Авиация и космонавтика 2013 09

Су-27 история создания

Фото И. Стадника

Появление такого самолета, как Су-27, произвело на авиационных специалистов всего мира, а также на любителей авиации неизгладимое впечатление. Своими внешними обводами он разительно отличался от всех предыдущих советских истребителей. МиГи-21, Су-15 и даже казавшиеся перспективными самолеты с крылом изменяемой стреловидности типа МиГ-23, вмиг оказались устаревшими. Но как вообще получился самолет с такой аэродинамической компоновкой? Понятно, что не на пустом месте…

П.О. Сухой, как генеральный конструктор, хорошо разбирался во многих вопросах проектирования, но аэродинамика была его «любимым предметом». Павел Осипович хорошо знал эту науку, старался быть в курсе всех новшеств в этой области, постоянно изучал соответствующую периодическую литературу, как отечественную, так и иностранную, а на совещаниях его вопросы всегда были предельно точны и конкретны. Он требовал четких разъяснений по поводу возможности применения на самолетах ОКБ тех или иных аэродинамических нововведений, сравнения и сопоставления принятых компоновочных решений с зарубежными аналогами. Таким образом, должность заместителя главного конструктора по аэродинамике в ОКБ была достаточно «беспокойным местом». Су-27 в этом отношении не стал исключением.

И.Е. Баславский, заместитель главного конструктора по аэродинамике

Работами по аэродинамической компоновке самолетов при П.О. Сухом руководил Исаак Ефимович Баславский. Он принадлежал к «старой гвардии» Сухого, поскольку начинал работать с ним еще в 1930-е гг., и поэтому очень хорошо знал стиль и методы работы Генерального. В своем отношении к работе Баславский ничем не уступал Сухому, он всегда старался сам досконально разобраться во всех исследуемых вопросах, поэтому очень подробно изучал все приходившие в ОКБ отчеты по вопросам аэродинамики, а также просматривал периодику по интересующей теме. Под началом Баславского находился отдел № 2 и модельное производство.

Проектирование Су-27, как многорежимного маневренного самолета-истребителя четвертого поколения было связано с качественным улучшением аэродинамических характеристик по сравнению с самолетами третьего поколения. По проекту ТЗ на самолет, военные требовали значительного улучшения маневренных характеристик, дальности полета, короткого разбега и пробега при «фиксированных» значениях разгонных характеристик от дозвука к сверхзвуку и максимальной сверхзвуковой скорости полета.

Проведенные на ранних этапах разработки параметрические исследования ясно показывали, что даже при равных показателях проектируемого отечественного истребителя с зарубежными самолетами по удельной массе конструкции, из-за большей массы отечественного БРЭО наш истребитель будет проигрывать аналогам по массе пустого самолета на 2–3 т. Было очевидно, что решение этой задачи невозможно обеспечить только путем механического повышения удельных показателей. В этих условиях для обеспечения превосходства по маневренным характеристикам единственно возможным решением задачи была разработка самолета с новой аэродинамической компоновкой, обладающей существенно лучшими аэродинамическими характеристиками, близкими к теоретически возможным, т. е. самолета с высокой степенью аэродинамического совершенства.

К сожалению, следует признать, что в плане применения в аэродинамике серьезных нововведений, отечественные ОКБ сильно отставали от запада, поскольку зачастую у них отсутствовали четкие рекомендации от ученых по применению каких-либо конкретных новшеств. Соответствующие исследования в ЦАГИ часто начинались только после получения информации о применении новых технических решений за рубежом. Конкретный пример: в 1960-е гг. в иностранной авиационно-технической литературе уже давно вошло в обиход понятие деформации срединной поверхности крыла, а само это техническое решение применялось на практике, что обеспечивало существенное повышение подъемной силы, а у нас по-прежнему использовались только симметричные сверхзвуковые профили. Аналогичная ситуация складывалась и с применением корневых наплывов, т. к. в плане общей аэродинамической компоновки основное внимание ученых ЦАГИ во второй половине 1960-х гг. было приковано к изучению изменяемой стреловидности крыла.

Продувочные модели 13Т10-1,13T10-3 и 13Т10-2

В то же время в ОКБ, в процессе выполнявшихся совместно с ЦАГИ и ЛИИ исследований, связанных с разработкой сверхзвукового ударного самолета Т-4, был накоплен определенный опыт внедрения интересных технических решений, направленных на улучшение отдельных параметров аэродинамической компоновки исходного самолета. К числу таких работ, относились:

— внедрение отгиба носков крыла для улучшения аэродинамики Т-4 на дозвуковых режимах полета.

— предварительные практические исследования аэродинамики крыла, оснащенного корневым наплывом и острой передней кромкой.

— разработка интегрального варианта компоновки, которую впервые исследовали в трубном эксперименте на моделях самолета Т-4МС, испытывавшихся в ЦАГИ и в Сиб. НИА.

Таким образом, постепенно ОКБ накопило некоторый научно- технической «задел» в части аэродинамики. В результате, когда в 1970 году в ОКБ начались проектные работы по Су-27, аэродинамикам ОКБ совместно с отделом проектов удалось на практике осуществить синтез целого «букета» нововведений, которые реализовали в новой аэродинамической компоновке самолета — Т10/1. Для самолета была применена интегральная схема. В плановой проекции базовая несущая поверхность имела корневой наплыв большой стреловидности и оживальную форму консоли со скругленной законцовкой. Для крыла предлагалось использовать профили с деформацией срединной поверхности и заостренным носком, а для улучшения аэродинамических характеристик в трансзвуковой зоне компоновка самолета осуществлялась в соответствии с «правилом площадей».

По инициативе П.О. Сухого в начале 1970 г. состоялось совместное совещание с руководством ЦАГИ, на котором было достигнуто соглашение о проведении совместных работ по исследованию новой аэродинамической компоновки. В рамках консультаций со специалистами ЦАГИ были уточнены отдельные параметры аэродинамической компоновки, в частности, была выбрана профилировка базового крыла и оперения. Трубные испытания первого варианта интегральной компоновки, разработанного в ОКБ, начались в ЦАГИ в середине 1971 г.

Полученный при продувках модели самолета высокий уровень характеристик стал довольно неожиданным для многих участников работ. Наверное, не случайно вскоре после этого, уже со второй половины 1972 г., самолет МиГ-29 в ОКБ А.И. Микояна начал прорабатываться в сходном варианте аэродинамической компоновки.

В ОКБ П.О. Сухого полученные результаты также явились хорошим известием для всех, включая самого Генерального конструктора. Существенный прирост подъемной силы и аэродинамического качества по сравнению с уровнем, достигнутым на лучших отечественных и зарубежных образцах истребителей того времени, внушали серьезный оптимизм. С этого момента большинство участников работ в ОКБ по-настоящему уверовало в выбранную схему. Но на момент разработки первого варианта интегральной компоновки Су-27, далеко не все из реализованного в ней имело логичное теоретическое объяснение. Полученные результаты требовали серьезного изучения и объяснений с научной точки зрения, для чего требовалось развернуть систематические работы по исследованию выбранной компоновки. Понять физический характер явлений, возникающих на наплыве и крыле — такую задачу поставил П.О. Сухой перед аэродинамиками ОКБ на рубеже 1971/72 гг.

Руководство ЦАГИ, в принципе, не возражало против совместных исследований в этом направлении, поэтому, как и полагается в подобных случаях, были составлены соответствующие планы совместных работ. К сожалению, широкому сотрудничеству ОКБ с головным отраслевым институтом препятствовал ряд объективных и субъективных факторов, таких, к примеру, как большая загрузка ЦАГИ плановыми работами по тематике других смежных организаций и ограниченность производственных ресурсов самого ОКБ.

Модель МТ10-1 на испытаниях в АДТТ-1 МАИ

С.Т. Кашафутдинов, ведущий специалист

Дело в том, что в те годы для ОКБ проводить в ЦАГИ научные и исследовательские работы, напрямую не относящиеся к основной деятельности, было совсем непросто. Институт был серьезно занят плановыми продувками по тематике как авиационных, так и ракетных «фирм», образно говоря, к трубе стояла «большая очередь», и «свободных мест» в этой очереди не было. Планы продувок составлялись заранее, в них распределялисьлимиты трубочасов по каждой АДТ на все организации, а для новых работ нужно было соответствующее обоснование, нужны были лимиты денег и ресурсов. Аэродинамические продувки являются отнюдь не самым дешевым мероприятием. С другой стороны, проблема заключалась в ограниченности ресурсов самого ОКБ. Для изготовления новых моделей необходимо было серьезно задействовать модельное производство, а производственные мощности ОКБ в этом отношении были сильно ограничены. Изготовление продувочных моделей требовало исключительно высокой квалификации персонала, а рабочих рук не хватало даже для выполнения текущих заказов.

В результате, на начальном этапе, контакты ОКБ с ЦАГИ по части исследовательских работ были существенно ограничены. В 1971–1973 гг. в ЦАГИ продувались только те модели, которые изготавливались непосредственно в модельном производстве ОКБ.

Для проведения углубленного изучения выбранного варианта аэродинамической компоновки ОКБ П.О. Сухого пришлось изыскивать иные возможности. К началу 70-х у аэродинамиков ОКБ были налажены неплохие связи со многими научными центрами страны — МАИ, Сиб. НИА, ИПМ им. М.В. Келдыша и др. В результате, по ТЗ ОКБ с 1971 г. на договорной основе в МАИ, на базе малоскоростной аэродинамической трубы Т-1 начались систематические исследования физической картины обтекания крыла сложной формы с корневым наплывом. На первом этапе продувались упрощенные модели плоских крыльев, изготовленных из листового материала, с различными в плановой проекции формами передних кромок. В 1972 г. в ОКБ изготовили для МАИ специальную дренированную модель оживального крыла с деформацией срединной поверхности. Возможность изучения структуры распределения давления по поверхности крыла в большой степени помогла понять физическую картину явлений, возникающих на крыле. Стало понятно, что на крыле, оснащенном наплывом, кроме кромочного вихря образуется еще один вихрь, сходящий с наплыва, за счет которого осуществляется дополнительная подъемная сила. Наличие этого дополнительного вихря и характер его взаимодействия с кромочным вихрем при изменении условий полета полностью определяли все основные особенности аэродинамики изучаемого варианта компоновки, поэтому все дальнейшие исследования были посвящены углубленному изучению именно этой вихревой структуры.

Всего за первые три года совместной работы в МАИ были достаточно подробно исследованы 5 тематических и 1 дренированная модель крыла.

С 1973 г. начались активные работы по Су-27 совместно с новосибирским Сиб. НИА. В этом НИИ имелась малоскоростная АДТ, а также трансзвуковая труба. Но самым важным для ОКБ являлось то, что в Сиб. НИА имелось собственное достаточно мощное модельное производство, где можно было оперативно изготавливать тематические модели, предназначенные для испытаний. Таким образом, в лице Сиб. НИАОКБ Сухого получило активного союзника в проведении серии тематических исследований по Су-27. Работы в Сиб. НИА с самого начала приобрели высокий темп, только в течение первого года были изготовлены и исследованы сразу четыре полных модели. Программа исследований со стороны ОКБ была построена таким образом, что первые продувки моделей в Сиб. НИА по сути, повторяли работы, ранее выполненные в МАИ, это было необходимо для проверки сходимости полученных результатов.

Следует отметить, что все работы, выполнявшиеся в институте, по крайней мере на начальном этапе работ, проводились в строгом соответствии сТЗ заказчика: модели изготавливались по чертежам ОКБ, программы испытаний составлялись и утверждались совместно с аэродинамиками ОКБ, а полученные материалы продувок оперативно присылались в Москву для совместного обсуждения и составления программ дальнейших совместных изысканий. В работах по Су-27 отСиб. НИАпринималиучастие С.Т. Кашафутдинов, В.В. Кондакова, Г.Н. Блинов, и другие.

Со стороны ОКБ работы по изучению выбранной аэродинамической компоновки были разделены следующим образом: в ЦАГИ и Сиб. НИА исследования проводились на моделях проектируемого самолета с многочисленными вариантами элементов компоновки и на тематических моделях, а в МАИ с целью поисковых исследований отдельных фрагментов компоновки проводились продувки на схематических тематических моделях.

На этой фотографии хорошо видны вихри, сходящие с наплыва крыла истребителя Су-35

В целом, динамику проведения исследований по тематике Су-27 в рамках одних только поисковых работ в 1971–1973 гг. иллюстрирует таблица, в которой в числителе указано число построенных моделей, а в знаменателе — количество трубочасов, затраченных на их продувки (см. таблицу).

Для решения ряда прикладных задач аэродинамики в интересах Су-27 был привлечен научный потенциал ИПМ им. М.В. Келдыша АН СССР. Коллектив ученых предоставил ОКБ возможность построения трехмерной модели обтекания самолета для любой произвольной точки компоновки. К сожалению, исходя из существенно ограниченной производительности имевшихся на тот момент ЭВМ и соответствующего программного обеспечения, расчеты производились только для сверхзвуковых режимов полета. Тем не менее, во многих случаях использование этой методики позволило ОКБ избежать непроизводительных затрат, связанных с дополнительными трубными испытаниями моделей. Приведем только один пример: создание такой картины для килей самолета позволило выявить присутствие на самолете кроме основной вихревой системы, включающей наплывный и кромочный вихри, наличие еще двух, довольно слабых вихрей, сходящих с основания носовой части самолета. Дополнительное изучение этой проблемы показало, что на больших числах М эти вихри «ложились» на кили, приводя к существенному снижению путевой устойчивости. Знание сути проблемы позволило аэродинамикам выработать реальные пути решения этой проблемы.

Какие же выводы были сделаны в ОКБ по результатам предварительного этапа исследований выбранной аэродинамической компоновки в ЦАГИ, МАИ и Сиб. НИА?

Подтвердилось положительное влияние деформации срединной поверхности крыла на увеличение несущей способности. По сравнению с плоским крылом, зона срывных явлений была «оттянута» до больших углов атаки, а оптимальная деформация срединной поверхности обеспечила безотрывное обтекание крыла в некоторой ограниченной области углов атаки.

Корневые наплывы крыла обеспечили положительное приращение несущих свойств за счет организации над верхней поверхностью крыла отрывно-вихревого течения (пары свободных вихрей над верхней поверхностью крыла). На умеренных углах атаки (до 8-10°) эти вихри оказывали положительное влияние на несущие свойства и на аэродинамическое качество крыла. С увеличением угла атаки свыше 10° интенсивность вихревых течений возрастала, одновременно вихревой жгут начинал постепенно отходить от поверхности крыла. Наплывный и кромочный вихри постепенно сближались и начинали взаимодействовать друг с другом с постепенным разрушением структуры вихря, при этом, по мере дальнейшего увеличения угла атаки несущие свойства крыла постепенно ухудшались.

Наплывные вихри, сходящие с крыла, проходили вблизи оперения и на модели Су-27 выявили интересный момент взаимного влияния характеристик ГО на крыло. Оказалось, что сдвиг горизонтального оперения назад не только увеличивает момент на пикирование, но одновременно и уменьшает несущие свойства крыла, поскольку близко расположенное к крылу ГО работало подобно закрылку, оттягивая срыв потока до больших углов атаки. Таким образом, оптимальное положение ГО необходимо было выбирать исходя из минимизации уменьшения несущих свойств крыла. По вертикали оптимальное место расположения для ГО было выбрано ниже крыла — в зоне минимальных скосов потока за крылом.

Место расположения для ВО также необходимо было выбирать, сообразуясь со взаимным расположением килей относительно вихревой системы самолета.

В целом, выполненный объем исследований подтвердил, что за счет удачного выбора компоновочной схемы самолета, ОКБ удалось добиться существенного улучшения всего комплекса аэродинамических характеристик проектируемого самолета:

Применение на Су-27 статически неустойчивой на дозвуковых режимах полета аэродинамической схемы, было еще одним важным нововведением, которое использовалось для комплексного повышения аэродинамических характеристик самолета. Смысл этого решения сводился к тому, что на Су-27 планировалось обеспечить более заднюю центровку, при которой центр тяжести самолета оказывался позади фокуса. Преимущества такой схемы заключались в снижении потерь на балансировку, поскольку в отличие от статически устойчивых самолетов, для обеспечения балансировки в продольном канале ему требовалось отклонение стабилизатора не вниз, а вверх, что приводило к суммарному повышению подъемной силы. Это было особенно ощутимо для режимов маневрирования, при которых балансировочные отклонения стабилизатора были особенно велики.

Несмотря на вполне очевидные в теоретическом плане выгоды реализации такой схемы, на первых порах у нее нашлось немало критиков, и обсуждение этого вопроса в ОКБ носило достаточно драматичный характер. На совещаниях, проводившихся по этому поводу в кабинете П.О. Сухого, зам. главного конструктора по системе управления А.А. Колчин был самым серьезным оппонентом аэродинамиков, и требовал от них конкретных, с цифрами в руках доказательств необходимости и практической целесообразности такой схемы, поскольку в случае положительного решения данного вопроса, на самолететребовалась установка принципиально новой электродистанционной системы управления (СДУ).

Одновременно этот вопрос обсуждался и со специалистами ЦАГИ. Здесь аэродинамиков ОКБ поддержал начальник одного из секторов 15 отделения ЦАГИ Г.И. Загайнов. Благодаря его помощи и активному содействию удалось добиться положительного решения о внедрении на самолете СДУ и дальнейшей совместной отработки ее алгоритмов на стендах ЦАГИ.

Для отработки динамики самолета в ОКБ был построен пилотажный стенд.

Теперь следует немного подробнее остановиться на основных компоновочных решениях, принятых для Т-10 на этапе запуска в рабочее проектирование. Сегодня многие критикуют конструкторов ОКБ за применение на опытных самолетах крыла оживальной конфигурации в ущерб рекомендациям о применении трапециевидного крыла с механизированной передней кромкой. Да, пожалуй, с позиций сегодняшнего дня такой выбор кажется неочевидным. Но давайте попробуем поставить себя на место тогдашних руководителей ОКБ…

Исследования спектра обтекания модели Су-27 в АДТ Т-203 Сиб. НИА

Итак, в КБ разработана принципиально новая аэродинамическая компоновка самолета, в которой применено сразу несколько новых оригинальных технических решений. При проведении испытаний продувочных моделей получены хорошие результаты, и ЦАГИ дает положительные отзывы на выбранный вариант аэродинамической схемы.

В ОКБ продолжается дальнейшее углубленное исследование особенностей выбранной компоновки, причем этот процесс продвинулся уже достаточно далеко и настало время принимать решение о выборе окончательного варианта компоновки для конструктивной проработки проекта. Чтобы четко представлять себе ситуацию, в которой приходилось работать людям, возглавляющим работы в ОКБ, надо просто отдавать себе отчет в том, что над ними постоянно довлели сроки выполнения работы. Естественно, что в ходе работ появляются определенныетехнические проблемы и трудности, но разве наличие этих проблем должно с ходу приводить к отказу от одного из основополагающих принципов выбранной аэродинамической схемы? С оживальным крылом дело обстояло именно таким образом. По этому поводу имеются свидетельства непосредственных участников событий.

Оживальное крыло на самолете появилось по инициативе О.С. Самойловича, который в своих воспоминаниях пишет о том, что «в основу аэродинамической компоновки крыла была положена концепция так называемого "синусоидального крыла"», позаимствованная им из иностранной научно-технической литературы в начале 60-х». К этим воспоминаниям следует добавить, что такой вариант крыла, характеризующийся плавным переходом наплыва в консоль, к тому времени уже был исследован в трубном эксперименте в рамках работ по Т-4, а также в ходе летного эксперимента на летающей лаборатории «100Л». Что касается оживальной законцовки крыла, то со слов В.И. Антонова: «На начальном этапе работ я не придавал особого значения тому, какая будет законцовка на крыле — прямая или оживальная, поскольку считал, что в принципе, можно будет сделать любую. Это была, скорее, проблема аэродинамиков. А когда однажды я спросил по этому поводу самого Олега Сергеевича, тот ответил, что «оживальная законцовка — это уже не мой выбор, такое техническое решение нравится лично Генеральному». А у нас на фирме решения П. О. обсуждать было не принято!»

Интересно также мнение В.А. Николаенко, являвшегося в те годы начальником отдела проектов: «В плане отказа на Су-27 от механизации крыла, возможно это делалось с оглядкой на запад, поскольку у нашего основного «противника» — истребителя F-15 отсутствовала механизация передней кромки, хотя с технической точки зрения реализовать отклоняемый носок на этом самолете, имевшем прямую переднюю кромку крыла, не составляло никакого труда. Таким образом, возникал вопрос: «Если даже американцам не нужен отклоняемый носок, то зачем он нам?», ведь по результатам продувок мы знали о том, что F-15 имеет несколько худшие по сравнению с Су-27 аэродинамические характеристики».

Конечно же, в аэродинамике Су-27 были проблемные вопросы. К примеру, начиная с 1973 г. было известно о неблагоприятном характере протекания на Су-27 продольного момента по углам атаки. Дело в том, что передний наплыв, наряду с положительными факторами, привносил дополнительные сложности — нелинейности в протекании моментной характеристики продольного канала, что в сочетании с неустойчивостью создавало существенный дефицит пикирующего момента на больших углах атаки. Проблему знали, и пытались найти действенные способы ликвидации этого явления. С 1974 г. аэродинамики ОКБ проводили в ЦАГИ продувки различных вариантов наплывов, консолей крыла, щитков, пропилов и щелей на крыле и на наплыве. Рассматривались, в т. ч. и достаточно радикальные методы борьбы — переход к трапециевидному крылу, оснащенному механизированной передней кромкой с отклоняемым носком. Кстати, для Су-27 первый вариант такой аэродинамической компоновки испытывался в ЦАГИ еще осенью 1974 г.

Штопорная модель ШТ-10-1 в аэродинамической трубе Т-105 ЦАГИ

В результате многочисленных экспериментов удалось выяснить, что в рамках первоначальной аэродинамической компоновки, в наибольшей степени на характеристики продольного момента можно повлиять соответствующим выбором геометрии наплыва. Были проработаны десятки вариантов обводов, проведены расчеты, испытания в аэродинамических трубах, а также исследования на пилотажных стендах ОКБ и ЦАГИ. В результате, был выбран оптимальный наплыв, который обеспечил сохранения приемлемого запаса пикирующего момента на стабилизаторе до больших значений угла атаки. Наряду с этим, серьезной проблемой являлась существенное снижение путевой и поперечной устойчивости самолета на больших углах атаки, а также ограничения, вызванные реверсом элеронов на больших скоростных напорах, установленные по результатам испытаний динамически-подобных моделей самолета. С каждым из этих явлений пытались бороться, и небезуспешно. В частности, для повышения путевой устойчивости на больших углах атаки исследовали влияние установки интерцепторов и пытались варьировать место установки вертикального оперения. Для исключения реверса элеронов на тонком крыле рассматривалась возможность отказа от закрылков и перехода к схеме с зависающими элеронами (флаперонами). Таким образом, наличие проблем с обеспечением балансировки не являлось достаточным основанием для полной переработки исходной аэродинамической компоновки, а иных более сложных проблем на тот момент на самолете просто не наблюдалось.

Итак, вновь спроектированный самолет обеспечивал существенный прирост по аэродинамическим характеристикам в сравнении с предыдущим поколением самолетов, и, в целом, обеспечивал выполнение ТТЗ. Никаких явных недостатков, которые носили бы катастрофический характер, компоновка не имела, и поэтому необходимость ее переработки на момент принятия решения о постройке самолета, как теперь, задним числом пытаются комментировать ситуацию некоторые авторы, была отнюдь неочевидна.

Подведем итоги. К началу 1975 г. в результате цикла длительных исследований, проводимых ОКБ П.О. Сухого совместно с ЦАГИ, МАИ и Сиб. НИА, удалось отработать аэродинамическую компоновку, которая включала ряд важных принципов: интегральное сопряжение крыла с фюзеляжем, изолированные разнесенные мотогондолы под несущим корпусом, оживальное крыло переменной стреловидности с корневым наплывом и со стреловидностью по базовой трапеции 36”.

В целом, аэродинамика Су-27 была рассчитана на то, чтобы добиться максимального выигрыша в качестве на крейсерском дозвуковом режиме полета. Самолет получался скорее «однорежимным», оптимизированным для получения максимальных аэродинамических характеристик надозвуке. По мере удаления от этой зоны, характеристики обтекания крыла ухудшались, тем не менее, выигрыш от такого варианта компоновки сохранялся в довольно широкой области углов атаки.

Говорить, о том, что ЦАГИ в тот момент резко протестовал против выбранной для Су-27 компоновки вряд ли корректно, поскольку в институте ее считали вполне приемлемой. Результаты на ней получались очень хорошие, аэродинамическая схема была оптимизирована для крейсерского полета на дозвуке, и имела хорошие показатели по Ктах. Серьезные проблемы были выявлены на самолете только после начала летных испытаний (повышенная аэродинамическая тряска на углах атаки свыше 8-10°), но при трубных испытаниях этот фактор выявить было практически невозможно.

Кроме уже упоминавшихся организаций, непосредственное участие в работах по созданию аэродинамической компоновки Су-27 принимали ученые-аэродинамики от ЛИИ, ЦНИИ-30 МО, ВВИА им. Н.Е. Жуковского, ИПТМ СО АН СССР и др.

Отдельно хотелось бы упомянуть об еще одном направлении исследований по аэродинамике, которое в рамках работ по Су-27 было реализовано впервые в отечественной практике. Речь идет об использовании свободно летающих моделей (СЛМ).

В рамках работ по Су-27, как истребителя, предназначенного для ведения маневренного воздушного боя, было ясно, что много внимания придется уделить изучению поведения самолета на крайних режимах — на больших углах атаки, на режимах, сваливания и штопора. За рубежом, в целях сокращения объема испытаний самолета на этих режимах широко использовался метод испытаний при помощи СЛМ. В отечественной практике такого опыта практически не было. Первые попытки реализации такого метода были предприняты ЦАГИ и ЛИИ в конце 1960-х гг., однако его эффективность не была подтверждена в достаточной мере.

Столкнувшись с проблемами определения допустимых углов атаки Су-27, определения запаса пикирующего момента, характеристик сваливания и штопора, аэродинамики ОКБ с большим вниманием отнеслось к предложению начальника лаборатории летных исследований ХАИ О.Р. Черановского, который в 1973 г. по собственной инициативе вышел на руководство ОКБ с предложением о сотрудничестве для создания СЛМ Су-27. К этому времени в ХАИ уже имелся опыт проектирования и изготовления экспериментальной СЛМ ЛЛ-17, для которой была отработана система запуска модели с наземной стартовой установки при помощи стартового ускорителя и система спасения модели.

До принятия решения о разработке СЛМ Су-27 ОКБ решило оценить сходимость метода на летающей модели самолета типа Су-7Б, характеристики сваливания и штопора которого к тому времени были хорошо изучены. Согласие на такой подход дал сам П.О. Сухой, КБ передало ХАИ всю необходимую техническую документацию, включая эталон поверхности будущей модели, плазы и шаблоны, а также оказало помощь в комплектации модели контрольно измерительной и регистрирующей аппаратурой. В лаборатории ХАИ коллектив под руководством О. Черановского в короткие сроки спроектировал и изготовил СЛМ, которая получила шифр СЛМС-22 и доработал наземную пусковую установку. Первый экземпляр модели СЛМС-22 был изготовлен в июне 1974 г., а 6 июля состоялся ее первый пуск. Всего по программе испытаний было выполнено 12 полетов.

СЛМС-10

СЛМС-22

Результаты испытаний СЛМС-22 показали хорошую сходимость с материалами испытаний на сваливание и штопор натурного самолета, поэтому, даже не дожидаясь окончания программы испытаний, в ОКБ приняли решение о начале работ по созданию крупномасштабной динамически подобной модели СЛМТ-10 самолета Су-27. Было принято решение использовать два метода вывода моделей на рабочий режим: при помощи наземной пусковой установки и при помощи самолета-носителя Ту-16.

Изготовление модели СЛМТ-10-1 было завершено в августе 1976 г., и ее отправили в ЛИИ для проведения наземных контрольно-проверочных работ. К этому моменту 7 отделение ЛИИ спроектировало и изготовило систему управления и стабилизации модели.

Геометрически и динамически подобная свободно летающая модель СЛМТ-10 была выполнена в масштабе 1:5,5. Модель изготовили из стеклопластика, армированного алюминиевыми силовыми элементами. Масса и моменты инерции с учетом пересчета по критериям подобия соответствовали массе и моментам инерции натурного самолета.

Продольное управление осуществлялось стабилизатором, поперечное — элеронами, путевое — двумя рулями направления. Углы отклонения органов управления соответствовали самолетным. В состав модели входили системы автоматики, измерений, управления, спасения и энергопитания. В качестве приводов использовались рулевые пневматические машинки, обеспечивающие необходимое по подобию быстродействие.

В конце 1976 г. военными была открыта специальная тема по испытаниям модели СЛМТ-10, в рамках этой тематики было определено место проведения испытаний — полигон «Грошево» на базе НИИ-8 МО (Ахтубинск). В декабре 1976 г. изХарьковав Ахтубинск в экспедицию была отправлена наземная стартовая установка и наземный командный пункт.

30 декабря 1976 г. состоялась первая попытка запуска СЛМТ-10 с наземной пусковой установки. Она окончилась неудачей из-за поломки системы крепления стартового ускорителя. В дальнейшем, с января по июль 1977 г. было проведено 5 пусков, предназначенных для отработки модели. 3 полета выполнила модель СЛМТ-10-1 и 2 полета — СЛМТ-10-2. Однако всех проблем с запуском модели на рабочий режим решить не удалось из-за разрушения при старте двигательной установки, оснащенной дополнительным стартовым стабилизатором. Работы по наземному старту модели в «Грошево» было решено прекратить. Модель СЛМТ-10-2 отправили в ЦАГИ для продувок в АДТ Т-104.

В октябре 1977 г. ХАИ изготовил и отправил на наземные отработки в ЛИИ модель СЛМТ-10-3, предназначенную для сбросов с самолета- носителя. Система подвески СЛМТ для Ту-16 разрабатывалась и изготавливалась ОКБ Сухого по ТЗ ЛИИ. Конструкция системы подвески обеспечивала возможность установки модели относительно продольной оси самолета-носителя под разными углами от 0°до -10° в вертикальной плоскости. На взлете и посадке рама находилась в убранном положении, а перед сбросом модели рама с пилоном опускала СЛМТ-10 в нижнее положение.

Для сбросов СЛМТ был выделен Ту-16, переоборудование которого завершили к марту 1978 года, после чего был выполнен его облет с моделью СЛМТ-10-3.

Первый этап летных испытаний при сбросах СЛМТ-10-3 с самолета-носителя был проведен в сжатые сроки, в течение двух месяцев — с 31 мая по 26 июля 1978 г. За это время выполнили 7 сбросов СЛМТ-10-3.

ЛЛ Ту-16 № 10

Подвеска СЛМТ-10 на ЛЛ Ту-16 № 10

Пуск СЛМТ-10 с наземной ПУ

Полученные результаты позволили отработать систему спасения модели, прием и передачу с борта модели радиотелеметрической информации, отработать взаимодействие всех наземных служб обеспечения эксперимента, подготовить базу для начала плановых летных исследований модели. Была успешно отработана методика летных испытаний модели и получены первые фактические результаты, характеризующие поведение самолета на больших углах атаки, определены характеристики сваливания и штопора самолета Су-27.

Зимой, в период с 20 января по 21 февраля 1979 г. в Ахтубинске выполнили второй этап летных испытаний СЛМТ-10-3 и СЛМТ-10-5 со сбросами с самолета-носителя. Было произведено еще три сброса моделей, но в дальнейшем от проведения испытаний в зимнее время отказались, поскольку оказалось, что при ударе о мерзлую землю модель получала серьезные повреждения.

В целом, проведенные работы позволили определить характеристики сваливания, существенно уточнить результаты трубных испытаний штопорных моделей Су-27, ранее выполненных в АДТ Т-105 в варианте с фиксированными органами управления, и выдать практические рекомендации летчику о поведении самолета на закритических режимах полета и о методах вывода самолета из штопора. Применение летающих моделей дало реальную возможность существенно повысить степень подобия эксперимента. В дальнейшем, в ОКБ тематика этих работ продолжала активно и развиваться.

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

Продолжение следует