклоняемый на 60° тормозной щиток площадью 2,6 м2 , который может выпускаться на приборных скоростях менее 1000 км/ч.

Хвостовая часть фюзеляжа (ХЧФ) состоит из центральной балки фюзеляжа, двух хвостовых балок и расположенных между ними двух мотоотсеков. В мотоотсеках (шп. №№34-45) установлены двигатели и выносные коробки самолетных агрегатов. На хвостовых балках закреплено вертикальное (шп. №38 и №42) и горизонтальное (шп. №45) оперения. Центральная балка фюзеляжа состоит из отсека оборудования, заднего топливного бака-отсека №4, законцовки и боковых «ласт». На ее нижней поверхности закреплен тормозной гак с механизмами подтягивания и демпфирования. Для уменьшения габаритов самолета при размещении на корабле предусмотрено складывание штанги ПВД и законцовки центральной хвостовой балки.

Воздухозаборники – регулируемые, прямоугольного поперечного сечения. Каждый из них оснащен трехступенчатым клином, управляемым с помощью автоматической системы регулирования воздухозаборника АРВ-40А. На нижней поверхности воздухозаборника имеются створки подпитки воздухом, на боковых – перфорация для перепуска пограничного слоя. С целью предотвращения попадания в двигатель посторонних предметов на взлетно-посадочных режимах воздухозаборник перекрывается защитным устройством, представляющим собой титановую панель с большим числом отверстий размером 2,5x2,5 мм. В полете эта панель прижата к нижней поверхности воздушного канала. Выпуск и уборка защитных устройств происходит автоматически в зависимости от обжатия основных опор шасси.

Крыло самолета для уменьшения габаритов при хранении на корабле выполнено складным. Гидроцилиндры складывания расположены в неподвижных частях консолей. Угол стреловидности крыла по передней кромке 42,5°. Консоли набраны из профилей П44М с относительной толщиной от 4,9% (в корне) до 4,0% (на законцовке). Кессоны складываемых частей крыла образуют топливный бак №3, а кессоны неподвижной части объединены с фюзеляжным баком №2. Крыло оснащено флаперонами (зависающими элеронами) площадью 2,4 м2 , двухсекционными двухзвенными щелевыми закрылками площадью 6,6 м2 и трехсекционными поворотными носками площадью 5,4м2 . Углы отклонения флаперона в полете +15°…-20°, во взлетно-посадочной конфигурации (угол зависания -14°) +15°…-25°. Угол выпуска носового звена закрылка 15°, хвостового 25°. Угол отклонения носка до 30°. Зависание флаперонов и отклонение носков возможно при маневрировании на приборных скоростях не более 860 км/ч.

Горизонтальное оперение – цельноповоротное дифференциально отклоняемое. Угол стреловидности консоли стабилизатора по передней кромке 45°, профиль С-9С с относительной толщиной от 5% (в корне) до 3% (на законцовке). Углы отклонения стабилизатора +15°… -20°, дифференциальное отклонение консолей возможно с «ножницами» до 10°. Консоли стабилизатора выполнены складными на половине размаха.

Переднее горизонтальное оперение служит для повышения несущих свойств планера и улучшения характеристик на больших углах атаки. Оно состоит из двух цельноповоротных консолей площадью 2,99 м2 . Угол стреловидности консоли по передней кромке 53,5°, профиль П44М, углы отклонения +3,5°…-51,5°.

Вертикальное оперение двухкилевое, площадью 15,1 м2 . Кили имеют профиль УЗ и угол стреловидности по передней кромке 40°. В законцовках и носках килей размещены антенны. Площадь рулей направления – 3,49 м2 , углы отклонения ±25°. Для улучшения противоштопорных характеристик и повышения путевой устойчивости на хвостовых балках установлены два гребня площадью 2,47 м2 .

Шасси самолета трехопорное с телескопическими стойками. Основная опора оснащена одним тормозным колесом размером 030x350 мм, передняя опора – двумя нетормозными колесами размером 620x180 мм. Передняя опора управляемая, угол ее поворота в режиме управления ±45°, в режиме буксировки (с амоориентирования) ±70°. Для посадки на корабль самолет оборудован тормозным гаком.

Силовая установка включает два двухконтурных форсажных двигателя АЛ-31Ф серии 3, системы: топливную, контроля, пожаротушения, охлаждения, ПОС, дренажа и суфлирования, а также выносные коробки агрегатов В (А-99 с турбостартерами ГТДЭ-117-1 и приводами электрогенераторов и гидронасосов.

Двигатель АЛ-31Ф сер. 3 развивает стендовую тягу 12500 кгс на режиме «полный форсаж» и 7670 кгс – на режиме «максимал». С целью экономии ресурса предусмотрен т.н. учебный режим эксплуатации двигателя, при котором тяга составляет, соответственно, 11400 кгс и 7100 кгс. Отличительной особенностью двигателя 3-й серии является дополнительный «чрезвычайный» режим работы (тяга повышается до 12800 кгс), используемый для взлета с палубы при полной боевой нагрузке или экстр энного ухода на второй круг. Ресурс двигателя до первого ремонта составляет 500 ч, назначенный – 1000 ч.

Топливная система включает четыре внутренних бака, полный запас топлива в которых – 12 100 л (около 9500 кг). Топливо – авиационные керосины марок РТ, ТС-1 или их смеси. Самолет оборудован системой дозаправки топливом в полете по схеме «конус-штанга». Для приема топлива используется выдвижная штанга-топливоприемник с головкой ГПТ-1 (для заправки от унифицированного подвесного агрегата УПАЗ-1) либо унифицированной головкой ГПТ- 2Э-1, отвечающей стандарту НАТО STANAG 3447. Темп перекачки топлива до 2000 л/мин. Дозаправка может осуществляться на высотах 2000-6000 м при скорости 450-550 км/ч.

Гидросистема состоит из двух независимых систем (первой и второй) закрытого типа, питаемых каждая от своего плунжерного насоса НП-112. Рабочее давление – 280 кгс/см2 , рабочее тело – гидрожидкость АМГ-10. Насосы первой и второй гидросистем установлены на коробках агрегатов ВКА-99, соответственно, левого и правого маршевых двигателей. Обе гидросистемы совместно питают рулевые привода всех поверхностей управления. Кроме того, первая гидросистема обеспечивает выпуск и уборку шасси и створок ниш шасси, стартовое и аварийное торможение колес основных опор и их затормаживание при уборке, управление передней опорой, а также левым воздухозаборником, складывание крыла, ГО и хвостового кока. Вторая гидросистема – основное торможение колес, управление правым воздухозаборником, уборку и выпуск тормозного щитка, посадочного гака и штанги системы дозаправки.

Основные летно-технические характеристики истребителей Су-33 и Су-27

* В сложенном положении

** Ракеты «воздух-воздух»: 8 х Р-27Э и 4 х Р-73 для Су-33 6 х Р-27Э и 4 х Р-73 для Су- 27