Авиация и космонавтика 2013 01

Консоли крыла - оживальной в плане формы. Вместе с корневым и концевым наплывами, они формировали единую несущую систему, набранную из профилей типа П- 44М, с переменной по размаху крыла стреловидностью от 82°до 45°, с деформацией срединной поверхности, и переменными по размаху консоли углами крутки и отгиба носка. По конструкции консоли крыла – балочного типа, в корневой части каждой консоли предусматривалось размещение т.н. резервного топливного бака, увеличивающего емкость топливной системы при перегоне. Механизация крыла предусматривала только двухсекционный двухщелевой выдвижной закрылок. Элероны отсутствовали, управление самолета по крену предусматривалось осуществлять при помощи т.н. «кренеров» – специальных органов управления, представляющих собой поворотные аэродинамические поверхности, устанавливаемые по 4 шт. сверху на консолях крыла. Этот элемент механизации Т-10 «унаследовал» от своего «родителя» – бомбардировщика Т-4МС.

Оперение включало 2 консоли цельноповоротного горизонтального оперения (ЦПГО) на боковых поверхностях гондол, 2 киля, устанавливаемых на верхней поверхности мотогондол с развалом каждой консоли во внешнюю сторону под углом 20° и 2 аэродинамических гребня на нижней поверхности гондол.

Шасси – т.н. «квазивелосипедной» схемы. Передняя опора убиралась назад по потоку в нишу в закабинном отсеке. Основные опоры шасси крепились под центропланом и представляли собой две стойки, оснащенные тележками с продольным расположением колес. Уборка стоек осуществлялась в нишу фюзеляжа, назад по потоку, с разворотом тележек на 180°. Все три стойки оснащались колесами единого типоразмера – 840x300 мм. База шасси – 8,25 м, колея – 1,65 м. Дополнительные подкрыльевые стойки шасси на чертеже отсутствовали, необходимость их установки решено было определить в аванпроекте.

Общий вид Т-10/1, май 1971 года (2-я редакцияj

Компоновочная схема Т10/1, май 1971 года (2-я редакция)

Двигатели – гипотетические, т.к. в отношении выбора конкретного образца ясности пока не было. Для проработки компоновки силовой установки был использован условный габаритный чертеж двигателя, скомпонованного исходя из заданного уровня тяги и усредненных удельных характеристик ТРДДФ сходной размерности (длина от переднего фланца до среза реактивного сопла – 4360 мм, диаметр входа по внутреннему контуру - 870 мм). Величина форсажной тяги двигателя 10400 кг была определена исходя из весовой размерности самолета и заданного уровня тяговоруженности. При этом геометрия обводов и габаритных размеров предполагала установку двигателя с т.н. «выносной» коробкой агрегатов, устанавливаемой в нижней части мотогондолы, впереди двигателя. Это было сделано для снижения площадей поперечных сечений гондол и уменьшения миделя самолета.

Под фюзеляжем размещались 2 изолированные мотогондолы, разнесенные в стороны на расстояние, превышающее 2 калибра. Воздухозаборники двигателей – прямоугольного сечения, управляемые, с верхним горизонтальным расположением поверхности торможения. Для предотвращения попадания заторможенного пограничного слоя от несущего корпуса на вход воздухозаборника, он был отодвинут от нижней поверхности фюзеляжа, и здесь была образована щель для слива погранслоя. Форма клина слива выбиралась исходя из условия минимизации сопротивления. Длина воздушного канала соответствовала 5 калибрам, что обещало приемлемые характеристики стабильности потока на входе в двигатель. Для защиты двигателя от попадания посторонних предметов, на нижней обечайке воздухозаборника предусматривалась установка выдвижной штанги с системой струйной защиты, с использованием в качестве рабочего тела воздуха, отбираемого от компрессора двигателя. Съем двигателей предусматривался выкаткой назад. Запас топлива во внутренних баках при нормальной взлетной массе – 5000 кг, при полной заправке, с учетом резервного топливного бака – 6360 кг.

Для размещения вооружения предусматривались 8 точек подвески – по 3 под каждой консолью крыла, и 2 т.н. «тангенциальных» точки, устанавливавшихся на внешних углах гондол. В качестве основного ракетного вооружения на самолете рассматривалась подвеска УР типа К-25 и К-60.

Интересен следующий факт: в 1971 году в ОКБ началась параллельная проработка еще одного варианта компоновки перспективного истребителя. Эта работа выполнялась в бригаде 100-2 и была поддержана начальником отдела проектов О.С. Самойловичем, а позднее официально утверждена Генеральным конструктором в качестве альтернативного варианта компоновки. Одним из доводов, которым в данном случае руководствовался П О. Сухой, являлось желание объективно оценить достоинства и недостатки основного варианта, в качестве которого рассматривалась интегральная схема, путем сравнения его с вариантом традиционной компоновки.

Интегральная компоновка, получившая обозначение T1Q/1, разрабатывалась в бригаде № 100-1, возглавляемой В.А. Николаенко. Валерий Александрович Николаенко работал в проектном подразделении с момента прихода в ОКБ после окончания МАИ. Он сразу попал в проектную группу О.С. Самойловича. К 1970 году в его активе уже были работы по проектированию Т-6, где он выступал в качестве ведущего конструктора, а с 1971 года он сменил О.С. Самойловича в должности начальника бригады 100-1.

Традиционная компоновка под обозначением Т10/2 прорабатывалась в бригаде № 100-2, возглавляемой А.М. Поляковым. Александр Михайлович Поляков был опытным конструктором, работу он начинал в 30-е годы еще в КБ Поликарпова, после чего работал у В.Н. Челомея, а к П О. Сухому перешел «по наследству» в составе конструкторской группы завода № 51. Начиная с 1953 года, он работал в бригаде проектов ОКБ Сухого, и принимал непосредственное участие в создании всех «суховских» самолетов предыдущего поколения, таких, как Су-7, Су-9/11 и Су-15. Полученный таким образом опыт, воплотился в тех компоновочных решениях, которые были предложены им для нового истребителя.

Ведущим конструктором по варианту Т10/1 являлся В.И. Антонов, а по Т10/2 – А.И. Андрианов.

Т10/2 был выполнен по традиционной схеме, с обособленным фюзеляжем; по общей компоновке он был идентичен МиГ-25 и F-15. Первый вариант чертежа общего вида, выпущенный в марте – апреле 1971-го, предусматривал разработку самолета длиной 19,1 м, с шириной фюзеляжа 2,7 м, размахом крыла 12,24 м, с площадью крыла 52,6/65,08 м² (базовое крыло/ несущий корпус) и с нормальной взлетной массой порядка 22,5 тонн. Интересно отметить, что в дальнейшем, за короткое время, с марта по май 1971 года ТЮ/2, аналогично Т10/1, также претерпел существенные видоизменения, связанные с уменьшением размерности. 28 мая 1971 года Генеральный конструктор П.О. Сухой с формулировкой: «Для разработки аванпроекта» утвердил новый чертеж общего вида самолета Т10/2.