Самолеты мира 2005 01

Окончательный вариант компоновки Су-27 на рубеже 1970-1971 гг. представлял собой самолет длиной 20,15 метров, с размахом крыла 13,92 метров. Крыло – оживальное, переменной стреловидности (от 80° на корневом наплыве до 45° на базовой трапеции). Наплыв и консоли формировались из модифицированных профилей «П-44М» с деформацией срединной поверхности 1%. Площадь базового крыла – 57 м2, площадь несущего корпуса (с учетом наплывов) – 84 м2; средняя относительная толщина крыла – 5%, угол отгиба носка – переменный по размаху консоли (от 3,5° до 5,5°).

В целом, 1970 г. стал для ОКБ этапом формирования концепции нового истребителя. Самойлович, получив от Сухого соответствующие полномочия, неоднократно устраивал совещания, где обсуждались различные вопросы по облику будущего самолета. Приглашались в качестве экспертов ведущие специалисты из ЦНИИ МО, НТК ВВС и НИИАС. В результате, когда ОКБ в марте 1971 г. официально получило задание на разработку аванпроекта перспективного фронтового истребителя (ПФИ), уже существовал определенный «задел».

В апреле, в связи с просьбой военных, пришлось уменьшить размерность проектируемого самолета. Первоначально рассматривалась машина с нормальным взлетным весом порядка 22 тонн. Теперь эта величину ограничили до 18 тонн, соответственно пришлось скорректировать и геометрические размеры самолета.

В начале мая 1971 г. Сухой подписал чертеж «Общего вида», к концу месяца подготовили «Компоновочную схему самолета Т-10», и 25 мая генеральный конструктор утвердил ее с формулировкой: «Для разработки аванпроекта». Первый вариант компоновки получил рабочий шифр Т10-1.

Самолет имел длину 18,41 метра, размах крыла 12,8 метра и высоту на стоянке 5,22 метра. Площадь базового крыла составляла 48,24 м 2 , площадь несущего корпуса (с учетом наплывов) – 72,34 м2.

Cy-27M (T-10M)

Су-27 П-42 был создан на базе первого серийного Су-27 (Т10-15)

Технологически планер самолета делился на следующие основные агрегаты: фюзеляж, консоли крыла и оперение. Фюзеляж состоял из головной (ГЧФ), средней (СЧФ) и хвостовой частей (ХЧФ), а также воздухозаборников. В ГЧФ были предусмотрены РЛС, кабина экипажа, ниша передней опоры шасси и отсеки оборудования. В СЧФ размещались четыре 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 располагалась в нижней части закабинного отсека оборудования. Она монтировалась на лафетной установке в едином блоке с патронным ящиком вместимостью 300 патронов. Для обслуживания этот блок опускался вниз на тросах. В нижней части СЧФ, между гондолами двигателей предусматривалась 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.

Конструкция консолей крыла – балочного типа, в корневой части каждой консоли предусматривалось размещение резервного топливного бака, увеличивающего емкость топливной системы при перегоне.

Механизация крыла предусматривала только двухсекционный, двухщелевой выдвижной закрылок. Элероны отсутствовали, управление самолета по крену предусматривалось при помощи «кренеров» – специальных органов управления, представляющих собой поворотные аэродинамические поверхности, устанавливаемые по четыре сверху на консолях крыла.

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

Шасси «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 метров, колея – 1,65 метров. Дополнительные подкрыльевые стойки шасси на чертеже отсутствовали, необходимость их установки решили определить в аванпроекте.

Двигатели – гипотетические, так как конкретный образец еще предстояло выбрать. Для проработки компоновки силовой установки использовали условный габаритный чертеж двигателя, скомпонованного исходя из заданного уровня тяги и усредненных удельных характеристик ТРДДФ сходной размерности.

Величина форсажной тяги двигателя 10400 кг определялась исходя из весовой размерности самолета и заданного уровня тяговоруженности.

При этом, геометрия обводов и габаритных размеров предполагала установку двигателя с «выносной» коробкой агрегатов, устанавливаемой в нижней части мотогондолы – впереди двигателя.

Это было сделано для снижения площади поперечных сечений гондол и уменьшения миделя самолета.

Под фюзеляжем размещались две изолированные мотогондолы, разнесенные в стороны на расстояние, превышающее два калибра. Воздухозаборники двигателей – прямоугольного сечения, управляемые, с верхним горизонтальным расположением поверхности торможения.

Для предотвращения попадания заторможенного пограничного слоя от несущего корпуса на вход воздухозаборника, его отодвинули от нижней поверхности фюзеляжа. Здесь образовалась щель для слива погранслоя. Форма клина слива выбиралась исходя из условия минимизации сопротивления. Длина воздушного канала, соответствовала пяти 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. В качестве рабочего тела использовался воздух, отбираемый от компрессора двигателя. Съем двигателей предусматривался выкаткой назад. Запас топлива во внутренних баках при нормальном взлетном весе – 5000 кг, при полной заправке, с учетом резервного топливного бака – 6360 кг.