Советский истребитель завоевания превосходства в воздухе Су-27, СССР, 1977 год, Часть 2
Часть 1
На основе расчетов основных характеристик самолета, выполненных в ОКБ с использованием исходных данных по двигателю АЛ-31Ф (тяга 10300 кгс), ожидаемых весовых характеристик комплектующих изделий бортового радиоэлектронного оборудования и результатов продувок моделей Т-10 в аэродинамических трубах ЦАГИ, в аванпроекте приводились следующие основные данные самолета (для варианта с интегральной компоновкой, с расчетным боекомплектом из двух ракет К-25, шести ракет К-60 и полным боезапасом пушки):
• нормальная взлетная масса (без ПТБ) - 18000 кг; максимальная взлетная масса (с ПТБ) - 21000 кг;
• максимальная скорость полета на высоте 11 км - 2500 км/ч;
• максимальная скорость полета у земли - 1400 км/ч;
• практический потолок с 50% остатком топлива - 22500 м;
• максимальная скороподъемность у земли с 50% остатком топлива - 345 м/с;
• максимальная эксплуатационная перегрузка с 50% остатком топлива - 9;
• время разгона на высоте 1000 м с 50% остатком топлива: - от 600 до 1100 км/ч -125 с; от 1100 до 1300 км/ч - 6с;
• практическая дальность полета у земли со средней скоростью 800 км/ч: - без ПТБ - 800 км; - с ПТБ - 1400 км;
• практическая дальность полета на большой высоте с крейсерской скоростью: - без ПТБ - 2400 км; - с ПТБ - 3000 км;
• длина разбега на грунтовой ВПП: - без ПТБ - 300 м; - с ПТБ - 500 м;
• длина пробега с использованием тормозного парашюта - 600 м.
В связи с тем, что полученные расчетным путем характеристики дальности Су-27 несколько уступали требованиям ВВС, в аванпроекте были сформулированы предложения по приведению их в соответствие ТТТ. В число таких мероприятий входили: увеличение внутреннего запаса топлива и взлетной массы (до 18800 кг), снижение удельного веса разрабатываемого двигателя (с 0.12 до 0.1) при сохранении его тяги, уменьшение расчетного боекомплекта ракет К-60 с 6 до 4, использование изделий бортового оборудования с меньшей массой. Кроме того, для повышения боевой эффективности истребителя предлагалось в перспективе оснащать его ракетами средней дальности нового поколения (типа К-27) и модернизированными ракетами ближнего боя К-60М.
В 1972 году по решению Научно-технического совета (НТС) Министерства авиационной промышленности (МАП) и ВВС ОКБ Яковлева выбыло из конкурса с проектами истребителей Як-45И и Як-47, а по предложению руководства ММЗ "Зенит" им. А.И.Микояна программа по созданию ПФИ была разделена на две отдельные программы, в рамках которых можно было бы продолжить создание как самолета Су-27 (в качестве тяжелого перспективного многоцелевого фронтового истребителя), так и МиГ-29 (в качестве легкого перспективного фронтового истребителя), обеспечив унификацию обоих самолетов по ряду систем оборудования и вооружению. В качестве аргумента были приведены первые результаты развернутых в 1971 г. институтами промышленности и заказчика исследований по формированию концепции построения парка истребительной авиации (ИА) ВВС страны 80-х гг. на основе двух типов истребителей - тяжелого и легкого, подобно тому, как это планировали сделать ВВС США. Летом 1972 года вышли приказы министра авиационной промышленности о продолжении разработки обоих истребителей - Су-27 и МиГ-29.
В соответствии с приказом МАП, ОКБ П.О.Сухого во второй половине 1972 г. приступило к углубленной проработке аванпроекта, а затем и созданию эскизного проекта самолета Т-10. В феврале 1973 г. проектирование Су-27 было передано в конструкторскую бригаду, возглавляемую Леонидом Ивановичем Бондаренко. В конце года у темы появился и главный конструктор. Им стал Наум Семенович Черняков, до этого руководивший созданием самолета Т-4 ("100"), проектированием Т-4МС ("200") и ДПЛА "Коршун".
Помимо основного и "подстраховочного" (неинтегрального) вариантов компоновки в ОКБ П.О.Сухого в 1970-1975 гг. было проработано значительное количество альтернативных схем самолета. Основное внимание было уделено поиску оптимальных схем шасси и воздухозаборников. Было ясно, что предложенная в первоначальном варианте компоновки велосипедная схема шасси не имеет будущего на перспективном истребителе, а представленная в аванпроекте трехопорная схема не обеспечивает достаточную для безопасной эксплуатации колею. В результате рассмотрения ряда вариантов было принято решение "спрятать" основные опоры в специальные обтекатели на стыке центроплана и воздушных каналов двигателей. Ближе к хвостовой части самолета эти обтекатели переходили в обтекатели узлов навески горизонтального оперения и гидравлических рулевых агрегатов стабилизатора.
Обтекатели основных опор шасси впервые появились на варианте компоновки Т-10 с так называемым пакетным размещением воздухозаборников и максимально сближенными друг к другу гондолами двигателей (по типу самолета Т-4). Такая схема не получила развития из-за значительно сократившихся внутренних объемов планера для размещения топлива. Прорабатывался и вариант с круглыми воздухозаборниками с центральным телом - полуконусом. И хотя на испытаниях были получены неплохие характеристики таких воздухозаборников, к реализации был принят вариант, близкий к исходному - с воздухозаборниками прямоугольного сечения и горизонтальным расположением клина торможения и регулируемых панелей.
Одной из наиболее сложных задач в процессе разработки Су-27 стало выдерживание весовых лимитов. Снижению массы конструкции самолета придавалось первоочередное значение. Еще на ранних стадиях разработки Т-10 начальником отдела проектов О.С.Самойловичем были получены неутешительные данные по увеличению взлетной массы истребителя при использовании новых систем оборудования: расчеты показывали, что увеличение массы бортового радиоэлектронного оборудования на 1 кг влекло за собой увеличение взлетной массы всего самолета на целых 9 кг! Для двигателя и самолетных систем эти показатели составляли соответственно 4 и 3 кг. Было ясно, что без всемерного облегчения конструкции взлетная масса истребителя может выйти за все мыслимые пределы, и необходимые летные характеристики достигнуты не будут. Вопросами соблюдения высокой весовой культуры занимался первый заместитель Генерального конструктора Евгений Алексеевич Иванов, лично тщательно следивший за разработкой практически каждого узла конструкции, где имелись резервы для снижения массы. Именно Е.А.Иванов дал указание заместителю главного конструктора по прочности Н.С.Дубинину выполнять прочностной расчет Су-27 из условия действия на него нагрузок, составляющих 85% от расчетных, с возможным последующим усилением конструкции по результатам статических испытаний.
Кроме того, удалось убедить заказчика на уточнение ТТТ в части максимальной эксплуатационной перегрузки с полной заправкой топливных баков. Дело в том, что первый вариант требований к Су-27 предусматривал примерно 10-процентное превосходство нового истребителя над американским аналогом. Таким образом, если дальность полета F-15 без подвесных топливных баков составляла 2300 км, то для Су-27 требовалось получить 2500 км, на что при заданных расходных характеристиках силовой установки было необходимо около 5.5 т топлива. Углубленная проработка конструкции Су-27 показала, что интегральная компоновка планера самолета выбранной размерности позволяет разместить в нем почти 9 т керосина. По существовавшим в СССР нормам прочности за расчетную полетную массу самолета принималась масса с 80% остатком от полной заправки топливом. Естественно, что для достижения той же перегрузки с большей на 3-5 т полетной массой требовалось значительное усиление, а следовательно, и утяжеление конструкции. Требуемой же дальности самолет должен был достигать и при неполной заправке баков. Вместе с тем отказываться от "лишних" почти 1500 км дальности, которые обеспечивал полный запас топлива, помещавшийся во внутренние объемы разработанной интегральной компоновки, казалось нецелесообразным.
В результате при поддержке руководства службы вооружения ВВС - заместителя главнокомандующего ВВС по вооружению генерал-полковника авиации М.Н.Мишука, начальника научно-технического комитета ВВС генерал-лейтенанта авиации Г.С.Кириллина и начальника управления заказов генерал-лейтенанта авиации В.Р.Ефремова - было найдено компромиссное решение. ТТТ к самолету Су-27 разделили на две части:
• с основным (неполным) вариантом заправки (около 5.5 т), при котором обеспечивалась требуемая дальность полета (2500 км) и все остальные летные характеристики, включая максимальную эксплуатационную перегрузку (8);
• с полным запасом топлива (около 9 т), при котором обеспечивалась максимальная дальность полета (4000 км), а максимальная эксплуатационная перегрузка ограничивалась исходя из сохранения постоянным произведения полетной массы и перегрузки.
Таким образом, вариант полной заправки стал рассматриваться как вариант со своеобразным "внутренним подвесным баком". Разумеется, никто не требовал от истребителя с ПТБ иметь такие же маневренные характеристики, как у самолета без подвесных баков. Тем самым, с одной стороны, удалось избежать перетяжеления конструкции из условий обеспечения прочности, а с другой стороны, получить дальность полета без реальных подвесных баков даже большую, чем у других истребителей с ПТБ, вынесенными в поток.
Большие перспективы для снижения массы конструкции имело использование композиционных материалов на основе углепластиков. На МЗ "Кулон" специально был построен цех по изготовлению деталей из композитов, однако еще до сборки первых опытных образцов самолета от широкого применения композиционных материалов в конструкции Су-27 отказались из-за нестабильности их характеристик. В результате на Су-27 композиционные материалы нашли применение в основном только в конструкции обтекателей различных радиоэлектронных устройств.
Снизить массу самолета помогло широкое внедрение титановых сплавов и освоение прогрессивных технологий, в первую очередь, сварки титановых деталей в среде аргона, а также химического фрезерования, формообразования с эффектом сверхпластичности металла и т.п. В процессе рабочего проектирования были разработаны, а затем изготовлены при постройке опытных образцов Т-10 уникальные сварные титановые конструкции - панели центроплана, хвостовой части фюзеляжа, силовые шпангоуты и др. Только использование титановых панелей центроплана снизило массу конструкции планера более чем на 100 кг.
К 1974 г. с участием специалистов ЦАГИ была окончательно сформирована аэродинамическая и конструкторско-силовая схемы самолета, найдены основные конструктивные решения, а в 1975 г. завершилось эскизное проектирование и начался выпуск рабочих чертежей. В 1976 г. вышло совместное партийно-правительственное постановление о создании истребителя Су-27 - основной в Советском Союзе документ в "биографии" любого летательного аппарата.
Аэродинамическая компоновка перспективного истребителя была произведена по нормальной схеме, в соответствии с которой горизонтальное оперение площадью 12.63 м2 разместили за крылом по внешним сторонам гондол двигателей; двухкилевое вертикальное оперение плошадью 14.0 м2 устанавливалось на мотогондолах без развала. Консоли крыла оживальной формы, с плавным изменением угла стреловидности по передней кромке (угол стреловидности базового крыла 41 град. ), через зону наплыва плавно сопрягались с фюзеляжем, образуя единый несущий корпус. Крыло имело ярко выраженную аэродинамическую крутку и неподвижный отогнутый вниз носок. Управление самолетом должно было осуществляться с помощью цельноповоротного стабилизатора, консоли которого могли отклоняться дифференциально, элеронов и рулей направления. Заднюю кромку занимала стандартная механизация - элерон и закрылок. Консоли крыла и горизонтального оперения, а также кили снабжались противофлаттерными грузами. Аналогичные грузы установлены на горизонтальном и вертикальном оперениях.
В головной части фюзеляжа были оборудованы отсек бортовой радиолокационной станции, прикрытой радиопрозрачным обтекателем, кабина с фонарем, обеспечивающим летчику хороший обзор во все стороны, и закабинный отсек оборудования. Под кабиной размещалась ниша уборки передней опоры шасси. Фонарь кабины состоял из неподвижного беспереплетного козырька и сдвижной назад части. Пилот размещался в кабине на унифицированном катапультном кресле К-ЗбДМ, разработанном на МЗ "Звезда" (главный конструктор Г.И.Северин) и обеспечивающем надежное спасение летчика в широком диапазоне скоростей и высот полета, включая режимы движения самолета по аэродрому со скоростью от 70 км/ч. Перед кабиной по оси самолета размещался оптический блок оптико-локационной станции. Радиопрозрачный обтекатель РЛС на Т-10-1 несколько короче, чем на серийных машинах, а обслуживание аппаратуры осуществляется через люки на боковой поверхности носовой части фюзеляжа.
Два турбореактивных двигателя устанавливались в изолированных гондолах, подвешиваемых под несущим корпусом и разнесенных в стороны от оси самолета, при этом между гондолами на нижней поверхности несущего корпуса обеспечивалась установка пусковых устройств для ракет "воздух-воздух". Для получения оптимальных характеристик силовой установки во всем диапазоне высот и скоростей полета воздухозаборники двигателей, размещенные под центропланом и имевшие горизонтальный клин торможения, были выполнены регулируемыми с помощью подвижных панелей и снабжены специальными отверстиями для перепуска воздуха. Верхняя стенка воздухозаборника была отодвинута от нижней поверхности центроплана, за счет чего образовывалась щель для слива пограничного слоя.
Шасси было спроектировано по классической трехопорной схеме, при этом переднюю опору для обеспечения действия на нее относительно невысоких нагрузок вынесли далеко вперед: база шасси составляла 903 м. Передняя опора состояла из стойки рычажного типа и одного колеса, снабженного грязезащитным щитком, препятствующим попаданию посторонних предметов в воздухозаборники двигателей. Передняя опора убиралась в нишу под кабиной летчика назад по полету, при этом ниша закрывалась двумя створками - передней, установленной перед стойкой, и боковой. Основные опоры шасси, представлявшие собой одноколесные телескопические стойки с подкосом, выполнили убирающимися с разворотом колес в ниши обтекателей шасси в центроплане вперед по полету. Каждая ниша закрывалась двумя створками - передней и боковой, при этом передние створки одновременно выполняли роль воздушных тормозных щитков площадью 2.05 м2. Колея шасси составляла 5.01 м, размеры колес основных опор шасси -1030x350 мм.
Для подвески управляемого ракетного вооружения "воздух-воздух" на самолете было предусмотрено 8 узлов: два под центропланом между гондолами двигателей (по схеме "тандем"), по два - под каждой консолью крыла и по одному - под каждым воздушным каналом двигателя. Подвеска ракет должна была осуществляться на авиационных пусковых или катапультных устройствах, причем на б точках подвески, за исключением крайних подкрыльевых, обеспечивалось применение ракет средней дальности массой 250 - 350 кг, внешние подкрыльевые узлы были рассчитаны на подвеску ракет малой дальности массой до 100 кг.
В целом, при сохранении практически неизменными общей схемы и компоновки самолета, по сравнению с этапом аванпроекта (1972 г.), Т-10 значительно потяжелел и увеличился в размерах. При этом остались неизменными основные удельные параметры: нагрузка на крыло при нормальной взлетной массе (375 кг/м2) и стартовая тяговооруженность (1.15). Масса пустого самолета достигла 14300 кг, нормальная взлетная масса с расчетным вариантом вооружения и основной заправкой топливом (5300 кг) - 22100 кг, максимальная взлетная масса с полной заправкой топливом (8900 кг) - 25700 кг. Длина самолета составила 19.65 м, размах крыла - 14.7 м, площадь крыла - 59.4 м, высота самолета на стоянке - 5.87 м.
В состав силовой установки Су-27 должны были войти два мощных и экономичных двухконтурных турбореактивных двигателя с форсажными камерами нового поколения. На основе заключения ЦИАМ но трем альтернативным вариантам перспективных двигателей (АЛ-31Ф, Д-З0Ф-9 и Р59Ф-300), разработка силовой установки для Су-27 была задана московскому Машиностроительному заводу "Сатурн", возглавляемому Генеральным конструктором Архипом Михайловичем Люлькой.
Новый двигатель ОКБ АМ. Люльки - АЛ-31Ф (заводской шифр - изд.99) - должен был стать первым для этого коллектива двухконтурным ТРД. Стоит заметить, что именно А.М. Люльке принадлежит авторство на подобную схему двигателя: еще в довоенные годы он получил авторское свидетельство на ТРДД с осевым компрессором.
Перед двигателистами МЗ "Сатурн" была поставлена очень сложная задача: требовалось создать силовую установку, которая бы, с одной стороны, обеспечила истребителю тяговооруженность на взлете и в воздушном бою более 1 (взлетная стендовая тяга на форсаже не менее 12500 кгс, т.е. на 12% больше, чем у АЛ-21Ф-3), а с другой стороны, имела невиданную экономичность на крейсерском бесфорсажном режиме для получения максимальной дальности полета. Заданная А.М. Люльке величина минимального удельного расхода топлива 0.61+002 кг/(кгс-ч) была на целых 25% меньше аналогичного показателя серийного ТРДФ АЛ-21Ф-3 (0.76 кг/(кгс-ч)). Справедливости ради стоит отметить, что достичь столь высокого показателя тогда не удалось, смогли получить лишь 13-процентный выигрыш по сравнению с АЛ-21Ф-3, однако и эту величину (0.67 кг/(кгс-ч)) можно рассматривать немалым достижением. С позиций сегодняшнего дня можно смело утверждать, что заданные характеристики экономичности были чересчур оптимистичны и не могли быть достигнуты при имеющемся в то время уровне технологий.
Часть 3