Текст книги "Авиация и космонавтика 2013 03"

Автор книги: Автор Неизвестен

сообщить о нарушении

Текущая страница: 2 (всего у книги 8 страниц)

После выхода этого постановления в свет были сняты последние формальные препятствия для полномасштабной разработки самолета. Основные положения постановления, как и положено, были продублированы соответствующими ведомственными приказами. К примеру, в министерстве авиапромышленности был выпущен Приказ МАП от 10 июля 1974 года, адресованный всей кооперации соисполнителей по всем темам, упомянутым в правительственном документе, в т. ч., естественно, и ОКБ П.О. Сухого. В МРП подобный Приказ был датирован 12 июля 1974 года и адресован, в первую очередь, руководству НКО «Фазотрон», которое, как известно, было определено головным разработчиком системы управления вооружением самолета Су-27. В этом приказе устанавливались сроки проведения НИР, целью которой являлась выработка предложений по принципам построения и выбору направлений разработки СУВ С-27. Таким образом, было, наконец, открыто целевое финансирование программы создания Су-27, и с 1974 года во всех основных организациях-соисполнителях официально начался этап предэскизной проработки проекта.

В ОКБ Сухого к тому времени работы по теме Су-27 также находились на стадии предэскизного проектирования. В отделе проектов велась углубленная проработка компоновки самолета, параллельно велась отработка аэродинамики, а в отделах КБ уже приступили к изучению конкретных технических решений по конструкции планера и систем самолета.

В.А. Николаенко, начальник бригады (1970-72 гг.), начальник отдела проектов (1972-80 гг.), начальник НИО (1980-87 гг.)

В.Ф. Маров – ведущий конструктор, начальник бригады отдела проектов | (1972-87 гг.)

Проектные работы по уточнению компоновочных решений

По результатам исследований двух первых вариантов компоновки (Т10/1 и Т10/2), выполненных в ОКБ в рамках подготовки аванпроекта Су-27 в 1970-71 годах, был сделан вывод о существенных преимуществах интегральной схемы. Интересно отметить, что в ходе работ по программе FX схожие тематические модели компоновок продувались и нашими «соперниками» за рубежом. По воспоминаниям О.С. Самойловича, его «не оставляли сомнения – а вдруг мы упустили еще какой-нибудь более выгодный вариант? В процессе проектирования мы имели достаточно подробную информацию из открытой зарубежной печати о компоновочных схемах, разрабатывавшихся в США по программе YF-15. Откровенно говоря, мне нравилась компоновочная схема фирмы „Нортроп“, которая была похожа на нашу, и я опасался, что конкурс выиграет именно этот их проект. И когда было объявлено, что конкурс выиграла фирма „Мак Доннелл“, я облегченно вздохнул. Надо сказать, у нас к тому времени была разработана компоновка по типу МД F-15 и проведены продувки модели в ЦАГИ. Поэтому я приобрел уверенность, что F-15 никогда не догонит Су-27 по своим летно-техническим характеристикам. Не исключалось, правда, что в открытой печати нам подсовывали дезинформацию. Когда же в начале 1972 г. самолет F-15 продемонстрировали журналистам и появились его фотографии и общие виды, я полностью успокоился. Кстати, в то время к П. Сухому приехал начальник ЦАГИ Георгий Петрович Свищев и, входя в кабинет, произнес знаменательные слова: "Павел Осипович! Наше отставание превратилось в наше преимущество. Самолет взлетел, и мы знаем, какой он есть».

При этом следует помнить, что в 1971-72 годах тема Т-10, как для ОКБ в целом, так и для 100-го отдела, отнюдь не являлась приоритетной. Коллективу конструкторов хватало проблем и по «текущей» тематике – испытаниям и отработке Су-15ТМ, Су-17М, Т-6 (Су-24), Т-4 и по проектированию Т-8 (Су-25). Поэтому, если не считать времени, потраченного на подготовку материалов для аванпроекта, то постоянно работами по теме Су-27 в ОКБ в эти годы, по-прежнему занимался достаточно ограниченный круг исполнителей, преимущественно, конструкторы отдела проектов и аэродинамики.

Общее руководство работами в ОКБ по Су-27 в 1971-72 годах по– прежнему оставалось за О.С. Самойловичем, причем, по инициативе П.О. Сухого, приказом по МАП от 2 августа 1972 года его повысили в должности до заместителя Главного конструктора (с сохранением прежнего круга обязанностей в области проектных работ). В связи с переходом О.С. Самойловича на вышестоящую должность, произошли соответствующие «подвижки» и в руководстве отдела проектов: его новым начальником с 1973 года стал В.А. Николаенко, а начальником бригады 100-1 – В.Ф. Маров.

Полученные при продувках модели 13Т10-1 очень хорошие результаты не могли в полной мере удовлетворить разработчиков, т. к. было абсолютно ясно, что конструктивно-компоновочная схема Т10/1 далека от совершенства. С этим мнением был согласен и Генеральный конструктор, который также считал, что вскрыты еще далеко не все резервы интегральной аэродинамической компоновки. Беспокоили разработчиков и вопросы реализации весовых характеристик самолета, т. к. практика разработки в ОКБ самолетов предыдущих поколений постоянно подтверждала правильность тезиса о неуклонном увеличении массы самолета в процессе его разработки. Было понятно, что если нельзя отменить этот закон, то желательно, по крайней мере, существенно замедлить динамику роста массы.

В 1972 году проектные работы по теме Су-27 велись в двух основных направлениях:

углубленное исследование интегрального варианта компоновки путем дальнейшей отработки аэродинамической и конструктивно-компоновочной схемы самолета. Эти работы в бригаде 100-1 выполнял В.И. Антонов, в помощь которому определили B.C. Присяжнюка. В течение 1972 г. ими было рассмотрено несколько редакций компоновки под обозначением Т10/3;

поиск альтернативных вариантов аэродинамической схемы осуществлялся в бригаде 100-2, где к работе подключили ведущего конструктора К.К. Бушковича. В 1972 году путем трансформации схемы Т10/2 он начал разработку альтернативного варианта компоновки под обозначением Т10/4.

Вместе с уже упоминавшимися выше схемами Т10/3 и Т10/4, всего, за период предэскизной проработки, в 1972-75 годах, в отделе проектов ОКБ было достаточно подробно рассмотрено и изучено 10 основных вариантов компоновки: от Т10/3 до Т10/12 включительно. Под словом «основных» подразумевается тот факт, что каждый из них был проработан настолько глубоко, что для него были выпущены чертежи «Общего вида» и «Компоновочной схемы», которые были поставлены на учет с целью возможной дальнейшей углубленной проработки в основных конструкторских подразделениях ОКБ. При этом некоторые из вариантов рассматривались сразу в нескольких модификациях. А ведь кроме этих основных вариантов компоновки существовали и такие, которые вообще не предназначались «для опубликования» и никогда «не покидали стен» 100-го отдела.

Смысл такого подхода заключался в поиске технических решений, ведущих к улучшению аэродинамики и конструктивно-компоновочной схемы. Наиболее удачные решения, применявшиеся в отдельных вариантах, были приняты для дальнейшей проработки, и в этом смысле можно сказать, что, почти каждая из рассмотренных схем привносила что-то свое в окончательный вариант компоновки, принятый в дальнейшем для эскизного проекта и постройки.

Компоновка Т10/3

Проектные проработки по Су-27, осуществлявшиеся в бригаде 100-1 во 2-й половине 1971 года, являлись дальнейшим развитием исследований по интегральному варианту компоновки Т10/1. Эти исследования велись в 2-х основных направлениях:

улучшения аэродинамической компоновки, осуществлявшееся на основании первых результатов продувок модели 1ЗТ10-1 в АДТ ЦАГИ;

улучшения конструктивнокомпоновочной схемы самолета.

Размерность самолета в новом варианте компоновки, получившем обозначение Т10/3, соответствовала ранее установленной для аванпроекта, с площадью базового крыла около 48 м². Для снижения волнового сопротивления были предприняты серьезные меры по уменьшению миделя, в результате чего величина миделевого сечения самолета составила всего 3,24 м². Одновременно в новом варианте компоновки решили немного «подправить» огрехи графика площадей Т10/1 за счет более плавного распределения площадей поперечных сечений по длине фюзеляжа на участке до миделя самолета. По воспоминаниям В.И. Антонова: «Мы отчетливо понимали, что на величину волнового сопротивления влияет не только значение миделя, но и плавность "протекания" графика площадей поперечных сечений. В этом отношении интегральная компоновка самолета с двигателями в изолированных гондолах имела существенный недостаток – "провал" в графике площадей между фонарем и воздухозаборниками силовой установки. Необходимо было решить, насколько существенен этот недостаток. Дело в том, что мы не могли просто взять и удлинить воздухозаборники до фонаря, т. к. иначе они вышли бы за переделы передней кромки наплыва. Удлинить входные устройства и одновременно сохранить это расстояние, можно было, например, путем взаимного приближения заборников к оси симметрии самолета, но так мы рисковали "получить" взаимовлияние воздухозаборников и гондол друг на друга. Для исследования этого вопроса решено было спроектировать и продуть в АДТ ЦАГИ тематическую модель, которая смогла бы ответить на вопрос: Что делать с "провалом" в графике площадей Су-27?»

Для этого разработали 3 взаимозаменяемых варианта передней (до миделя) части фюзеляжа модели, с различным по длине характером поперечных сечений и различными углами отгиба носовой части. Первые два варианта имели разные по глубине «провалы» графика площадей, а третий искусственно выполнили близким к идеальному. Добиться указанного эффекта простой модификацией продольных и поперечных сечений не удалось, поэтому в третьем варианте в модель были дополнительно введены верхний и нижний обтекатели, которые дополняли график площадей до «идеального». При этом площадь миделевого сечения и место его расположения в каждом из трех вариантов были одинаковыми.

Для улучшения несущих свойств крыла в компоновке Т10/3 по сравнению с Т10/1 было решено несколько увеличить его удлинение, причем рассматривались 2 варианта базового крыла:

первый – с крылом площадью 48 м², и с удлинением 3,38,

второй – с крылом увеличенного размаха, с площадью 49,9 м² и с удлинением 3,94.

Позднее, по заданию аэродинамиков, был разработан третий вариант, аналогичный по плановой проекции крылу второй редакции, но с увеличенным углом отгиба носка. В остальном, на этом этапе работ, компоновка Т10/3 почти ничем не отличалась от ранее исследовавшегося варианта Т10/1.

В целом, следует признать, что компоновка Т10/3 носила тематический характер и имела целью более полно исследовать особенности интегрального варианта аэродинамической схемы самолета в трубных испытаниях. На это указывает, например, тот факт, что с компоновочной точки зрения 1-я редакция модели Т10/3 была настолько «обжата» по миделю, что в ней просто не было места для размещения основных опор шасси.

Разработка проектной документации по Т10/3 была завершена в бригаде 100-1 в конце 1971 года, чертеж общего вида О.С. Самойлович подписал 24 декабря. С ведома П.О. Сухого часть материалов по этой новой компоновке была помещена и в материалах аванпроекта по Су-27. Аэродинамическая модель компоновки Т10/3, предназначенная для испытаний в «малых» сверхзвуковых АДТ ЦАГИ, получила обозначение 13Т10-3. По уже сложившейся традиции, для выяснения вклада в аэродинамические характеристики отдельных элементов конструкции, предусматривалось, что модель будет сделана разборной, с возможностью демонтажа и продувки по отдельности всех основных элементов несущей схемы. Модель 13Т10-3 была закончена изготовлением и отправлена в ЦАГИ 23 марта 1972 года, первые результаты продувок были получены в начале мая, а официальный отчет пришел в ОКБ в июле 1972 года, он содержал результаты продувок по обоим вариантам крыла. Особенно наглядно выглядели преимущества варианта с большим удлинением крыла. Осенью 1972 г. в ЦАГИ был выполнен 2-й этап продувок этой модели, основной задачей которого являлось определение влияния на аэродинамические показатели увеличенного отгиба носков крыла и различных вариантов НЧФ. Результаты продувок были довольно неожиданные. Выяснилось, к примеру, что для первых двух вариантов НЧФ величины волнового сопротивления оказались практически одинаковыми, причем за счет улучшения графика площадей было достигнуто существенное по сравнению с Т10/1 снижение волнового сопротивления в околозвуковой и трансзвуковой зоне. А вот для третьего варианта, с «идеальным» графиком площадей, результаты оказались прямо противоположными ожидаемым – величина сопротивления даже несколько выросла. Последующий анализ показал, что такой результат был связан исключительно с забвением законов и принципов местной аэродинамики в угоду выправления графика площадей. Вариант с большим удлинением крыла был признан удачным: он обеспечил прирост Ктах примерно на 1 ед. Таким образом, были найдены реальные пути повышения ЛТХ для обеспечения заданного уровня ТТЗ. А вот результаты экспериментов с увеличением отгиба носков крыла на угол более 5° были признаны отрицательными: на крейсерских режимах полета в рабочей области углов атаки это вело к существенному увеличению сопротивления.

У разработчиков в это время дела тоже не стояли на месте: в связи с тем, что к концу 1971 года несколько спала напряженность, связанная с подготовкой материалов для аванпроекта, появилось гораздо больше времени для более детальной проработки схемы. В конструктивно-компоновочном плане, наиболее слабым техническим решением схемы Т10/1, очевидно, являлось размещение опор шасси. Для передней опоры основным недостатком, при выбранном варианте общей компоновки, неизбежно являлась большая, чем для самолетов традиционной схемы высота опоры, но с этим еще можно было как-то смириться. А вот выбор для основных опор шасси Т10/1 «квазивелосипедной» схемы, можно было оправдать только существенным дефицитом времени для более детальной проработки, т. к. он привел к ряду существенных недостатков. Во-первых, такие опоры шасси обеспечивали недостаточную, с точки зрения устойчивости при рулении, колею; во-вторых, они имели сложную кинематическую схему и неоправданно большую высоту, и, следовательно, большую массу; в третьих, при размещении в убранном положении, стойки шасси «разрезали» ряд силовых шпангоутов центроплана; и в четвертых, ниша под стойки основной опоры, «съедала» изрядные объемы топлива. В сумме все это вело к неоправданным издержкам, поэтому, весной 1972 г. разработчики обратились к поиску альтернативных схем уборки основных опор шасси. В проектной группе, руководимой В.И. Антоновым, эта работа была поручена выпускнику МАИ B.C. Присяжнюку, только недавно пришедшему в отдел проектов. По существу, эта работа стала для него продолжением его дипломного проекта на тему «Истребитель воздушного боя».

Общий вид Т10/3, декабрь 1971 года (1-я редакция)

Наиболее очевидным казалось решение об уборке основных опор в гондолы двигателей. К достоинствам такой схемы относилась возможность обеспечения достаточной величины колеи, относительная простота кинематической схемы и малая высота самих опор. К недостаткам – существенное увеличение площадей поперечных сечений мотогондол, что при отсутствии каких– либо компенсационных мер компоновочного характера вело к существенному ухудшению графика площадей самолета и росту миделевого сечения, а также усложнение схемы нагружения самолета при работе шасси, что вело к увеличению массы конструкции шасси и планера в целом. Было решено проработать этот вариант подробнее. Для компенсации увеличения сопротивления мотогондол, в связи с размещением в них опор шасси в убранном положении, обводы гондол уточнили, придав им характерную «бутылочную» форму, что, по расчетам, должно было обеспечить минимизацию миделя и улучшение местной аэродинамики самолета. Таким образом был разработан новый вариант схемы, обещавший оптимизацию многих компоновочных решений. С точки зрения конструктивной проработки, он был выполнен более тщательно, т. к. в нем учли многие замечания, полученные по результатам проработки конструктивной схемы Т10/1 в отделах ОКБ. Опишем его немного подробнее, т. к., несмотря на, что он являлся лишь промежуточным звеном в длинной цепи последующих трансформаций компоновки Су-27, в основных своих чертах он являлся типичным вариантом интегральной схемы, и некоторые из принятых здесь технических решений нашли применение в дальнейшей работе.

Носовая часть фюзеляжа (НЧФ) включала следующие компоновочные отсеки: обтекатель РЛС, кабину экипажа с фонарем, подкабинный и закабинный отсеки оборудования, левый и правый були. Радиопрозрачный обтекатель длиной 2200 мм и диаметром в плоскости стыка с НЧФ 1000 мм закрывал собой антенну РЛС, имевшую диаметр 820 мм. Установка РЛС «Сапфир-23МП» была выполнена в виде моноблока. Для обеспечения установки и съема станции, на внутренних боковых поверхностях НЧФ предусматривались силовые направляющие рельсы, по которым моноблок РЛС, установленный на специальной раме, мог на роликах выдвигаться вперед, а для оперативных видов обслуживания станции в конструкции НЧФ были предусмотрены эксплуатационные люки. Под НЧФ, на специальном пилоне в несъемном обтекателе предусматривалась установка датчиков следящего теплопеленгатора и оптико-телевизионного визира. Такая конструкция была выбрана для обеспечения наилучшей диаграммы направленности датчиков по направлению вперед-вверх, но в дальнейшем, от нее пришлось отказаться, т. к. этот вариант приводил к существенному ухудшению аэродинамических характеристик. Для обеспечения летчику требуемого угла обзора 15° по направлению вперед-вниз, НЧФ была отклонена вниз на угол 7°. Кабина – герметичная, с установкой облегченного катапультного кресла К-36Л под углом 17°. Фонарь – из двух частей, неподвижного переднего козырька с плоским лобовиком и сдвижной задней части. На задней стенке кабины находились узлы крепления передней опоры шасси. БРЭО планировалось размещать в подкабинном и закабинном отсеках. В закабинном отсеке размещалась ниша передней опоры шасси, а в хвостовой части закабинного отсека, как продолжение ниши передней опоры шасси, располагался эксплуатационный отсек БРЭО. При этом, монтаж и все виды оперативного обслуживания оборудования предполагалось осуществлять из ниши передней опоры, при открытых створках шасси. Такая схема обслуживания исключала наличие эксплуатационных люков на боковых поверхностях фюзеляжа, что уменьшало массу конструкции планера и повышало пыле– и влагозащищенность отсека оборудования. Установку БРЭО предполагалось выполнять в виде унифицированных стандартных блоков на амортизированных групповых стеллажах.

Средняя часть фюзеляжа включала баковую группу, объединенную со средней частью гондол, с воздушными каналами и нишами основных опор шасси, и еще 2 отдельных агрегата – гаргрот и отсек встроенной пушечной установки (ВПУ) в правом буле. Баковая группа, будучи самым нагруженным агрегатом планера, являлась основным силовым элементом конструкции: к ней крепились консоли крыла, головная и хвостовая части фюзеляжа, воздухозаборники и основные опоры шасси. Конструктивно она была выполнена по «балочной» схеме и включала 3 топливных бака-отсека, последовательно расположенных друг за другом, и выполненных по интегральной схеме, при которой обводы баков максимально совпадают с внешними обводами самолета. Следует, однако, признать, что конструктивносиловая схема СЧФ в этой зоне была проработана слабо и не имела законченного вида. Сложные криволинейные формы поверхности фюзеляжа в районе центроплана вызывали массу отрицательных эмоций со стороны технологов.

Одним из важных условий повышения боевой живучести самолета являлось отсутствие контакта топливных баков с воздушными каналами двигателей, что предполагает отсутствие общих стенок между баками и воздушными каналами. На компоновке Т10/3 это было достигнуто с наименьшими, с «весовой» точки зрения, затратами: зазоры были обеспечены чисто компоновочным путем, правда, при этом пришлось немного «подрезать» нижнюю панель центроплана в зоне бака № 3.

Особенности крепления и размещения основных опор шасси на компоновке типа Т10/3 определяли особую сложность конструкции СЧФ в зоне бака № 3. Здесь баковая группа представляла собой единую технологическую единицу с гондолами двигателей, каждая из которых включала в себя часть воздушного канала и нишу основных опор под ними. Гаргрот предназначался для прокладки коммуникаций и располагался на верхней поверхности баковой группы. Особенность пушечного отсека состояла в том, что в компоновке Т10/3 впервые попытались проработать поворотную в вертикальной плоскости пушечную установку. В качестве орудия рассматривалась 2-ствольная пушка АО-17А калибром 30 мм, планировалось обеспечить углы ее поворота до 25° вверх и до 2° вниз. По замыслу, такое решение должно было значительно увеличить эффективность стрельбы из пушки в ближнем маневренном воздушном бою. Патронный ящик длиной 1200 мм и высотой 600 мм, в котором обеспечивалось размещение требуемого по ТТЗ боекомплекта из 250 30-мм снарядов, был установлен по потоку вдоль самолета, у стенки 1-го топливного бака. Для подачи снарядов к пушке, рукав, подающий боезапас, планировалось развернуть в горизонтальной плоскости на 90°, а звеньесборник был организован в носовой части правой консоли крыла, перед ее первым лонжероном.

Хвостовая часть фюзеляжа включала правый и левый двигательные отсеки (мотогондолы), конструктивно, являвшиеся продолжением средней части гондол, расположенных под баковой группой, и центральную балку. В мотогондолах устанавливались 2 ТРДДФ с нижним расположением коробки агрегатов; установку и съем двигателей планировалось выполнять по довольно сложной схеме, с предварительным размыканием двигателя по стыку с форсажной камерой, после чего передняя часть двигателя опускалась вниз, а съем форсажной камеры вместе с реактивным соплом осуществлялся выкатыванием назад, с предварительной отстыковкой в ХЧФ съемного кока. В центральной хвостовой балке размещался контейнер тормозного парашюта, а на ее нижней и верхней поверхностях крепились тормозные щитки.

Воздухозаборники на Т10/3, как и на всех остальных вариантах с разнесенными двигателями, являлись отдельными технологическими единицами, с традиционным верхним расположением горизонтальных поверхностей торможения, как обеспечивающие, при выбранной компоновочной схеме, наиболее простое сочетание с несущим корпусом (фюзеляжем).

Консоли крыла выполнялись по 4-лонжеронной схеме. В корневой части каждой консоли располагался топливный бак-отсек (бак № 4, являющийся т. н. «резервным» топливным баком). Угол стреловидности базового крыла по передней кромке – 45°. Передняя кромка не механизирована, с отогнутым вниз носком, угол отгиба носка задавался переменным по размаху консоли. Механизация задней кромки состояла из двухсекционного закрылка и односекционного элерона. В концевой части крыла было решено отказаться от законцовки Кюхемана.

B.C. Присяжнюк – ведущий конструктор, начальник бригады отдела проектов (1981-84 гг.)

Горизонтальное оперение (ГО) – цельноповоротное, представляло собой 2 консоли стабилизатора, с косыми осями, установленными по линии 35 % хорд. Угол стреловидности ГО по передней кромке – 50°. Вертикальное оперение (ВО) представляло собой два киля с рулями направления, устанавливаемые на мотогондолах с развалом во внешнюю сторону под углом 20°. Угол стреловидности ГО по передней кромке – 52°. Кили имели 2-лонжеронную конструкцию. Как ГО, так и ВО, имело срезанные под 30° законцовки; конструктивно, оперение предполагалось выполнять с широким использованием композиционных материалов. На нижней поверхности гондол устанавливались дополнительные подфюзеляжные кили– гребни.

Трехопорное шасси самолета включало переднюю опору с одним тормозным колесом размером 800x225 мм и две основных опоры, с тормозными колесами размером 950x400 мм. Передняя опора убиралась назад по потоку в нишу, расположенную в закабинном отсеке, а основные опоры – с разворотом стойки на 90°, назад по потоку, в ниши, расположенные под воздушными каналами.

В качестве силовой установки на самолете компоновался ТРДДФ АЛ-31Ф-8 с тягой 10,5 т на форсаже. Геометрия обводов и габаритных размеров предполагала установку двигателя с традиционной, нижней коробкой агрегатов. Полный запас топлива во внутренних баках составлял 7865 л (6450 кг при плотности топлива 0,82 кг/л), подвесных баков на самолете не предусматривалось. Расчетный (нормальный) запас топлива, используемый для определения значений ЛТХ самолета, составлял 5350 кг. Для обеспечения взрывобезопасности топливных баков рассматривалось 2 варианта конструкции – с установкой на самолете традиционной системы нейтрального газа, или заполнение баков пенополиуретаном.

Состав БРЭО для компоновки Т10/3 соответствовал заявленному для Су-27 на этапе аванпроекта, но расчетная масса оборудования выросла до 1250 кг в покупных изделиях, что соответствовало 1670 кг в установке. Номенклатура рассматриваемого вооружения осталась прежней, но количество точек подвески сократилось до 6 (по 3 под каждой консолью крыла: 2 внутренние – для подвески К-25, внешняя – под спаренные пусковые установки для К-60), т. к. перенос основных опор шасси на мотогондолы привел к ликвидации точек подвески под воздухозаборниками. При этом, рассматривался вопрос об установке дополнительных точек подвески на фюзеляже между гондолами двигателей.

Общий вид Т10/3, август 1972 года (2-я редакция)

Компоновочная схема и график площадей Т10/3, август 1972 года (2-я редакция)

По воспоминаниям В.И. Антонова, который на правах ведущего конструктора руководил процессом разработки нового варианта компоновки, «рождалась» она не совсем обычно: «В отличие от ранее использовавшихся способов проработки компоновочных решений, в этот раз на практике был применен нестандартный способ. Вместо выпуска большого числа отдельных директивных документов, разрабатывался только один чертеж, на котором одновременно прорабатывались сразу несколько компоновочных вопросов.

Такое интегральное отображение информации на поле одного чертежа заинтересовало в отделе проектов многих окружающих. Проходя, помногу раз, даже в течение одного и того же рабочего дня, мимо кульмана B.C. Присяжнюка, на котором был изображен такой "букет” информации, коллеги по работе, невольно останавливались, начинали заинтересованное обсуждение, и невольно сами становились участниками процесса проектирования, щедро делясь своим опытом и знаниями. По существу, это было еще одним проявлением принципа "демократического проектирования", благодаря которому в отделе проектов, и в ОКБ в целом, быстро и эффективно решались многие вопросы».

Проработка второй редакции компоновки Т10/3 была завершена к концу лета 1972-го 31 августа О.С. Самойлович утвердил чертеж. Разборная конструкция модели 13Т10-3 позволила достаточно оперативно доработать и отправить ее новый вариант на продувки в ЦАГИ, что обещало конструкторам возможность сравнительно быстро оценить результаты принятых решений. Но большого практического значения эти результаты уже не имели, в связи со «вновь открывшимися обстоятельствами».

Дело в том, что к осени 1972 года в ОКБ стали известны результаты «конкурса аванпроектов». Было ясно, что в связи с разделением тематики ПФИ на два отдельных направления работ, дальнейшее развитие темы Су-27, как «тяжелого» истребителя, будет осуществляться в направлении повышения требований заказчика по дальности полета, а это требовало наличия существенных резервов компоновки по уровню достигнутых аэродинамических характеристик. Существовавшая компоновка такой возможности не обеспечивала, требовалась ревизия всех основных параметров схемы.

После консультаций с аэродинамиками, для улучшения несущих свойств крыла было решено принять за базовый вариант крыло с удлинением 3,94, но увеличить размах и площадь крыла, уменьшить стреловидность консольной части для улучшения маневренных и взлетно-посадочных характеристик и увеличить площадь закрылков и элеронов. Понятно, что при увеличении площади крыла, для обеспечения необходимого уровня устойчивости и управляемости самолета в продольном и путевом каналах, необходимо было пропорционально поднимать и площадь оперения. Одновременно увеличили и площадь тормозных щитков. Несмотря на значительное изменение формы несущего корпуса, фюзеляж самолета значительных изменений не претерпел, его длина практически не изменилась. Для обеспечения более плавного «протекания графика площадей», были лишь несколько скорректированы его поперечные сечения. Кроме того, более тщательно проработали вопрос компоновки шасси, что привело к некоторому увеличению площади поперечных сечений гондол двигателей в зоне размещения основных опор шасси.

Конструкция и компоновка НЧФ принципиально не изменились. В СЧФ из-за установки на самолете консолей крыла большей площади изменилась разбивка шпангоутов и несколько уменьшилась длина топливного бака № 3, но в целом, запас топлива в баках практически не изменился. Наибольшим изменениям подверглась компоновка ХЧФ. За счет уменьшения топливного бака № 3, в передней части центральной балки, между гондолами двигателей был образован новый компоновочный отсек, названный центральным. Его назначением стало размещение агрегатов общесамолетных систем (гидросистемы, электросистемы, системы кондиционирования) и систем силовой установки (системы запуска двигателей, электроавтоматики двигателей, противопожарной системы, и т. д.).

В сторону упрощения была пересмотрена схема съема и установки двигателя на самолете. Основанием послужило увеличение поперечных сечений мотогондол в зоне ниши основных опор шасси, что повлекло за собой и увеличение поперечных сечений в зоне установки двигателей. В результате, появилась возможность организовать выкатку двигателя назад. Для этого на внутренней боковой поверхности мотогондол предусматривалась установка специальных силовых рельсов, а на двигателе – специальных монтажных роликов, при помощи которых он по этим рельсам выкатывался из гондолы назад. При выбранной схеме непосредственно перед съемом двигателя необходимо было снять с самолета хвостовой кок, расстыковать замыкающий шпангоут мотоотсека и открыть вбок на петлях заднюю нижнюю створку мотоотсека.

Конструкция и компоновка консолей крыла принципиальных изменения также не претерпели. Из-за увеличения площади крыла, на его задней кромке появился перелом угла стреловидности, в связи с чем, изменилась форма внутренней секции закрылка и положение его оси вращения, а в конструкции консоли на этом участке появилась дополнительная задняя стенка. Конструкция оперения принципиально не менялась.