Авиация и космонавтика 2013 05 - Журнал Авиация и космонавтика - Страница 5

• Предыдущая
• 5/27
• Следующая

Основным недостатком, предопределившим неудачу этого варианта, являлось существенное усложнение технологии изготовления столь протяженной конструкции, а также трудности, возникавшие при расстыковке центроплана с фюзеляжем в процессе эксплуатации. Дело в том, что основные опоры крепились на центроплане, и при его съеме с фюзеляжа, на самолете необходимо было устанавливать специальное «перекатное» шасси. С точки зрения удобства в эксплуатации такой вариант не выдерживал критики. Кроме того, при реализации такой конструкции весьма сомнительна была сама возможность суммарного выигрыша по массе, т. к. для организации на самолете отдельного топливного бака под центропланом необходимо было иметь второй комплект панелей.

Для изучения особенностей новой компоновки довольно быстро (в течение осени 1973 года) были проработаны две ее модификации. В первой, вместо цилиндрического использовался полукруглый вариант воздухозаборника, а во второй — входные устройства прямоугольного сечения, но с вертикальными поверхностями торможения.

Вариант с полукруглыми воздухозаборниками был призван исправить один из недостатков исходной компоновки с осесимметричным входным устройством. Он заключался в том, что при выбранном боковом размещении основных опор шасси, для обеспечения достаточных строительных высот обтекателей в зоне размещения ниши колес, требовались довольно длинные и широкие обтекатели, а это плохо сочеталось с применением относительно короткого цилиндрического воздухозаборника, имеющего осесимметричный клин слива. Применение полукруглого воздухозаборника обеспечивало гораздо лучшее сочетание с поверхностью несущего корпуса фюзеляжа, позволяя применить несимметричный клин слива, а сам воздухозаборник вновь становился длиннее для обеспечения переходной зоны воздушного канала. Оборотной стороной медали являлась существенно большая ширина такого входного устройства, что вело к ограничению возможностей размещения оружия на фюзеляже и более жесткие требования к формообразованию нижней поверхности несущего корпуса в зоне входа в заборник.

Второй вариант компоновки предусматривал использование воздухозаборника прямоугольного сечения, но не с верхней горизонтальной поверхностью торможения, а с центральной вертикальной панелью. Целью проработки являлось желание уменьшить дестабилизирующее влияние ракет, подвешиваемых под фюзеляжем, на короткий осесимметричный воздухозаборник и изыскать пути «исправления» графика площадей в «провальной» зоне от фонаря кабины до миделя самолета. Кроме того, за счет большей длины на нем можно было проще реализовать сочетание клина слива с обтекателем основной опоры шасси. Но очень быстро выяснилось, что этот вариант имеет недостатков гораздо больше, чем достоинств. В частности, в зоне регулируемых поверхностей такие заборники имели гораздо большую ширину, а в переходной зоне мотогондолы на нем было сложнее реализовать скругление нижних поверхностей. В связи с этим, работы по альтернативным вариантам компоновки входного устройства вскоре свернули.

В январе 1974-го вновь вернулись к этому варианту компоновки. Теперь было решено рассмотреть возможности схемы с традиционным воздухозаборником прямоугольного сечения с верхним горизонтальным клином торможения.

Продувочную модель под обозначением 13Т10-7 в первоначальном варианте компоновки изготовили в феврале, и 12 марта 1974 года отправили для испытаний в ЦАГИ. Для исследований особенностей различных вариантов воздухозаборников, к ней прикладывались сменные комплекты мотогондол. Кроме этого, для варианта Т10/7 впервые в рамках работ по Су-27 была сделана продувочная модель для 102-й трубы — 2Т10-1. Позднее, к весне 1975-го для исследования компоновки круглых воздухозаборников была изготовлена и отправлена в ЦАГИ канальная модель КТ10-7. Результаты продувок моделей были получены летом-осенью 1974-го. По сравнению с ранее исследовавшимся вариантом Т10/5 удалось улучшить характеристики на дозвуке: за счет уменьшения площади омываемых поверхностей уменьшился коэффициент лобового сопротивления и почти на 1 ед. повысилось максимальное качество, но вот на сверхзвуке из-за увеличения миделя и наличия большого провала в графике площадей резко увеличилось волновое сопротивление. По результатам испытаний модели 2Т10-1 вновь подтвердилось наличие проблем с балансировкой самолета на больших углах атаки.

Таким образом, для улучшения аэродинамических характеристик требовалась дальнейшая углубленная проработка схемы и поиск новых технических решений для уменьшения миделя и улучшения графика площадей.

Статья подготовлена по материалам книги П. Плунского, В. Антонова, В. Зенкина, Н. Гордюкова и И. Бедретдинова «Истребитель Су-27. Начало истории».

Продолжение следует

Михаил МАСЛОВ

Основной состав Отдела морского опытного самолетостроения (ОМОС) в Ленинграде весной 1927 г. В центре сидит Д. П. Григорович, по его правую руку сидит В. Б. Шавров, по левую руку — П.Д. Самсонов. Слева во втором ряду стоит В.М. Мясищев

Во второй половине 1924 г. в советской авиапромышленности назрела необходимость очередных изменений, способных, прежде всего, повысить эффективность проектирования и строительства новых опытных самолетов. Указывалось, в частности, что вплоть до 1 октября 1924 г. на ГАЗ № 1 не существовало официально принятой и утвержденной программы опытного самолетостроения, большинство летательных аппаратов проектировались по мере появления интереса к таковым со стороны заказчика, то есть управления Воздушного Флота. Сложившееся положение признавалось ненормальным, одновременно не устраивали сроки изготовления опытных самолетов и результаты их испытаний. Поэтому, с января 1925 г. в системе авиапромышленности начались поэтапные структурные изменения.

Поначалу, взамен Главкоавиа образовали Государственный трест авиапромышленности (Авиатрест), составили программу опытного строительства, конструкторское бюро и опытное производство авиазавода № 1 объединили в Опытный отдел, который возглавил Н.Н. Поликарпов. Одновременно, в начале 1925 г. Авиатрестом создается еще один центр опытного строительства в Ленинграде на ГАЗ № 3 «Красный летчик». Это подразделение, получившее наименование отдела морского опытного самолетостроения (ОМОС), начало полноценно функционировать летом, а с октября 1925 г. ОМОС окончательно оформился как самостоятельная организация. Существовало предложение организовать еще один отдел самолетостроения на ГАЗ № 10 в Таганроге, однако реализовать его не удалось по причине недостатка технического персонала.

Отдел морского опытного самолетостроения в Ленинграде с момента образования возглавил Д.П. Григорович. Его заместителем стал А.Н. Седельников, заведующим производством — В.Л. Корвин, расчеты аэродинамики и прочности вели К.А. Виганд, В.Н. Беляев (недолго), А.Л. Гиммельфарб и З.И. Журбина, конструктивную проработку — П.Д. Самсонов и В.Б. Шавров, чертежным бюро заведовал Н.Г. Михельсон. Всего работало несколько десятков человек.

19 мая 1926 г. было решено объединить все конструкторское дело и создать Центральное конструкторское бюро (ЦКБ) Авиатреста. Для осуществления руководства опытным самолетостроением образовали Технический совет Авиатреста под председательством С.О. Макаровского (технический директор Авиатреста), были назначены постоянные члены Техсовета, обладающие решающим голосом: Е.А. Чудаков (ГУМП), А.Н. Туполев (ЦАГИ), Н.Р. Бриллинг (НАМИ). Правом совещательного голоса обладали: Б.Н. Юрьев, Б.С. Стечкин, В.К. Климов, И.И. Погосский, С.В. Ильюшин, Д.П. Григорович, Н.Н. Поликарпов (в такой последовательности они были указаны в протоколе первого заседания Техсовета).

Первое заседание Технического совета, состоявшееся 4 сентября 1926 г. утвердило структуру ЦКБ, согласно которой опытное самолетостроение и двигателестроение далее должны были осуществляться следующим образом:

• Предыдущая
• 5/27
• Следующая