которую вылетает топливо').
Ввиду большой степени новизны на первом этапе речь шла не о создании боевой машины, а о постройке экспериментального самолета для проверки концепции и отработки конструктивных решений. Принятие Су-7Б за отправную точку несколько упрощало задачу, снижая технический риск — как-никак, новую машину не стали делать 'с нуля', использовав уже хорошо отработанную конструкцию. Такой подход, как показал дальнейший опыт, себя полностью оправдал и первые же испытания сулили вполне обнадеживающую перспективу. Иным путем пошло ОКБ А. И. Микояна, создававшее свой МиГ-23 'с чистого листа', и в конструкции которого буквально все было в новинку, начиная с аэродинамики и компоновочной схемы и оканчивая новыми конструкционными материалами и технологиями. Путь этот оказался крайне тернистым, машина потребовала многих усилий, средств и времени для доводки, вызывая справедливые нарекания руководства авиапрома и заказчика.
Работы по проектированию экспериментального самолета были начаты в ОКБ в инициативном порядке в 1963 году. Руководителем темы назначался Н.Г. Зырин, один из ближайших соратников П.О. Сухого, а ведущим конструктором от бригады № 1 (бригады проектов ОКБ, занимавшейся перспективным проектированием) первоначально стал Н.С. Пономарев. Конструктивно-силовая схема крыла определялась достаточно просто: вид крыло в плане был сохранен без существенных изменений, размеры неподвижных частей крыла (НЧК) определялись положением основных стоек шасси, конструкция и кинематика которых также не менялись по сравнению с Су-7Б. При этом сохранялся силовой треугольник крыла, образованный главной балкой, корневой частью лонжерона и бортовой нервюрой, служащий для передачи на фюзеляж изгибающего и крутящего момента от крыла, а также поперечной перерезающей силы. Поворотные части крыла (ПЧК) занимали по сравнению с аналогичными проектами тех лет относительно небольшую часть размаха. Предложенная Генеральным конструктором идея позволяла не только оставить прежними фюзеляж, оперение и шасси, но и решала проблему сохранения устойчивости, ведь вслед за поворотом крыла смещался и аэродинамический фокус самолета.
Уже в 1963 году модели крыла прошли первые продувки в ЦАГИ. Аэродинамические исследования показали, что схема, проработанная ведущим компоновщиком фирмы начальником бригады проектов А.М. Поляковым и одобренная П.О. Сухим, оказалась очень удачной. Сохранение значительной площади неподвижного центроплана и удачно выбранное положение осей поворота приводили к незначительному изменению центровки, порядка 2 %, оставляя продольную устойчивость самолета в допустимых пределах во всем диапазоне допустимых скоростей и углов поворота (у истребителя МиГ-23М со значительно меньшей площадью неподвижной части крыла перекладка консолей приводила к смещению центровки на 2,5–3 %). Минимальный угол стреловидности поворотных частей крыла был принят равным 30°, а максимальный остался таким же, как и у Су-7Б — 63°. При изменении стреловидности от минимальной до максимальной площадь крыла менялась с 38,5 м 2 до 34,5 м 2, удлинение — с 4,88 до 2,69 и относительная толщина — с 12 % до 7 %. Еще более внушительным было улучшение аэродинамического качества — показатель, характеризующий совершенство аэродинамики самолета и представляющий собой отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению; при выпуске крыла его значение возрастало с 9,0 до 11,7, обеспечивая на крейсерских режимах 30 % прирост этого важного параметра.
Но предстояло решить основной вопрос — создать поворотные консоли и шарнир, который стал в буквальном смысле самым 'узким' местом конструкции. В обычном крыле все нагрузки, возникающие в полете, воспринимаются всей взаимосвязанной силовой конструкцией, здесь же многотонные силы и моменты с поворотных консолей предстояло снять одним, притом небольшим по размерам узлом — центральным шарниром, связанным с лонжероном центроплана (опорный поворотный рельс, также включавшийся в работу, должен был воспринимать лишь небольшую часть нагрузок). Этот же узел должен был обеспечивать и само перемещение поворотной консоли при изменении угла стреловидности. Размеры шарнира ограничивались небольшой строительной высотой крыла тонкого скоростного профиля, измеряемой всего порой десятков сантиметров.
Потребовалось изменить и усилить конструкцию центроплана, ведь установка поворотного шарнира полностью меняла характер его нагружения. Каждый из двух шарниров, левый и правый, разместили во внешней вершине силового треугольника из переднего лонжерона, подкосной балки и бортовой нервюры соответствующей половины центроплана. Часть усилий на опорные рельсы неподвижной части крыла передавали опорные ползуны, с помощью которых консоли скользили при перемещении. И, наконец, когда крыло занимало положение, соответствующее максимальной стреловидности, при котором в скоростном полете нагрузки были наибольшими, в работу включались дополнительные опоры, установленные на задних стенках поворотных консолей.
Довольно сложной задачей при проектировании неподвижной части крыла оказалась конструкция его хвостовой части, в обычном крыле участка, как правило, менее нагруженного и потому относительно несложного. При увеличении стреловидности значительная часть консолей уходила именно в этот отсек, то есть он должен был лишиться привычного силового набора — его входящие части консолей буквально 'выдавливали' наружу. Известно, что наибольшей прочностью и жесткостью обладают замкнутые контуры, и сохранение прочностных характеристик открытой пустотелой хвостовой части крыла требовало ее подкрепления. Проблему решили оригинально и просто: по торцам неподвижной части крыла установили мощные вертикальные ребра, выполнявшие роль нервюр и одновременно служившие аэродинамическими перегородками. Впоследствии они были использованы еще и для установки на них балочных держателей для подвески вооружения.
Серьезной проблемой стало создание системы управления изменением стреловидности. Гидроприводы поворота консолей на первом этапе разрабатывал конструктор отдела гидравлики Ю.М. Крайзгур. Сначала предполагалась установка относительно простых гидроцилиндров, обеспечивавших два фиксированных положения крыла, соответствовавших максимальной и минимальной стреловидности. Но уже в начале работ выяснилось, что простая, на первый взгляд, система поворота таила в себе ряд проблем, одной из которых была невозможность синхронизации перемещения консолей. Обычные гидроцилиндры, имевшие кокие-то допуска в работе, отклоняли левую и правую консоли с разной скоростью, что было неприемлемым. Вскоре это решение сменилось более перспективным, позволявшим обеспечивать плавное изменение стреловидности крыла с помощью электрогидромеханической системы, работавшей от общей гидросистемы самолета и состоявшей из двух гидромоторов ГМ-36, которые через угловые редукторы передавали вращение на силовые шариковые винты, перемещавшие ПЧК.
Применению силовых шариковых винтов способствовало изучение в ОКБ обломков американского истребителя-бомбардировщика F-105 'Тандерчиф', привезенных из Вьетнама. У него закрылки выпускались с помощью шариковых винтовых механизмов, которые превращали вращательное движение привода в поступательное движение штока. Работа устройства получалась достаточно плавной, обеспечивала вполне потребные усилия, а сам агрегат имел компактную и даже изящную конструкцию. Несмотря на то, что изучать приходилось обломки сбитого самолета, механизм действовал, что говорило о его надежности и долговечности. Подобные устройства были освоены уже и отечественным авиапромом. В результате проработки проекта конструктор отдела крыла Б. Вахрушев предложил применить на С-22И винтовые механизмы, аналогичные используемым на Ил-18 для выпуска и уборки закрылков. Приспособили также агрегаты гидравлики с других машин.
Устройство синхронизации работы гидропривода обеспечивало симметричную перекладку консолей и было очень простым: редукторы гидромоторов соединялись между собой карданным валом, проходившим сквозь фюзеляж самолета. При отказе одного из гидромоторов оставшийся обеспечивал синхронную перекладку крыла, хотя и с меньшей угловой скоростью. Фиксацию крыла в любом промежуточном положении обеспечивали гидромеханические тормозные устройства. Для управления перекладкой крыла в кабине самолета установили электромагнитный кран и индикатор угла стреловидности консолей УПРТ-2 с парой стрелок, указывавших положение консолей.
Поскольку реверсивный ротативный поршневой гидромотор ГМ- 36 (уже применявшийся до этого в
