Авиация и космонавтика 2013 05 - Журнал Авиация и космонавтика (серии книг читать онлайн бесплатно полностью txt) 📗

Т10/4 в варианте корабельного базирования. Общий вид, совмещенный с компоновкой, июнь 1972 года

Общий вид Т10/5, март 1973 года

Компоновочная схема Т10/5, апрель 1973 года

Подводя итоги работ по компоновке Т10/5, можно отметить, что разработчикам удалось решить поставленную задачу — разместить шасси в центроплане при обеспечении приемлемой величины колеи в 3,0 м. Полученную схему можно было реализовать на практике при сохранении основных достоинств интегральной компоновки. Но общий результат «не вызывал энтузиазма», т. к. многое в этой схеме «не получилось». Недостатки компоновки были очевидны: нерациональное использование внутренних объемов фюзеляжа при размещении в нем основных опор, в связи с чем пришлось сокращать объем фюзеляжных топливных баков и «убирать» оборудование из центрального отсека ХЧФ;

сложная кинематическая схема основных опор шасси, что обусловило большую массу их конструкции;

установка основных опор между двигателями не позволяла реализовать размещение точек подвески вооружения на фюзеляже.

Но самой большой проблемой являлась аэродинамика самолета. Несмотря на то, что конструкторы предприняли самые неординарные меры для уменьшения миделя, полученная на Т10/5 величина миделевого сечения была гораздо больше, чем на компоновке Т10/3. А описанные выше особенности конструктивно компоновочной схемы самолета не позволили получить оптимальный график площадей в зоне между фонарем и миделем самолета. Итогом явилось существенное ухудшение аэродинамики самолета. Таким образом, серьезно проработав компоновочную схему Т10/5, основной особенностью которой являлась попытка разместить основные опоры в фюзеляже, разработчики поняли, что необходимо искать другие технические решения.

С другой стороны, в процессе работы по Т10/5 впервые были проработаны некоторые важные технические решения, которые в дальнейшем с успехом использовали в последующих компоновках Су-27. К их числу относятся:

— кессонная конструкция крыла и организация фланцевого стыка консолей крыла с центропланом;

— организация плоской нижней панели центроплана, обеспечивающую лучшую его работу при нагружении;

— компоновка патронного ящика в закабинном отсеке ГЧФ;

— организация дополнительного топливного бака в ХЧФ;

— применение двигателей с верхней коробкой приводов для минимизации вклада мотогондол в миделевое сечение фюзеляжа.

Летом 1973 года конструкторы приняли решение опробовать на интегральной схеме с разнесенными мотогондолами несколько новшеств. Основным являлось использование новой схемы размещения основных опор шасси с их уборкой в боковые ниши в корневой части крыла и применение хвостовых балок. Одним из важных следствий переноса основных опор шасси из-под центроплана вбок стала возможность реализации тандемного размещения подвесок вооружения под фюзеляжем, что обещало снижение их аэродинамического сопротивления. Кроме этого, исследовалась возможность применения на самолете осесимметричных воздухозаборников.

Общие принципы компоновки по сравнению с Т10/5 остались без изменений, равно как и все основные геометрические параметры крыла и горизонтального оперения. Новая схема основных опор шасси повлекла за собой необходимость организации специального обтекателя в стыке крыла с гондолами двигателей. В данном варианте компоновки применили довольно удачное решение — эти обтекатели плавно «перерастали» в хвостовые балки, которые стали новым силовым элементом конструкции хвостовой части фюзеляжа. ГО и ВО перенесли с мотогондол на балки, но установили их без разноса вдоль продольной оси, т. е. без учета особенностей графика площадей. Кили размещались на внешних боковых бортах балок, без развала во внешнюю сторону. Такое удачное компоновочное решение было использовано впервые в ходе проектных работ, в дальнейшем оно нашло применение в более поздних вариантах компоновки.

Предложение опробовать на самолете взамен прямоугольных осесимметричные воздухозаборники выдвигалось довольно давно, но время для его реализации нашлось только теперь. В обоснование этой идеи приводилось несколько доводов. Во-первых, такое решение казалось более «лаконичным» с технической точки зрения: на «цилиндрическом» входном устройстве отпадала необходимость в переходной зоне от прямоугольного сечения к круглому, т. е. резко сокращалась общая длина гондол с воздушными каналами, в результате, такие воздухозаборники обещали снижение массы по сравнению с прямоугольными. Во-вторых, осесимметричный воздухозаборник имел более простую и, следовательно, более надежную и легкую систему управления с центральным подвижным коническим телом. В-третьих, проектировщикам казалось, что путем укорочения входных устройств, можно добиться существенного увеличения вклада несущего корпуса в подъемную силу. С точки зрения аэродинамики применение таких воздухозаборников имело как положительные, так и отрицательные стороны. К достоинствам относилось снижение омываемой поверхности самолета, обеспечивающее уменьшение сопротивления, а к отрицательным — более существенный «провал» в графике площадей поперечных сечений по сравнению со схемой с прямоугольными заборниками, имевшими большую длину. Правда, специалисты в области компоновки входных устройств во главе с И.Б. Мовчановским с самого начала указывали на еще одну важную особенность осесимметричных воздухозаборников — их худшие по сравнению с прямоугольными заборниками характеристики при работе на больших углах атаки и при рыскании. Дополнительным осложняющим фактором являлось то, что ракета, размещавшаяся на фюзеляже, в боковой проекции сильно выступала вперед за обрез укороченного входного устройства, что могло привести к неравномерности потока на входе в заборник. Серьезную сложность пред

ставляло собой и решение вопроса о взаимном расположении на осесимметричном воздухозаборнике клина слива погранслоя и передней части обтекателя шасси.

Одной из важных особенностей данного варианта компоновки стало применение на нем притупленного наплыва крыла. Здесь предполагалось разместить внутренние отсеки спаренных пусковых установок ракет малой дальности типа К-73. Зарядка ракет при наземной подготовке должна была осуществляться вручную, путем поворота отсеков пусковых установок носовой частью вниз, а пуск в воздухе — после предварительного подъема отсека вверх, в выпущенное положение. Встроенное вооружение самолета включало также поворотную пушечную установку, размещенную в правом буле, а количество внешних точек подвески включало 2 под фюзеляжем и 4 — под консолями крыла. Основное вооружение самолета должны были составлять новые ракеты типа К-27 и К-73. Интересно отметить, что на этом чертеже впервые в качестве вооружения были прорисованы недавно полученные от ПКПК «Молния» схематические изображения «малооперенных» ракет типа К-73, а вот вместо К-27 из-за отсутствия чертежей ракеты от разработчика, по-прежнему рисовали «габаритки» К-25 и К-23.

Общий вид Т10/7, август 1973 года (1-я редакция)

Компоновочная схема Т10/7. Август 1973 года (1-я редакция)

Общий вид Т10/7, февраль 1974 года (2-я редакция)

В утвержденном для проработки варианте компоновки предлагалось интересное конструктивное решение по центроплану. Наряду с обычным вариантом конструкции, имевшим стык с консолями крыла в районе внешнего края мотогондол, для минимизации массы при перестыке, был предложен вариант центроплана, представлявший собой единый силовой элемент длиной 8,7 м. Стык с консолями осуществлялся по силовой нервюре (по размаху закрылка). При этом для «крыла» оставались только концевые поверхности размахом всего около 3 м каждая. Сам центроплан вставлялся в нишу в средней части фюзеляжа и представлял собой силовую конструкцию балочного типа, с 4 стенками и двумя несущими панелями. Нижнюю панель центроплана сделали плоской, а верхнюю — с одинарной кривизной.