Авиация и космонавтика 2013 04

Размещение основных опор шасси было выполнено по бокам гондол, с уборкой в ниши, закрываемые обтекателями, расположенными в стыке между гондолой и несущим корпусом. Логичным решением являлась и организация в данном варианте хвостовых балок, на которых располагалось оперение. Передняя опора шасси размещалась под воздухозаборником и убиралась в отсек между поверхностями торможения. Меньшая высота передней опоры «обещала» существенное снижение ее массы.

Головная часть фюзеляжа имела достаточно традиционную компоновку, изменения были связаны лишь с переносом отсюда места установки передней опоры шасси, что привело к необходимости пересмотра схемы эксплуатационных подходов к БРЭО. Оборудование, как и ранее, размещалось в подкабинном и закабинном отсеках, а обслуживалось через люки в нижней части ГЧФ и на боковых поверхностях фюзеляжа. Интересным решением являлась также проработка размещения на самолете встроенной выдвижной телескопической стремянки, предназначенной для входа и выхода экипажа из кабины, и размещаемой в убранном положении в нижней части закабинного отсека. Предусматривалось бронирование задней стенки кабины.

Консоли крыла — кессонной конструкции, с топливным баком в корневой части. Механизация, как и прежде, состояла из поворотного однощелевого закрылка и элерона. В конструкции крыла, ВО и ГО планировалось широко использовать композиционные материалы. Интересно отметить, что привода стабилизаторов размещались внутри кессонов килей, а привода рулей направления — в хвостовой части балок.

Силовая установка включала два двигателя АЛ-31Ф с нижней коробкой приводов, съем двигателей в эксплуатации предусматривался опусканием вниз, с предварительной отстыковкой форсажной камеры и размыканием силовых шпангоутов мотоотсека. Максимальный внутренний запас топлива составлял 8500 кг, при расчетном запасе 5350 кг, подвесных баков не предусматривалось. Для защиты от пожара в мотоотсеке устанавливалась система сигнализации пожара и противопожарная система. Для повышения боевой живучести предусматривался ряд дополнительных мероприятий, в т. ч. протектирование нижней поверхности расходного бака и установка в топливных баках пенополиуретана (гидрофобного поропласта).

Вооружение размещалось на 6 точках подвески, максимальную массу боевой нагрузки, исходя из необходимости ограничения размерности самолета, установили равной 2000 кг.

Весной 1974 г. в 100-м отделе началась разработка новой редакции компоновки Т10/6. Для снижения миделя на ней постарались максимально «обжать» поперечные сечения мотоотсека за счет уменьшения строительных высот силовых шпангоутов ХЧФ. В связи с этим поменялась система съема двигателей в эксплуатации — теперь они выкатывались назад по специальным профилированным рельсам, а не опускались вниз. Основным внешним отличием новой редакции схемы Т10/6 стало уменьшение размеров хвостовых балок, предпринятое для улучшения графика площадей поперечных сечений за миделем самолета. Вертикальное оперение «переехало» на мотогондолы и было установлено с развалом во внешние стороны под углом 15°. Вместо одного тормозного щитка на верхней поверхности фюзеляжа применили два щитка, установленных на обтекателях основных опор шасси. При этом они одновременно выполняли функции створок основных опор. В рамках работ по Су-27 такая схема, позаимствованная с Су-24, была применена в первый раз, однако на практике, она принесла только неудобства.

Продувочную модель 13Т10-6 в первоначальном варианте компоновки изготовили в марте 1974 г., и отправили в ЦАГИ. Результаты исследований были получены к началу лета 1974 г., но они оказались неутешительны. Да, на дозвуке удалось несколько снизить коэффициент лобового сопротивления и незначительно повысить качество, но одновременно при этом существенно ухудшились несущие свойства на больших углах атаки. Выяснилось также, что на сверхзвуке рост волнового сопротивления был даже выше, чем для исходной интегральной схемы. Полученных результатов было вполне достаточно для того, что сделать вывод о бесперспективности выбранной схемы пакетного варианта компоновки.

Сравнительная схема топливных емкостей двух вариантов компоновки Т10/6

Анализ результатов продувок привел к выводу, что ухудшение аэродинамических характеристик пакетного варианта являлось следствием нескольких особенностей выбранной схемы. Снижение несущих свойств компоновки отнесли за счет уменьшения вклада в подъемную силу от несущего корпуса, связанного с размещением под ним мотогондолы. На величину лобового сопротивления отрицательное влияние оказывали более «крутые» обводы закабинной части фюзеляжа, что объяснялось необходимостью поднять и «разогнуть» ГЧФ для исключения ее влияния на воздухозаборник, а также увеличение миделя.

К отрицательными сторонами пакетной компоновки можно отнести:

— повышенную вероятность неустойчивой работы воздухозаборника при полете со скольжением, а также возможность взаимовлияния двух близкорасположенных заборников друг на друга;

— большую, по сравнению с исходной компоновкой длину и массу входного устройства;

— снижение общего количества точек подвески вооружения, и т. д.

Отрицательный результат, полученный по материалам продувок модели, произвел на конструкторов ОКБ столь сильное впечатление, что данное направление работ было признано тупиковым. В результате, к лету 1974 г. все работы по Т10/6 были полностью свернуты, а продувочная модель 13Т10-6 никогда более не использовалась для сравнительных испытаний.

И все же, следует сказать, что работы по Т10/6 позволили рассмотреть еще один альтернативный вариант аэродинамической схемы. На спроектированном самолете все основные компоновочные вопросы решались без особых проблем, при этом получался истребитель с приемлемым уровнем характеристик. Однако, по сравнению с интегральным вариантом компоновки, никаких преимуществ он не имел.

Статья подготовлено по материалам книги П. Плунского, В. Антонова, В. Зенкина, Н. Гордюково и И. Бедретдинова «Истребитель Су-27. Начало истории».

А-50У

Фото предоставлено ТАНТК им. Бериева

Из истории мировой авиации

Me 262, захваченный союзниками в конце войны