Авиация и космонавтика 2011 06 - читать бесплатно онлайн полную версию книги автора (ИСТРЕБИТЕЛЬ-БОМБАРДИРОВЩИК Су-17) #4

ИСТРЕБИТЕЛЬ-БОМБАРДИРОВЩИК Су-17

(Продолжение. Начало в № 05/2011 г.)

ВРЕМЯ РЕШЕНИЙ

К середине 60-х годов были сформированы новые требования к многоцелевому фронтовому самолету:

— сверхзвуковая скорость в крейсерском полете и способность прорыва ПВО на малых высотах;

— короткий взлет и посадка, позволяющие базироваться на полевых аэродромах с длиной ВПП порядка 500–600 м;

— большой радиус действия — 700–800 км с 1 т бомб.

Перспективным для удовлетворения этим противоречивым требованиям представлялось применение крыла с изменяемой стреловидностью (КИС). Собственно говоря, термин звучит как "крыло с изменяемой геометрией", или сокращенно КИГ, так как при повороте консолей существенно меняется не только стреловидность, но и площадь консолей, и относительная толщина профиля, и удлинение, и сужение, одним словом, все важнейшие аэродинамические характеристики главной несущей поверхности.

Хотя сама идея изменения основных параметров крыла зародилась еще в тридцатые годы и имела некоторый опыт реализации, во всей полноте эту проблему предстояло решить только теперь. Всякая идея обретает жизнь только тогда, когда она становится действительно необходимой, а преимущества КИГ наиболее полно могли проявиться именно у сверхзвуковых самолетов с широким диапазоном рабочих режимов полета.

Интерес к изменению стреловидности крыла имеет достаточно давнюю историю, появившись едва ли не сразу с внедрением в авиации самой стреловидной схемы со всеми ее достоинствами и недостатками. Будучи основным элементом конструкции, влияющим на летнотехнические характеристики самолета, крыло в первую очередь "отвечает" за их достижение. Соответственно, и в стремлении обеспечить машине наиболее выгодный диапазон летных параметров внимание конструкторов и аэродинамиков обратилось именно на этот агрегат.

Изменяемая стреловидность крыла сулила получение сочетания наивыгоднейших характеристик на разных режимах полета — от взлетно-посадочных, требующих небольших скоростей, до крейсерских и максимальных, с достижением больших скоростей и высот. Наиболее важным параметром, определяющим аэродинамические характеристики самолета, служит качество, представляющее собой отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению. При прочих равных условиях аэродинамическое качество зависит преимущественно от толщины профиля, удлинения крыла и угла стреловидности. В дозвуковом полете качество возрастает с увеличением удлинения и использованием более толстых профилей, однако имеет тенденцию к уменьшению с ростом стреловидности. Сверхзвуковой полет, напротив, требует использования тонких профилей, малого удлинения и увеличения стреловидности, при которых достигается приемлемое аэродинамическое качество. Сохранить его близким к оптимальному представлялось возможным только посредством изменения геометрических параметров крыла в полете, "подстраиваясь" под меняющиеся условия.

В "развернутом" положении с малой стреловидностью становившееся почти прямым крылом приобретало характеристики, удовлетворяющие требованиям обеспечения взлетно-посадочных качеств, придавая самолету возможность держаться в воздухе и управляться на небольших скоростях, способствуя упрощению пилотирования на этих режимах, а также позволяя использовать для взлета и посадки площадки ограниченных размеров. Дополнительные выгоды приносила также возможность использования механизации крыла, предкрылков и закрылков, устанавливаемых по всему размаху "развернутого" крыла и наиболее эффективных как раз у прямого крыла большого удлинения. Их применение позволяло затянуть срыв потока на больших углах атаки, сопутствующих взлетно-посадочным режимам, и получить дополнительный выигрыш в уменьшении скорости. Теоретически разбег и пробег самолета с крылом в такой конфигурации представлялось возможным уменьшить в 1,5–2 раза, а вертикальную скорость снижения при заходе на посадку — в 2–2,5 раза.

"Сложив" крыло, самолет лучше соответствовал требованиям скоростного полета: увеличенная стреловидность, сопровождавшаяся уменьшением толщины и удлинения, а также трансформированием профиля в "остроносый", позволяла затянуть "волновой кризис", возникающий из-за появления скачка уплотнения, сопутствующего около-и сверхзвуку. В сочетании с меньшим лобовым сопротивлением это способствовало достижению требуемых скоростей. Кроме того, у стреловидных крыльев выход на сверхзвук не сопровождался значительным смещением положения фокуса, свойственным прямому крылу, соответственно, и расходы на перебалансировку оказывались не столь существенными (в обычном случае компенсировать изменение балансировки самолета необходимо рулем высоты, используя автоматику для сохранения устойчивости).

Крыло большой стреловидности обеспечивало также выгоды при скоростном полете на малых высотах, вошедшем в практику боевого применения при осуществлении скрытного прорыва ПВО, скоростном броске к цели и нанесении маловысотного удара. Полет у земли на этом режиме сопровождается не самыми благоприятными условиями — приземной турбулентностью воздуха, возмущениями атмосферы, восходящими и нисходящими потоками, вызванными особенностями земной поверхности и ее нагревом. Все эти возмущения воздействуют на самолет, создавая болтанку. На большой высоте экипаж имеет возможность обнаружить и обойти область неспокойной атмосферы, в полете у земли это практически невозможно из-за недостатка времени и по тактическим соображениям. Болтанка с частой сменой перегрузок и тряской одинаково плохо переносится и летчиком, и машиной. Весьма ощутимые сотрясения с уровнями, выходящими на грань допустимых, негативно сказываются на состоянии конструкции, прочности и работоспособности оборудования, а для человека их высокая частота способна привести к самым негативным последствиям. Исследования авиационных медиков показывали, что изменения перегрузки с амплитудой 0,5, происходящие с частотой 5… 12 раз в минуту, сказываются на работоспособности летчика, но переносимы при надлежащей тренировке, однако при частотах свыше 12 раз в минуту они практически непереносимы и выполнение задачи становится проблематичным. В то же время по мере роста скорости в полете у земли самолет чаще "натыкается" на очаги турбуленции и атмосферные порывы, следствием чего оказывается более частая тряска. В "компактном" виде со сложенным крылом коэффициент подъемной силы уменьшается, машина становится менее чувствительной к болтанке и подвергается меньшим нагрузкам как по частоте воздействий, так и по амплитуде. Уменьшение этой зависимости от атмосферных турбуленций улучшает условия пилотирования, предотвращает чрезмерное утомление экипажа, а также способствует эффективности выполнения задачи за счет улучшения условий работы летчика и оборудования, возможности ориентирования, точного прицеливания и нанесения удара.

Изменение стреловидности крыла с сопутствующим изменением аэродинамических параметров позволяло варьировать также условия выполнения боевой задачи, в частности, при обеспечении требуемой дальности полета. В общем случае принято считать, что наилучшая дальность достигается при полете с высоким аэродинамическим качеством, свойственным прямому крылу. На практике не менее существенными оказываются и другие факторы, сопутствующие выполнению задания, определяющими для которых может оказаться, к примеру, набор параметров, включающий удельную нагрузку на крыло. Малая удельная нагрузка, свойственная "развернутому" крылу, обеспечит как хорошие взлетно-посадочные качества, так и большую дальность полета на дозвуке. Если же предполагается выполнение скоростного полета к цели и быстрый разгон для боевого маневрирования, более выгодным является обеспечение высокой удельной нагрузки, достигаемой "складыванием" крыла и полетом с большой стреловидностью, причем и дальность при этом за счет меньшего сопротивления может оказаться несколько выше.

В числе требований военных было обеспечение возможности роботы боевых самолетов с полевых аэродромов, чему Су-7Б отвечал не лучшим образом

Работы над проектами самолетов с КИС были начаты в нескольких странах. В ходе исследований выяснилось, что достоинства этого варианта решения сопровождаются неизбежным усложнением конструкции, ростом массы, снижением величины допустимых перегрузок, появлением проблем с устойчивостью. Тем не менее, американцы запустили в производство тактический ударный самолет F-111, а позднее палубный истребитель F-14 и стратегический бомбардировщик В-1. Французы же, построив несколько опытных машин (Мираж G, G8), пришли к выводу, что достичь приемлемых результатов можно и более дешевыми средствами. Англичане и вовсе в то время ограничились проектными проработками конструкций с КИС, однако (от судьбы не уйдешь) пришли-таки со временем к созданию "паневропейского" многоцелевого боевого самолета MRCA (будущего "Торнадо").

На фоне повсеместного интереса и планируемого широкого внедрения КИС едва ли не повсюду, включая и пассажирские самолеты, были инициированы работы в этом направлении и у нас в стране. Свое слово сказали военные, не желавшие допустить очередного отставания от "магистрального пути" технического прогресса, благо подобные настроения подогревались многочисленными публикациями в тогдашней зарубежной прессе о перспективах и планах работ по КИС. Само наличие у потенциального противника уже летающих самолетов с КИС, притом не экспериментальных, а боевых, выглядело вызовом. Особенное впечатление произвели готовившиеся закупки американцами F-l 1 1 в тысячных количествах и ожидаемое создание на его базе стратегического бомбардировщика. Ответить на планы империалистов у нас было нечем, и Главком ВВС К,А. Вершинин, вновь и вновь возвращаясь к этой теме, с понятным недовольством писал в марте 1965 года: "В Советском Союзе к этому времени результаты НИОКР по самолетом с КИГ — крайне незначительны. КБ только приступили к созданию таких самолетов".

Вскоре в Советском Союзе новое направление приобрело характер масштабной кампании по переводу ВВС на боевые самолеты с крылом изменяемой стреловидности. Самое широкое внедрение подобного крыла в военной авиации предусматривалось уже "Основными направлениями развития вооружения и военной техники на 1966- 70 гг.". Этот программный документ, имевший особое значение, фактически определял будущее и перспективы военного строительства. Готовился такой перспективный и объемный план нечасто, разрабатывался Генштабом и рассматривался на самом высоком правительственном уровне. Среди прочих задач, стоящих перед авиопромом, "Основными направлениями…" самым непосредственным образом указывалось обеспечить "внедрение в самолетостроение новейших достижений в области аэродинамики, в т. ч. крыла изменяемой геометрии".

Решения были приняты, задачи поставлены. В результате в последующее десятилетие практически все виды нашей военной авиации получили новую технику — истребитель МиГ-23, истребители-бомбардировщики МиГ-27 и Су-17, фронтовой бомбардировщик Су-24, дальний бомбардировщик Ту-22М, а затем и стратегический Ту-160. Кроме того, было создано множество проектов самолетов с КИС — как принципиально новых, так и модификаций уже существующих машин.

F- 111 стал первенцем в поколении боевых самолетов с крылом изменяемой геометрии

Одним из первых к подобной схеме обратился В.М. Мясищев. Приступив к делу с присущей ему методичностью и основательностью, Мясищев не только предложил несколько вариантов бомбардировщика с крылом изменяемой геометрии, но и провел параметрические исследования рациональности и перспективности такой схемы. К компоновке стратегического ударного самолета с КИГ пришли и конструкторы ОКБ П. О. Сухого, чей весьма нетрадиционный проект Т-4МС с интегральной компоновкой отличался фантастическими для того времени характеристиками — достаточно сказать, что машина обладала высочайшим аэродинамическим качеством, равным 17,5, и своими обводами предвосхищала будущие "стелсы". В конкурсе но межконтинентальный стратегический ударный самолет суховский проект был признан лучшим и руководством авиапрома, и военными, однако по "политическим соображениям" его реализацию отложили, оставив дальнюю авиацию за туполевцами, а Сухому предписали сосредоточиться на привычной для него тематике фронтовых самолетов.

Малоизвестно, но и будущее Е-155 (еще не ставшего МиГ-25) виделось также с использованием крыла изменяемой стреловидности. В конце концов, сложилось так, что планы создания ударного варианта Е-155 с крылом изменяемой геометрии пришлось свернуть, посчитав самолет дублирующим уже достаточно далеко продвинувшийся проект суховцев Т-58М (будущий Т-6 и, в серии, Су-24). Как ни парадоксально может показаться в свете дальнейшего развития событий, но о столь перспективно выглядевшем крыле изменяемой стреловидности в проекте Т-58М на тот момент речь не шла, и намеченных успехов предполагали достичь, прежде всего, за счет тех же подъемных двигателей, обеспечивавших машине характеристики короткого взлета и посадки на грунтовых аэродромах (а там, глядишь, и вертикального взлета и посадки удалось бы добиться — утверждавшее выбор Т-58М решение Военно-Технического Совета ВВС о выборе типа истребителя-штурмовика для опытного строительства отдельным пунктом намекало на "перспективу дальнейшего совершенствования самолета по взлетно-посадочным характеристикам ").

Зная о дальнейшем развитии событий и перипетиях вокруг суховского самолета, не избежавшего-таки внедрения КИС, трудно избежать морали о тенденциях, приобретавших силу предопределенности. Как-никак, именно П.О. Сухому принадлежал приоритет в предложении использовать это конструктивное решение, сделанном куда раньше остальных наших самолетостроителей. Еще в марте 1963 года, за два с лишним года до того, как интерес к вопросам, связанным с изменяемой стреловидностью, стал проявляться в переписке авиапрома и военных, П.О. Сухой направил письмо со своими предложениями на этот счет в адрес председателя Госкомитета Совмина СССР по авиационной технике П. В. Дементьева (на тот момент так именовалось его ведомство, в 1965 году вернувшееся к более привычному по дохрущевским временам структуре и наименованию Министерство авиационной промышленности (МАП)). Обосновывая перспективы такой схемы для многоцелевого самолета, П. О. Сухой писал:

"ОКБ-51 рассмотрены возможности создания многоцелевого самолета с изменяемой в полете стреловидностью крыла, который при установке различных вариантов оборудования и вооружения способен успешно выполнять функции истребителя-бомбардировщика, разведчика и истребителя-перехватчика.

Применение для такого самолета крыла с изменяемой в полете стреловидностью, о следовательно и удлинением, позволяет удовлетворить противоречивым требованиям и получить оптимальные характеристики по взлету и посадке, дальности полета, максимальной скорости и потолку.

Следует особо отметить еще одно важное преимущество самолета с крылом изменяемой стреловидности. Для уменьшения вредного воздействия на самолет вертикальных порывов при полете вблизи земли следует применять крыло с малой несущей способностью, т. е. с большой стреловидностью и малым удлинением, у которого вертикальный порыв создает малое изменение перегрузки. Таким образом, самолет с крылом изменяемой в полете стреловидности, совершая взлет и посадку с малой стреловидностью и большим удлинением, будет иметь возможность совершать полет у земли на больших трансзвуковых скоростях с большой стреловидностью и малым удлинением.

Результаты проработок, проведенных в ОКБ-51, показывают, что самолет с крылом изменяемой стреловидности по сравнению с самолетом того же назначения, с той же силовой установкой, но с крылом постоянной стреловидности х=600 будет иметь следующие преимущества.

— скорость отрыва уменьшается на 26 %;

— длина разбега уменьшается на 45 %;

— посадочная скорость уменьшается на 26 %;

— длина пробега уменьшается на 40 %;

— прирост перегрузок у земли на скорости 1000 км/ч при вертикальном порыве 10 м/сек — уменьшается на 30 %;

— дальность полета на высоте 10–12 км на М< 1,0 — увеличивается на 38 %.

Эти результаты показывают, что создание многоцелевого самолета с крылом изменяемой в полете стреловидности обеспечит получение оптимальных летно-технических характеристик на всех режимах полета.

Примечательно, что роль шла не о постройке экспериментальной машины: уверенность и проработка вопроса позволяли Генеральному конструктору говорить о создании полноценного боевого самолета с широкими возможностями, включая базирование на полевых аэродромах с использованием колесно-лыжного шасси, заявляя скорость у земли 1400 км/ч и на высоте — 2500 км/ч, а также достаточно высокую дальность полета с боевой нагрузкой в тонну бомб, равную 1100 км у земли и 2800 км на высоте. Самолет должен был иметь два турбореактивных двигателя РД- 21Ф-300, нести две пушки НР-30, а также вооружение из обычных и ядерных бомб и ракет для поражения наземных и воздушных целей, размещаемое на шести точках наружной подвески. Для компенсации смещения аэродинамического фокуса при изменении стреловидности крыла самолет предполагалось оснастить дестабилизатором в носовой части, свободно "плавающим" на дозвуке и фиксирующимся при полете на сверхзвуковых скоростях.

Согласно резолюции Дементьева, министр оценил "предложение интересным" и оно было подготовлено для обсуждения на научно-техническом совете Госкомитета. 4 мая 1963 года появился приказ ГКАТ, которым ОКБ ставилась задача по разработке в 1964 году эскизного проекта самолета с изменяемой стреловидностью крыла на базе Су- 7БМ. Однако дальнейший ход дел оказался не прост — у власти все еще находилось "ракетное лобби" и действовало распоряжение, категорически запрещавшее ведение работ по созданию новых образцов самолетов, разрешая лишь проработку уже санкционированных модернизаций существующих машин. Отражением перипетий вокруг правительственной директивы явилась и эпопея с продвижением ударного самолета Т-58М — заказчик хотел получить "настоящий бомбардировщик", но, по обоюдному согласию, работы велись "всего лишь" над новым вариантом существующего истребителя Т-58 (Су-15), соблюдая "правила игры" и как бы не выходя за предписанные рамки только модернизационных работ, (посвященные, правда, зноли, что от прежней машины уже по первым прикидкам практически ничего не остается).

В таких условиях даже при наличии одобрения со стороны ГКАТ, развертывание новой темы и работы по самолету с крылом изменяемой стреловидности могли идти лишь по заданию модернизации существующего образца. Исследования, однако же, продолжались, и наступившие перемены в правительстве и в ведомстве заказчика позволили суховцам совершить неожиданный для стороннего наблюдателя рывок, опередив остальные ОКБ в тематике крыла изменяемой стреловидности и получив весьма удачные результаты. До поры до времени проработки носили инициативный и не особо афишируемый характер, однако в октябре 1964 года произошли известные события, связанные со смещением Н.С. Хрущева, самым непосредственным образом отразившиеся на ходе дел в авиапроме.

Многолетний помощник и товарищ Гзнерального конструктора — его первый заместитель Евгений Алексеевич Иванов

Новым руководителем страны стал Л.И. Брежнев, ранее занимавший должность секретаря ЦК по оборонной промышленности, достаточно хорошо осведомленный в этих вопросах и, что немаловажно, уважаемый среди работников "оборонки". Для исправления "некоторых перегибов" хрущевской эпохи произвели перераспределение приоритетов, в том числе, и в пользу военной авиации, признанной одной из важнейших составляющих современных Вооруженных Сил.

Непосредственным свидетельством наступивших перемен стала серия визитов руководителя авиапрома П.В. Дементьева во все ведущие авиационные ОКБ, которым была обещана полная поддержка в реализации самых смелых проектов. Как охарактеризовал тот период академик Е.А. Федосов, глава ведущего в отрасли НИИ авиационных систем, "наш авиапром словно очнулся от какого-то сна и бросился догонять упущенное".

В декабре 1964 года Дементьев побывал и в ОКБ П.О. Сухого. Ознакомившись с состоянием перспективных работ, министр признал их весьма ценными и пообещал обеспечить продвижение проектов на правительственном уровне. Свои обещания он выполнил. Вскоре вышли соответствующие постановления правительства, что означало не только "зеленый свет" работам, но и должное обеспечение и финансирование.

С-22И стоп первым Отечественным самолетом с крылом изменяемой стреловидности

Руководитель темы по самолету с крылом изменяемой стреловидности Н. Г. Зырин

С-22И

Первым в СССР самолетом с крылом изменяемой стреловидности стал С-22И, разработанный в ОКБ-51 П.О. Сухого (в 1966 году прошло переименование предприятий оборонной промышленности и ОКБ-51 ПО. Сухого, до того работавшее совместно с опытным производством как "Государственный союзный опытный завод № 51 МАП", стало называться Машиностроительный завод "Кулон"). Павел Осипович Сухой, верный своему принципу "искать простые и изящные решения", предложил решить проблему создания нового многоцелевого самолета, оснастив крылом изменяемой стреловидности хорошо зарекомендовавший себя истребитель-бомбардировщик Су- 7Б, что позволило бы избавить этот самолет от свойственных ему недостатков — чрезмерно высокой посадочной скорости, требовавшей наличия большой бетонированной ВПП, и недостаточной дальности (из-за прожорливого двигателя самолет заслужил репутацию "трубы, через которую вылетает топливо").

Ввиду большой степени новизны на первом этапе речь шла не о создании боевой машины, а о постройке экспериментального самолета для проверки концепции и отработки конструктивных решений. Принятие Су-7Б за отправную точку несколько упрощало задачу, снижая технический риск — как-никак, новую машину не стали делать "с нуля", использовав уже хорошо отработанную конструкцию. Такой подход, как показал дальнейший опыт, себя полностью оправдал и первые же испытания сулили вполне обнадеживающую перспективу. Иным путем пошло ОКБ А. И. Микояна, создававшее свой МиГ-23 "с чистого листа", и в конструкции которого буквально все было в новинку, начиная с аэродинамики и компоновочной схемы и оканчивая новыми конструкционными материалами и технологиями. Путь этот оказался крайне тернистым, машина потребовала многих усилий, средств и времени для доводки, вызывая справедливые нарекания руководства авиапрома и заказчика.

Работы по проектированию экспериментального самолета были начаты в ОКБ в инициативном порядке в 1963 году. Руководителем темы назначался Н.Г. Зырин, один из ближайших соратников П.О. Сухого, а ведущим конструктором от бригады № 1 (бригады проектов ОКБ, занимавшейся перспективным проектированием) первоначально стал Н.С. Пономарев. Конструктивно-силовая схема крыла определялась достаточно просто: вид крыло в плане был сохранен без существенных изменений, размеры неподвижных частей крыла (НЧК) определялись положением основных стоек шасси, конструкция и кинематика которых также не менялись по сравнению с Су-7Б. При этом сохранялся силовой треугольник крыла, образованный главной балкой, корневой частью лонжерона и бортовой нервюрой, служащий для передачи на фюзеляж изгибающего и крутящего момента от крыла, а также поперечной перерезающей силы. Поворотные части крыла (ПЧК) занимали по сравнению с аналогичными проектами тех лет относительно небольшую часть размаха. Предложенная Генеральным конструктором идея позволяла не только оставить прежними фюзеляж, оперение и шасси, но и решала проблему сохранения устойчивости, ведь вслед за поворотом крыла смещался и аэродинамический фокус самолета.

Уже в 1963 году модели крыла прошли первые продувки в ЦАГИ. Аэродинамические исследования показали, что схема, проработанная ведущим компоновщиком фирмы начальником бригады проектов А.М. Поляковым и одобренная П.О. Сухим, оказалась очень удачной. Сохранение значительной площади неподвижного центроплана и удачно выбранное положение осей поворота приводили к незначительному изменению центровки, порядка 2 %, оставляя продольную устойчивость самолета в допустимых пределах во всем диапазоне допустимых скоростей и углов поворота (у истребителя МиГ-23М со значительно меньшей площадью неподвижной части крыла перекладка консолей приводила к смещению центровки на 2,5–3 %). Минимальный угол стреловидности поворотных частей крыла был принят равным 30°, а максимальный остался таким же, как и у Су-7Б — 63°. При изменении стреловидности от минимальной до максимальной площадь крыла менялась с 38,5 м 2 до 34,5 м 2, удлинение — с 4,88 до 2,69 и относительная толщина — с 12 % до 7 %. Еще более внушительным было улучшение аэродинамического качества — показатель, характеризующий совершенство аэродинамики самолета и представляющий собой отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению; при выпуске крыла его значение возрастало с 9,0 до 11,7, обеспечивая на крейсерских режимах 30 % прирост этого важного параметра.

Но предстояло решить основной вопрос — создать поворотные консоли и шарнир, который стал в буквальном смысле самым "узким" местом конструкции. В обычном крыле все нагрузки, возникающие в полете, воспринимаются всей взаимосвязанной силовой конструкцией, здесь же многотонные силы и моменты с поворотных консолей предстояло снять одним, притом небольшим по размерам узлом — центральным шарниром, связанным с лонжероном центроплана (опорный поворотный рельс, также включавшийся в работу, должен был воспринимать лишь небольшую часть нагрузок). Этот же узел должен был обеспечивать и само перемещение поворотной консоли при изменении угла стреловидности. Размеры шарнира ограничивались небольшой строительной высотой крыла тонкого скоростного профиля, измеряемой всего порой десятков сантиметров.

Потребовалось изменить и усилить конструкцию центроплана, ведь установка поворотного шарнира полностью меняла характер его нагружения. Каждый из двух шарниров, левый и правый, разместили во внешней вершине силового треугольника из переднего лонжерона, подкосной балки и бортовой нервюры соответствующей половины центроплана. Часть усилий на опорные рельсы неподвижной части крыла передавали опорные ползуны, с помощью которых консоли скользили при перемещении. И, наконец, когда крыло занимало положение, соответствующее максимальной стреловидности, при котором в скоростном полете нагрузки были наибольшими, в работу включались дополнительные опоры, установленные на задних стенках поворотных консолей.

Довольно сложной задачей при проектировании неподвижной части крыла оказалась конструкция его хвостовой части, в обычном крыле участка, как правило, менее нагруженного и потому относительно несложного. При увеличении стреловидности значительная часть консолей уходила именно в этот отсек, то есть он должен был лишиться привычного силового набора — его входящие части консолей буквально "выдавливали" наружу. Известно, что наибольшей прочностью и жесткостью обладают замкнутые контуры, и сохранение прочностных характеристик открытой пустотелой хвостовой части крыла требовало ее подкрепления. Проблему решили оригинально и просто: по торцам неподвижной части крыла установили мощные вертикальные ребра, выполнявшие роль нервюр и одновременно служившие аэродинамическими перегородками. Впоследствии они были использованы еще и для установки на них балочных держателей для подвески вооружения.

Серьезной проблемой стало создание системы управления изменением стреловидности. Гидроприводы поворота консолей на первом этапе разрабатывал конструктор отдела гидравлики Ю.М. Крайзгур. Сначала предполагалась установка относительно простых гидроцилиндров, обеспечивавших два фиксированных положения крыла, соответствовавших максимальной и минимальной стреловидности. Но уже в начале работ выяснилось, что простая, на первый взгляд, система поворота таила в себе ряд проблем, одной из которых была невозможность синхронизации перемещения консолей. Обычные гидроцилиндры, имевшие кокие-то допуска в работе, отклоняли левую и правую консоли с разной скоростью, что было неприемлемым. Вскоре это решение сменилось более перспективным, позволявшим обеспечивать плавное изменение стреловидности крыла с помощью электрогидромеханической системы, работавшей от общей гидросистемы самолета и состоявшей из двух гидромоторов ГМ-36, которые через угловые редукторы передавали вращение на силовые шариковые винты, перемещавшие ПЧК.

Применению силовых шариковых винтов способствовало изучение в ОКБ обломков американского истребителя-бомбардировщика F-105 "Тандерчиф", привезенных из Вьетнама. У него закрылки выпускались с помощью шариковых винтовых механизмов, которые превращали вращательное движение привода в поступательное движение штока. Работа устройства получалась достаточно плавной, обеспечивала вполне потребные усилия, а сам агрегат имел компактную и даже изящную конструкцию. Несмотря на то, что изучать приходилось обломки сбитого самолета, механизм действовал, что говорило о его надежности и долговечности. Подобные устройства были освоены уже и отечественным авиапромом. В результате проработки проекта конструктор отдела крыла Б. Вахрушев предложил применить на С-22И винтовые механизмы, аналогичные используемым на Ил-18 для выпуска и уборки закрылков. Приспособили также агрегаты гидравлики с других машин.

Испытания Су-7 с крылом изменяемой стреловидности в аэродинамической трубе ЦАГИ

Устройство синхронизации работы гидропривода обеспечивало симметричную перекладку консолей и было очень простым: редукторы гидромоторов соединялись между собой карданным валом, проходившим сквозь фюзеляж самолета. При отказе одного из гидромоторов оставшийся обеспечивал синхронную перекладку крыла, хотя и с меньшей угловой скоростью. Фиксацию крыла в любом промежуточном положении обеспечивали гидромеханические тормозные устройства. Для управления перекладкой крыла в кабине самолета установили электромагнитный кран и индикатор угла стреловидности консолей УПРТ-2 с парой стрелок, указывавших положение консолей.

Поскольку реверсивный ротативный поршневой гидромотор ГМ- 36 (уже применявшийся до этого в системе уборки-выпуска закрылков на Ан-12 и Як-28) работал от давления 150 кгс/см², а гидросистема С-22И имела давление 210 кгс/см², разработчики привода не давали "добро" на его использование (чего доброго, тот еще и разорвало бы под запредельной нагрузкой). Пришлось организовать встречу Н. Г. Зырина с главным конструктором гидроагрегатов Зверевым, который дал письменное разрешение на эксплуатацию ГМ-З6 в течение 10 полетных часов под требуемым давлением.

Разумеется, все эти новации неизбежно вели к некоторому утяжелению конструкции — масса пустого самолета возросла примерно на 400 кг. С учетом того, что машина сохраняла те же скоростные характеристики и достаточно большие допустимые перегрузки, свойственные основным расчетным случаям, такое увеличение массы всего на 4,5 % от исходной конструкции следует считать минимально возможным.

Шарнир поворотной консопи крыло самолета С-22И

Крыло С-22И получило выдвижной предкрылок по всему размаху консопи

Демонстрация уборки и выпуска крыло на С-22И

Работы по созданию первого в стране крыла с изменяемой стреловидностью шли в тесном сотрудничестве со многими центральными научно-исследовательскими учреждениями. Так, по результатам продувок в аэродинамических трубах ЦАГИ было решено, кроме применения трехсекционных выдвижных закрылков центроплана и поворотных закрылков консолей, сохранившихся с Су-7Б, механизировать и переднюю кромку крыла. Решение это появилось не сразу — тонкое крыло сверхзвукового самолета прежде механизацией передней кромки не оснащали, однако предкрылок обещал улучшить срывные характеристики, повысив аэродинамическое качество и обеспечив возможность полета на больших углах атаки, что позволяло рассчитывать на дальнейший выигрыш во взлетно-посадочных качествах и маневренных свойствах самолета. С точки зрения аэродинамики, предкрылок позволял компенсировать неприятный эффект, возникавший при отклонении консолей на малые углы стреловидности, когда из-за появления излома по передней кромке с неподвижной частью нарушалась плавность обтекания и начиналось вихреобразование с развитием срывных явлений, особенно энергичное с увеличением угла атаки. Срыв потока сопровождался падением подъемной силы, ухудшением продольной устойчивости, а также снижением эффективности элеронов. Предкрылок, обеспечивавший плавное перетекание потока на верхнюю часть крыла, позволял нормализовать обтекание, снижая возможность отрыва потока. Установка по всему размаху консольной части крыла отклоняющихся на 10° предкрылков позволила затянуть срыв потока на крыле с угла атаки 17° до 22°. Управление предкрылками и закрылками осуществлялось от силовой гидросистемы самолета. Благодаря этим конструктивным особенностям механизации крыла были достигнуты куда лучшие по сравнению с Су-7Б аэродинамические характеристики нового самолета на взлетно-посадочных режимах. Ток, коэффициент подъемной силы Су на взлете для С-22И равнялся 0,87, в полтора раза выше, чем у Су-7БКЛ, где его значение составляло 0,58. Еще большим Су был в посадочной конфигурации при полном выпуске механизации — 0,68 для "семерки" и 1,07 для машины с крылом изменяемой стреловидности.

При статических и ресурсных испытаниях агрегатов, также проведенных на базе ЦАГИ, выяснилось и то, что жесткость крыла существенно зависит от точности сборки и зазоров в конструкции поворотного узла — даже небольшие люфты могли привести к его разрушению. Крыло С незатянутым шарниром, в сборке которого присутствовали микроскопические зазоры, на стенде дрожало и тряслось, недодавая требуемой жесткости чуть ли не на порядок. В поисках дефекта перебрали всю конструкцию, пока кто-то не догадался просто затянуть гайки должным образом, разом сняв проблему. Работоспособность шарнира при высоких нагрузках была обеспечена созданной в Центральном институте авиационных топлив и масел смазкой Свинцоль-01. Она представляла собой хорошо известный не только в авиации вязкий смазочный состав Циатим-201 с добавлением порошкообразного свинца. Благодаря этому новая смазка обладала повышенными противоизносными и противозадирными свойствами, работала при температурах от -60 до +90 °C, хотя и была небезвредна для здоровья.

Новый самолет получил обозначение по ОКБ С-22И (изменяемая стреловидность), свидетельствующее о тесном "родстве" с Су-7 (С-22). Неофициально создатели машину еще называли "стрелка". Решением конструктивных вопросов в бригаде крыла занимались В. Крылов, Б. Вахрушев, Р. Емелин и Б. Рабинович. В мае 1965 года был успешно защищен эскизный проект самолета, а затем построен деревянный макет, на котором отрабатывались конструктивные и технологические вопросы. Уже в процессе эскизного проектирования были детально проработаны и изготовлены наиболее сложные узлы конструкции, включая узел поворота и задняя опора консоли, а также пустотелый отсек центроплана. Натурные агрегаты с конца 1964 года проходили отработку на стендах. Для испытаний на прочность был изготовлен комплект поворотного крыло.

По итогам защиты эскизного проекта вышел приказ министра авиапром от 20 августа 1965 года, согласно которому предписывалось к концу II-го квартала 1966 года построить и передать на испытания два экземпляра "экспериментального самолета Су-7Б с крылом изменяемой стреловидности", один из которых предназначался для летных испытаний и второй — для прочностных статических.

Планер машины для статических испытаний, получивший обозначение С-22И-0, был закончен сборкой уже к концу 1965 года, и с начала следующего началась его отработка на стендах. Первый опытный экземпляр машины строился на базе фюзеляжа серийного Су-7БМ (№ 48–06 выпуска 1963 года), что позволило использовать отработанную конструкцию и многие из агрегатов самолета, сэкономив время и средства. Пошедшая на переделку машина до середины 1964 года служила в строевом авиаполку ВВС, а затем была передана в распоряжение ОКБ и использовалась в различных испытательных программах. Судьбу её предопределил случай 22 июня 1965 года, когда в полете летчика-испытателя Е.С. Соловьева по неустановленной причине произошел заброс по перегрузке до 8,0, после чего самолет решили к подобным программам больше не допускать и, после полной дефектации, использовать для переделки в С-22И.

В соответствии с проектом, прежнее крыло снималось, а центральную часть фюзеляжа сообразно изменению конструкции подвергли серьезной доработке. Для подкрепления пустотелого отсека центроплана снаружи приклепали пору маленьких Т-образных профилей, расположенных вдоль по потоку. По торцу стояла мощная аэродинамическая перегородка с пилоном подвески вооружения в нижней части. Консоли имели трехсекционный предкрылок и поворотный закрылок, а также элерон в концевой части.

Кабина самолета С-22И была оборудована новыми органами управления, но прицельное оборудование и часть арматуры управления вооружением на экспериментальной машине была снята

С-22И выруливает для испытательного полета

По конструкции они представляли собой топливные баки-кессоны. Прежние топливные отсеки в корневых частях крыла пришлось ликвидировать из-за размещения на их месте механизмов привода консолей. Самолет отличался также набором оборудования: были демонтированы блоки автопилота АП-28И1, демпфер Д-2К-110 и практически всё вооружение (из его состава сохранили лишь сами держатели под крылом и фюзеляжем, а также цепи аварийного сброса подвесок). В пушечных отсеках центроплана размещались блоки комплекта контрольно-записывающей аппаратуры (КЗА). Для обеспечения больших запасов по пикирующему и кабрирующему моменту при смене центровки решили увеличить углы отклонения стабилизатора.

Все работы (не будем забывать, что самолет с крылом изменяемой стреловидности проектировался в СССР впервые) были выполнены в минимальные сроки — около года, тем самым полностью оправдав выбранный путь создания машины. Вскоре такой же метод "вживления" поворотного крыла в конструкцию уже готового опытного самолета Т-6 привел к появлению Т6-2И, прототипа фронтового бомбардировщика Су-24.

К середине лета 1966 года постройка и отладка самолета была завершена, однако до начала летных испытаний его решили подвергнуть натурным продувкам в ЦАГИ. По результатам этих работ были получены данные для уточненных расчетов его летно-технических и взлетно-посадочных характеристик, параметров устойчивости и управляемости. После этого машину доставили на лётно-испытательную станцию ОКБ на аэродроме ЛИИ в Жуковском. После положенного цикла проверок и наземной отработки систем методический совет ЛИИ под председательством М.Л. Галлая дал разрешение на первый полет С-22И, который был назначен на 2 августа. Его должен был выполнить ведущий летчик-испытатель фирмы B.C. Ильюшин, а ведущим инженером по летным испытаниям был определен Л.М. Моисейчиков.

Погода не благоприятствовала испытаниям — второго число пошел дождь, стояла низкая облачность. Разрешение на вылет было получено лишь благодаря настойчивости Ильюшина — накануне он уже успешно выполнил на С-22И скоростную рулежку с имитацией отрыва передней стойки после разгона. Поведение машины было вполне обнадеживающим: с крылом на минимальной стреловидности она легко разогналась, плавно оторвалась от земли, пройдя над полосой на высоте 3–5 м, и так же гладко выполнила посадку. По всем правилам, стоявшая погода с нижней кромкой облачности в 250 м не была подходящей для первого полета опытной машины и руководство не хотело выпускать ее в воздух, но уверенный в самолете Ильюшин добился своего.

Первый полет продолжался 32 минуты. Сразу после отрыва и крутого набора высоты С-22И скрылся в плотной облачности, затем Ильюшин снизился и, выполнив несколько проходов и виражей, повел машину на посадку. Ввиду ограниченной видимости производить заход пришлось по приборам, с использованием системы слепой посадки ОСП-48.

После полета B.C. Ильюшин докладывал: "Машина устойчива и хорошо управляема по всем трем осям, во всем диапазоне стреловидностей крыло. Выполнил несколько перекладок крыла — они не вносят усложнений в технику пилотирования. Незначительные моменты на пикирование или на кабрирование легко парируются небольшим перемещением ручки". Уже через пару дней, 5 августа 1966 года, B.C. Ильюшин вновь поднял С-22И в воздух. В этот день были выполнены две испытательных работы общей продолжительностью почти полтора часа, к тому же чередовавшиеся летчиком с полетами на обычном Су-7БМ, с которым сравнивалось поведение новой машины.