Авиация и космонавтика 2013 01

Этот документ предполагал следующие данные: длина Т10/2 – 17,4 м, ширина фюзеляжа – 2,4 м, размах крыла – 11,62 м, площадь крыла – 47,4/55,6 м² нормальная взлетная масса 18 т. Носовая часть фюзеляжа Т10/2 имела круглое сечение, далее шли боковые воздухозаборники прямоугольной формы с верхним расположением клина торможения. Двигатели размещались в хвостовой части фюзеляжа по «пакетной» схеме. По рекомендациям 2-го отдела, на Т10-2 применили крыло оживальной формы, идентичное по схеме крылу Т10/1. Вертикальное оперение – два киля, разнесенных по бокам фюзеляжа и установленных с развалом во внешнюю сторону, и подфюзеляжные гребни; а горизонтальное – традиционные цельноповоротные стабилизаторы.

При уменьшении размерности, были изменены все основные компоновочные параметры. В качестве силовой установки первоначально рассматривались 2 ТРДДФ типа Р59Ф-300 с форсажной тягой около 13000 кг, а в окончательном варианте компоновался «условный» габарит двигателя с нижней коробкой агрегатов, с форсажной тягой 10400 кг; съем двигателей осуществлялся опусканием вниз. Пушка размещалась в нижней части СЧФ, съем орудия для обслуживания осуществлялся вниз. Крыло Т10/2 по основным компоновочным параметрам было сходно с крылом Т10/1, но механизация, кроме трехсекционного закрылка и набора кренеров, включала двухсекционный отклоняемый носок, расположенный на прямолинейной части образующей передней кромки крыла. Перестык консолей крыла с фюзеляжем осуществлялся при помощи силовой балки центроплана, расположенной в фюзеляже сверху, над каналами воздухозаборника. Топливо размещалось в 4-х фюзеляжных топливных баках и в корневой части консолей. Суммарный запас топлива во внутренних топливных баках уменьшился с 7200 кг до 5000 кг (плотность топлива 0,82 кг/л). Вооружение размещалось на 8 точках подвески: три под каждой консолью крыла, и еще две – под воздухозаборниками.

А.М. Поляков, начальник бригады отдела проектов (1970-74)

А.И. Анарианов, ведущий конструктор, начальник бригады отдела проектов \(1974-91)

Конечно, у разработчиков Т10/2 изначально было меньше времени на углубленную проработку компоновки, но этот недостаток компенсировался тем, что в целом, схема Т10/2 носила характер традиционных, проверенных практикой решений. По сравнению с Т10/1, здесь гораздо проще решались многие компоновочные вопросы. К примеру, основные опоры шасси без труда убирались в ниши фюзеляжа. В ходе дальнейших работ А.И. Андрианов и А.М. Поляков попытались восполнить разрыв в соревновании с Т10/1 за счет улучшения аэродинамики. Основным направлением работ на Т10/2 стало снижение миделя самолета. Для этого на новом варианте компоновки Т10/2, выпущенном летом 1971 г., было применено нестандартное решение: каждый из двигателей был развернут в поперечной плоскости вокруг продольной оси коробкой агрегатов наружу, с тем, чтобы обеспечить возможность организации по оси самолета «выемки», уменьшающей общую площадь поперечного сечения. Кроме этого, была переработана схема уборки основных опор шасси: вместо продольных тележек применили схему с размещением на каждой стойке по 3 колеса типоразмера 660x160 мм, убиравшихся в ниши, размещавшиеся под каналами воздухозаборников. Пушка «переехала» из нижней части фюзеляжа в обтекатель под правым воздухозаборником.

В последующий период на обеих компоновках шли сходные процессы уточнения компоновочных решений. К примеру, на крыле быстро исчезли кренеры, и на обоих вариантах перешли к управлению в поперечном канале при помощи элеронов, а в носовой части самолета, исходя из требований ТТЗ, появилась установка оптико-телевизионных визиров обзора ППС.

Объявление конкурса проектов по ПФИ стало серьезным толчком для активизации работ. Теперь, в рамках подготовки материалов для аванпроекта, соответствующие исследования были развернуты во всех основных конструкторских подразделениях. При проработке в отделах КБ, приоритет отдавался варианту Т10/1, как менее изученному с конструктивной точки зрения. Важную роль в этом вопросе сыграл тот энтузиазм, с которым О.С. Самойлович занимался популяризацией идей интегральной компоновки в ОКБ. Вариант Т10/2 был более понятен, он не таил особых сюрпризов, т.к. в разработке в ОКБ уже имелись самолеты сходной компоновочной схемы (Су-15, Су-24).

С точки зрения конструкторов каркасных отделов, серьезных проблем на Т10/1 не предвиделось, т.к. интегральный вариант обеспечивал приемлемую конструктивно-силовую схему и большие строительные высоты в районе центроплана, и, следовательно, можно было без особых проблем обеспечить прочность конструкции. Сложность заключалась, пожалуй, только в том, что из- за особенностей компоновки, большинство коммуникаций в средней части фюзеляжа приходилось вести сквозь топливные баки. В конструктивно-технологическом плане, для варианта Т10/1, исходя из особенностей его обводообразующих поверхностей, можно было смело спрогнозировать существенное снижение в конструкции самолета объема фрезерованных панелей в пользу клепаных соединений.

Применение в конструкции планера тех или иных материалов полностью определялось заданным по ТТЗ уровнем максимальной скорости. Причиной являлся тепловой нагрев при полете на больших числах М и связанные с этим ограничения по возможности использования основного конструкционного материала – алюминия. По ТТЗ максимальная скорость ПФИ на высоте должна быть 2500-2700 км/ч (М=2,35-2,5). Из расчетов было известно, что при длительном полете самолета на скорости, соответствующей М=2,35 на высоте более 11 км, обшивка планера нагревается до 140-150°С, температура остекления фонаря достигает 143°С, а обшивка каналов воздухозаборников – 175°С. Известно также, что предел тепловой прочности алюминиевых сплавов, в среднем, составляет 180-190°С. В хвостовой части фюзеляжа, в т.н. «горячей зоне», температура еще выше: наружные поверхности двигателя в районе форсажной камеры нагреваются до 550°С, а в районе створок сопла – до 1100°С, что однозначно влекло за собой необходимость применения в конструкции двигательного отсека титановых сплавов (или стали) и установку экранов на стенки топливных баков, находящихся в этой зоне.

Общий вид с элементами компоновки Т10/2 для разработки аванпроекта, май 1971 года (2~я редакция)

Таким образом, можно было констатировать, что если требования военных ограничивались бы достижением М=2,35, основным конструкционным материалом для планера вполне можно было оставить алюминиевые сплавы, с ограниченным применением титана в хвостовой части фюзеляжа, а если бы в ТТЗ было установлено Мтах=2,5, как того требовали специалисты ПВО, ОКБ пришлось бы делать уже совершенно другой – титановый (или стальной) самолет. В результате, позиция ОКБ формулировалась следующим образом: планер, силовая установка и бортовые системы должны проектироваться из условия обеспечения длительной максимальной скорости, соответствующей М=2. В то же время, самолет и его системы должны обеспечивать разгон до М=2,35 с пониженным КПД силовой установки и при небольшой термической перегрузке систем. Дальнейшее увеличение скорости полета не дает заметного улучшения тактических характеристик истребителя, но существенно увеличивает его стоимость.