Авиация и Время 2011 06

В 1961 г. председатель ГКАТ П.В. Дементьев доложил заместителю председателя Совмина СССР Д.Ф. Устинову выводы, к которым пришли специалисты ЦАГИ. В частности, в этом документе отмечено, что «такая компоновка представляет собой большие конструктивные сложности… Кроме технических трудностей создания крыла с изменяемой стреловидностью, оно имеет ряд других недостатков. Значительно ухудшаются устойчивость и управляемость самолета, которые будут изменяться… в связи со сдвигом средней аэродинамической хорды крыла из-за его поворота. Расчеты, проведенные в ЦАГИ, показали, что эти параметры будут в 2–3 раза хуже, чем на самолете обычной схемы, что приведет, соответственно, к большим потерям в подъемной силе и в качестве…».

Вскоре в СМИ появились данные о разработке американскими компаниями General Dynamics и Grumman Aircraft многоцелевого боевого самолета с изменяемой стреловидностью крыла XF-111, на котором каждая консоль поворачивалась вокруг собственного шарнира, установленного на центроплане вне фюзеляжа. Это обеспечивало вполне приемлемое изменение фокуса при повороте консолей.

И.О. Сухого подобная схема заинтересовала, и он решил использовать ее при создании экспериментального самолета с изменяемой стреловидностью крыла на базе серийного Су-7Б (монографию об этом самолете см. в «АиВ», № 5’2011).

В ЦАГИ изучением крыла изменяемой стреловидности занималась группа профессора П.П. Красильщикова, оказавшая существенную помощь КБ Сухого в этой работе. В частности, ее специалисты выработали решение, при котором фокус практически не сдвигается при изменении стреловидности крыла. Такой эффект наблюдается на крыле с развитым наплывом в корневой части и при расположении шарниров в определенном месте.

Опираясь на результаты, полученные наукой, П.О. Сухой предложил конструктивно-силовую схему стреловидного крыла, в которой оси поворота консолей находились примерно на половине его размаха. Неподвижная часть крыла при этом оставалась достаточно большой, ее размеры определялись положением основных опор шасси. К работе приступили в инициативном порядке в начале 1965 г. Конструктивная проработка такого крыла была поручена бригаде общих видов во главе с А.М. Поляковым.

Минимальный угол стреловидности поворотных частей крыла приняли 30°. При этом площадь крыла составляла 38,5 м², а при максимальной стреловидности — 35,85 м². Новым крылом решено было оснастить Су-7БМ (сер. № 48–06), хвостовую часть которого доработали по типу «БКЛ». Самолет получил «фирменное» обозначение С-22И (И — изменяемая стреловидность). Ведущим конструктором был назначен Н.Г. Зырин.

В ходе проектирования пришлось решать ряд непростых проблем. Особого внимания потребовали шарниры, воспринимающие силы и моменты, действующие в полете на поворотные консоли. Их разместили в зоне сопряжения лонжерона и главной балки центроплана. Частично усилия с консолей передавались на опорные рельсы неподвижной части крыла с помощью кареток, обеспечивающих скольжение консолей при перемещении. В положении максимальной стреловидности вступали в действие дополнительные опоры, установленные на задних стенках поворотных консолей.

Поворотный узел крыла самолета С-22И

Изучение крыла изменяемой стреловидности в ЦАГИ

Полет С-22И на минимальной скорости

Самолет С-22И с крылом в конфигурации максимальной и минимальной стреловидности

Взлет С-22И на авиационном празднике в Домодедово. 9 июля 1967 г.

Для перекладки консолей поначалу предполагалось использовать два гидроцилиндра. Однако подобное решение чревато недостатками. Например, трудно обеспечить синхронную работу этих цилиндров. После ознакомления с обломками истребителя- бомбардировщика F-105 Thunderchief, доставленными на «фирму» из Вьетнама, появилась мысль применить для отклонения консолей шарико-винтовые механизмы, которые превращали вращательное движение привода в поступательное и при этом самотормозились. В качестве приводов на С-22И использовали два гидромотора ГМ-40, которые соединили проходящим через фюзеляж синхронизирующим карданным валом. Но оставалась одна загвоздка: этот гидромотор был рассчитан на работу при давлении 140 кг/см 2 , а максимальное давление в гидросистеме Су-7 составляло 215 кг/см 2 . Эту проблему решили, получив письменное разрешение разработчика ГМ-40 на эксплуатацию гидромотора при повышенном давлении в течение 10 летных часов.

По результатам продувок в ЦАГИ поворотные консоли С-22И оснастили трехсекционными предкрылками, отклонявшимися на 10°. Их применение позволило на 5° затянуть срыв потока на крыле — до угла атаки 22°.

Все эти доработки привели к утяжелению конструкции на 400 кг. В конечном итоге масса пустого самолета С-22И составила 9480 кг.

В середине лета собранный С-22И был перевезен в ангар ЛИС ОКБ П.О. Сухого на аэродроме ЛИИ в Жуковском. Начались проверки систем, выполнение пробежек и т. п. Летчиком-испытателем был назначен B.C. Ильюшин, а ведущим инженером по испытаниям — Л.М. Моисейчиков.

Первый полет фактически был выполнен в ходе одной из скоростных пробежек. При минимальной стреловидности консолей подъемная сила легко оторвала самолет от ВПП, и он полетел. В конце полосы Ильюшин посадил С-22И. На следующий день, 1 августа 1965 г., заседал методсовет ЛИИ во главе с Заслуженным летчиком-испытателем М.Л. Галлаем. После длительных колебаний было дано разрешение на проведение первого испытательного вылета: свою роль сыграл незапланированный полет предыдущего дня.

2 августа Ильюшин занял место в кабине, но разрешение на взлет долго не поступало. Погода в тот день была мерзкой: шел дождь, стояла низкая облачность. Благодаря настойчивости летчика-испытателя разрешение все же было получено, и первый в СССР самолет с изменяемой стреловидностью крыла поднялся в воздух, тут же скрывшись в густых облаках. Полет продлился 20 минут. По его завершении летчик докладывал: «Машина устойчива по всем трем осям… Выполнил несколько перекладок крыла, они не вносят усложнений в технику пилотирования. Незначительные моменты на пикирование или на кабрирование легко парируются небольшим перемещением ручки».