Авиация и космонавтика 2013 07

Су-27 история создания

Историческая серия «Самолеты России»

В первом полугодии текущего года на страницах нашего журнала рассказывалось о том, как в КБ П.О. Сухого, начиная с 1971 г., велась предъэскизная подготовка проекта будущего истребителя Су-27. В ОКБ достаточно подробно проработали 8 вариантов компоновки Су-27: четыре в рамках развития базовой интегральной аэродинамической схемы и четыре альтернативных варианта. Понятно, что исследовательскую работу в этом направлении можно было продолжать и дальше. Но согласно вышедшему в июне 1974 г. правительственному постановлению были определены достаточно жесткие сроки создания нового самолета. Поэтому руководство ОКБ теперь было вынуждено действовать в рамках жесткого графика, утвержденного Министерством авиапромышленности.

В связи с этим, к концу года требовалось окончательно определиться с выбором варианта компоновки для выпуска рабочей конструкторской документации. Естественно, выбор необходимо было делать в пользу наиболее перспективных и проработанных решений. Здесь особых сомнений ни у конструкторов, ни у руководства не было. Наилучшим виделся вариант интегральной компоновки. Именно по нему имелся наибольший задел отработанных компоновочных решений и хорошие результаты продувок.

Для «рабочего» варианта компоновки требовалось выпустить полный комплект директивной документации, включающий кроме чертежей общего вида и компоновки, еще и конструктивно-силовую схему, схему топливных емкостей, взлетно-посадочную схему, схему подвесок, схему трасс и коммуникаций, схему технологического членения, набор теоретических чертежей по всем агрегатам планера, компоновочные схемы по всем отсекам самолета и т. д.

В рамках подготовки к рабочему проекту выпустили новое «Лицо самолета Су-27», в котором окончательно узаконили конструктивную схему и состав всех основных систем истребителя. Новые «Исходные данные для проектирования Су-27» П.О. Сухой утвердил 30 августа 1974 г. По сравнению с прежним документом, который носил сугубо предварительный характер, здесь существенно ужесточили требования по весовым характеристикам самолета. Теперь нормальную взлетную массу самолета со сдаточным вариантом вооружения (2 ракеты К-27 и 4 К-73) и с заправкой 5350 кг топлива ограничили 20000 кг (ранее, как мы помним, было 21050 кг), а максимальную взлетную массу с полной заправкой топливных баков — величиной 23650 кг (ранее — 25040 кг).

Рассказы о «борьбе за вес» при проектировании любого нового самолета давно стали классикой жанра, и думается, что нет особой нужды объяснять принципиальную необходимость такой работы. В случае же с Су-27 снижение массы самолета было не самоцелью, а диктовалась жесткой необходимостью обеспечить превосходство над лучшими истребителями вероятного противника. Как известно, важнейшим критерием при проектировании Су-27 являлось обеспечение превосходства по маневренности в ближнем воздушном бою. Из простейших формул аэродинамики следовал вывод: уровень маневренности истребителя в наибольшей степени определяется нагрузкой на крыло, тяговоруженностью и располагаемой перегрузкой. Поскольку в реальном воздушном бою маневрирование осуществляется преимущественно на неустановившихся режимах, на первый план выходит уровень располагаемой перегрузки, который в наибольшей степени зависит от степени аэродинамического совершенства истребителя. Понятно, что в этом противоборстве были важны аэродинамические показатели, на достижение которых были направлены основные усилия аэродинамиков. Однако при фиксированных проектных параметрах общей компоновки, площади крыла и тяги двигателей, остальные величины в формулах напрямую зависели от массы самолета. В результате, масса самолета оказалась тем универсальным критерием, который обеспечивал возможность напрямую влиять на исход поединка в ближнем воздушном бою.

Это однозначно подтверждалось результатами математического и полунатурного моделирования воздушных боев, которое выполнялось как в ОКБ, так и в НИИАС. Один из основных выводов, сделанный в ходе этих работ, был сформулирован следующим образом: «Для успешного решения самолетом Су-27 задач при ведении ближнего воздушного боя с самолетами F-15 и F-16 его взлетный вес не должен превышать 20,5 т». Таким образом, жесткая весовая политика, которую вынуждено было осуществлять руководство темы, определялась необходимостью выполнения главной задачи — обеспечения превосходства Су-27 над его соперником F-15 в маневренном воздушном бою.

Кроме того, высокая величина стартовой тяговооруженности, равная 1,2, была напрямую задана в ТТТ ВВС. Даже из этого следовало, что при заданной величине тяги двигателей 12500 кг, нормальная взлетная масса самолета должна была составлять не более 20800 кг.

Но почему в КБ задали нормальную массу в 20 т?

Просто решено было 800 кг «положить в карман» в качестве так называемого «резерва главного конструктора», а в исходные данные вписать величину нормальной взлетной массы 20000 кг.

Следует немного подробнее рассказать об общих принципах «весовой» политики, проводившейся в ОКБ. При формировании в 1970 г. 100-го отдела, в его состав была включена весовая бригада. Это, несомненно, обеспечивало существенные преимущества в плане оперативности проектных работ. «Весовое» сопровождение разработки Су-27 в бригаде 100-4, возглавляемой P.M. Дриго, велось непрерывно, начиная с самых ранних стадий проектирования. Работа строилась по обычной схеме: на начальных этапах проектирования масса самолета, его массово-центровочные и массовоинерционные характеристики определялись расчетными методами на основании статистических данных, имевшихся в ОКБ, и получаемых от разработчиков систем. По мере возрастания глубины конструктивной проработки, расчеты уточнялись. Полученные данные постоянно сверялись с лимитами, и в случае, когда намечалось любое расхождение, проводились совещания с привлечением начальников и ведущих специалистов соответствующих отделов, по результатам которых последние должны были разработать соответствующие мероприятия для выполнения лимитов.

Весовые лимиты для проектирования Су-27 подготовили к ноябрю 1974 г. Согласно этому документу масса пустого самолета не должна была превышать 13350 кг (ранее — на тонну больше). Распределение массы пустого самолета по основным составляющим задавалось следующим: планер — 5760 кг, силовая установка — 4120 кг (из них сухая масса двух двигатёлей — 3000 кг), общее оборудование — 1770 кг, специальное оборудование и встроенное вооружение — 1700 кг.

Интересен следующий факт: весовые лимиты для отделов оставили на прежнем уровне, т. е. исходя из нормальной взлетной массы 20000 кг, а прочностной и аэродинамический расчет решили производить для массы 20800 кг.

К марту 1975 г. в отделах КБ «прожевали» директивную документацию, и выдали собственные сводки, после чего в расчете был выполнен следующий цикл итерации. Выяснилось, что «текущая» масса самолета превысила заданную более чем на 4 т! Началась кропотливая работа, связанная с обоснованием представленных данных, уточнением технических решений и состава систем отдельно по каждому из отделов КБ. Для того чтобы уложиться в заданные лимиты, по согласованию с руководителем темы порой приходилось идти на самые неординарные меры, вплоть до невыполнения отдельных пунктов ТЗ (к примеру, использование иного радиоэлектронного оборудования).

В результате последующей трехмесячной эпопеи превышение «текущей» массы над лимитной удалось сократить до 2,3 т, но и это было слишком много! Началась планомерная «борьба за снижение веса», в которой участвовали все основные отделы КБ.

С определением «рабочего» варианта компоновки также существовали определенные сложности. Несмотря на то, что к началу 1974 г. вариант Т10/7 считался базовым (см. «АиК» № 5/2013 г.), по-прежнему, существовали определенные сомнения в обоснованности некоторых принятых для него конструктивно-компоновочных решений. Это относилось, в том числе, и к применению на самолете в качестве конструктивного элемента хвостовых балок. Для многих появление такого нового элемента компоновочной схемы было достаточно необычным, и казалось избыточным. Существовало вполне понятное стремление попробовать решить поставленную задачу более привычным способом. Осенью 1974 г. началась разработка варианта компоновки, в котором хвостовые балки заменили более понятными и привычными элементами конструкции — обтекателями, служащими для установки оперения.

Новый вариант интегральной компоновки получил обозначение Т10/8. В декабре в отделе проектов для этой схемы выпустили полный комплект директивной документации, включая набор теоретических чертежей по обводам планера, взлетно-посадочную схему, схему топливных емкостей, схему подвесок, и т. д. Чертежи общего вида и компоновочной схемы руководитель темы Н.С. Черняков подписал в канун Новогодних праздников — 31 декабря 1974 г.

Компоновка Т10/8

Основным отличием Т10/8 от Т10/7 являлось отсутствие на самолете хвостовых балок: обводы обтекателей основных опор плавно уменьшались вдоль по длине мотогондол, и в зоне заделки опор имели минимально необходимую ширину, а далее просто сводились к обводам крыла. Такое решение было связано с желанием проектировщиков и аэродинамиков максимально «обжать» мидель самолета.

При отсутствии хвостовых балок, оперение «переехало» на мотогондолы. Кили устанавливались на верхней поверхности гондол, с развалом во внешнюю сторону. Стабилизаторы — на нижней части боковой поверхности гондол. В обоих случаях, установка оперения выполнялась на специальных обтекателях. Тормозные щитки, как и на варианте Т10/11, установили на обтекателях основных опор, одновременно они играли роль передних створок шасси.

Одновременно поменялась профилировка крыла в районе наплыва — его сделали более толстым, сильно притупив переднюю кромку. Тем самым стремились оптимизировать график площадей поперечных сечений (потому как в головной части существовал сильный провал). Далее, по словам О.С. Самойловича: «…здесь мной была допущена очень крупная ошибка, которая стоило потери двух месяцев работы: я решил сделать передний наплыв с толстой передней кромкой, примерно такой, какая есть на американском бомбардировщике В-1. При этом как-то совершенно забылось, что это противоречило первоначальной и главной идее — повышению несущих способностей крыла за счет острой передней кромки наплыва. Мы разработали новую математическую модель несущего корпуса, сделали смотровую деревянную модель головной части фюзеляжа в М1:10, пригласили из ЦАГИ Г. С. Бюшгенса. Он приехал, посмотрел модель и произнес всего только два слова, запомнившихся мне на всю жизнь: «Интегральная размазня». Когда я говорю о своей ошибке, употребляемое местоимение «я», конечно, не означает, что вместе со мной не работали другие, включая аэродинамиков, но, что интересно, никто меня не остановил».

Сразу после Нового года, 2 января 1975 г., в модельное производство были переданы плазы для изготовления полных продувочных моделей новой компоновки. «В работу» запустили сразу три модели, а спустя два месяца, в конце февраля 1975 г. к ним добавили еще две, в том числе и первую штопорную модель. Отдельно изготавливалась сопловая модель нового варианта хвостовой части. Продувочные модели, как всегда, изготавливались с существенным отставанием относительно проработки конкретной аэродинамической компоновки, к подобной специфике все уже давно привыкли, и она не считалась чем-то экстраординарным. Но в данном случае, все усложнялось тем, что «поджимали сроки»: приходилось начинать рабочее проектирование, не имея данных по продувкам. В дальнейшем это обстоятельство имело довольно неприятные последствия…

В феврале 1975 г. в конструкторских отделах выпустили предварительные силовые схемы всех основных агрегатов. После согласования и внесения в них необходимых изменений, в марте выпустили конструктивно-силовые схемы и приступали к выпуску рабочей документации. Согласно планам, на этом этапе в КБ выпускалась документация на 3 комплекта планера: Т10-0, Т10-1 и Т10-2. К лету 1975 г. процесс вошел «в рабочую колею»: в каркасных отделах полным ходом шел выпуск конструкторской документации, постепенно к работе подключались «системщики», но в начале июля размеренный ход событий был нарушен…

Инициаторами тревоги на этот раз выступили аэродинамики, которые получили первые результаты продувок моделей в аэродинамических трубах ЦАГИ. Итоги были не слишком утешительны. Оказалось, что изменение профилировки наплыва вкупе с отказом от хвостовых балок привело к ожидаемому результату — на новой компоновке по сравнению с Т10/7 уменьшился прирост волнового сопротивления, но одновременно ухудшились и несущие способности на больших углах атаки.

Полученные результаты стали серьезным поводом для раздумий. 14 июля 1975 г. в кабинете у Е.А, Иванова было проведено совещание по вопросу продолжения дальнейших работ. Предлагались различные способы решения проблемы. Для минимизации возможных переделок предлагался вариант интеграции тупого наплыва с «врезанным» в него вдоль передней кромки тонким ребром, за счет чего предполагалось улучшить характеристики подъемной силы на больших углах атаки. Наряду с этим, обсуждался вариант возвращения к первоначальной, заостренной профилировке наплыва. Евгений Алексеевич поставил вопрос жестко: необходимо было срочно определяться с объемом возможных изменений по компоновке. Дело в том, что в предлагавшемся варианте с изменением профилировки наплыва сперва речь шла только о головной части фюзеляжа, но дальнейший «разбор полетов» с аэродинамиками и проектировщиками показал, что обойтись изменениями только по ГЧФ не удастся. Встал вопрос о серьезных изменениях компоновки в целом — было предложено вновь возвратиться к схеме с хвостовыми балками, одновременно предприняв дополнительные меры для снижения миделя.

Руководству КБ в лице Е.А. Иванова и Н.С. Чернякова предстояло сделать трудный выбор — ведь в КБ уже велось рабочее проектирование самолета. Принятие окончательного решения было отложено до конца сентября для получения дополнительных результатов продувок, связанных с выбором формы наплыва, но для страховки, с августа в 100-м отделе параллельно велась проработка нового варианта исполнительной компоновки самолета и подготовка к выпуску пакета директивной документации.

В исходной компоновке Т10/8 аэродинамики развернули эксперименты с формой наплыва. Для компенсации ухудшения несущих свойств на больших углах атаки исследовалось влияние на исходную компоновку тонкой профилированной пластины по передней кромке наплыва, а для улучшения балансировки — влияние пропилов на передней кромке крыла и наплыва. Оперативно доработанные продувочные модели отправили в ЦАГИ. Полученные в сентябре 1975 г. данные продувок показали, что предпринятые меры решают проблему только частично. На модифицированной модели при сохранении приемлемых характеристик волнового сопротивления удалось полностью компенсировать ухудшение несущих свойств на больших углах атаки, однако, за счет появления дополнительного наплыва вновь сильно ухудшились моментные характеристики на больших углах атаки, причем введение пропилов на передней кромке крыла и наплыва никоим образом не сказывалось на характере процесса.

Таким образом, в сентябре перед руководством ОКБ вновь встал вопрос выбора компоновочной схемы. Решение необходимо было принимать в условиях жесткого дефицита времени, поскольку сроки проведения работ по самолету никто сдвигать не собирался. Лимит времени, отпущенный для принятия решения о возможности переделки, истекал, а в КБ продолжался выпуск рабочей документации по варианту Т10/8. К концу сентября было подготовлено до 70 % конструкторской документации по планеру самолета, и начался выпуск чертежей по системам. Тем не менее, 30 сентября, на совещании с участием Е.А. Иванова и Н.С. Чернякова было принято окончательное решение об отказе от Т10/8 в пользу варианта с острым наплывом и хвостовыми балками.

В.И. Антонов в связи с этим вспоминает, что «острословы в ОКБ называли Су-27 «самолетом с изменяемой компоновкой», поскольку даже на этапе рабочего проектирования в компоновку машины постоянно вносились достаточно серьезные изменения. Проектировщики не любили это выражение, но, с другой стороны, оно заставляло нас более ответственно относиться к поисковым работам».

Осень 1975 г. стала своего рода рубежным событием в истории ОКБ Сухого, равно как и в истории Су-27.

Началось все с печального события: 15 сентября умер Павел Осипович Сухой. В последние годы Генеральный конструктор сильно болел, но, несмотря на это, он продолжал (по мере сил) участвовать в творческом процессе проектирования. Все совещания, на которых решались принципиально важные вопросы по теме Су-27, по-прежнему проходили только в его кабинете. После его смерти приказом по МАП и.о. Генерального конструктора назначили Е.А. Иванова, но перспектива его официального назначения на эту должность была весьма проблематична — общеизвестным фактом были его плохие отношения с министром авиапромышленности П.В. Дементьевым.

С другой стороны, резко вырос круг обязанностей и уровень ответственности за принимаемые решения. Основная проблема для Евгения Алекссевича на этом этапе состояла в том, что ранее, в должности первого заместителя Генерального, он не занимался вопросами проектирования. С Сухим у них сложилось четкое разделение круга обязанностей: проектированием занимался Генеральный, а прерогативой Иванова являлось преимущественно решение организационных, административно-хозяйственных и производственных вопросов. Таким образом, являясь прекрасным производственником, он мог контролировать, организовывать и «пробивать», но для работы в качестве Генерального у него пока не хватало специфического опыта и знаний. Е.А. Иванов прекрасно отдавал себе отчет в сложившейся ситуации, о чем свидетельствует следующий эпизод, пересказываемый со слов В.А. Николаенко: «После смерти П. О. Сухого, на первом же совещании по Су-27, Евгений Алексеевич откровенно сказал: «В проектировании я не разбираюсь, и прошу Вас мне помочь».

Зато по наследству от Сухого ему досталась прекрасная «старая гвардия» из специалистов высокого класса. Оставалось только правильно воспользоваться знаниями и опытом этих людей. В части работ по Су-27 он вполне мог рассчитывать на помощь со стороны Н.С. Чернякова и О.С. Самойловича, но тут Иванова ждал неприятный сюрприз. В дело вмешался новый фактор — сложности личных взаимоотношений между руководителями ОКБ. При отсутствии письменных свидетельств других очевидцев, для объяснений мы вновь вынуждены обратиться к воспоминаниям О.С. Самойловича: «летом 1975 г. Иванов принял, на мой взгляд, очень непродуманную схему взаимодействия треугольника Иванов — Самойлович — Черняков, которая мне лично не приносила никакого удовлетворения. Я отвечал за проектирование, Черняков — за организацию работ, а Иванов утверждал наши решения. Хуже не бывает — на теме Су-27 было установлено многовластие. Так продолжалось до октября, когда Черняков заболел, и тема Су-27 оказалась практически без руководства».

В это время, с октября 1975 г., в ОКБ вновь начался цикл запуска Су-27 в рабочее проектирование. Первоначально казалось, что объем доработок будет не очень велик, но на практике, когда подготовили уточненные чертежи геометрических обводов, все оказалось совсем не так. Существенным изменениям подверглась, не только зона наплыва, а вся головная и хвостовая части фюзеляжа и мотогондолы. В результате, каркасникам пришлось вновь, практически «с нуля», переделывать всю только что выпущенную документацию.

Новая компоновка получила рабочее обозначение Т10/9. Аэродинамики ОКБ окончательно отказались от применения в корневой части наплыва затупленного носка, оставив для всего крыла острый носок. Для снижения волнового сопротивления увеличили стреловидность консолей с 36° до 4 Г. В схеме самолета вновь вернулись к хвостовыми балкам, на которых размещалось горизонтальное оперение, а кили поставили по оси мотогондол.

Для того чтобы уменьшить площадь миделя самолета, проектировщики вновь обратились к конструктивному решению, ранее опробованному ими на компоновке Т10/5 — применению двигателей с верхней коробкой приводов. При таком размещении двигатель, по сути, разворачивался вокруг собственной оси на 180°, в результате чего, коробки агрегатов перемещались снизу наверх и размещались в «аэродинамической тени» центроплана. Суммарное снижение площади поперечного сечения составляло при этом ~0,3 м², что составляло около 7,5 % миделя. Это обещало существенный выигрыш в величине волнового сопротивления.

После предварительной конструктивной проработки основных элементов схемы, 31 октября был выпущен чертеж «Общего вида», в тот же день он был утвержден во всех инстанциях, за исключением руководителя темы, который к тому времени находился в больнице. 24 ноября на стол Е.А. Иванову лег чертеж «Компоновочной схемы». Евгений Алексеевич, которому отныне пришлось взять на себя всю ответственность принятия технических решений по теме Су-27, после недолгих раздумий, утвердил его для проработки в КБ. Но вскоре он сам был вынужден принять решение о приостановлении работ по данному варианту.

Причиной в данном случае явилось мощное противодействие, которое оказали данному предложению отдел силовой установки и отдел эксплуатации. В результате, вопрос был вынесен на специальное совещание, в котором приняли участие все заинтересованные стороны. Доводы, высказывавшиеся каждой из сторон, имели свои резоны. Аэродинамики с проектировщиками напирали на необходимость всемерного снижения миделя и обещали, в случае реализации их предложения, существенное улучшение ЛТХ самолета, другие специалисты говорили о трудностях в эксплуатации и большей пожароопасности верхней коробки приводов, сложности ее конструктивной реализации и пугали удлинением сроков доводки двигателя. «Первый раунд» завершился вничью: стороны не смогли прийти к взаимоприемлемому решению, и вопрос был оставлен на дополнительную проработку. Но сроки торопили, и вскоре совещание с прежним составом участников собрали во второй раз. Е.А. Иванов находился в сложном положении. Степень риска и ответственность, которую ему нужно было взять на себя при выборе новой схемы, были достаточно велики. Дело в том, что принятие такого решения требовало согласования с двигателистами, а в ОКБ AM. Люльки дела в это время обстояли также достаточно сложно — по имевшейся информации, совсем недавно им самим пришлось достаточно серьезно переделывать исходный вариант двигателя. Все вместе могло повлечь за собой существенные конструктивные изменения силовой установки, а, значит, было чревато возможным срывом сроков создания двигателя. На новые доработки можно было пойти только имея достаточно серьезные обоснования необходимости такого решения. В результате, на этом этапе выбор был сделан в пользу традиционного варианта с нижней коробкой приводов.

Впрочем, на выпуске чертежей для опытного производства, данная заминка вообще практически никак не сказалась, поскольку обсуждаемый вопрос относился к серийному самолету с двигателями АЛ-31Ф, а КБ на тот момент времени выпускало документацию только для первых опытных самолетов Т10-1 и Т10-2, на которых должны были ставить АЛ-21Ф-3.

Впрочем, проектирование опытных самолетов велось с перспективой дальнейшего внедрения конструкции в серию. Обьем доработок хотели свести к минимуму, поэтому первые опытные самолеты должны были отличаться от серийного варианта только в части установки двигателя. Исходя из этого, даже воздухозаборники для Т10-1/2 проектировались сразу под двигатели АЛ-31Ф, несмотря на то, что расход воздуха по сравнению с АЛ-21Ф-3 на них увеличился на 7 %. Избыток воздуха предполагалось просто стравливать в мотоотсек.

С ноября 1975 г. по январь 1976 г. по инициативе весовой бригады состоялся ряд совещаний у и.о. Генерального конструктора, на которых Е.А. Иванов постарался разобраться с состоянием дел по массе самолета и всех входящих в него систем. По воспоминаниям О.С. Самойловича: «…Иванов возложил на свои плечи очень трудную и нервную задачу — выдерживание весовых лимитов и снижение веса конструкции планера».

С.И. Скобелев, который сидел на этих совещаниях «по правую руку» от Иванова, рассказывает: «Первоначально Евгений Алексеевич пытался с присущим ему напором решить вопрос «кавалерийским наскоком» типа: «Все снижают вес на 5 %», но быстро понял, что такой метод ни к чему не приведет. В результате, на очередное совещание в кабинет к Евгению Алексеевичу приглашались руководители и ведущие исполнители определенных конструкторских отделов, а при рассмотрении конструкции каркаса — еще и прочнисты с технологами. Никто не занимался «выкручиванием рук» — проводилось обсуждение конкретных технических вопросов».

Проведенный анализ состояния дел имел для Су-27 самые благие последствия в плане весовой политики, т. к. серьезно мобилизовал исполнителей искать реальные резервы для снижения массы конструкции и систем самолета. При этом все ясно отдавали себе отчет в том, что абсолютно нереально облегчить самолет только за счет снижения массы планера. Поэтому «не обошлось без потерь»: в ряде случаев пришлось пойти на то, чтобы исключить из состава самолета ряд второстепенных систем. К примеру — из ГЧФ убрали элементы бронирования по задней стенке и бортам кабины, а в ХЧФ «сняли» тормозную парашютную установку. В результате всей этой работы, для серийного варианта самолета превышение «текущей» массы над лимитной сократилось почти на 1 т, и к началу февраля 1976 г. составило уже «только» 1173 кг.

Компоновка T10/9

Для оперативной проверки аэродинамических характеристик новой компоновки было решено доработать исходный вариант продувочной модели. По просьбе ОКБ, в ЦАГИ испытания провели в исключительно сжатые сроки, отчет был подготовлен уже к 19 декабря. На доработанной модели были получены хорошие данные по характеристикам подьемной силы и индуктивного сопротивления, хотя характеристики волнового сопротивления несколько ухудшились и немного понизилось значение максимального качества.

Для детализации аэродинамических характеристик компоновки Т10/9 снова было решено изготовить комплект из 5 полных продувочных моделей. Первые результаты продувок получили весной 1976 г., а полный отчет — к июлю 1976 г. Из документа следовало, что компоновка Т10/9 имела несколько лучшие по сравнению с Т10/8 характеристики поляры, т. е. меньшие величины прироста индуктивного сопротивления. Но самое главное, новая профилировка наплыва обеспечила возможность балансировки самолета во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки.

Дополнительные трубные испытания исполнительных моделей еще раз подтвердили, что принятая компоновка по характеристикам маневренности значительно превосходила все существовавшие в то время как отечественные, так и зарубежные образцы истребителей.

Рабочее проектирование двух первых опытных экземпляров Су-27 было завершено к июню 1976 г. Чертежи, по мере их выпуска, практически сразу отправлялись в опытное производство, где с конца 1975 г. началось изготовление трех комплектов деталей планера.

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

Продолжение следует