Авиация и космонавтика 2013 03

Средняя часть фюзеляжа включала баковую группу, объединенную со средней частью гондол, с воздушными каналами и нишами основных опор шасси, и еще 2 отдельных агрегата — гаргрот и отсек встроенной пушечной установки (ВПУ) в правом буле. Баковая группа, будучи самым нагруженным агрегатом планера, являлась основным силовым элементом конструкции: к ней крепились консоли крыла, головная и хвостовая части фюзеляжа, воздухозаборники и основные опоры шасси. Конструктивно она была выполнена по «балочной» схеме и включала 3 топливных бака-отсека, последовательно расположенных друг за другом, и выполненных по интегральной схеме, при которой обводы баков максимально совпадают с внешними обводами самолета. Следует, однако, признать, что конструктивносиловая схема СЧФ в этой зоне была проработана слабо и не имела законченного вида. Сложные криволинейные формы поверхности фюзеляжа в районе центроплана вызывали массу отрицательных эмоций со стороны технологов.

Одним из важных условий повышения боевой живучести самолета являлось отсутствие контакта топливных баков с воздушными каналами двигателей, что предполагает отсутствие общих стенок между баками и воздушными каналами. На компоновке Т10/3 это было достигнуто с наименьшими, с «весовой» точки зрения, затратами: зазоры были обеспечены чисто компоновочным путем, правда, при этом пришлось немного «подрезать» нижнюю панель центроплана в зоне бака № 3.

Особенности крепления и размещения основных опор шасси на компоновке типа Т10/3 определяли особую сложность конструкции СЧФ в зоне бака № 3. Здесь баковая группа представляла собой единую технологическую единицу с гондолами двигателей, каждая из которых включала в себя часть воздушного канала и нишу основных опор под ними. Гаргрот предназначался для прокладки коммуникаций и располагался на верхней поверхности баковой группы. Особенность пушечного отсека состояла в том, что в компоновке Т10/3 впервые попытались проработать поворотную в вертикальной плоскости пушечную установку. В качестве орудия рассматривалась 2-ствольная пушка АО-17А калибром 30 мм, планировалось обеспечить углы ее поворота до 25° вверх и до 2° вниз. По замыслу, такое решение должно было значительно увеличить эффективность стрельбы из пушки в ближнем маневренном воздушном бою. Патронный ящик длиной 1200 мм и высотой 600 мм, в котором обеспечивалось размещение требуемого по ТТЗ боекомплекта из 250 30-мм снарядов, был установлен по потоку вдоль самолета, у стенки 1-го топливного бака. Для подачи снарядов к пушке, рукав, подающий боезапас, планировалось развернуть в горизонтальной плоскости на 90°, а звеньесборник был организован в носовой части правой консоли крыла, перед ее первым лонжероном.

Хвостовая часть фюзеляжа включала правый и левый двигательные отсеки (мотогондолы), конструктивно, являвшиеся продолжением средней части гондол, расположенных под баковой группой, и центральную балку. В мотогондолах устанавливались 2 ТРДДФ с нижним расположением коробки агрегатов; установку и съем двигателей планировалось выполнять по довольно сложной схеме, с предварительным размыканием двигателя по стыку с форсажной камерой, после чего передняя часть двигателя опускалась вниз, а съем форсажной камеры вместе с реактивным соплом осуществлялся выкатыванием назад, с предварительной отстыковкой в ХЧФ съемного кока. В центральной хвостовой балке размещался контейнер тормозного парашюта, а на ее нижней и верхней поверхностях крепились тормозные щитки.

Воздухозаборники на Т10/3, как и на всех остальных вариантах с разнесенными двигателями, являлись отдельными технологическими единицами, с традиционным верхним расположением горизонтальных поверхностей торможения, как обеспечивающие, при выбранной компоновочной схеме, наиболее простое сочетание с несущим корпусом (фюзеляжем).

Консоли крыла выполнялись по 4-лонжеронной схеме. В корневой части каждой консоли располагался топливный бак-отсек (бак № 4, являющийся т. н. «резервным» топливным баком). Угол стреловидности базового крыла по передней кромке — 45°. Передняя кромка не механизирована, с отогнутым вниз носком, угол отгиба носка задавался переменным по размаху консоли. Механизация задней кромки состояла из двухсекционного закрылка и односекционного элерона. В концевой части крыла было решено отказаться от законцовки Кюхемана.

B.C. Присяжнюк — ведущий конструктор, начальник бригады отдела проектов (1981-84 гг.)

Горизонтальное оперение (ГО) — цельноповоротное, представляло собой 2 консоли стабилизатора, с косыми осями, установленными по линии 35 % хорд. Угол стреловидности ГО по передней кромке — 50°. Вертикальное оперение (ВО) представляло собой два киля с рулями направления, устанавливаемые на мотогондолах с развалом во внешнюю сторону под углом 20°. Угол стреловидности ГО по передней кромке — 52°. Кили имели 2-лонжеронную конструкцию. Как ГО, так и ВО, имело срезанные под 30° законцовки; конструктивно, оперение предполагалось выполнять с широким использованием композиционных материалов. На нижней поверхности гондол устанавливались дополнительные подфюзеляжные кили- гребни.

Трехопорное шасси самолета включало переднюю опору с одним тормозным колесом размером 800x225 мм и две основных опоры, с тормозными колесами размером 950x400 мм. Передняя опора убиралась назад по потоку в нишу, расположенную в закабинном отсеке, а основные опоры — с разворотом стойки на 90°, назад по потоку, в ниши, расположенные под воздушными каналами.

В качестве силовой установки на самолете компоновался ТРДДФ АЛ-31Ф-8 с тягой 10,5 т на форсаже. Геометрия обводов и габаритных размеров предполагала установку двигателя с традиционной, нижней коробкой агрегатов. Полный запас топлива во внутренних баках составлял 7865 л (6450 кг при плотности топлива 0,82 кг/л), подвесных баков на самолете не предусматривалось. Расчетный (нормальный) запас топлива, используемый для определения значений ЛТХ самолета, составлял 5350 кг. Для обеспечения взрывобезопасности топливных баков рассматривалось 2 варианта конструкции — с установкой на самолете традиционной системы нейтрального газа, или заполнение баков пенополиуретаном.

Состав БРЭО для компоновки Т10/3 соответствовал заявленному для Су-27 на этапе аванпроекта, но расчетная масса оборудования выросла до 1250 кг в покупных изделиях, что соответствовало 1670 кг в установке. Номенклатура рассматриваемого вооружения осталась прежней, но количество точек подвески сократилось до 6 (по 3 под каждой консолью крыла: 2 внутренние — для подвески К-25, внешняя — под спаренные пусковые установки для К-60), т. к. перенос основных опор шасси на мотогондолы привел к ликвидации точек подвески под воздухозаборниками. При этом, рассматривался вопрос об установке дополнительных точек подвески на фюзеляже между гондолами двигателей.