Авиация и космонавтика 2013 01

Таким образом, было ясно, что по ряду параметров выбранный вариант компоновки был долек от совершенства, но все «проблемные» вопросы были «оставлены» для решения на последующих этапах проработки. Важно было утвердить основные, принципиальные, компоновочные решения и получить ответ на вопрос: дает ли выбранный вариант какие-либо ощутимые выигрыши в аэродинамике? Для этого необходимо было выполнить продувки, а, значит, пришло время «легализовать» выполняемые работы, т.е. доложить о них Генеральному конструктору.

Впервые общий вид нового самолета был показан Павлу Осиповичу Сухому в феврале 1970 года. Генеральному предложенный вариант понравился, и он утвердил его для дальнейшей углубленной проработки. Таким образом, в феврале 1970 года в ОКБ было положено официальное начало работам над проектом нового истребителя, который получил условное обозначение Су-27 и открытый заводской шифр Т-10. Интересно отметить, что «рождение» компоновки Су-27 по времени совпало с формированием в структуре ОКБ нового отдела «общих видов» – отдела № 100.

Естественно, вопросы аэродинамической компоновки решались в тесной связи с отделом аэродинамики. От 2-го отдела в работе принимала участие бригада аэродинамической компоновки (начальник бригады Л.Г. Чернов и ведущий конструктор Г.Л. Михайлова). С Л.Г. Черновым О.С. Самойлович близко познакомился еще во время совместных работ по самолету Т-4. По указанию И.Е. Баславского, Л.Г Чернов в отделе аэродинамики занимался перспективными исследованиями и, в связи с этим, имел тесные контакты со многими ведущими специалистами профильных НИИ: ЦАГИ, Сиб.НИА и Институтом прикладной математики АН СССР. В результате, по просьбе Олега Сергеевича, он занялся сбором материалов по особенностям компоновки F-15 и формированием собственного «пакета» предложений по аэродинамической компоновке истребителя.

Модель первого варианта Т-10, 1970 год

Проблемы в этой области предвиделись серьезные. Исходя из имевшейся на тот момент информации, было известно, что одним из важнейших требований ВВС США к истребителю F-15, является условие существенного улучшения маневренных характеристик. Согласно опубликованным в 1969 г. данным, для F-15 требовалось обеспечить: тяговооруженность больше 1,0; кратковременную скорость на высоте 18300 м – М=2,5, установившуюся скорость горизонтального полета М=2,2 и в 2 раза меньший радиус разворота по сравнению с базовым истребителем F-4 «Phantom II». Этого можно было добиться путем обеспечения больших значений располагаемой перегрузки и тяговооруженности на маневре, а с точки зрения аэродинамики это означало практическую необходимость существенного повышения значений коэффициента подъемной силы Судоп и снижения сопротивления Схо. В ОКБ в этом отдавали себе ясный отчет не только аэродинамики, но и конструкторы-проектировщики: по воспоминаниям Л.Г. Чернова, О.С. Самойлович, очевидно памятуя о тех сложностях, с которыми пришлось столкнуться при отработке аэродинамической компоновки Т-6 (Су-24), в разговоре по поводу Т-10 выразился в том плане, что «Теперь мы все подчиним требованиям аэродинамики, а не технологии».

Исходя из постановки задачи, отечественный перспективный истребитель должен был успешно вести маневренный воздушный бой против F-15. Эта задача существенно осложнялась уже упоминавшимся выше обстоятельством – сложностью обеспечения заданных весовых характеристик отечественного самолета в связи с тем, что отечественное БРЭО имело значительно большие массово-габаритные характеристики. Единственно возможным решением этой проблемы была разработка самолета с новой компоновкой, обладающей существенно лучшими аэродинамическими характеристиками в заданной области скоростей и углов атаки. Такими новыми решениями на Т-10 стали: в плане общей аэродинамической схемы – применение на самолете интегральной компоновки и синусоидального (оживального) крыла переменной стреловидности с корневым наплывом, а в плане местной аэродинамики – применение на крыле острых профилей, деформации срединной поверхности и фиксированного отгиба носка; а также переменной по размаху относительной толщины профиля и геометрической крутки крыла, предложенные для реализации Л.Г. Черновым. Кроме этого, дополнительный выигрыш пытались получить за счет применения на крыле т.н. «законцовки Кюхемана».

С точки зрения аэродинамики, основная идея интегральной компоновки заключалась в том, чтобы получить близкое к оптимальному, эллиптическому, распределение циркуляции по размаху крыла, что должно было обеспечить минимальное индуктивное сопротивление. Кроме этого, при условии равенства внутренних объемов, интегральная компоновка обеспечивала меньшую величину омываемых поверхностей, а, значит, и меньшую величину сопротивления. За счет деформации срединной поверхности пытались добиться улучшения несущих свойств, в первую очередь – увеличения Ктах. Отгиб носка применялся для того, чтобы улучшить характеристики острого профиля крыла на крейсерских режимах полета на дозвуке, а уменьшение относительной толщины профиля на концевых сечениях крыла (при сохранении эквивалентной относительной толщины по размаху) – для снижения волнового сопротивления.

Часть из этих предложений уже была в той или иной степени апробирована либо в трубных испытаниях, либо даже в летном эксперименте, и механизм их воздействия на улучшение аэродинамики был частично изучен. К примеру, корневой наплыв и острый профиль крыла, а также отгиб носков крыла были испытаны в ЛИИ на ЛЛ «100Л» (на базе Су-9) в рамках работ по теме Т-4. Выяснилось, что острый профиль вкупе с наплывом и отгибом носков крыла существенно улучшает характеристики обтекания на больших углах атаки, обеспечивая затягивание срыва до больших углов атаки.

Но в целом, следует оговориться, что многие из найденных в ОКБ решений были выбраны на этом этапе работ чисто интуитивно, и не имели под собой серьезного теоретического обоснования. Это относилось, в первую очередь, к корневому наплыву, роль и значение которого в аэродинамической компоновке истребителя, на тот момент были не совсем ясны. К примеру, на самолете Т-4 он внедрялся лишь как средство для компенсации смещения фокуса при переходе через сверхзвук, при этом считалось, что влияние наплыва на повышение подъемной силы крыла «чисто механическое», т.е. предполагалось, что подъемная сила повышается только за счет увеличения суммарной площади несущей поверхности крыла. На практике же оказалось, что наиболее существенный вклад наплыва – из-за осуществления вихревого обтекания крыла. Конечно, в ходе исследований на ЛЛ «100Л» было выявлено существенное улучшение несущих свойств крыла, оснащенного наплывом, на больших углах атаки, но, во-первых, наплыв на «100Л» был слишком мал по «удельным» показателям (по площади в соотношении с базовым крылом, по углу «перелома» стреловидности), а во вторых, сама программа испытаний носила довольно ограниченный характер и не выявила всех особенностей новой компоновки.