Самолеты мира 2005 01

ЗАРОЖДЕНИЕ ПРОЕКТА «СУ-27»

Павел ПЛУНСКИЙ

К концу 1960-х годов ОКБ П.О. Сухого являлось одним из ведущих конструкторских бюро МАП, специализирующимся на самолетах тактического назначения. В коллективе успела сложиться собственная школа проектирования, а в активе КБ было создание отечественных реактивных истребителей второго и третьего поколений, таких, как Су-9/11 и Су-15. Закономерно, что Павлу Осиповичу предложили участвовать в программе строительство нового перспективного истребителя.

Разработка Су-27 с самого начала велась с оглядкой на «аналог» – американский F-15. Но создание истребителя, по уровню характеристик не уступающего этому самолету, считалось чрезвычайно сложной задачей. По степени развития некоторых базовых технологий, прежде всего, в области элементной базы БРЭО (особенно по массово-габаритным параметрам и уровню энергопотребления), мы отставали от ведущих западных стран.

Для обеспечения паритета это отставание необходимо было компенсировать такими, к примеру, способами, как более удачные конструктивно-компоновочные решения, более высокий уровень аэродинамического и весового совершенства конструкции, и т.д.

Работу по самолету Су-27 начали осенью 1969 г. Это был напряженный период: проводили испытания Су-15ТМ и Су-17, на Тушинском машиностроительном заводе строили первые опытные экземпляры Т-4 («сотки»), в ОКБ готовилась к началу летных испытаний первая опытная машина Т-6 в варианте с крылом изменяемой стреловидности (Т6-2И).

Важным решением, определившим облик будущего истребителя, стал предложенный О.С. Самойловичем вариант так называемой «интегральной» компоновки, выбранный, очевидно, под влиянием реализованного ранее в аванпроекте сверхзвукового стратегического бомбардировщика Т-4МС (изд. «200»).

Затем Самойлович предложил использовать «синусоидальное» крыло. К началу 1970 г. в бригаде проектов, после проработок отдельных фрагментов аэродинамической и конструктивно-компоновочной схем истребителя, попытались объединить их. В январе в основном был отработан вариант аэродинамической компоновки.

В плановой проекции несущая поверхность самолета формировалась из комбинации базового «синусоидального» крыла с корневым наплывом и кормового наплыва. На получившуюся базовую поверхность впереди надстраивалась головная часть фюзеляжа круглого сечения с выступающим фонарем кабины пилота, а сзади – мотогондолы с оперением. Для обеспечения безотрывного обтекания конструкции все переходные зоны в местах стыков между несущими элементами выполнялись плавно. Таким образом, крыло^самолета объединялось (интегрировалось) с фюзеляжем в единый несущий корпус.

Мотогондолы, располагались в хвостовой части, под несущим фюзеляжем. Подвод воздуха к ним осуществлялся через воздухозаборники, подвешенные под центропланом. Оперение включало два киля и цельноповоротные стабилизаторы, устанавливаемые на мотогондолах.

Такая компоновка имела ряд существенных преимуществ перед традиционными – как в конструктивном плане, так и в плане аэродинамики:

Модели трех различных вариантов компоновки Су-27 (1973-1975 гг.)

Полноразмерный макет Су-27 (1976 г.)

Сборка T10-1 в цехе М3 им. И.О. Сухого (1976 г.)

– при прочих равных условиях, обеспечивалось более рациональное использование внутренних объемов для размещения топлива и оборудования, т.е. большая весовая отдача;

– применение наплыва в передней части крыла обеспечило существенную относительную толщину корневых сечений крыла, а, значит, и большие строительные высоты, что приводило к прочности конструкции;

– воздухозаборники, выделенные в отдельный, не связанный с фюзеляжем элемент конструкции, не включались в силовую схему фюзеляжа;

– выбранный вариант компоновки должен был обеспечить прирост подъемной силы за счет увеличения вклада фюзеляжа и оптимальное распределение подъемной силы по размаху крыла;

– размещение воздухозаборников под панелью центроплана обеспечивало стабильность потока и равномерность поля течений на входе в двигатель, в том числе на больших углах атаки.

Итак, основные компоновочные решения включали в себя:

– интегральное сочетание крыла с фюзеляжем;

– применение в корневой части крыла наплыва сложной формы;

– размещение двигателей в двух изолированных мотогондолах под несущим фюзеляжем;

– разнесенное двухкилевое вертикальное оперение, располагавшееся для оптимизации графика поперечных площадей по длине несущего корпуса в промежутке между крылом и горизонтальным оперением.

Применение столь большого числа новшеств удачно совмещалось в конструкции самолета практически с первого раза.

Самые большие сложности на этом этапе возникли с размещением основных опор шасси. Проектировщиков устраивал вариант с уборкой основных опор в фюзеляж, который обеспечивал наименьшие изменения внешних обводов самолета. В обиходе он получила название «квазивелосипедного», потому что здесь было реализовано стандартное распределение нагрузок между передней и основными опорами при довольно узкой (почти как в велосипедной схеме) колее. Последнее обстоятельство вынудило разработчиков предусмотреть установку на самолете дополнительных поддерживающих опор, убирающихся в специальные обтекатели на крыле.

Впервые общий вид нового самолета Павел Осипович Сухой увидел в феврале 1970 г. Генеральному предложенный вариант понравился, и он утвердил его для дальнейшей углубленной проработки. Таким образом, в феврале 1970 г. официально было положено начало работам над проектом нового истребителя, получившего условное обозначение Су-27 и открытый заводской шифр Т-10.

Серьезные проблемы предвиделись в области аэродинамики. Отечественный истребитель должен был успешно вести маневренный воздушный бой против F- 15. Сложности возникали с обеспечением заданных весовых характеристик.

Необходимо было разработать самолет с компоновкой, обладающей существенно лучшими аэродинамическими характеристиками в заданной области скоростей и углов атаки. Такими новыми решениями на Т-10 стало:

– применение интегральной компоновки и «синусоидального» (оживального) крыла переменной стреловидности с корневым наплывом;

– применение на крыле острых профилей, деформации срединной поверхности и фиксированного отгиба носка; а также переменной по размаху относительной толщины профиля и геометрической крутки крыла, предложенных Л. Г. Черновым.

Дополнительный выигрыш пытались получить за счет применения на крыле «законцовки Кюхемана».

Основной целью применения интегральной компоновки, с точки зрения аэродинамики, было получение близкого к оптимальному (эллиптическому) распределение циркуляции по размаху крыла, что обеспечивало минимальное индуктивное сопротивление.

Кроме этого, при условии равенства внутренних объемов, уменьшалась величина омываемых поверхностей, а, значит, и величина сопротивления. За счет деформации срединной поверхности пытались добиться улучшения несущих свойств.

Отгиб носка применялся для улучшения характеристик острого профиля крыла на крейсерских режимах полета на дозвуковых скоростях, а уменьшение относительной толщины профиля на концевых сечениях крыла – для снижения волнового сопротивления.

Следует оговориться, что многие из найденных в ОКБ решений на этом этапе были чисто интуитивными, и не имели под собой серьезного теоретического обоснования. Это относилось, в первую очередь, к корневому наплыву, роль и значение которого в аэродинамической компоновке истребителя были не совсем ясны.

Так, на самолете Т-4 он внедрялся как средство для компенсации смещения фокуса при переходе через сверхзвук. Считалось, что влияние наплыва на повышение подъемной силы крыла чисто механическое, что он только увеличивает суммарную площадь несущей поверхности крыла. На практике же оказалось: особое значение наплыв имеет при осуществлении вихревого обтекания крыла.

Некоторые из предложенных компоновочных решений требовали исследований совместно с отраслевыми институтами. На одном из первых совещаний, посвященных компоновке Т-10, Павел Осипович, обращаясь ко всем присутствующим, резюмировал: «Корневой наплыв – в этом что-то есть», и далее, обращаясь конкретно к главному аэродинамику фирмы И. Е. Баславскому, заметил: «Этим нужно заняться самым серьезным образом!». Поручение было принято к неукоснительному исполнению. Аэродинамики ОКБ в содружестве с отраслевыми научными центрами широким фронтом развернули работы по изучению особенностей выбранной аэродинамической компоновки.

Первый опытный образец Су-27 (110-1) на аэродроме ЛИИ

T10-1 в экспозиции Музея ВВС в Монино

С руководством ЦАГИ у Павла Осиповича всегда были нормальные рабочие взаимоотношения. Тематика исследований по перспективному истребителю не стала исключением из правил. Весной 1970 г. по приглашению Сухого в ОКБ приехали начальник ЦАГИ Г.П. Свищев и его первый заместитель Г.С. Бюшгенс. На состоявшемся совещании со стороны ОКБ присутствовали проектировщики О.С. Самойлович и В.И. Антонов, аэродинамики И.Е. Баславский и Л.Г. Чернов.

Павел Осипович продемонстрировал руководству ЦАГИ предварительные проработки по интегральной компоновке Т-10 и предложил сотрудничество по данной теме, сказав: «Это нужно и нам, и Вам». Вскоре был разработан план совместных работ, который начали последовательно претворять в жизнь.

Одним из важных решений стал выбор базового профиля крыла. С одной стороны, необходимо было обеспечить высокий уровень Судоп и максимального качества Ктах на дозвуке, а с другой стороны – приемлемые скоростные характеристики на сверхзвуке. Специалисты ЦАГИ согласились с предложением ОКБ об использовании на Т-10 острых профилей и предложили для реализации профиль «П-44», сравнительно недавно отработанный в институте группой ученых во главе с Я. М. Серебрийским. От ранее использовавшихся профилей типа «СР» он отличался более заостренной носовой частью с меньшим радиусом скругления, и, значит, обещал улучшение характеристик на сверхзвуке.

В компоновочном плане для Т-10 в ЦАГИ предлагали использовать трапециевидное крыло умеренной стреловидности с механизацией передней и задней кромки. Но специалисты ОКБ хотели оценить правильность собственных предложений по аэродинамической компоновке, поэтому выбрали вариант оживального крыла с фиксированным углом отгиба носка.

Важным вопросом являлся выбор схемы и параметров входных и выходных устройств двигателей и их размещение на самолете. Для обеспечения минимальных потерь во входном тракте необходимо правильно выбрать место установки воздухозаборников по отношению к передней кромке наплыва. Для исключения влияния заборников друг на друга и минимизации интерференционных потерь от размещения гондол под несущим корпусом – выбрать величину разноса воздухозаборников и мотогондол по размаху крыла. Сходные задачи решались и при компоновке выходных

устройств. В ОКБ это направление возглавлял И. Б. Мовчановский. Он и специалисты его бригады 3. Е. Ботвинник и К. М. Шейнман внесли существенный вклад в формирование оптимальных характеристик интегральной схемы самолета.

Окончательный вариант компоновки Су-27 на рубеже 1970-1971 гг. представлял собой самолет длиной 20,15 метров, с размахом крыла 13,92 метров. Крыло – оживальное, переменной стреловидности (от 80° на корневом наплыве до 45° на базовой трапеции). Наплыв и консоли формировались из модифицированных профилей «П-44М» с деформацией срединной поверхности 1%. Площадь базового крыла – 57 м2, площадь несущего корпуса (с учетом наплывов) – 84 м2; средняя относительная толщина крыла – 5%, угол отгиба носка – переменный по размаху консоли (от 3,5° до 5,5°).

В целом, 1970 г. стал для ОКБ этапом формирования концепции нового истребителя. Самойлович, получив от Сухого соответствующие полномочия, неоднократно устраивал совещания, где обсуждались различные вопросы по облику будущего самолета. Приглашались в качестве экспертов ведущие специалисты из ЦНИИ МО, НТК ВВС и НИИАС. В результате, когда ОКБ в марте 1971 г. официально получило задание на разработку аванпроекта перспективного фронтового истребителя (ПФИ), уже существовал определенный «задел».

В апреле, в связи с просьбой военных, пришлось уменьшить размерность проектируемого самолета. Первоначально рассматривалась машина с нормальным взлетным весом порядка 22 тонн. Теперь эта величину ограничили до 18 тонн, соответственно пришлось скорректировать и геометрические размеры самолета.

В начале мая 1971 г. Сухой подписал чертеж «Общего вида», к концу месяца подготовили «Компоновочную схему самолета Т-10», и 25 мая генеральный конструктор утвердил ее с формулировкой: «Для разработки аванпроекта». Первый вариант компоновки получил рабочий шифр Т10-1.

Самолет имел длину 18,41 метра, размах крыла 12,8 метра и высоту на стоянке 5,22 метра. Площадь базового крыла составляла 48,24 м2 , площадь несущего корпуса (с учетом наплывов) – 72,34 м2.

Cy-27M (T-10M)

Су-27 П-42 был создан на базе первого серийного Су-27 (Т10-15)

Технологически планер самолета делился на следующие основные агрегаты: фюзеляж, консоли крыла и оперение. Фюзеляж состоял из головной (ГЧФ), средней (СЧФ) и хвостовой частей (ХЧФ), а также воздухозаборников. В ГЧФ были предусмотрены РЛС, кабина экипажа, ниша передней опоры шасси и отсеки оборудования. В СЧФ размещались четыре основных топливных бака- отсека, ниши основных опор шасси и средние части гондол двигателей с воздушными каналами. ХЧФ включала мотоотсеки двигателей и центральную балку с отсеками самолетного оборудования.

Встроенная пушка ТКБ-645 располагалась в нижней части закабинного отсека оборудования. Она монтировалась на лафетной установке в едином блоке с патронным ящиком вместимостью 300 патронов. Для обслуживания этот блок опускался вниз на тросах. В нижней части СЧФ, между гондолами двигателей предусматривалась размещение отсека для коммуникаций, а в законцовке ХЧФ – установка тормозных щитков и контейнера тормозного парашюта.

Консоли крыла – оживальной в плане формы. Вместе с корневым и концевым наплывами они формировали единую несущую систему, набранную из профилей типа П-44М, с переменной по размаху крыла стреловидностью (от 82° до 45°), с деформацией срединной поверхности, и переменными по размаху консоли углами крутки и отгиба носка.

Конструкция консолей крыла – балочного типа, в корневой части каждой консоли предусматривалось размещение резервного топливного бака, увеличивающего емкость топливной системы при перегоне.

Механизация крыла предусматривала только двухсекционный, двухщелевой выдвижной закрылок. Элероны отсутствовали, управление самолета по крену предусматривалось при помощи «кренеров» – специальных органов управления, представляющих собой поворотные аэродинамические поверхности, устанавливаемые по четыре сверху на консолях крыла.

Оперение включало две консоли цельноповоротного горизонтального оперения (ЦПГО) на боковых поверхностях гондол; два киля, устанавливаемых на верхней поверхности мотогондол с развалом каждой консоли во внешнюю сторону под углом 20°; два аэродинамических гребня на нижней поверхности гондол.

Шасси «квазивелосипедной» схемы. Передняя опора убиралась назад по потоку в нишу в закабинном отсеке. Основные опоры шасси крепились под центропланом и представляли собой две стойки, оснащенные тележками с продольным расположением колес. Уборка стоек осуществлялась в нишу фюзеляжа, назад по потоку, с разворотом тележек на 180°. Все три стойки оснащались колесами единого типоразмера – 840x300 мм.

База шасси – 8,25 метров, колея – 1,65 метров. Дополнительные подкрыльевые стойки шасси на чертеже отсутствовали, необходимость их установки решили определить в аванпроекте.

Двигатели – гипотетические, так как конкретный образец еще предстояло выбрать. Для проработки компоновки силовой установки использовали условный габаритный чертеж двигателя, скомпонованного исходя из заданного уровня тяги и усредненных удельных характеристик ТРДДФ сходной размерности.

Величина форсажной тяги двигателя 10400 кг определялась исходя из весовой размерности самолета и заданного уровня тяговоруженности.

При этом, геометрия обводов и габаритных размеров предполагала установку двигателя с «выносной» коробкой агрегатов, устанавливаемой в нижней части мотогондолы – впереди двигателя.

Это было сделано для снижения площади поперечных сечений гондол и уменьшения миделя самолета.

Под фюзеляжем размещались две изолированные мотогондолы, разнесенные в стороны на расстояние, превышающее два калибра. Воздухозаборники двигателей – прямоугольного сечения, управляемые, с верхним горизонтальным расположением поверхности торможения.

Для предотвращения попадания заторможенного пограничного слоя от несущего корпуса на вход воздухозаборника, его отодвинули от нижней поверхности фюзеляжа. Здесь образовалась щель для слива погранслоя. Форма клина слива выбиралась исходя из условия минимизации сопротивления. Длина воздушного канала, соответствовала пяти калибрам, что обещало приемлемые характеристики стабильности потока на входе в двигатель.

Для защиты двигателя от попадания посторонних предметов на нижней обечайке воздухозаборника предусматривалась установка выдвижной штанги с системой струйной защиты. В качестве рабочего тела использовался воздух, отбираемый от компрессора двигателя. Съем двигателей предусматривался выкаткой назад. Запас топлива во внутренних баках при нормальном взлетном весе – 5000 кг, при полной заправке, с учетом резервного топливного бака – 6360 кг.

Для размещения вооружения предусматривались восемь точек подвески – по три под каждой консолью крыла, и две «тангенциальные» точки, установленные на внешних углах гондол. В качестве основного ракетного вооружения рассматривалась подвеска управляемых ракет типа К-25 и К-60.

В 1971 г. началась параллельная проработка еще одного варианта компоновки перспективного истребителя. Он был официально утвержден генеральным конструктором в качестве альтернативного, получившего обозначение Т10-2. Одним из доводов, которым руководствовался Павел Осипович, являлось желание объективно оценить достоинства и недостатки основного варианта.

Т10-2 был выполнен по традиционной схеме, с обособленным фюзеляжем, по общей компоновке он был идентичен МиГ-25 или F-15. Первый вариант чертежа общего вида, выпущенный в марте- апреле 1971 г., предусматривал разработку самолета длиной 19,1 метров, с шириной фюзеляжа 2,7 метра, размахом крыла 12,24 метра, с площадью крыла 52,6/65,08 м2 (базовое крыло/несущий корпус) и с нормальным взлетным весом 22,5 тонн. Сухой утвердил 28 мая чертеж «Общего вида самолета Т10-2».

Т10-7 в музее ВВС в Монино

На летной станции ОКБ «Сухого»

Этот документ предполагал следующие данные: длина самолета – 17,4 метра, ширина фюзеляжа – 2,4 метра, размах крыла – 11,62 метра, площадь крыла – 47,4/55,6 м 2 , нормальный взлетный вес – 18 тонн.

Носовая часть фюзеляжа Т10-2 имела круглое сечение, далее шли боковые воздухозаборники прямоугольного сечения и с верхним расположением клина торможения. Средняя часть фюзеляжа была прямоугольной формы со скругленными углами, здесь располагались топливные баки и воздушные каналы. Двигатели размещались в хвостовой части по «пакетной» схеме. На самолете решили применить крыло оживальной формы, сходное по схеме с крылом Т10-1. Вертикальное оперение представляло собой два киля, разнесенные по бокам фюзеляжа и установленные с развалом во внешнюю сторону, и подфюзеляжные гребни; а горизонтальное – традиционные цельноповоротные стабилизаторы.

При уменьшении размерности изменились все основные компоновочные параметры.

Колея шасси сократилась с 3,775 до 3,28 метра, база – с 6,6 до 5,8 метра, типоразмер колес на передней опоре шасси уменьшился с 660x200 до 600x160 мм.

В качестве силовой установки первоначально рассматривались два ТРДЦФ типа Р59Ф-300 с форсажной тягой около 13000 кг. В окончательном варианте компоновался условный габарит двигателя с нижней коробкой агрегатов, с форсажной тягой 10400 кг. Съем двигателей осуществлялся опусканием вниз.

Пушка размещалась внизу СЧФ, съем орудия для обслуживания осуществлялся вниз.

Крыло Т10-1 по основным компоновочным параметрам было сходно с крылом Т10-1, но механизация (кроме трехсекционного закрылка и набора кренеров), включала двухсекционный носок, расположенный на прямолинейной части образующей передней кромки крыла. Перестык консолей крыла с фюзеляжем осуществлялся при помощи силовой балки центроплана, расположенной в фюзеляже сверху, над каналами воздухозаборника. Топливо размещалось в фюзеляжных топливных баках и в корневой части консолей (бак № 5). Суммарный запас топлива во внутренних топливных баках уменьшился с 7200 кг до 5000 кг (плотность топлива – 0,82 кг/л). Вооружение размещалось на восьми точках подвески: по три под каждой консолью крыла, и две – под воздухозаборниками.

Конечно, разработчики Т10-2 имели меньше времени на углубленную проработку компоновки, но этот недостаток компенсировался тем, что схема носила характер традиционных, проверенных практикой решений.

Основным направлением работ на Т10- 2 стало снижение миделя самолета. Для этого на новом варианте компоновки, выпущенном летом 1971 г., было применено интересное решение. Каждый из двигателей развернули в поперечной плоскости вокруг продольной оси коробкой агрегатов наружу, с тем, чтобы организовать по оси самолета «выемку», уменьшающую общую площадь поперечного сечения.

Была переработана схема уборки основных опор шасси. Вместо продольных тележек применили схему с размещением на каждой стойке по три колеса типоразмера 660x160 мм, убиравшихся в ниши под каналами воздухозаборников. Пушка «переехала» из нижней части фюзеляжа в обтекатель под правым воздухозаборником.

В остальном, на обоих вариантах самолета шли сходные процессы уточнения компоновочных решений. Объявление конкурса аванпроектов активизировало работы. В рамках подготовки материалов для проектирования соответствующие исследования развернулись во всех основных конструкторских подразделениях. При проработке в отделах ОКБ приоритет отдавался варианту Т10-1, как менее изученному с конструктивной точки зрения.

Конструкторы каркасных отделов серьезных проблем на Т10-1 не предвидели. Интегральный вариант обеспечивал приемлемую конструктивно-силовую схему и большие строительные высоты в районе центроплана, и, следовательно, решалась задача прочности конструкции. Сложность заключалась только в том, что из-за особенностей компоновки большинство коммуникаций в средней части фюзеляжа пролегало сквозь топливные баки.

В конструктивно-технологическом плане, для варианта Т10-1 (исходя из особенностей его обводообразующих поверхностей) прогнозировали существенное снижение в конструкции самолета объема фрезерованных панелей в пользу клепаных соединений.

Применение в конструкции планера тех или иных материалов полностью определялось заданным по ТТЗ уровнем максимальной скорости. Причиной являлся тепловой нагрев при полете на больших числах М и связанные с этим ограничения по использованию основного конструкционного материала – алюминия. По ТТЗ максимальная скорость ПФИ на высоте должна быть 2500-2700 км/ч (М=2,35-2,5).

Летчики-испытатели «ОКБ Сухого»: И. Вотинцев, Е. Фролов, В. Аверьянов, Ю. Ващук, С. Костин, В. Чмааь, 1/. Матюхина

Из расчетов известно, что при длительном полете самолета на скорости, соответствующей М=2,35 на высоте более 11 км, обшивка планера нагревается до температуры 140-150°С, остекление фонаря – до 143°С, а обшивка каналов воздухозаборников до 175°С. Известно также, что предел тепловой прочности алюминиевых сплавов в среднем составляет 180-190°С.

В хвостовой части фюзеляжа температура еще выше: наружные поверхности двигателя в районе форсажной камеры нагреваются до 550°С, а в районе створок сопла – до 1100°С. Это привело к необходимости применения в конструкции двигательного отсека титановых сплавов (или стали) и установки экранов на стенки топливных баков, находящихся в этой зоне.

Если бы требования военных ограничивались достижением М=2,35, основным конструкционным материалом для планера можно было оставить алюминиевые сплавы, с ограниченным применением титана в хвостовой части фюзеляжа. При длительном полете на М=2,35 и более, конструкция планера успевает прогреться на значительно большую глубину, поэтому доля титановых сплавов в ней существенно возрастала. А в случае, если бы в ТТЗ установили Мтах=2,5, как того требовали специалисты ПВО, пришлось бы делать совершенно другой (титановый или стальной) самолет.

Наконец. ОКБ окончательно сформулировало свою позицию. Планер, силовая установка и бортовые системы проектировались из условия обеспечения длительной максимальной скорости, соответствующей М=2. В то же время, самолёт и его системы должны были обеспечивать разгон до М=2,35 с пониженным КПД силовой установки и при небольшой термической перегрузке систем.

Традиционно большой объем работ на начальных этапах проектирования выполняло модельное производство ОКБ. Здесь изготавливался весь спектр моделей, необходимых для исследования особенностей аэродинамической компоновки.

Сразу после официального начала работ по новому истребителю, Сухой дал указание изготовить продувочные модели по обоим вариантам Т-10. Для ускорения этого процесса был реализован нестандартный прием – в дополнение к чертежу общего вида, в отделе проектов был оперативно выпущен плаз основных проекций и поперечных сечений самолета, который сразу запустили в обработку в модельном производстве.

Техническое задание на изготовление продувочной модели интегрального варианта компоновки выдали в марте 1971 г., а уже к началу июня она была закончена производством. Павел Осипович лично пришел в цех посмотреть на нее, и, судя по всему, остался доволен качеством и сроками изготовления.

Первые продувки этой модели осуществлялись в ЦАГИ в трубе Т-114. После чего, для оценки характеристик подъемной силы и продольной устойчивости на больших числа М и больших углах атаки, модель продули в трубе Т-108. Конца испытаний ждали с большим нетерпением. Первые неофициальные итоги «пришли» из ЦАГИ в июле, а в сентябре ОКБ получило официальный отчет.

На модели были получены очень хорошие характеристики подъемной силы: значение максимального аэродинамического качества Ктах было определено на дозвуке величиной 10,8-11, а на сверхзвуке составило 5,0. Для крыла заданной формы это близко к пределу при эллиптическом законе распределения циркуляции. Высокие значения Су и Кмах подтвердили правильность выбранного направления.

Полученным результатом обычно сдержанный Павел Осипович был очень доволен. О том, какое значение он придавал этому факту, вскоре стало ясно. На одном из совещаний по теме «Т-10», выслушав доводы начальника технологического отдела И.В. Аргунова о невозможности практической реализации в производстве крыла двойной кривизны, получавшегося на компоновке типа Т10-1 при выбранных обводах, Сухой довольно жестко ответил технологу: «Со мной на эту тему больше не разговаривайте. Придете, когда у Вас будет готово решение этой проблемы».

Модель традиционной компоновки изготовили и отослали в ЦАГИ в августе 1971 г., а отчет пришел в ноябре. Испытания в трубах показали, что интегральная схема имеет значительные преимущества перед традиционной в несущих свойствах, но несколько проигрывает ей в скоростных.

Результаты продувок двух первых тематических моделей легли в основу расчетных данных при разработке аванпроекта самолета Су-27, предъявленного Министерству авиационной промышленности и военному заказчику в начале 1972 г.

Интересно отметить такой факт. По договоренности с ЦАГИ, в начале 1972 г. в институте на специальном стенде провели полунатурное моделирование воздушного боя между самолетами типа Т10-1 и Т10-2. Исходными данными для него послужили только что полученные результаты продувок обоих вариантов. Преимущества в маневренном воздушном бою однозначно имел самолет типа Т10-1.

Летом 1972 г. в МАП были подведены итоги конкурса аванпроектов по ПФИ, в котором вместе с ОКБ П.О. Сухого участвовали ОКБ А.И. Микояна и ОКБ А.С. Яковлева.

Победителей не объявляли, потому что к этому времени несколько изменилась сама концепция развития истребительной авиации.

Пришли к выводу, что необходима двухтиповая структура парка, включающая легкий и тяжелый истребитель.

В связи с новым заданием, с 1973 г. разработка проекта «Су-27» в ОКБ П.О. Сухого продолжилась в еще больших объемах.

Су 32 ФН

Су-80

Су-27 «Русские витязи »

Фото Вячеслава Тимофеева