Авиация и космонавтика 2013 01

Но существовали и сложности. Так, по воспоминаниям В.И. Антонова: «…запомнились наши объединенные усилия, направленные на уменьшение площади миделевого сечения самолета, величина которого, как известно, существенно влияет на аэродинамическое сопротивление в транс- и сверхзвуковом диапазонах скоростей полета. В качестве ориентира мы использовали величину миделя Т-6 – предыдущего самолета нашей разработки и сравнимой размерности. Но на данном этапе все наши старания хотя бы приблизиться к заветной цифре успеха не имели».

Самые большие сложности на этом этапе возникли с размещением основных опор шасси. Два очевидных варианта схемы лежали, что называется, «на поверхности». Это компоновка основных опор в ниши, расположенные в гондолах двигателей под воздушными каналами, и схема уборки опор в нишу в корневой части несущего корпуса, между гондолами. Но даже «черновая» проработка обоих вариантов показала, что их реализация связана с существенными издержками. Выбор первого приводил к существенному увеличению площадей поперечных сечений гондол в зоне миделя самолета и серьезно ухудшал местную аэродинамику средней части самих гондол. Второй вариант в меньшей степени влиял на величину миделя, но самолет с такими основными опорами имел значительно меньшую колею шасси, что существенно ограничивало параметры его движения по земле. Кроме того, кинематическая схема такой опоры была более сложной, сами опоры имели большую длину и, следовательно, большую массу, а в убранном положении, они «разрезали» ряд силовых шпангоутов фюзеляжа в наиболее нагруженной его зоне – в районе центроплана.

Вопрос с размещением основных опор постепенно превратился в самую серьезную проблему общей компоновки самолета, тем более, что все проектировщики в ОКБ хорошо помнили выражение Павла Осиповича: «нет шасси – нет самолета». Следовало обратиться за помощью к специалистам 18-го отдела, но в это время они были сильно загружены работами по основной тематике КБ и не имели возможности серьезно заниматься поисковыми исследованиями. Поэтому при очередном обсуждении компоновки, Олег Сергеевич предложил следующий способ привлечения «шассистов» к работе: выпустить компоновочную схему самолета в таком варианте, который будет заранее наиболее неприемлем для них. Поступая таким «иезуитским» способом, Олег Сергеевич надеялся, что «на волне» недовольства принятым решением, специалисты отдела шасси не смогут остаться в стороне и так или иначе будут просто вынуждены принять участие в совместной работе по поиску наиболее приемлемого технического решения.

Было понятно, что из двух рассматривавшихся схем шасси, для отдела 18 худшим является вариант с уборкой основных опор в фюзеляж. С другой стороны, проектировщиков именно этот вариант устраивал в наибольшей степени, т.к. он обеспечивал наименьшие изменения внешних обводов самолета. В результате, для проработки утвердили именно эту схему. В обиходе, она получила название «квазивелосипедной», т.к. на ней было реализовано стандартное распределение нагрузок между передней и основными опорами при довольно узкой, почти как в велосипедной схеме колее. Последнее обстоятельство даже вынудило разработчиков предусмотреть установку на самолете дополнительных поддерживающих опор, убирающихся в специальные обтекатели на крыле.

Таким образом, было ясно, что по ряду параметров выбранный вариант компоновки был долек от совершенства, но все «проблемные» вопросы были «оставлены» для решения на последующих этапах проработки. Важно было утвердить основные, принципиальные, компоновочные решения и получить ответ на вопрос: дает ли выбранный вариант какие-либо ощутимые выигрыши в аэродинамике? Для этого необходимо было выполнить продувки, а, значит, пришло время «легализовать» выполняемые работы, т.е. доложить о них Генеральному конструктору.

Впервые общий вид нового самолета был показан Павлу Осиповичу Сухому в феврале 1970 года. Генеральному предложенный вариант понравился, и он утвердил его для дальнейшей углубленной проработки. Таким образом, в феврале 1970 года в ОКБ было положено официальное начало работам над проектом нового истребителя, который получил условное обозначение Су-27 и открытый заводской шифр Т-10. Интересно отметить, что «рождение» компоновки Су-27 по времени совпало с формированием в структуре ОКБ нового отдела «общих видов» – отдела № 100.

Естественно, вопросы аэродинамической компоновки решались в тесной связи с отделом аэродинамики. От 2-го отдела в работе принимала участие бригада аэродинамической компоновки (начальник бригады Л.Г. Чернов и ведущий конструктор Г.Л. Михайлова). С Л.Г. Черновым О.С. Самойлович близко познакомился еще во время совместных работ по самолету Т-4. По указанию И.Е. Баславского, Л.Г Чернов в отделе аэродинамики занимался перспективными исследованиями и, в связи с этим, имел тесные контакты со многими ведущими специалистами профильных НИИ: ЦАГИ, Сиб.НИА и Институтом прикладной математики АН СССР. В результате, по просьбе Олега Сергеевича, он занялся сбором материалов по особенностям компоновки F-15 и формированием собственного «пакета» предложений по аэродинамической компоновке истребителя.

Модель первого варианта Т-10, 1970 год

Проблемы в этой области предвиделись серьезные. Исходя из имевшейся на тот момент информации, было известно, что одним из важнейших требований ВВС США к истребителю F-15, является условие существенного улучшения маневренных характеристик. Согласно опубликованным в 1969 г. данным, для F-15 требовалось обеспечить: тяговооруженность больше 1,0; кратковременную скорость на высоте 18300 м – М=2,5, установившуюся скорость горизонтального полета М=2,2 и в 2 раза меньший радиус разворота по сравнению с базовым истребителем F-4 «Phantom II». Этого можно было добиться путем обеспечения больших значений располагаемой перегрузки и тяговооруженности на маневре, а с точки зрения аэродинамики это означало практическую необходимость существенного повышения значений коэффициента подъемной силы Судоп и снижения сопротивления Схо. В ОКБ в этом отдавали себе ясный отчет не только аэродинамики, но и конструкторы-проектировщики: по воспоминаниям Л.Г. Чернова, О.С. Самойлович, очевидно памятуя о тех сложностях, с которыми пришлось столкнуться при отработке аэродинамической компоновки Т-6 (Су-24), в разговоре по поводу Т-10 выразился в том плане, что «Теперь мы все подчиним требованиям аэродинамики, а не технологии».

Исходя из постановки задачи, отечественный перспективный истребитель должен был успешно вести маневренный воздушный бой против F-15. Эта задача существенно осложнялась уже упоминавшимся выше обстоятельством – сложностью обеспечения заданных весовых характеристик отечественного самолета в связи с тем, что отечественное БРЭО имело значительно большие массово-габаритные характеристики. Единственно возможным решением этой проблемы была разработка самолета с новой компоновкой, обладающей существенно лучшими аэродинамическими характеристиками в заданной области скоростей и углов атаки. Такими новыми решениями на Т-10 стали: в плане общей аэродинамической схемы – применение на самолете интегральной компоновки и синусоидального (оживального) крыла переменной стреловидности с корневым наплывом, а в плане местной аэродинамики – применение на крыле острых профилей, деформации срединной поверхности и фиксированного отгиба носка; а также переменной по размаху относительной толщины профиля и геометрической крутки крыла, предложенные для реализации Л.Г. Черновым. Кроме этого, дополнительный выигрыш пытались получить за счет применения на крыле т.н. «законцовки Кюхемана».

С точки зрения аэродинамики, основная идея интегральной компоновки заключалась в том, чтобы получить близкое к оптимальному, эллиптическому, распределение циркуляции по размаху крыла, что должно было обеспечить минимальное индуктивное сопротивление. Кроме этого, при условии равенства внутренних объемов, интегральная компоновка обеспечивала меньшую величину омываемых поверхностей, а, значит, и меньшую величину сопротивления. За счет деформации срединной поверхности пытались добиться улучшения несущих свойств, в первую очередь – увеличения Ктах. Отгиб носка применялся для того, чтобы улучшить характеристики острого профиля крыла на крейсерских режимах полета на дозвуке, а уменьшение относительной толщины профиля на концевых сечениях крыла (при сохранении эквивалентной относительной толщины по размаху) – для снижения волнового сопротивления.