Появление самолета Су-26 на чемпионате мира по высшему пилотажу в Венгрии в августе 1984 года стало неожиданностью для спортивного сообщества. Хорошо известные самолеты Як-18 и Як-50 уже давно использовались национальной сборной СССР. Это стало неожиданностью и для специалистов оборонной промышленности, и для авиационных специалистов, поскольку конструкторское бюро «Сухой» было известно своими крупными самолётами, такими как бомбардировщики, истребители и штурмовики. Когда появился Су-26, он удивил даже многих сотрудников конструкторского бюро, а также других авиастроительных компаний. В конце 1970-х и начале 1980-х годов самолеты нескольких советских аэроклубов потерпели аварию со смертельным исходом, когда участники готовились к чемпионатам по высшему пилотажу. Заместитель председателя по авиации ДОСААФ, генерал-полковник С. Харламов обратился к тогдашнему заместителю министра авиационной промышленности М. Симонову, для помощи в разработке новых спортивных самолётов. В начале 1983 года Симонов, уже генеральный конструктор ОКБ Сухого, принял решение организовать неофициальное расследование авиационными специалистами причин аварий спортивных самолётов. Изучив аварии, конструкторы пришли к выводу, что существующие самолёты для высшего пилотажа значительно превышали расчётные перегрузки при выполнении фигур высшего пилотажа. В результате в местах соединения компонентов самолёта возникали эксплуатационные неисправности. . Было принято решение о первоначальной разработке самолёта с широким диапазоном допустимых перегрузок. Такой запас прочности позволил бы спортсменам выполнять любые фигуры высшего пилотажа без учёта конструктивных ограничений самолёта. Су-26 должен был быть способен выполнять сложные фигуры, вход в штопор, вращение и выход из него. Дополнительной целью проектирования была разработка общей аэродинамической схемы, которая была бы эффектной в полете. При проектировании самолета была разработана конфигурация, которая могла бы обеспечить оптимальное сочетание аэродинамических и прочностных характеристик, массово-инерционных свойств и параметров силовой установки. Это должно было обеспечивать диапазон допустимых положительных и отрицательных перегрузок.
Конструктивные ограничения планера должны были быть выше, чем перегрузки, достигаемые за счет аэродинамических характеристик самолета, что обеспечивало надежность самолета. Сиденье пилота, наклоненное на 45 градусов, увеличивало допустимую перегрузку. Это конструктивное решение улучшило обзор пилота за счет того, что фонарь кабины был сдвинут назад таким образом, что голова пилота находилась за задней кромкой крыла. Это также привело к смещению центра тяжести в хвостовую часть, что благоприятствовало пилотажным характеристикам. Кроме того, это способствовало повышению подъёмной силы. Важным требованием для самолётов, выполняющих пилотажные фигуры, была высокая скорость крена.
Это требование было выполнено за счёт правильного выбора размера и формы элеронов. Площадь элерона была выбрана в размере 20% от площади крыла. Абсолютная, а не относительная, постоянная хорда элерона обеспечивала максимальную эффективность управления, поскольку точка приложения силы тяги при отклонении элерона находилась на большем плече относительно центральной линии самолёта. Эффективность элерона Су-26 была на 50% выше, чем у самолёта Як-50 с относительно постоянной хордой элеронов.
Более высокая скорость крена была достигнута за счёт преодоления больших моментов шарниров элеронов, тем самым преодолевая большие силы отклонения руля направления. Для преодоления моментов шарниров использовались компенсаторы типа «Авро». Были проведены специальные исследования для выбора формы, размера и расположения этих компенсаторов. Это привело к выбору треугольной формы балансиров. Пара балансиров была прикреплена к нижней поверхности элерона перед его передней кромкой. Первоначальные исследования аэродинамической конструкции самолёта были проведены в аэродинамической трубе Т-102 ЦАГИ с использованием моделей в масштабе 1:4. Последующие исследования проводились в аэродинамической трубе Т-203 в Сибирском научно-исследовательском институте авиации. Институт также использовал модели в масштабе 1:4. Целью этих исследований была оптимизация аэродинамической конструкции для получения высокой подъёмной силы, благоприятных характеристик устойчивости и управляемости, высокой эффективности управления в диапазоне углов атаки от 0 до 180, аэродинамических характеристик, необходимых для быстрого входа в штопор и выхода из него, и т. д. Эта исследовательская программа показала, что первоначально разработанное острое симметричное аэродинамическое крыло не обеспечивало высокую максимальную подъёмную силу и не обладало хорошими характеристиками штопора. Кроме того, было обнаружено неблагоприятное взаимодействие крыла и фюзеляжа. На больших углах атаки произошло сваливание в корневой части крыла, что привело к потере подъемной силы. Чтобы устранить эти недостатки, в аэродинамическую конструкцию было внесено несколько изменений. Главным из них было скругление передней части профиля. Сваливание крыла в корневой части было устранено путем выравнивания боковой части фюзеляжа и установки скругления.
Самолёт был спроектирован и построен менее чем за год. Евгений Фролов, лётчик-испытатель ОКБ Сухого и бывший член национальной сборной по высшему пилотажу, совершил первый полёт на Су-26 30 июня 1984 года. Этот новый самолёт был разработан целой командой молодых инженеров под руководством Вячеслава Кондратьева. Эта команда разработчиков спортивных самолётов была организована как учебно-конструкторский центр. При разработке больших самолётов между первой линией на чертёжной доске и первым полётом нового самолёта проходило много времени. Однако разработка спортивных самолётов характеризовалась резко сокращённым циклом. Участие в серьёзном и независимом проекте стало эффективным методом обучения молодых конструкторов, входивших в «резерв» ОКБ Сухого. Именно поэтому для разработки Су-26 привлекали студентов Московского авиационного института. Су-26 был меньше традиционных "Яков". Это значительно улучшило маневренность и управляемость, увеличило скорость полета и позволило выполнять фигуры высшего пилотажа более ярко и слаженно. Основные конструктивные элементы были изготовлены из стеклопластика, пенопласта и углепластика. Крыло представляло собой неразрезную конструкцию с двумя лонжеронами из углепластика. У него не было обычного поперечного каркаса. Его обшивка была выполнена из трехслойных панелей с пенопластовым наполнителем из стекловолокна. Горизонтальные и вертикальные стабилизаторы имели аналогичную конструкцию. Элероны, руль направления и рули высоты были однолонжеронными, а обшивка выполнена из стеклопластика. Их внутренние объемы были полностью заполнены пенопластом. Ферменный каркас фюзеляжа был сварен из стальных труб. Съемные панели на обшивке фюзеляжа были изготовлены из трехслойного стекловолокнистого пластика. Широкое использование пластмасс, композитных материалов и высокопрочных сплавов значительно увеличило срок службы самолета. Он в несколько раз выше, чем у серийного Як-50, конструкция планера которого полностью металлическая. При использовании передовых конструкционных материалов конструкторы Су-26 в определённой степени полагались на интуицию, поскольку ни в Советском Союзе, ни за рубежом не было опыта создания пластикового спортивного самолёта. Они опасались высоконагруженного композитного планера. Первый прототип был перегружен по сравнению с расчётными данными из-за дополнительного запаса прочности конструкции. После двух недель заводских лётных испытаний самолёт был передан национальной пилотажной группе. В августе пара Су-26, пилотируемых спортивными лётчиками, вылетела в Венгрию для участия в чемпионате мира по высшему пилотажу. Сборная СССР накопила минимальное количество лётного времени на новом самолёте. Поэтому неудивительно, что Юрис Кайрис, пилотировавший Су-26, смог занять лишь 24-е место в личном чемпионате. Из-за замечаний и пожеланий пилотов необходимо было модифицировать самолёт и устранить его недостатки. К чемпионату Европы 1985 года был подготовлен и испытан новый модифицированный самолёт Су-26М.
Характеристики:
Экипаж: 1
Длина: 6,827 м
Размах крыльев: 7,8 м
Рост: 2,89 м
Площадь крыла: 11,83 м2
Снаряженная масса: 700 кг
Полная масса: 790 кг
Максимальный взлетный вес: 962 кг
Силовая установка: 1 × 9-цилиндровый радиально-поршневой двигатель воздушного охлаждения Vedeneyev M14P, 270 кВт (360 л. с.)
Пропеллеры: 3-лопастный пропеллер с постоянной частотой вращения
Максимальная скорость: 450 км/ч
Крейсерская скорость: 295 км/ч
Скорость посадки: 115 км/ч
Дальность: 800 км
Рабочая высота: 4000 м
Скорость набора высоты: 18 м/с
Продолжение следует….
Поддержите канал-поставьте лайк.