Самолеты мира 2005 01

Для размещения вооружения предусматривались восемь точек подвески – по три под каждой консолью крыла, и две «тангенциальные» точки, установленные на внешних углах гондол. В качестве основного ракетного вооружения рассматривалась подвеска управляемых ракет типа К-25 и К-60.

В 1971 г. началась параллельная проработка еще одного варианта компоновки перспективного истребителя. Он был официально утвержден генеральным конструктором в качестве альтернативного, получившего обозначение Т10-2. Одним из доводов, которым руководствовался Павел Осипович, являлось желание объективно оценить достоинства и недостатки основного варианта.

Т10-2 был выполнен по традиционной схеме, с обособленным фюзеляжем, по общей компоновке он был идентичен МиГ-25 или F-15. Первый вариант чертежа общего вида, выпущенный в марте- апреле 1971 г., предусматривал разработку самолета длиной 19,1 метров, с шириной фюзеляжа 2,7 метра, размахом крыла 12,24 метра, с площадью крыла 52,6/65,08 м 2 (базовое крыло/несущий корпус) и с нормальным взлетным весом 22,5 тонн. Сухой утвердил 28 мая чертеж «Общего вида самолета Т10-2».

Т10-7 в музее ВВС в Монино

На летной станции ОКБ «Сухого»

Этот документ предполагал следующие данные: длина самолета – 17,4 метра, ширина фюзеляжа – 2,4 метра, размах крыла – 11,62 метра, площадь крыла – 47,4/55,6 м 2 , нормальный взлетный вес – 18 тонн.

Носовая часть фюзеляжа Т10-2 имела круглое сечение, далее шли боковые воздухозаборники прямоугольного сечения и с верхним расположением клина торможения. Средняя часть фюзеляжа была прямоугольной формы со скругленными углами, здесь располагались топливные баки и воздушные каналы. Двигатели размещались в хвостовой части по «пакетной» схеме. На самолете решили применить крыло оживальной формы, сходное по схеме с крылом Т10-1. Вертикальное оперение представляло собой два киля, разнесенные по бокам фюзеляжа и установленные с развалом во внешнюю сторону, и подфюзеляжные гребни; а горизонтальное – традиционные цельноповоротные стабилизаторы.

При уменьшении размерности изменились все основные компоновочные параметры.

Колея шасси сократилась с 3,775 до 3,28 метра, база – с 6,6 до 5,8 метра, типоразмер колес на передней опоре шасси уменьшился с 660x200 до 600x160 мм.

В качестве силовой установки первоначально рассматривались два ТРДЦФ типа Р59Ф-300 с форсажной тягой около 13000 кг. В окончательном варианте компоновался условный габарит двигателя с нижней коробкой агрегатов, с форсажной тягой 10400 кг. Съем двигателей осуществлялся опусканием вниз.

Пушка размещалась внизу СЧФ, съем орудия для обслуживания осуществлялся вниз.

Крыло Т10-1 по основным компоновочным параметрам было сходно с крылом Т10-1, но механизация (кроме трехсекционного закрылка и набора кренеров), включала двухсекционный 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 фюзеляжных топливных баках и в корневой части консолей (бак № 5). Суммарный запас топлива во внутренних топливных баках уменьшился с 7200 кг до 5000 кг (плотность топлива – 0,82 кг/л). Вооружение размещалось на восьми точках подвески: по три под каждой консолью крыла, и две – под воздухозаборниками.

Конечно, разработчики Т10-2 имели меньше времени на углубленную проработку компоновки, но этот недостаток компенсировался тем, что схема носила характер традиционных, проверенных практикой решений.

Основным направлением работ на Т10- 2 стало снижение миделя самолета. Для этого на новом варианте компоновки, выпущенном летом 1971 г., было применено интересное решение. Каждый из двигателей развернули в поперечной плоскости вокруг продольной оси коробкой агрегатов наружу, с тем, чтобы организовать по оси самолета «выемку», уменьшающую общую площадь поперечного сечения.

Была переработана схема уборки основных опор шасси. Вместо продольных тележек применили схему с размещением на каждой стойке по три колеса типоразмера 660x160 мм, убиравшихся в ниши под каналами воздухозаборников. Пушка «переехала» из нижней части фюзеляжа в обтекатель под правым воздухозаборником.

В остальном, на обоих вариантах самолета шли сходные процессы уточнения компоновочных решений. Объявление конкурса аванпроектов активизировало работы. В рамках подготовки материалов для проектирования соответствующие исследования развернулись во всех основных конструкторских подразделениях. При проработке в отделах ОКБ приоритет отдавался варианту Т10-1, как менее изученному с конструктивной точки зрения.

Конструкторы каркасных отделов серьезных проблем на Т10-1 не предвидели. Интегральный вариант обеспечивал приемлемую конструктивно-силовую схему и большие строительные высоты в районе центроплана, и, следовательно, решалась задача прочности конструкции. Сложность заключалась только в том, что из-за особенностей компоновки большинство коммуникаций в средней части фюзеляжа пролегало сквозь топливные баки.

В конструктивно-технологическом плане, для варианта Т10-1 (исходя из особенностей его обводообразующих поверхностей) прогнозировали 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 использованию основного конструкционного материала – алюминия. По ТТЗ максимальная скорость ПФИ на высоте должна быть 2500-2700 км/ч (М=2,35-2,5).

Летчики-испытатели «ОКБ Сухого»: И. Вотинцев, Е. Фролов, В. Аверьянов, Ю. Ващук, С. Костин, В. Чмааь, 1/. Матюхина

Из расчетов известно, что при длительном полете самолета на скорости, соответствующей М=2,35 на высоте более 11 км, обшивка планера нагревается до температуры 140-150°С, остекление фонаря – до 143°С, а обшивка каналов воздухозаборников до 175°С. Известно также, что предел тепловой прочности алюминиевых сплавов в среднем составляет 180-190°С.