СССР, начало разработки – начало ноября 1969 г.
С.Г. Мороз
Справочник
Начатая на рубеже 1970-х годов разработка в Советском Союзе перспективного фронтового истребителя и перехватчика ПВО, который должен был сочетать высокие показатели скорости, маневренности и дальности полета с развитым прицельно-навигационным и пилотажным оборудованием привела к созданию самолета Су-27, который разительно отличался от всех своих предшественников. Это действительно была машина нового поколения, однако опиралась она на достижения, наработки и опыт многих предыдущих проектов, которые окрыли путь проекту ПФИ, но были для этого творчески переработаны конструкторами Московского машиностроительного завода «Кулон» под руководством Павла Осиповича Сухого и ведущими научными организациями Министерства авиационной промышленности.
Предыдущая часть: Сухой Су-27 – предпосылки к разработке, формирование тактико-технического задания
Перспективный фронтовой истребитель (ПФИ), техническое предложение ММЗ «Кулон», Т-10 в 1-й редакции 1-го варианта, маневренный истребитель и всепогодный перехватчик ПВО с большой дальностью.
В 1965 г. в ОКБ-51 Главного конструктора Павла Осиповича Сухого (с 1966 г. – Московский машиностроительный завод и ОКБ «Кулон» Министерства авиационной промышленности СССР) поступила первая информация о разработке в США перспективного тактического истребителя. В иностранной прессе (журналы Aviation Week, Interavia). Пока никаких конкретных сведений об облике будущего самолета там не приводилось, эти сообщения особого интереса не вызвали, Главный конструктор Сухой поручил Отделу научно-технической информации (ОНТИ) ОКБ «Кулон» публикации на эту тему отслеживать, но они не попадали в тематику деятельности предприятия в то время – а основными направлениями были перехватчики ПВО, истребители-бомбардировщики и сверхзвуковые разведывательно-ударные самолеты и БПЛА. Длительное время никаких интересных сведений о новом американском проекте тактического истребителя не поступало, однако с 1966 г. резко возросло число сообщений о применении самолетов такого класса в войне во Вьетнаме.
В 1964 г. ВВС, авиация ВМС и Корпуса морской пехоты США перешла от поддержки армии Южного Вьетнама в борьбе против партизан Народного Фронта Освобождения Вьетнама (Вьетконга) к боевым действиям непосредственно против ВВС Демократической Республики Вьетнам. Они показали нехватку маневренности основных тактических истребителей МакДоннелл Дуглас F-4 «Фантом» и Воут F-8 «Крусейдер», из-за чего они не могли вести успешно воздушные бои против находящихся в меньшинстве и в худших тактических условиях устаревших истребителей МиГ-17Ф, МиГ-19 и МиГ-21Ф13 ВВС ДРВ. Это подстегнуло разработку новых тактических истребителей в США.
В середине 1969 г. ОНТИ ОКБ «Кулон» отметил резкое увеличение публикаций в иностранной, прежде всего, американской военно-технической и авиационной печати о ходе выполнения в США программы F-X (Fighter eXperimental), которая предусматривала создание нового тактического истребителя и перехватчика ПВО. В то время считалось, что этот самолет заменит все самолеты этого класса, уже находящиеся на вооружении Военно-воздушных сил и морской авиации США, став представителем их нового поколения, которое будет отличаться от предыдущих сочетанием развитого оборудования и вооружения, скорости и дальности полета с высокой маневренностью. Продолжающаяся война во Вьетнаме показала, что американская авиация не может решать поставленные задачи над территорией Демократической Республики Вьетнам в условиях своего численного превосходства именно из-за нехватки маневренности своих самолетов. Это позволяло ВВС ДРВ, оснащенным уже устаревшими самолетами МиГ-17, МиГ-19, МиГ-21Ф13 и ПФ, реализовать преимущества оборонительной тактики – они компенсировали недостатки этих самолетов, но не позволило бы добиться победы в полномасштабной войне СССР против США и НАТО.
Из публикуемой в этих источниках открыто информации следовало, что ряд американских фирм уже выполнили свои предварительные проекты самолета F-X, и началось их конкурсное рассмотрение. Генеральный конструктор ММЗ «Кулон» Сухой был в курсе этого, но первоначально особого внимания американскому проекту F-X не уделял, считая в то время, что его предприятие должно сосредоточить свои силы, прежде всего, на модификациях перехватчика Су-15 для Авиации ПВО, а также на самолетах для Фронтовой авиации ВВС. Тогда как раз шли запуск в серийное производство истребителя-бомбардировщика Су-17, летные испытания фронтового бомбардировщика Т-6, будущего Су-24 и штурмовика СПБ / ЛСШ – будущего Т-8 / Су-25. Проектированию сверхзвукового дальнего бомбардировщика-ракетоносца «100» (Т-4) Сухой какого-то особого значения не придавал, но эта работа тоже время, силы и средства отбирала немалые, и, по-видимому, он опасался их распыления и нехватки для действительно значимых заданий.
В то же время Генеральный конструктор П.О. Сухой не препятствовал своим ведущим сотрудникам проявлять инициативу в выборе новых направлений работы. Указанные сведения об американской программе F-X поступали в отделы ОКБ «Кулон» и, прежде всего, в отдел проектов, который и определял содержание перспективных разработок – в то время его начальником был Валерий Александрович Николаенко.
В начале ноября 1969 г. начальник бригады общих видов отдела проектов ОКБ «Кулон» Олег Сергеевич Самойлович счел необходимым проработать возможный общий вид самолета, который мог бы эффективно противостоять американскому тактическому истребителю F-X. Однако в то время Отдел проектов и его бригада были крайне перегружены работами по строящимся в то время самолетам Т-4 и Т6-2И (второй опытный образец с крылом изменяемой стреловидности вместо компоновки треугольного и подъемными двигателями в фюзеляже, при этом еще и рассматривались другие варианты «фиксированного» высоконесущего крыла для Т-6), а также по проектам Т-4МС (дальнейшее развитие Т-4 с улучшенной аэродинамикой) и выработкой компоновки штурмовика Т-8. Потому эта работа поручена была пока всего одному конструктору – В.И. Антонову.
Традиционно обозначения проектов в ОКБ-51 «формирования 1954 г.» и затем ММЗ «Кулон» начинались с буквы «С» для самолетов со стреловидным крылом и с буквы «Т» для самолетов с треугольным крылом. К концу 1960-х гг. с изменением компоновки проекта Т-6 (Су-24) и с появлением проекта Т-8 с прямым (трапециевидным) крылом эта система четкость потеряла. Новому проекту маневренного истребителя большой дальности присвоено обозначение Т-10, когда форма крыла его еще не была определена.
***
С середины 1950-х гг. в СССР велись работы по сверхзвуковым самолетам с пониженной, нейтральной и даже отрицательной статической устойчивостью по тангажу и курсу. Теоретически расчетом и экспериментально на основании продувок моделей в аэродинамической трубе установлено, что достижение нейтральной статической устойчивости позволяет уменьшить необходимые для удержания самолета на требуемой траектории и ее необходимого изменения управляющие и стабилизирующие моменты, развиваемые оперением. А это дает возможность сократить его размеры, вес и аэродинамическое сопротивление, тем самым увеличив скорость и дальность самолета при том же расходе топлива.
Однако при этом возникали следующие проблемы:
- смещение аэродинамического фокуса и центра давления самолета назад при переходе через число Маха, равное единице («звуковой барьер») в случае, если не предприняты специальные меры к изменению центровки (перекачка топлива в балансировочные баки) вызывает такое изменение его статической устойчивости, которое намного больше, чем оптимальный по указанному выше условию диапазон;
- смещение аэродинамического фокуса назад при разгоне самолета достигает наибольшего значения вскоре после превышения числа М=1 и далее он вновь несколько смещается вперед и можно подобрать такие крейсерские и боевые режимы полета, на которых это явление сказываться не будет, но самолету все равно надо будет проходить через «неудобные» числа М, где возникают большие пикирующие моменты, раскачка по крену и курсу, для гашения которых требуются поверхности оперения и элероны увеличенной площади;
- применение перекачки топлива в балансировочные баки позволяет добиться оптимальной статической устойчивости, но это ведет к значительному усложнению и удорожанию топливной системы, увеличивает вес, объем и аэродинамическое сопротивление так, что теряются преимущества от оптимизации центровки и статической устойчивости;
- применение «плавающего» горизонтального оперения, у которого нейтральное положение может смещаться в зависимости от текущего числа М для поддержания минимального аэродинамического сопротивления в горизонтальном прямолинейном полете возможно, но усложняет и удорожает систему управления им, вес самолета с таким ГО также растет, хотя и далеко не в той мере, что с балансировочными баками;
- при уменьшении статической устойчивости по всем осям и для применения «плавающего ГО» возникает необходимость создания искусственной динамической устойчивости для обеспечения удержания самолета на заданной траектории под воздействием периодически действующих и случайных апериодических возмущающих факторов, например, собственных колебаний самолета при отклонении рулевых поверхностей или изменении тяги двигателей, малых вибраций рулевых поверхностей и неподвижных элементов планера, воздушных порывов в атмосфере;
- для безопасного и эффективного управления самолетом время реакции рулями на возмущающие факторы необходимо сократить, но это невозможно без автоматизации этого процесса и применения принципиально новой системы управления, без которой летчик не может управлять таким самолетом.
В Советском Союзе первой доведенной до летных испытаний попыткой создать сверхзвуковой самолет с пониженной статической устойчивостью стал проект М-50, который разрабатывался ОКБ-23 В.М. Мясищева по Постановлению Совета Министров СССР №1377-752 от 19.07.55 г. В нем удалось добиться эффекта сокращения аэродинамического сопротивления от понижения статической устойчивости лишь частично – так относительную площадь горизонтального оперения удалось сократить до 10% от площади крыла, тогда как первоначально этот параметр был определен в 5%.
Фото: http://testpilot.ru/russia/myasishchev/m/50/m50.htm
Самолет М-50 совершил первый полет 27 октября 1959 г., расчетные данные на нем получены не были в т.ч. и из-за отсутствия предусмотренных проектом двигателей с форсажной камерой, В связи с расформированием ОКБ-23 по Постановлению Совета Министров СССР №1057-434 от 03.10.60 г. в связи с передачей ОКБ и завода №23 в Министерство общего машиностроения заводские испытания самолета М-50 прекращены, что не позволило опробовать его автоматизированную бортовую систему управления АБСУ-50 на сверхзвуковых режимах. Полеты опытного самолета М-50 подтвердили возможность использования эффекта снижения статической устойчивости для повышения аэродинамического качества, но показали необходимость установки более совершенных средств автоматизации управления им. Такую возможность давало развитие электронно-вычислительных машин как средства обработки информации, управления сложными техническими системами и объединения их в комплексы. Появление цифровых ЭВМ с увеличенным быстродействием и общие шины данных (ОШД) с достаточной пропускной способностью позволило решить эту последнюю задачу и создать центральные вычислительные машины (ЦВМ), объединяющие разнородные системы, каждая из которых имела свои вычислительные устройства, которые решали частные задачи, но общие решения вырабатывала и распределяла центральная вычислительная машина. Тогда производительности каждого вычислителя, стоящего в отдельных каналах управления самолетом по трем осям, механизацией крыла и силовой установкой, уже хватало для решаемых ими задач и появлялась возможность объединять процессы пилотирования самолета, навигации и применения вооружения, что пытались сделать еще в комплексной системе бомбардировщика КСБ на самолете М-50, но до конца это так и не удалось осуществить.
Попытка обойтись без искусственной динамической устойчивости и применения для этого ЦВМ на опытном сверхзвуковом высокоманевренном перехватчике Е-8 с пониженной за счет переднего горизонтального оперения статической устойчивостью при традиционной гидромеханической системе основного управления разработки ОКБ-155 А.И. Микояна и М.И. Гуревича показала, что полет на таком самолете возможен. Но техника пилотирования такого самолета усложняется, он становится утомителен в управлении, поскольку летчик должен постоянно контролировать поведение самолета и парировать его стремление выйти на закритические режимы вручную. Первый опытный самолет Е-8 совершил первый полет 17 апреля 1962 г., на нем выполнено 25 полетов до аварии из-за отказа двигателя, на втором Е-8 сделано по основной программе также в 1962 г. испытаний еще 11 полетов. В проекте Е-8 ставилась задача не повышения дальности полета, а улучшения маневренности за счет уменьшения статической устойчивости, и такая возможность его испытаниями подтверждалась, но вместе с тем становилась очевидной и необходимость автоматизации управления таким самолетом. И особенно важно это было для самолета маневренного – фронтового истребителя. В испытаниях самолета Е-8 был отмечен еще один момент – важность сохранения устойчивого обтекания и подъемной силы крыла при быстром и значительном изменении углов атаки и скольжения при маневрировании. Крыло самолета Е-8 по своей аэродинамике мало отличалось от треугольного крыла истребителей МиГ-21 и такую возможность уже не предоставляло – для высокоманевренного самолета с пониженной статической устойчивостью необходимо разрабатывать новое крыло с увеличенным критическим углом атаки, которое обеспечило бы реализацию эффекта улучшения маневренности при достаточной безопасности полета.
Фото: http://forum.keypublishing.com/showthread.php?57225-Cold-war-prototypes-that-didn-t-make-it
***
К тому времени довольно давно в СССР проводились исследования т.н. «синусоидального крыла» – в ОКБ П.О. Сухого, по меньшей мере, с начала 1960 г., когда был получен номер английского журнала “Aircraft Engineering” с подробной статьей о свойствах такого крыла с фотографиями визуализации его обтекания при продувках в аэродинамической трубе. Его передняя кромка в корневой части вогнутая с плавным уменьшением стреловидности с удалением от корневой нервюры, в средней имеет постоянную прямую стреловидность, а на законцовках она выпуклая с плавным увеличением стреловидности. Форма задней кромки существенного значения не имеет и должна выбираться из соображений получения требуемой площади крыла и эффективности работы органов управления и механизации на нем, однако если задняя кромка крыла в его средней части будет искривляться назад, это даст существенные преимущества:
- увеличение несущей площади без наращивания размаха и удельного веса квадратного метра крыла;
- улучшения распределения поперечных сечений самолета для достижения их оптимального соответствия «правилу площадей».
Задний корневой наплыв дает смещения аэродинамического фокуса и центра давления самолета назад, что не соответствует задаче достижения отрицательной статической устойчивости без применения ПГО, но это может быть получено другим путем – весовой компоновкой.
Из указанной статьи выходило, что на передних кромках синусоидального крыла возникает система «присоединенных вихрей», которые при значительном росте угла атаки не отрываются от его верхней поверхности на всем их протяжении вплоть до законцовок. Эти вихри стабилизируют обтекание всего крыла и на крейсерских углах атаки и на повышенных, соответствующих взлету, режимам боевого маневрирования и посадки истребителя, препятствуют развитию срыва потока, который вызывает падение подъемной силы и потерю эффективности элеронов. В ОКБ «Кулон» давно интересовались таким крылом, но не было случая его применить, поскольку в то время, в начале 1960-х гг., главной задачей было достижение не маневренности, а больших скоростей и высот полета для истребителей-бомбардировщиков Су-7 и перехватчиков ПВО Су-9. С другой стороны, сами англичане пока не воспользовались преимуществами синусоидального крыла на практике, но это не означало их отсутствия, и работа по перспективному маневренному истребителю предоставляла возможность их проверить.
Однако первые работы по синусоидальному крылу, которое в СССР получило более распространенное наименование «крыла с наплывом», в нашей стране проведены были в ходе создания перспективных самолетов не маневренных, а тяжелых со сверхзвуковой крейсерской скоростью полета.
В середине 1960-х гг. в ОКБ «Кулон» П.О. Сухого при участии ЛИИ МАП была начата собственная работа по исследованию синусоидального крыла, для чего серийный сверхзвуковой перехватчик Су-9 № 06-10 переоборудован в летающую лабораторию «100Л». Начиная с 1967 г. в ЛИИ МАП на нем испытано 8 вариантов носка крыла с разными радиусами передней кромки и наплыва корневого (от «100Л1» по «100Л8»).
Ее непосредственной целью была разработка крыла и общей аэродинамической компоновки с пониженной статической устойчивостью дальнего бомбардировщика-ракетоносца и разведчика «100» (Т-4). Для него разработано «дельтовидное» крыло с корневым наплывом с прямыми передними и задними кромками с изломами в местах изменения стреловидности и треугольное переднее горизонтальное оперение. Они давали по расчету наименьшие величины сдвига аэродинамического фокуса и центра давления в широком диапазоне чисел Маха – а самолет «100» проектировался из расчета на крейсерскую скорость полета 3000…3200 км/ч на высотах 22000…24000 м и использовал повышенные углы атаки только на взлете и посадке при малых скоростях.
Но при этом в проекте Т-4 пока никак не учитывался возможный эффект достижения безотрывного обтекания крыла с изломом передней кромки на больших углах атаки при малых числах М и на малых углах при больших М, что могло бы дать увеличение аэродинамического качества. Считалось, что такое крыло может дать прирост подъемной силы только за счет простого увеличения его площади с «наплывом».
Дальность полета 6000 км в проекте «100» достигалась за счет увеличения скорости на маршруте и сокращения времени его прохождения и за счет снижения статической устойчивости и балансировочного сопротивления самолета, но не за счет хорошего аэродинамического качества «изолированного» крыла.
Хотя разработка тяжелого сверхзвукового самолета «100» началась в 1960 г., а решение о строительстве опытного образца принято в 1964 г., первый полет его состоялся только 22 августа 1972 г. Уже на начальном этапе работ по маневренному истребителю большой дальности в ОКБ Сухого были использованы теоретические и экспериментальные результаты проекта «100». Но результатами летных испытаний они пока подкреплены не были – в отличие от наработок по другому тяжелому сверхзвуковому самолету, пассажирскому Ту-144 разработки Московского машиностроительного завода «Опыт» А.Н. Туполева.
Совместное постановление №798-271 ЦК и Совета Министров СССР о проектировании и опытном строительстве СПС Ту-144, а также двигателей НК-144 для него подписано 16 июля 1963 г., а 31 декабря 1968 г. опытный образец совершил первый полет, несколько опередив СПС «Конкорд» – совместную разработку английской национальной авиастроительной корпорации «Бритиш Аэроспейс» и французской «Аэроспасьяль». В их разработке имел место уникальный для того времени обмен опытом между самолетостроителями СССР и капиталистических стран. Начиная с 1965 г. велось интенсивное сотрудничество между ММЗ «Опыт» и французской фирмой «Аэроспасьяль» по тематике СПС. Всего было проведено 14 конференций, на которых было прочитано по 65 докладов с обеих сторон. В значительной мере благодаря этому компоновки СПС Ту-144 и «Конкорд» были выбраны подобными: бесхвостка с пониженной статической устойчивостью и с крылом с развитым корневым наплывом и S-образной (синусоидальной) передней кромкой.
***
Особенностью крыльев самолетов Туполев Ту-144 и Бритиш Аэроспейс – Аэроспасьяль «Конкорд» стала не только S-образная передняя кромка, но и «деформация» их срединных поверхностей. То есть линии, соединяющие точки срединных линий профилей крыла лежащие на одной и той же дистанции (расстоянии от выбранной нулевой плоскости по длине самолета) не только перестали быть прямыми, но и значительно отклонялись от той кривизны, которая получалась в результате придания крылу с несимметричным профилем крутки аэродинамической или геометрической. Деформацию срединной поверхности крыла следует подбирать так, чтобы достичь увеличения подъемной силы в каждом поперечном сечении (а она складывается из повышения давления под крылом и возникновения разрежения над ним, причем второе явление вносит в создание подъемной силы вклад больший). Также «деформацией» срединной поверхности крыла можно добиваться улучшения стабильности его обтекания на изменяющихся углах атаки и изменения коэффициента продольного момента, вызывающего стремление крыла и самолета в целом на кабрирование или пикирование.
Фото: https://www.drive2.ru/b/492836571892941495/
При проектировании самолета Ту-144 по результатам продувок различных вариантов треугольных крыльев с «деформированной» срединной поверхностью установлено, что уже начиная с малых значений коэффициента подъемной силы, соответствующих горизонтальному полету на экономической, крейсерской и большой скорости, аэродинамическое качество (отношение подъемной силы к полному аэродинамическому сопротивлению) «деформированного» крыла при всегда выше, чем у плоского и в максимуме разница достигает 0,7 единицы или 9% от этого значения для «плоского» крыла. При этом коэффициент продольного момента у «деформированного» крыла при любом значении подъемной силы выше, чем у «плоского» примерно на 0,05 единицы и остается всегда положительным, что выгодно для компоновки с пониженной статической устойчивостью, желательной для получения большой дальности полета и на дозвуковой, и на большой сверхзвуковой скорости.
Фото: https://www.drive2.ru/b/492836571892941495/
Для любого значения коэффициента подъемной силы Су (и, соответсвенно, угла атаки) качество «деформированного» крыла всегда выше, а наибольшая разница вблизи максимальных значений аэродинамического качества, соответствующих экономическим и крейсерским режимам полета. Но для этого надо подобрать деформацию срединных поверхностей правильно.
Фото: https://www.drive2.ru/b/492836571892941495/
По расчетам ЦАГИ разрабатываемый сверхзвуковой пассажирский самолет Ту-144 с крылом с S-образной передней кромкой и с «деформированной» срединной поверхностью при весе пустого 64 т и взлетном 130 т будет иметь на крейсерской сверхзвуковой скорости аэродинамическое качество порядка 8,25…8,5. Расчет делался по методу «присоединенных вихрей» (или «метод панелей»), когда поверхность самолета разбивается на участки и для каждого последовательно «по направлению потока» определяется вектор равнодействующей давлений обтекающего его потока с учетом соседних участков, далее проводится итерационное уточнение полученных рядов значений до получения сходимости и после этого выполняется интегрирование этих значений для получения числовых значений всех действующих на самолет сил и моментов, после чего найти значения их коэффициентов уже несложно. Вероятно, это была одна из первых в СССР таких аэродинамических расчетных работ, она оказалась чрезвычайно трудоемкой и для этого даже мощностей ЭВМ БЭСМ-6 хватало на пределе. Это не позволяло автоматизировать решение задачи оптимизации формы срединной поверхности крыла – каждый вариант требовалось задавать отдельно и сравнивать результаты расчетов вручную. И даже в самом алгоритме расчета оставались большие сомнения.
Потому ОКБ Туполева приняло в своих расчетах значение качества на крейсерском сверхзвуковом режиме значительно ниже определенного ЦАГИ – порядка 7,0. Некоторые специалисты ЦАГИ считали, что аэродинамики ОКБ Туполева «перестраховываются» и это «бросает тень» на их идею крыла с S-образной передней кромкой и с «деформированной» срединной поверхностью и на их метод расчета. Однако в ОКБ Туполева объяснили, что столь низкое значение аэродинамического качества они приняли потому, что по их расчетам для обеспечения прочности и устойчивости к аэроупругим колебаниям вес пустого самолета должен быть не менее 80 т, а взлетный – 150 т, что ведет к росту доли индуктивного сопротивления и общей его величины.
Для опережающих исследований крыла самолета Ту-144 c S-образной передней кромкой и «деформированной» срединной поверхностью совместными усилиями ММЗ «Опыт» А.Н. Туполева, ММЗ «Зенит» А.И. Микояна и Летно-испытательного института на базе серийного истребителя МиГ-21 был создан экспериментальный самолет МиГ-21И «Аналог-144», который также получил аэродинамическую схему бесхвостки с пониженной статической устойчивостью.
Фото: https://testpilot.ru/rossiya/mikoyan/mig21i/
Первый полет на этом самолете 18 апреля 1968 г. выполнил летчик-испытатель О.В. Гудков и полученные результаты не только подтверждали предположение о повышении аэродинамического качества на сверхзвуковой скорости, но и свидетельствовали об улучшении взлетно-посадочных качеств и маневренности. В самом ОКБ «Зенит» даже существовали планы разработки на базе аэродинамики самолета МиГ-21И высокоманевренного истребителя-бомбардировщика и штурмовика, однако оставались проблемы с обеспечением безопасности пилотирования такого самолета без системы искусственной устойчивости на базе ЦВМ.
После завершения основной программы испытаний при выполнении высшего пилотажа самолет МиГ-21И №1 разбился и при этом летчик ЛИИ В. Константинов погиб. Причиной оказалось отклонение от программы полета: 28 июля 1970 г., выполнив очередное задание, летчик Константинов перед посадкой сделал не предусмотренные заданием петлю Нестерова и полубочку и резко отклонил ручку от себя, чтобы сбалансировать самолет, как это он неоднократно делал на серийных МиГ-21. В данном случае из-за разницы в маневренных характеристиках отрицательная перегрузка возникла так быстро и оказалась столь велика, что от болевого шока летчик потерял контроль над своими дальнейшими действиями. Он смог предотвратить переход машины в пике, но вместо этого МиГ-21И резко пошел вверх, потерял скорость и стал парашютировать. При изучении записей системы автоматической регистрации параметров полета выяснилось, что при этом самолет с экспериментальным крылом в штопор не свалился и если бы имелся запас высоты, его можно было бы перевести в горизонтальный полет. Но высота была мала, равно как и поступательная скорость – которая не могла быть увеличена плавным снижением. Константинов попытался катапультироваться при высоте и скорости ниже, чем требуются для срабатывания кресла КМ-1М, из-за этого основной парашют раскрыться не успел, и он погиб, а экспериментальный самолет был разбит.
Построенный первый опытный самолет Ту-144 борт СССР-68001 имел вес пустого даже 84 т и действительно показал аэродинамическое качество ниже 8,25 – порядка 7,0 единицы, причем дело оказалось не только в превышении веса, но и в несовершенстве форм самолета. Начавшиеся 31 декабря 1968 г. летные испытания первого опытного самолета Ту-144 подтвердили «скептические» оценки его аэродинамики, данные самими разработчиками.
В то же время опыт постройки крыла самолета Ту-144 борт СССР-68001 показал чрезвычайную сложность воспроизведения его размеров и достижения их симметрии на левой и правой консоли. Это означало, что трудоемкость и стоимость серийного производства такого крыла в сравнении с «плоским» значительно вырастет, и увеличение серийности (что может быть достигнуто в массовом производстве «легких» самолетов – истребителей и перехватчиков ПВО) не даст настолько большого снижения этих показателей, чтобы они опустились до уровня трудоемкости и себестоимости «плоского» крыла.
Тем не менее, все это не привело к отказу от использования концепции крыла с S-образной передней кромкой и с «деформированной» срединной поверхностью в разработке новых самолетов в СССР – стала лишь очевидной необходимость более тщательного подбора форм такого крыла.
***
В то же время в СССР крыло с наплывом было не единственным направлением работ по повышению маневренности сверхзвуковых самолетов, которое прорабатывалось в то время в ОКБ Сухого. Также рассматривались различные варианты треугольных крыльев малого удлинения, в т.ч. с технически острыми передней и задней кромками (как на американском самолете Локхид F-104 «Старфайтер»).
Для исследований такого крыла с участием Летно-испытательного института (ЛИИ МАП) проведены испытания специально переоборудованного самолета Су-9, которые показали существенный прирост подъемной силы и маневренности самолета, особенно на дозвуковых скоростях, снижение скоростей отрыва, планирования и посадочных, но сваливание стало резче и летчику было сложно определить ту границу, до которой можно безопасно увеличивать угол атаки при маневрировании.
Существенными недостатками крыла малого удлинения и компоновки, примененной на самолете Су-9 и перешедшей в проекты Су-11 и Су-15, стала опасность возникновения «инерционного самовращения» – закритического режима полета, в котором кренящий момент не может быть уравновешен движением рулевых поверхностей из-за малого плеча элеронов и малого соотношения моментов инерции по крену и по тангажу («легкое» крыло и «длинный и тяжелый» фюзеляж).
***
Физкульт-минутка – как обычно у нас с позитивным каналом Деревянные лошадки. Дерево как материал годится во всем – от велосипедов до самолетов! Просто, практично, красиво!
***
В выполняемой согласно приказу Министерства авиапромышленности от 10 января 1969 г. работе над многорежимным стратегическим бомбардировщиком-ракетоносцем Т-4МС («200», развитие проекта Т-4М, буква «С» – означала стратегический) конструктором Отдела проектов КБ «Кулон» Леонидом Ивановичем Бондаренко была найдена интересная «интегральная компоновка самолета с вырожденным фюзеляжем», в которой он на виде сбоку напоминал крыльевой профиль и плавно переходил в центроплан крыла без резких углов по верхней поверхности. Это давало существенные преимущества:
- улучшение соотношений площади проекций, омываемой поверхности, внутреннего объема и веса планера самолета позволяло разместить больше полезной нагрузки, топлива внутри самолета;
- включение фюзеляжа в создание подъемной силы позволяло сократить размеры, вес и аэродинамическое сопротивление крыла и самолета в целом, что позволяло достичь максимально возможных значений аэродинамического качества (продувка окончательной редакции модели Т-4МС в аэродинамической трубе показала небывало высокое его значение – 17,5 ед.) и весовой отдачи и, как следствие, очень высоких показателей скорости и дальности полета;
- размещение двигателей в гондолах, разнесенных под широким и имеющим большие хорды центропланом крыла (он же – фюзеляж) позволяет продолжать полет после вывода из строя двигателей с одной стороны (на Т-4МС они были сгруппированы по два в левой и правой гондолах) даже в случае их поражения ракетой, пожара и взрыва, сохранение устойчивости и управляемости самолета по всем осям аэродинамическими методами остается возможным.
В декабре 1969 г. начальник бригады общих видов КБ «Кулон» О.С. Самойлович предложил использовать идею «интегральной компоновки самолета с вырожденным фюзеляжем» проекта тяжелого сверхзвукового самолета Т-4МС в разработке перспективного фронтового истребителя, которую по прежнему вел один конструктор его подразделения – В.И. Антонов.
Однако самолет Т-4МС проектировался по понятным причинам как тяжелый неманевренный – в отличие от перспективного истребителя, и не было уверенности в том, что при уменьшении размерности в 2-3 раза аэродинамическое качество такой компоновки сохранится. Потому даже после продувок моделей (которые тоже не давали полной гарантии достижения тех же аэродинамических характеристик и на самолете в свободном полете) некоторые ведущие специалисты Центрального аэрогидродинамического института выражали сомнение в ее целесообразности. Они предлагали в качестве основы для будущего перспективного маневренного истребителя, и ограниченно маневренного перехватчика ПВО и фронтового разведчика и бомбардировщика развивать компоновку самолета Микоян Е-155 (МиГ-25). По их мнению, одна одна обеспечивала выполнение требований ВВС и ПВО по скорости и дальности полета, имея запасы и по маневренности, которая в самолете Е-155 ограничивалась не аэродинамикой и силовой установкой, а прочностью планера. В то же время ЦАГИ не выдвигал внятных аргументов ни против «интегрального» сочленения крыла и фюзеляжа, ни против концепции «вырожденного» фюзеляжа и размещения двигателей в разнесенных гондолах. Единственным возражением здесь было отсутствие зарубежных аналогов, но в 1969 г. в американской авиационной печати появились первые подробные изображения палубного перехватчика Грумман F-14 «Томкет» с «вырожденным фюзеляжем».
Было известно, что этот самолет разрабатывается как «летающий зенитный ракетный комплекс» с мощной РЛС и ракетами большой дальности, который должен будет выдвигаться на удаленный рубеж перехвата на такое расстояние и так быстро, чтобы самолет-носитель не успел произвести пуск ракеты по прикрываемому объекту, или чтобы успеть уже запущенную ракету перехватить. Но в отличие от разрабатывающегося ранее совместно фирмами «Дженерал Дэйнемикс» и «Грумман» и забракованного палубного перехватчика F-111B (модификации тактического ударного самолета для ВВС) F-14 при большом запасе топлива и весе должен быть самолетом маневренным.
Также в конце 1960-х гг. появились первые рисунки проектов легких тактических истребителей для ВВС Дженерал Дэйнемикс 401 (будущего F-16) и Нортроп Р.600 (YF-17) с крылом с наплывом с его интегральным или не интегральным сопряжением с «обычным» фюзеляжем. Ранее в СССР уже поступали из открытых источников сведения о проектах, предшествующих этим, но внимание на них обратили только сейчас и был сделан вывод, что соединить преимущества «вырожденного фюзеляжа», крыла с наплывом и их интегрального сопряжения проще в двухдвигательной компоновке.
***
Весной 1969 г. распоряжением Министерства авиационной промышленности к предварительным работам по определению технического облика перспективного высокоманевренного тяжелого истребителя с увеличенной дальностью полета подключены два ведущих научных учреждения ведомства:
- Центральный аэрогидродинамический институт (ЦАГИ), ответственный за выдачу рекомендаций по аэродинамике, системе управления и прочности создаваемого самолета, экспериментальные и испытательные (совместно с ЛИИ МАП) работы в этих направлениях;
- Научно-исследовательский институт авиационных систем (НИИ АС), ответственный за определение состава оборудования и вооружения самолета, экспериментальные и испытательные (также совместно с ЛИИ МАП) работы в этих направлениях.
Специализацией НИИ АС в то время были комплексы радиоэлектронного оборудования – бортового летательных аппаратов, их управляемого вооружения и наземные, в т.ч. для наведения перехватчиков на цели. Однако в то время в НИИ АС стало развиваться новое направление деятельности – изучение боевой эффективности ЛА и влияющих на нее факторов, и этот институт стал претендовать на участие и в определении общей концепции проектируемых летательных аппаратов, включая их размерность, компоновку и даже состав силовой установки.
В то время, к началу 1969 г., в СССР истребительная и истребительно-бомбардировочная авиация ВВС оснащались почти исключительно однодвигательными самолетами МиГ-17, МиГ-21 и Су-7Б, за исключением незначительного числа остающихся на вооружении двухдвигательных самолетов МиГ-19.
Как считалось, эти самолеты достаточно хорошо показали себя в локальных конфликтах на Ближнем Востоке, между Индией и Пакистаном и, особенно, во Вьетнаме, обеспечивая при правильной организации применения решение всех поставленных задач при меньшей стоимости производства и эксплуатации, чем большие и дорогостоящие американские двухдвигательные самолеты того же назначения МакДоннелл Дуглас F-4 «Фантом».
В авиации США и НАТО помимо F-4 использовались американские двухдвигательные тактические самолеты Нортроп F-5 «Тайгер», МакДоннелл Дуглас F-101 «Вуду», Дженерал Дэйнемикс F-111, английский Инглиш Электрик / Бритиш Аэроспейс «Лайтнинг», а также французский SNCASO S.O.4050 «Вотур» – кроме F-4, все это были «тактические истребители» лишь формально, а фактически они применялись как бомбардировщики, разведчики, самолеты подавления ПВО или наоборот – перехватчики ПВО, и они не могли эффективно вести активный воздушный бой против других самолетов-истребителей и решать задачи завоевания господства в воздухе. То же относилось и к перспективному самолету международной разработки SEPECAT «Ягуар».
В то же время в двухдвигательной компоновке разрабатывались новые тактические самолеты, к воздушному бою способные – американские Грумман F-14 «Томкет», МакДоннелл Дуглас F-15 «Игл» и Нортроп YF-17 «Кобра», а также французский Дассо «Мираж» F.2.
Тем не менее, на вооружении авиации США и НАТО однодвигательные истребители и истребители-бомбардировщики оставались в большинстве. Это были американские самолеты Воут F-8 «Крусейдер», Рипаблик F-84F «Тандерджет», Норт Америкен F-86 «Сейбр» и F-100 «Супер Сейбр», Конвер F-102 «Дельта Дарт» и F-106 «Дельта Деггер», Локхид F-104 «Старфайтер», Рипаблик F-105 «Тандерчиф», а также французские Дассо «Мистер» IV, «Мираж» III / 5 / 50. Можно было бы сказать, что все это в то время были машины устаревшие, из них задачи борьбы за господство в воздухе еще могли в какой-то мере решать только F-8, F-104 и «Мираж» III, но разрабатывались новые однодвигательные самолеты такого класса – американский Дженерал Дэйнемикс F-16 и французские Дассо «Мираж» F.1 и G, причем последний имел сравнительно большую размерность именно для достижения дальности (для того же рассматривалось и крыло изменяемой стреловидности).
Таким образом, к концу 1960-х гг. самолетостроители США и Западной Европы по-прежнему не пришли к единому канону относительно состава силовой установки фронтовых / тактических истребителей, истребителей-бомбардировщиков и перехватчиков ПВО – и однодвигательный, и двухдвигательный варианты имели свои преимущества и недостатки. Однако состояние их экономики, чье благосостояние основывалось на возможности получения дешевых ресурсов из стран «третьего мира», позволяло вести интенсивные и дорогостоящие работы в обоих этих направлениях.
Создаваемые в СССР на смену МиГ-21 и Су-7Б самолеты МиГ-23, МиГ-23Б / МиГ-27 и Су-17 также оставались однодвигательными и считалось, что реально создать новые турбореактивные двигатели в 1,5-2 раза мощные, чем установленные на них Р27-300 и АЛ-21Ф1, развивающие соответственно 9700 и 9800 кгс на форсаже на взлете при удельном расходе топлива в полете на форсаже / без форсажа 1,82 / 0,98 и 1,901 / 0,725 кг/кгс*ч.
К концу 1960-х гг. в Министерстве авиапромышленности преобладало мнение о необходимости развития именно однодвигательных истребителей и о возможности создания таких самолетов с достаточно мощным оборудованием и вооружением при значительной дальности полета – они сохранят преимущество перед вероятным противником в маневренности при сравнимых остальных возможностях и меньшей стоимости производства и эксплуатации. Последний вопрос был крайне важен с учетом явного неравенства экономик СССР с его отсталыми и ненадежными союзниками, более нуждающимися в помощи, нежели приносящими пользы, и США, НАТО и их внеблоковых союзников.
Заместитель министра авиационной промышленности по опытному самолетостроению А.В. Минаев считал, что для Военно-Воздушных Сил СССР необходимо разрабатывать однодвигательные истребители. Он подобрал и разослал заинтересованным ведомствам и учреждениям статистику боевых потерь самолетов такого класса, из которой следовало, что значительной разницы в потерях самолетов с одним и двумя двигателями не было. Можно было бы сказать, что собранная статистика является устаревшей и не конкретной, поскольку основная ее часть касалась Советско-германского фронта во время Великой Отечественной войны, где истребители применялись почти исключительно однодвигательные, двухдвигательные участвовали в широкомасштабных боевых действиях на других театрах и в совершенно иных условиях, но такое опровержение не выглядело бы аргументированным.
Тогда Главком ВВС маршал авиации П.С. Кутахов представил свою статистику по летным происшествиям в мирное время, из которой следовало, что при возникновении отказов на борту, как предпосылок к летному происшествию, вероятность аварии и тем более катастрофы двухдвигательного самолета была существенно ниже, чем однодвигательного. И особенно ясно это было видно в сравнении примерявшихся в примерно одинаковых условиях перехватчиков ПВО Су-9 с одним двигателем АЛ-7Ф и Су-15 с двумя Р11Ф-300 или Р13Ф-300.
Это подтверждало правильность подхода к разработке самолетов истребительной авиации ЦАГИ и НИИ АС, а также ведущих ОКБ МАП – «Зенит» А.И. Микояна, «Кулон» П.О. Сухого и «Скорость» А.С. Яковлева. Однако каждая из этих организаций имела собственное представление о возможном облике такого самолета. Такая точка зрения легла в основу формирования тактико-технических требований к перспективному фронтовому истребителю ПФИ была представлена представителями ВВС на первом межведомственном совещании в 30-м Центральным НИИ Министерства обороны (авиационно-космической техники – ЦНИИ АКТ МО).
К концу 1969 г. конструктор бригады общих видов Отдела проектов ОКБ «Кулон» В.И. Антонов проработал значительное число отдельных конструктивных элементов высокоманевренного истребителя с большой дальностью полета и приступил к их объединению в общую компоновку в «нулевом» приближении. На этом этапе предстояло решить следующие задачи:
- рассчитать вес пустого самолета, топлива, полезной нагрузки, взлетный и боевой, который принимался равным разнице взлетного с нормальной боевой нагрузкой и 25% нормального запаса топлива;
- определить размеры и внешний вид самолета, а также его центровку и плечи поверхностей управления и оперения;
- определить конструктивно-силовую схему и компоновку самолета (тип и расположение основных силовых элементов каркаса, расположение экипажа, силовой установки, оборудования, вооружения укрупненно);
- определить размеры шасси (база, колея, стояночный и взлетный углы, угол между центром масс и точкой касания колес основных опор ВПП, а также кинематическую схему и места уборки опор.
На этом этапе не производится выбор конструкционных материалов и технологий производства самолета и не определяется состав его систем и вооружения подробно.
В начале января 1970 г. О.С. Самойлович предложил В.И. Антонову и своему непосредственному начальнику В.А. Николаенко выйти на работу в выходной день с тем, чтобы в спокойной обстановке решить вопрос о формировании компоновки маневренного истребителя большой дальности, которым занимался Антонов. В этот день Николаенко и Самойловичем были рассмотрены наработки Антонова и он приступил к определению облика самолета в «нулевом приближении», основные особенности которого изложены ниже.
***
Перекур. Чтобы отдохнуть чуток, прежде чем пойти дальше, перекур – дело совершенно необходимое. Но курить – здоровью вредить, а вместо этого лучше прокатиться на велосипеде, да осмотреться вокруг! Лучше всего это сделать на канале «Деревянные лошадки»
***
Аэродинамическая схема и компоновка:
- самолет выполнен в классической аэродинамической схеме с расположением, причем на крейсерских углах атаки пока речь шла только о пониженной статической устойчивости – но не отрицательной, но на больших углах атаки самолет становился статически неустойчив за счет изменения момента тангажа под влиянием увеличения интенсивности вихревых потоков, сходящих с наплыва крыла;
- соединение крыла и фюзеляжа – интегральное с сопряжением плавными вогнутыми дугами, и они представляют собой единый агрегат;
- самолет спроектирован с учетом «правила площадей», которое говорит, что его сопротивление равно сопротивлению тела вращения с таким же распределением площадей круговых поперечных сечений – т.е. распределение площадей действительных поперечных сечений самолета с учетом всех его агрегатов следует делать плавным и приближенным к такому «идеальному телу вращения», без «провалов» и «выпуклостей» в средней части.
Силовая установка:
- два турбореактивных двухконтурных двигателя с форсажной камерой и высокой экономичностью на бесфорсажном крейсерском режиме установлены в отдельных гондолах, раздвинутых относительно плоскости симметрии самолета (ПСС) – это соответствовало рекомендации ЦАГИ, проигнорированной в проектировании Т-4, но учтенной в самолете Ту-144 и дальнейшее увеличение расстояния между гондолами двигателей Ту-144 дало прирост аэродинамического качества;
- гондолы двигателей находятся под плоскостью крыла – как в проектах Т-4 и Ту-144;
- воздухозаборники смешанного или внешнего сжатия регулируемые «совкового» типа с верхним горизонтальным клином торможения подобны таковым на самолете Ту-144 (и «Конкорд») и также как на указанных самолетах размещены под наплывом в зоне стабильного движения потока с повышенным давлением во всем диапазоне углов атаки и чисел М;
воздухозаборников от попадания посторонних предметов (включая песок) при полетах с грунтовых ВПП;
- гондолы двигателей имеют в передней части прямоугольные сечения, которые уже на 30% их длины плавно переходят в круговые;
- верхние «губы» воздухозаборников отделены от нижних поверхностей наплыва крыла профилированными щелями для отвода заторможенного и турбулизированного пограничного слоя обтекающего наплыв воздуха;
- сопла двигателей регулируемые, без эжекторов, выведены в свободное пространство за кромку «вырожденного фюзеляжа»;
- весь запас топлива размещен во внутренних баках – подвесные не предусмотрены.
Крыло и фюзеляж:
- на виде в плане имеют общую переднюю кромку в виде плавной кривой без точек излома – выпуклую в носовой части фюзеляжа, вогнутую от начала наплывов крыла и примерно до 60% и далее снова выпуклую, задняя кромка у корня примерно на 30% размаха в виде выпуклой параболы, далее прямая с положительной стреловидностью, но у самых законцвок она отгибается параболой назад, что должно было способствовать образованию там вихрей незначительной интенсивности, «размывающих» спутную струю крыла и снижающих его индуктивное сопротивление;
- крыло (включая наплыв) набрано тонкими (порядка 5%, включая зоны наплывов, где строительные высоты велики, но и хорды – тоже) несимметричными аэродинамическими профилями с относительно малой (но не технически острой) передней кромкой;
- угол установки крыла относительно фюзеляжа – из условия минимального аэродинамического сопротивления самолета на крейсерском дозвуковом режиме;
- крыло не имеет поперечного V, но его срединная поверхность «деформирована» для достижения безотрывного обтекания и высокого аэродинамического качества в широком диапазоне углов атаки и чисел М;
- плоскости хорд законцовок крыла «закручены» вниз для исключения возникновения избыточной статической устойчивости и возникновения динамической неустойчивости (раскачки по крену) в трансзвуковой зоне (по опыту аэродинамической компоновки самолета Т-6);
***
- для лучшего соответствия общих обводов самолета правилу площадей примерно на 60% размаха крыла установлены «морковки Кюхемана» – тела вращения оживальной формы с кривизной поверхности в передней части меньшей, чем в задней;
***
- всю переднюю кромку крыла занимает отклоняемый носок, который используется для увеличения подъемной силы на взлете, при маневрировании на дозвуковой скорости и при посадке;
- всю заднюю кромку крыла занимают флапероны, совмещающие функции закрылков для для увеличения подъемной силы на взлете, при маневрировании на дозвуковой и сверзвуковой скорости и при посадке, и элеронов для управления по крену, они двухсекционные и секции разделены физически «морковками Кюхемана»;
***
- профиль и батоксы (продольные сечения) фюзеляжа напоминают крыльевой профиль с выпуклой вверх средней линией;
- обводы фюзеляжа представляют собой оживальную поверхность с выпуклой вверх осью и круговыми сечениями на всей своей длине, но сопряжены они с крылом плавными вогнутыми кривыми;
- для удобства размещения систем самолета между гондолами двигателей, где строительная высота «вырожденного фюзеляжа» получается мала, она «искусственно увеличена», имея плоскую поверхность на большинстве пространства между мотогондолами;
***
- наплывная часть крыла («центроплан» – примерно на 30% размаха крыла) и фюзеляж конструктивно и технологически образуют единый агрегат с конструктивно-силовой схемой полумонокок и силовым набором из бимсов, стрингеров, шпангоутов и нервюр, при этом внешние части силовых шпангоутов в зоне наплыва крыла работают также как лонжероны, а нервюры – как стрингеры;
- каждая отъемная часть крыла (ОЧК – консоль) состоит из кессонной части, предкрылка, «морковки Кюхемана», двух секций флаперонов и закокцовки;
- кессон ОЧК состоит из лонжеронов, нервюр и панелей работающей обшивки, воспринимающей изгиб и кручение;
- предкрылок состоит из лонжерона, диафрагм, узлов навески и подсоединения приводов, а также работающей обшивки;
- каждая секция флаперонов состоит из лонжерона, носка, кромочного профиля, диафрагм, узлов навески и подсоединения приводов, работающей обшивки;
***
- кабина каплевидная с высокой посадкой летчика и круговым обзором;
- козырек кабины с плоским наклонным лобовым стеклом и сдвижная назад задняя часть по типу самолета Су-15, но размеры, в т.ч. высота, и объем фонаря значительно больше для обеспечения комфорта в длительном полете.
Оперение:
- в отличие от всех предыдущих проектов реактивных самолетов ОКБ-51, на Т-10 оперение двухкилевое, состоит из горизонтального оперения (ГО) и вертикального оперения, установленных в непосредственной близости за крылом – см. аэродинамическая схема и компоновка, в целом его компоновка подобна самолету МиГ-25 с указанными ниже особенностями;
- все консоли стреловидные с постоянным сужением (без «наплывных частей) и скошенными законцовками, набраны тонкими симметричными профилями с малым радиусом скругления передних кромок;
- ГО цельноповоротное, состоит из двух синхронно отклоняемых консолей, состоящих каждая из лонжерона, с валом навески стенок, нервюр и работающей обшивки;
- ГО установлено существенно ниже плоскости крыла на нижних частях гондол двигателей без поперечного V;
***
- ВО состоит из двух килей с рулями направления (по одной секции на каждом) и двух неподвижных подфюзеляжных килей – также со передней кромкой прямой стреловидности и со скошенными законцовками, но с задней кромкой стреловидности обратной и с относительным сужением существенно меньше 1;
- основные консоли ВО установлены над внешними частями гондол двигателей с развалом наружу, подфюзеляжные кили – под внешними частями гондол двигателей и также с развалом наружу;
- киль состоит из кессона (лонжероны, стрингеры, нервюры и работающая обшивка) и законцовки, выклеенной из радиопрозрачного материала.
Система управления самолетом – основного траекторного, механизацией крыла, силовой установкой и шасси:
- электродистанционная резервированная и дублированная, т.е. каждый канал разделен на подканалы, часть из которых работает параллельно, дублируя друг друга, а остальные находятся в «холодном резерве», подключаясь автоматически при полном выходе из строя основного канала;
- в канале тангажа система управления – электродистанционная с искусственным подержанием устойчивости, 4-канальная, построена на базе ЦВМ, но с аналоговыми исполнительными механизмами (для их соединения предусмотрены ЦАП и АЦП).
Шасси:
- обеспечивает полеты с грунтовых и укатанных заснеженных аэродромов нормальной твердости;
- «квазивелосипедной схемы», состоит из передней опоры в головной части фюзеляжа, двух основных опор, установленных между гондолами двигателей со сравнительно малой колеей, и двух легких поддерживающих опор, установленных на крыле и убирающихся назад в «морковки Кюхемана»;
- передняя опора шасси – с одним нетормозным колесом большого диаметра;
- ПОШ управляемая на рулении и фиксируемая на взлете, имеет демпфер шимми;
- основные опоры шасси – с одним тормозным колесом большого диаметра или двумя тормозными колесами меньшего диаметра, установленными друг за другом в одной плоскости подобно ООШ шведского тактического истребителя SAAB 37 «Вигген», опытный образец которого совершил первый полет 8 февраля 1967 г. и этот проект широко обсуждался в зарубежной авиационной прессе;
- торможение колес ООШ совместное или для руления раздельное, с антиюзовой автоматикой;
- поддерживающие опоры шасси каждая с одним нетормозным колесом малого диаметра;
- предусмотрено применение тормозного парашюта.
Выбранные решения давали существенные преимущества в сравнении с компоновкой перехватчика предыдущего поколения Т-58 – Су-15:
- увеличение аэродинамического качества на всех режимах полета – причины указаны выше;
- хорошее соотношение внутренних объемов, которые можно использовать для размещения систем и топлива, к миделю и проекциям самолета на ПСС и СГФ, а также к омываемой поверхности и к весу самолета;
- увеличение строительных высот в самой нагруженной корневой части крыла позволяет снизить вес его и стыковых узлов (для напряжений от перерезывающей силы характерна линейная зависимость от строительной высоты лонжерона, воспринимающего ее стенкой, а для изгибающего момента, воспринимаемого растяжением и сжатием соответствующих поясов – квадратичная, т.е. увеличение строительной высоты вдвое уменьшает напряжения в материале от перерезывающей силы в 2 раза, а от изгибающего момента – в 4 раза;
- обеспечение хороших условий работы воздухозаборникам на всех режимах полета и отсутствие передачи на них (и на мотогондолы в целом) нагрузок от изгиба крыла под действием подъемной силы.
Возможными недостатками считались:
- увеличенные мидель и площадь омываемой поверхности (в качестве ориентира были взяты эти величины у фронтового бомбардировщика Т-6 сходной размерности, и у дальнего истребителя Т-10 в первом варианте они оказались существенно больше, однако как оказалось, отрицательное влияние этих параметров на летные данные на том этапе проектирования было переоценено);
- слабая изученность крыла с наплывом и статически неустойчивой компоновки – этот недостаток постепенно устранялся с продолжением продувок моделей в аэродинамических трубах, испытаний летающих лабораторий «100Л» и «Аналлог-144» на базе самолетов Су-9 и МиГ-21 и самолета Ту-144;
- наработка статистики в экспериментах с крылом с наплывом способствует созданию методов расчета крыла с наплывом, но для их использования не хватает мощностей ЭВМ в распоряжении ОКБ;
- сложность обводов самолета интегральной компоновки с крылом с наплывом и с «деформированной» срединной поверхностью затрудняет его постройку и увеличивает ее стоимость, делает необходимым разработку новых методов увязки производственной оснастки;
- статически неустойчивая компоновка требует системы управления с искусственной динамической устойчивостью, опыта создания таких систем нет, надежность их трудно предсказуема;
- для системы управления с искусственной динамической устойчивостью необходима цифровая вычислительная машина, но исполнительные приводы работают с аналоговыми сигналами – в такие системы (а то же касается и всех других систем, работающих с ЦВМ) необходимо включать цифро-аналоговые и аналогово-цифровые преобразователи (ЦАП и АЦП), которые снижают точность передачи сигнала, усложняют и удорожают системы, увеличивают их вес, потребный объем и стоимость производства и эксплуатации;
- вес и размеры опор шасси получаются велики и они плохо вписываются в общую компоновку самолета (в частности, для ООШ пришлось делать «надстройку» между гондолами двигателей, без «морковок Кюхемана» также можно было бы обойтись, но тогда пришлось бы «разрезать» нижние силовые панели крыла для уборки поддерживающих опор.
В феврале 1970 г. первый чертеж общего вида самолета Т-10 был представлен на утверждение Генеральному конструктору ММЗ «Кулон» П.О. Сухому – он одобрил предложение В.И. Антонова и поручил провести углубленную его проработку по стандартной методике проектирования самолетов методом последовательных уточнений.
В это время, в I квартале 1970 г. проходила реорганизация ОКБ «Кулон», одним из результатов которой стало повышение статуса бригады общих видов отдела проектов – она стала отделом №100 ОКБ, в нее влились сотрудники бригад №1 и 15 отдела проектов, а исполняющим обязанности начальника этого отдела назначен зам генерального конструктора П.О. Сухого И.Е. Баславский. Разработка проекта Т-10 становится одним из первых заданий отдела №100.
Распоряжение об углубленной проработке аванпроекта Т-10 означало подключение остальных подразделений ОКБ «Кулон» – и, прежде всего, отдела №2, занимавшегося расчетом аэродинамических характеристик проектируемых изделий и их экспериментальной проверкой.
Такие работы по проекту Т-10 возглавили Л.Г. Чернов и ведущий конструктор этого отдела Г.Л. Михайлова.
Чернов поддерживал по долгу службы постоянные связи с ЦАГИ, Сибирским НИИ авиации (в г. Новосибирск имелась довольно мощная лабоатоорная база, в т.ч. сверхзвуковая аэродинамическая труба со значительными размерами проточной части), ЛИИ и Институтом прикладной математики имени М.В. Келдыша АН СССР, занимавшимся в то время численными методами расчета сложных динамических процессов с использованием ЭВМ. Это позволяло ему использовать возможности указанных институтов для оценки вырабатываемой компоновки, и эта оценка начала показывать не только ее достоинства, но и недостатки. Предстояло найти способ их устранения и началась переработка проекта.
Смысл использованных в статье и таблицах определений, понятий и сокращений можно узнать, открыв наш краткий словарь по авиации и ракетной технике
Список использованных источников будет дан в последнем разделе Справочника, посвященном этому самолету
Продолжение следует
Послесловие не в тему: а теперь, уважаемый читатель, одолев очередной раздел Справочника, можно «пересесть» с летательного аппарата на велосипед или на самокат, что кому нравится, и прокатиться с ветерком вместе с каналом Деревянные лошадки. Но и о самолетах там можно кое-что найти – естественно, о деревянных