Самолеты мира 2000 02

Проблема заключалась в том, что из-за большого удельного расхода топлива у первых турбореактивных двигателей существенно увеличивался запас горючего, его масса и объем. Поэтому требовалось проведение глубоких расчетных и экспериментальных исследований по определению новых геометрических и весовых параметров будущего многодвигательного самолета, схем его компоновки.

Бомбардировщик, соответствующий современному уровню развития авиатехники, должен был иметь достаточную грузоподъемность при заданных скорости и дальности полета. На нем предполагалось устанавливать мощное оборонительное вооружение и оборудование, необходимое для выполнения боевых задач в условиях активного действия средств противовоздушной обороны и истребителей противника.

В 1946 г. три конструкторских коллектива, возглавляемые С.В.Ильюшиным П.О.Сухим и А.Н.Туполевым, приступили к разработке опытных реактивных бомбардировщиков, предназначенных для поддержки наземных войск и уничтожения противника в ближнем фронтовом тылу. В очень короткие сроки были завершены проекты четырехдвигательного Су-10, трехдвигательного Ту-73 и двухдвигательного Ил-28. Однако до стадии летных испытаний доведены только самолеты ОКБ Ильюшина и Туполева.

Главному конструктору и директору завода № 134 Павлу Осиповичу Сухому поручили заняться крупной разработкой, совершенно не характерной для его тогдашней деятельности. Небольшой коллектив конструкторского бюро проводил испытания и доводки самолетов Су-5, Су- 7, Ер-2 и его модификаций. Кроме того, создавались варианты десантно-грузового и транспортного самолетов, осуществлялась постройка УТБ, Су-9 и его модификаций.

В постановлении СНК СССР от 26 февраля 1946 г. и приказе НКАП, датированным 27 марта того же года, говорилось: «…Спроектировать и построить бомбардировщик с четырьмя двигателями типа ЮМО-004 со следующими данными:

Vmax при Н=0 800 км/ч

Vmax при Н=8000 м 850 км/ч

Gпол. норм. 13500 кг

Gпол. max 14500 кг

Дальность полета

– при Gпол. норм, на V=700 кг, с 1000 кг бомб 1200 км

– при Gпол. с максимальным запасом горючего, с 1000 кг бомб 1500 км

– при Gпол. max, с 1000 кг бомб 1000 км

Предельная высота 11000 м

Стрелковое вооружение

– вперед 1 пушка кал.20 мм

– вверх – кругом 2 пушки кал.20 мм

– назад 1 пушка кал.20 мм

Бомбовая нагрузка

– нормальная, внутри самолета 1000 кг

– максимальная 2000 кг,

из них 500 кг на наружной подвеске

Конструктивно-силовая схема фюзеляжа

Су-10 проект (вариант № 1) Компоновочная схема

…Самолет построить в 2-х экземплярах и предъявить первый экземпляр на летные испытания 1.02.47 г.».

Предварительные расчеты основных параметров и поиск наилучших решений при подготовке аэродинамической компоновки самолета показали, что для выполнения заданных характеристик необходимо увеличить количество двигателей типа ЮМО-004(РД-10) до шести.

Уже в мае были подготовлены материалы для эскизного проекта 6-двигательного бомбардировщика первого варианта со средним расположением крыла, составленного из двух трапеций с малой относительной толщиной (12%) почти симметричного профиля. При этом указывалось на ряд преимуществ, получаемых от размещения двигателей в габаритах фюзеляжа.

Каркас крыла имел мощный передний лонжерон, заднюю стенку, набор стрингеров и нервюр. Основная стойка опоры с двумя колесами убиралась в усиленную нервюрами нишу крыла, которая была образована передним лонжероном, задней и бортовой стенками. Далее по размаху находился крыльевой топливный бак. По задней кромке до элерона применили мощный выдвижной щиток.

Стремление к минимальному миделю привело к совершенно непривычной и своеобразной компоновке фюзеляжа. В сигарообразную конструкцию овального сечения были вписаны все шесть двигателей. Четыре из них располагались попарно, друг над другом, по бортам центральной части фюзеляжа.

Перед входной частью каждого канала воздухозаборника фюзеляж был «поджат». Канал каждой пары двигателей после входа раздваивался и обходил лонжерон крыла сверху и снизу, попадая во входные устройства РД-10.

Остальные два двигателя подвешивались в носовой части под кабиной летчика и были как бы «вдавлены» в фюзеляж.

Центральную часть фюзеляжа образовал бимс, в конструкцию которого входил большой бомбоотсек, переходивший в хвостовую балку с вертикальным оперением и кабиной заднего стрелка. Спереди бомбоотсек плавно переходил в кабину экипажа.

Каркас всего фюзеляжа состоял из набора шпангоутов и нескольких лонжеронов, причем стрингерный набор полностью отсутствовал.

Экипаж самолета состоял из пилота, штурмана, стрелка-радиста и стрелка задней огневой точки (в кормовой части фюзеляжа). Стрелок-радист кроме передней огневой точки обслуживал и верхнюю, используя для этого лаз в первом топливном баке. Для защиты экипажа устанавливалось бронирование общим весом 275,77 кг.

Топливная система самолета состояла из двух крыльевых баков по 600 л (510 кг), первого фюзеляжного бака – 4500 л (3825 кг), бака № 2 – 3000 л (2550 кг) и бака № 4 – 1200 л (1020 кг). Суммарный запас топлива составлял 7415 кг.

В состав радиооборудования входили РПКО-2, РСИ-6 приемник радиовысотомера РВ-2, приемник УС-3, передатчик РСБ-З-БИС. Кислородное оборудование состояло из восьми кислородных баллонов по 4 литра и кислородных приборов КП-14.

Управление элеронами, рулем высоты и стабилизатором сделали жесткое, рулем поворота – смешанное, закрылками – жесткое.

Для уменьшения длины разбега предусматривалась установка четырех стартовых ускорителей.

Геометрические данные Су-10

Размах крыла 20,6 м

Длина фюзеляжа 14,8 м

Размах оперения 7,5 м

Высота самолета на земле 6^25 м

Колея 8,1 м

База шасси 5,925 м

Переднее колесо 660 х 160 мм

Основное колесо 900 х 275 мм

Конкретные рекомендации конструкторам по аэродинамическом компоновке новых скоростных самолетов с реактивными двигателями и исследования особенностей полета на больших скоростях в то время практически отсутствовали. Бригада по аэродинамике под руководством Е.Баславского серьезно потрудилась над разработкой методов аэродинамического расчета и расчета дальности самолета с реактивными двигателя в различной компоновке.

Предложенная ими методика расчета дальности полета позволила вычислить максимальную дальность действия самолета при переменной высоте полета, а также определить режим работы двигателей – для получения наибольшей дальности при полете на заданной высоте.