Авиация и космонавтика 2013 09

Журнал Авиация и космонавтика

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.