Текст книги "Авиация и космонавтика 2013 01"

Автор книги: Авиация и космонавтика Журнал

сообщить о нарушении

Текущая страница: 2 (всего у книги 8 страниц)

В целом, при проведении работ по теме Т-10, 1970 год стал для ОКБ временем формирования концепции нового истребителя. О С. Самойлович, который получил от П.О. Сухого соответствующие полномочия, неоднократно устраивал по этому поводу совещания, на которые приглашал в качестве экспертов ведущих специалистов из 30 ЦНИИ МО, НТК ВВС и НИИАС. На них обсуждались различные вопросы по облику будущего перспективного истребителя. К работам постепенно привлекался и все более широкий круг конструкторов ОКБ, в том числе, и из других отделов, но пока, в основном, в качестве консультантов по тем или иным вопросам. В результате, к моменту, когда в марте 1971 ОКБ было дано официальное задание на разработку аванпроекта ПФИ, ОКБ пришло «не с пустыми руками».

В апреле, после получения от военных ТТЗ, пришлось несколько уменьшить размерность проектируемого самолета. Если первоначально рассматривалась машина с нормальной взлетной массой порядка 22 т, то теперь эта величина была ограничена 18 т, соответственно пришлось скорректировать и геометрические размеры самолета. Весной 1971 года в 100-м отделе была выпущена уточненная директивная документация, предназначенная для разработки проекта: в начале мая П.О. Сухой подписал чертеж общего вида, а к концу месяца В.И. Антонов подготовил компоновочную схему самолета Т-10. 25 мая 1971 года Генеральный конструктор утвердил ее с формулировкой: «Для разработки аванпроекта».

Что представлял собой проект Су-27 на этом этапе работ?

Самолет имел длину 18,41 м, размах крыла 12,8 м и высоту на стоянке 5,22 м. Площадь базового крыла составляла 48,24 м² , площадь несущего корпуса (с учетом наплывов) – 72,34 м² .

Технологически планер самолета делился на следующие основные агрегаты: фюзеляж, консоли крыла и оперение. Фюзеляж состоял из головной (ГЧФ), средней (СЧФ) и хвостовой частей фюзеляжа (ХЧФ), а также воздухозаборников. В ГЧФ были закомпонованы РЛС, кабина экипажа, ниша передней опоры шасси и отсеки оборудования. В СЧФ размещались 4 основных топливных бака-отсека, ниши основных опор шасси и средние части гондол двигателей с воздушными каналами. ХЧФ включала мотоотсеки двигателей и центральную балку с отсеками самолетного оборудования. Встроенная пушка ТКБ-645 устанавливалась в нижней части закабинного отсека оборудования. Она монтировалась на лафетной установке в едином блоке вместе с патронным ящиком, вместимостью 300 патронов, для обслуживания этот блок опускался вниз на тросах. В нижней части СЧФ между гондолами двигателей предусматривалось размещение отсека для коммуникаций, а в законцовке ХЧФ – установка тормозных щитков и контейнера тормозного парашюта.

Консоли крыла -оживальной в плане формы. Вместе с корневым и концевым наплывами, они формировали единую несущую систему, набранную из профилей типа П– 44М, с переменной по размаху крыла стреловидностью от 82°до 45°, с деформацией срединной поверхности, и переменными по размаху консоли углами крутки и отгиба носка. По конструкции консоли крыла – балочного типа, в корневой части каждой консоли предусматривалось размещение т.н. резервного топливного бака, увеличивающего емкость топливной системы при перегоне. Механизация крыла предусматривала только двухсекционный двухщелевой выдвижной закрылок. Элероны отсутствовали, управление самолета по крену предусматривалось осуществлять при помощи т.н. «кренеров» – специальных органов управления, представляющих собой поворотные аэродинамические поверхности, устанавливаемые по 4 шт. сверху на консолях крыла. Этот элемент механизации Т-10 «унаследовал» от своего «родителя» – бомбардировщика Т-4МС.

Оперение включало 2 консоли цельноповоротного горизонтального оперения (ЦПГО) на боковых поверхностях гондол, 2 киля, устанавливаемых на верхней поверхности мотогондол с развалом каждой консоли во внешнюю сторону под углом 20° и 2 аэродинамических гребня на нижней поверхности гондол.

Шасси – т.н. «квазивелосипедной» схемы. Передняя опора убиралась назад по потоку в нишу в закабинном отсеке. Основные опоры шасси крепились под центропланом и представляли собой две стойки, оснащенные тележками с продольным расположением колес. Уборка стоек осуществлялась в нишу фюзеляжа, назад по потоку, с разворотом тележек на 180°. Все три стойки оснащались колесами единого типоразмера – 840x300 мм. База шасси – 8,25 м, колея – 1,65 м. Дополнительные подкрыльевые стойки шасси на чертеже отсутствовали, необходимость их установки решено было определить в аванпроекте.

Общий вид Т-10/1, май 1971 года (2-я редакцияj

Компоновочная схема Т10/1, май 1971 года (2-я редакция)

Двигатели – гипотетические, т.к. в отношении выбора конкретного образца ясности пока не было. Для проработки компоновки силовой установки был использован условный габаритный чертеж двигателя, скомпонованного исходя из заданного уровня тяги и усредненных удельных характеристик ТРДДФ сходной размерности (длина от переднего фланца до среза реактивного сопла – 4360 мм, диаметр входа по внутреннему контуру -870 мм). Величина форсажной тяги двигателя 10400 кг была определена исходя из весовой размерности самолета и заданного уровня тяговоруженности. При этом геометрия обводов и габаритных размеров предполагала установку двигателя с т.н. «выносной» коробкой агрегатов, устанавливаемой в нижней части мотогондолы, впереди двигателя. Это было сделано для снижения площадей поперечных сечений гондол и уменьшения миделя самолета.

Под фюзеляжем размещались 2 изолированные мотогондолы, разнесенные в стороны на расстояние, превышающее 2 калибра. Воздухозаборники двигателей – прямоугольного сечения, управляемые, с верхним горизонтальным расположением поверхности торможения. Для предотвращения попадания заторможенного пограничного слоя от несущего корпуса на вход воздухозаборника, он был отодвинут от нижней поверхности фюзеляжа, и здесь была образована щель для слива погранслоя. Форма клина слива выбиралась исходя из условия минимизации сопротивления. Длина воздушного канала соответствовала 5 калибрам, что обещало приемлемые характеристики стабильности потока на входе в двигатель. Для защиты двигателя от попадания посторонних предметов, на нижней обечайке воздухозаборника предусматривалась установка выдвижной штанги с системой струйной защиты, с использованием в качестве рабочего тела воздуха, отбираемого от компрессора двигателя. Съем двигателей предусматривался выкаткой назад. Запас топлива во внутренних баках при нормальной взлетной массе – 5000 кг, при полной заправке, с учетом резервного топливного бака – 6360 кг.

Для размещения вооружения предусматривались 8 точек подвески – по 3 под каждой консолью крыла, и 2 т.н. «тангенциальных» точки, устанавливавшихся на внешних углах гондол. В качестве основного ракетного вооружения на самолете рассматривалась подвеска УР типа К-25 и К-60.

Интересен следующий факт: в 1971 году в ОКБ началась параллельная проработка еще одного варианта компоновки перспективного истребителя. Эта работа выполнялась в бригаде 100-2 и была поддержана начальником отдела проектов О.С. Самойловичем, а позднее официально утверждена Генеральным конструктором в качестве альтернативного варианта компоновки. Одним из доводов, которым в данном случае руководствовался П О. Сухой, являлось желание объективно оценить достоинства и недостатки основного варианта, в качестве которого рассматривалась интегральная схема, путем сравнения его с вариантом традиционной компоновки.

Интегральная компоновка, получившая обозначение T1Q/1, разрабатывалась в бригаде № 100-1, возглавляемой В.А. Николаенко. Валерий Александрович Николаенко работал в проектном подразделении с момента прихода в ОКБ после окончания МАИ. Он сразу попал в проектную группу О.С. Самойловича. К 1970 году в его активе уже были работы по проектированию Т-6, где он выступал в качестве ведущего конструктора, а с 1971 года он сменил О.С. Самойловича в должности начальника бригады 100-1.

Традиционная компоновка под обозначением Т10/2 прорабатывалась в бригаде № 100-2, возглавляемой А.М. Поляковым. Александр Михайлович Поляков был опытным конструктором, работу он начинал в 30-е годы еще в КБ Поликарпова, после чего работал у В.Н. Челомея, а к П О. Сухому перешел «по наследству» в составе конструкторской группы завода № 51. Начиная с 1953 года, он работал в бригаде проектов ОКБ Сухого, и принимал непосредственное участие в создании всех «суховских» самолетов предыдущего поколения, таких, как Су-7, Су-9/11 и Су-15. Полученный таким образом опыт, воплотился в тех компоновочных решениях, которые были предложены им для нового истребителя.

Ведущим конструктором по варианту Т10/1 являлся В.И. Антонов, а по Т10/2 – А.И. Андрианов.

Т10/2 был выполнен по традиционной схеме, с обособленным фюзеляжем; по общей компоновке он был идентичен МиГ-25 и F-15. Первый вариант чертежа общего вида, выпущенный в марте – апреле 1971-го, предусматривал разработку самолета длиной 19,1 м, с шириной фюзеляжа 2,7 м, размахом крыла 12,24 м, с площадью крыла 52,6/65,08 м² (базовое крыло/ несущий корпус) и с нормальной взлетной массой порядка 22,5 тонн. Интересно отметить, что в дальнейшем, за короткое время, с марта по май 1971 года ТЮ/2, аналогично Т10/1, также претерпел существенные видоизменения, связанные с уменьшением размерности. 28 мая 1971 года Генеральный конструктор П.О. Сухой с формулировкой: «Для разработки аванпроекта» утвердил новый чертеж общего вида самолета Т10/2.

Этот документ предполагал следующие данные: длина Т10/2 – 17,4 м, ширина фюзеляжа – 2,4 м, размах крыла – 11,62 м, площадь крыла – 47,4/55,6 м² нормальная взлетная масса 18 т. Носовая часть фюзеляжа Т10/2 имела круглое сечение, далее шли боковые воздухозаборники прямоугольной формы с верхним расположением клина торможения. Двигатели размещались в хвостовой части фюзеляжа по «пакетной» схеме. По рекомендациям 2-го отдела, на Т10-2 применили крыло оживальной формы, идентичное по схеме крылу Т10/1. Вертикальное оперение – два киля, разнесенных по бокам фюзеляжа и установленных с развалом во внешнюю сторону, и подфюзеляжные гребни; а горизонтальное – традиционные цельноповоротные стабилизаторы.

При уменьшении размерности, были изменены все основные компоновочные параметры. В качестве силовой установки первоначально рассматривались 2 ТРДДФ типа Р59Ф-300 с форсажной тягой около 13000 кг, а в окончательном варианте компоновался «условный» габарит двигателя с нижней коробкой агрегатов, с форсажной тягой 10400 кг; съем двигателей осуществлялся опусканием вниз. Пушка размещалась в нижней части СЧФ, съем орудия для обслуживания осуществлялся вниз. Крыло Т10/2 по основным компоновочным параметрам было сходно с крылом Т10/1, но механизация, кроме трехсекционного закрылка и набора кренеров, включала двухсекционный отклоняемый носок, расположенный на прямолинейной части образующей передней кромки крыла. Перестык консолей крыла с фюзеляжем осуществлялся при помощи силовой балки центроплана, расположенной в фюзеляже сверху, над каналами воздухозаборника. Топливо размещалось в 4-х фюзеляжных топливных баках и в корневой части консолей. Суммарный запас топлива во внутренних топливных баках уменьшился с 7200 кг до 5000 кг (плотность топлива 0,82 кг/л). Вооружение размещалось на 8 точках подвески: три под каждой консолью крыла, и еще две – под воздухозаборниками.

А.М. Поляков, начальник бригады отдела проектов (1970-74)

А.И. Анарианов, ведущий конструктор, начальник бригады отдела проектов (1974-91)

Конечно, у разработчиков Т10/2 изначально было меньше времени на углубленную проработку компоновки, но этот недостаток компенсировался тем, что в целом, схема Т10/2 носила характер традиционных, проверенных практикой решений. По сравнению с Т10/1, здесь гораздо проще решались многие компоновочные вопросы. К примеру, основные опоры шасси без труда убирались в ниши фюзеляжа. В ходе дальнейших работ А.И. Андрианов и А.М. Поляков попытались восполнить разрыв в соревновании с Т10/1 за счет улучшения аэродинамики. Основным направлением работ на Т10/2 стало снижение миделя самолета. Для этого на новом варианте компоновки Т10/2, выпущенном летом 1971 г., было применено нестандартное решение: каждый из двигателей был развернут в поперечной плоскости вокруг продольной оси коробкой агрегатов наружу, с тем, чтобы обеспечить возможность организации по оси самолета «выемки», уменьшающей общую площадь поперечного сечения. Кроме этого, была переработана схема уборки основных опор шасси: вместо продольных тележек применили схему с размещением на каждой стойке по 3 колеса типоразмера 660x160 мм, убиравшихся в ниши, размещавшиеся под каналами воздухозаборников. Пушка «переехала» из нижней части фюзеляжа в обтекатель под правым воздухозаборником.

В последующий период на обеих компоновках шли сходные процессы уточнения компоновочных решений. К примеру, на крыле быстро исчезли кренеры, и на обоих вариантах перешли к управлению в поперечном канале при помощи элеронов, а в носовой части самолета, исходя из требований ТТЗ, появилась установка оптико-телевизионных визиров обзора ППС.

Объявление конкурса проектов по ПФИ стало серьезным толчком для активизации работ. Теперь, в рамках подготовки материалов для аванпроекта, соответствующие исследования были развернуты во всех основных конструкторских подразделениях. При проработке в отделах КБ, приоритет отдавался варианту Т10/1, как менее изученному с конструктивной точки зрения. Важную роль в этом вопросе сыграл тот энтузиазм, с которым О.С. Самойлович занимался популяризацией идей интегральной компоновки в ОКБ. Вариант Т10/2 был более понятен, он не таил особых сюрпризов, т.к. в разработке в ОКБ уже имелись самолеты сходной компоновочной схемы (Су-15, Су-24).

С точки зрения конструкторов каркасных отделов, серьезных проблем на Т10/1 не предвиделось, т.к. интегральный вариант обеспечивал приемлемую конструктивно-силовую схему и большие строительные высоты в районе центроплана, и, следовательно, можно было без особых проблем обеспечить прочность конструкции. Сложность заключалась, пожалуй, только в том, что из– за особенностей компоновки, большинство коммуникаций в средней части фюзеляжа приходилось вести сквозь топливные баки. В конструктивно-технологическом плане, для варианта Т10/1, исходя из особенностей его обводообразующих поверхностей, можно было смело спрогнозировать существенное снижение в конструкции самолета объема фрезерованных панелей в пользу клепаных соединений.

Применение в конструкции планера тех или иных материалов полностью определялось заданным по ТТЗ уровнем максимальной скорости. Причиной являлся тепловой нагрев при полете на больших числах М и связанные с этим ограничения по возможности использования основного конструкционного материала – алюминия. По ТТЗ максимальная скорость ПФИ на высоте должна быть 2500-2700 км/ч (М=2,35-2,5). Из расчетов было известно, что при длительном полете самолета на скорости, соответствующей М=2,35 на высоте более 11 км, обшивка планера нагревается до 140-150°С, температура остекления фонаря достигает 143°С, а обшивка каналов воздухозаборников – 175°С. Известно также, что предел тепловой прочности алюминиевых сплавов, в среднем, составляет 180-190°С. В хвостовой части фюзеляжа, в т.н. «горячей зоне», температура еще выше: наружные поверхности двигателя в районе форсажной камеры нагреваются до 550°С, а в районе створок сопла – до 1100°С, что однозначно влекло за собой необходимость применения в конструкции двигательного отсека титановых сплавов (или стали) и установку экранов на стенки топливных баков, находящихся в этой зоне.

Общий вид с элементами компоновки Т10/2 для разработки аванпроекта, май 1971 года (2~я редакция)

Таким образом, можно было констатировать, что если требования военных ограничивались бы достижением М=2,35, основным конструкционным материалом для планера вполне можно было оставить алюминиевые сплавы, с ограниченным применением титана в хвостовой части фюзеляжа, а если бы в ТТЗ было установлено Мтах=2,5, как того требовали специалисты ПВО, ОКБ пришлось бы делать уже совершенно другой – титановый (или стальной) самолет. В результате, позиция ОКБ формулировалась следующим образом: планер, силовая установка и бортовые системы должны проектироваться из условия обеспечения длительной максимальной скорости, соответствующей М=2. В то же время, самолет и его системы должны обеспечивать разгон до М=2,35 с пониженным КПД силовой установки и при небольшой термической перегрузке систем. Дальнейшее увеличение скорости полета не дает заметного улучшения тактических характеристик истребителя, но существенно увеличивает его стоимость.

Со стороны отделов ОКБ, ответственных за разработку систем и оборудования самолета, подход к формированию облика Су-27 на этом этапе работ был довольно формальным и, скорее, чисто эволюционным, т.е. он осуществлялся от уровня техники и технологии, достигнутого на предыдущем поколении самолетов, в данном случае – на самолетах Т-6 (Су-24) и Т-4.

Сразу после официального начала работ по новому истребителю, Генеральный конструктор дал указание на изготовление продувочных моделей Т-10. В рамках обоснования выбора схемы, для испытаний в малых АДТ ЦАГИ Т-112 (Т– 113, Т-114) изготавливались две модели: 13Т10-1, соответствовавшая интегральной компоновке, и 13Т10-2 обычной (традиционной) схемы. ТЗ на изготовление 13Т10-1 было выдано в модельный цех в марте 1971 г. Согласно стандартной процедуре, для проектирования модели требовался выпуск геометрических схем агрегатов самолета, что было достаточно длительной и трудоемкой операцией. В данном случае для ускорения изготовления моделей процедуру решили упростить: в дополнение к чертежу общего вида, в отделе проектов был достаточно оперативно выпущен плаз основных проекций и поперечных сечений самолета, эту скрупулезную и ювелирно точную работу выполнила С.Н. Трофимова. Чертежи сразу же запустили в обработку в модельном производстве. 26 апреля О.С. Самойлович согласовал общий вид модели, а уже к началу июня 13Т10-1 была закончена производством. Перед отправкой модели в ЦАГИ, П.О. Сухой лично пришел в цех посмотреть на нее, и, судя по всему, остался доволен качеством и сроками изготовления. 9 июня 1971 года модель 13Т10-1 была отправлена в ЦАГИ вместе с комплектом чертежей. По габаритам эта модель (М1:35) соответствовала первоначальному, «необжатому» варианту компоновки Т10-1, поскольку новый, уменьшенный вариант схемы был утвержден Генеральным конструктором менее месяца назад.

Общий вид Т10/2, сентябрь 1971 года (3-я редакция)

Компоновочная схема Т10/2, сентябрь 1971 года (3-я редакция)

Важным вопросом, который необходимо было прояснить в ходе трубных испытаний модели интегральной компоновки, являлся вопрос об удельном вкладе в аэродинамические характеристики (подъемную силу и сопротивление) различных элементов конструкции. Для этого 13Т10-1 сделали разборной, с возможностью демонтажа фонаря, мотогондол и оперения для обеспечения возможности определения характеристик базовой несущей поверхности – изолированного крыла с фюзеляжем. С самого начала на модели 13Т10-1 были реализованы деформация срединной поверхности профиля, а для крыла изготавливались два сменных варианта носка с разными углами отгиба.

Первые продувки 13Т10-1 осуществлялись в трубе Т-114, после чего для оценки характеристик подъемной силы и продольной устойчивости на больших числа М и больших углах атаки модель продули в трубе Т-108. Результатов испытаний ждали с большим нетерпением. Первые «неофициальные» данные были получены от ЦАГИ уже в июле, а в сентябре 1971 г. в ОКБ пришел первый официальный отчет. На 13Т10-1 были получены очень хорошие характеристики подъемной силы. Столь высокие для истребителя значения С _уи К _махстали первым весомым подтверждением правильности выбранного направления работ. Полученным результатом был очень доволен и обычно сдержанный П.О. Сухой. О том, какое значение он придавал этому факту, стало ясно уже в ближайшее время. На одном из совещаний, проводимых Генеральным конструктором по теме Т-10, выслушав доводы начальника технологического отдела И.В. Аргунова о невозможности практической реализации в производстве крыла двойной кривизны, получавшегося на компоновке типа Т10/1 при выбранных обводах, Павел Осипович в присущей ему манере сухо, но довольно жестко ответил технологу: «Со мной на эту тему больше не разговаривайте. Придете, когда у Вас будет готово решение этой проблемы».

Справедливости ради, следует все же отметить, что вопрос технологичности интегрального варианта конструкции носил объективный характер, и, в конечном счете, конструкторам пришлось пойти на серьезный компромисс. По воспоминаниям О.С. Самойловича: «…под нажимом технологов мы вынуждены были отойти от идеологии единого несущего корпуса, набранного из крыльевых профилей, и организовать, где это только возможно, особенно в нагруженных зонах, линейчатые поверхности». К примеру, на более поздних вариантах компоновки было решено применять на нижней поверхности крыла и центроплана плоские панели.

Продувочную модель Т10/2 сразу делали для «обжатого варианта компоновки самолета, поэтому она была выполнена в большем масштабе 1:30. 13Т10-2 изготовили и отослали в ЦАГИ в августе 1971-го, а отчет по продувкам получили в ноябре. Из-за меньшей площади омываемых поверхностей, малого миделя и более удачного характера графика площадей поперечных сечений, на 13Т10-2 было обеспечено меньшее значение Схо, как на дозвуке, так и на сверхзвуке, зато с ростом угла атаки гораздо быстрее росло индуктивное сопротивление. Величина Ктах была сравнима с полученной на Т10/1.

При сравнении результатов продувок выяснилось, что на Т10/1 получена превосходная по отвалу поляра, но минимальное значение коэффициента сопротивления Схо было больше, чем в варианте Т10/2. Таким образом, трубные испытания показали, что интегральная схема имеет значительные преимущества перед традиционной в несущих свойствах на больших углах атаки, но несколько проигрывает ей в скоростных. Для режимов маневренного воздушного боя это означало выигрыш по аэродинамике интегрального варианта компоновки перед традиционным. Было ясно, также, что резервы развития интегральной компоновки лежат на пути снижения миделя и улучшения графика площадей поперечных сечений. Результаты продувок двух первых тематических моделей легли в основу расчетных данных, использовавшихся в ОКБ при разработке материалов аванпроекта Су-27, предъявленного МАП и заказчику в начале 1972 года. Кроме них, туда успели войти и некоторые более поздние результаты исследований по первой редакции компоновки Т10/3, являвшейся дальнейшим развитием Т10/1.

Модели 13Т10-1 (вверху) и 13Т10-2

Интересно отметить и такой факт: по договоренности с ЦАГИ, в начале 1972 года в институте на специальном стенде было проведено полунатурное моделирование воздушного боя между самолетами типа Т10/1 и Т10/2, исходными данными для которого послужили только что полученные результаты продувок обоих вариантов компоновки. Работа выполнялась в лаборатории 8 отделения ЦАГИ под руководством И.О. Мельца. Результаты этого исследования однозначно указывали на преимущества в маневренном воздушном бою самолета типа Т10/1, что являлось еще одним доводом в пользу выбора для дальнейших работ варианта интегральной компоновки.

Продолжение следует

Фото Михаила Никольского и Алексея Носова