особенность осесимметричных воздухозаборников — их худшие по сравнению с прямоугольными заборниками характеристики при работе на больших углах атаки и при рыскании. Дополнительным осложняющим фактором являлось то, что ракета, размещавшаяся на фюзеляже, в боковой проекции сильно выступала вперед за обрез укороченного входного устройства, что могло привести к неравномерности потока на входе в заборник. Серьезную сложность пред
ставляло собой и решение вопроса о взаимном расположении на осесимметричном воздухозаборнике клина слива погранслоя и передней части обтекателя шасси.
Одной из важных особенностей данного варианта компоновки стало применение на нем притупленного наплыва крыла. Здесь предполагалось разместить внутренние отсеки спаренных пусковых установок ракет малой дальности типа К-73. Зарядка ракет при наземной подготовке должна была осуществляться вручную, путем поворота отсеков пусковых установок носовой частью вниз, а пуск в воздухе — после предварительного подъема отсека вверх, в выпущенное положение. Встроенное вооружение самолета включало также поворотную пушечную установку, размещенную в правом буле, а количество внешних точек подвески включало 2 под фюзеляжем и 4 — под консолями крыла. Основное вооружение самолета должны были составлять новые ракеты типа К-27 и К-73. Интересно отметить, что на этом чертеже впервые в качестве вооружения были прорисованы недавно полученные от ПКПК «Молния» схематические изображения «малооперенных» ракет типа К-73, а вот вместо К-27 из-за отсутствия чертежей ракеты от разработчика, по-прежнему рисовали «габаритки» К-25 и К-23.
В утвержденном для проработки варианте компоновки предлагалось интересное конструктивное решение по центроплану. Наряду с обычным вариантом конструкции, имевшим стык с консолями крыла в районе внешнего края мотогондол, для минимизации массы при перестыке, был предложен вариант центроплана, представлявший собой единый силовой элемент длиной 8,7 м. Стык с консолями осуществлялся по силовой нервюре (по размаху закрылка). При этом для «крыла» оставались только концевые поверхности размахом всего около 3 м каждая. Сам центроплан вставлялся в нишу в средней части фюзеляжа и представлял собой силовую конструкцию балочного типа, с 4 стенками и двумя несущими панелями. Нижнюю панель центроплана сделали плоской, а верхнюю — с одинарной кривизной.
Основным недостатком, предопределившим неудачу этого варианта, являлось существенное усложнение технологии изготовления столь протяженной конструкции, а также трудности, возникавшие при расстыковке центроплана с фюзеляжем в процессе эксплуатации. Дело в том, что основные опоры крепились на центроплане, и при его съеме с фюзеляжа, на самолете необходимо было устанавливать специальное «перекатное» шасси. С точки зрения удобства в эксплуатации такой вариант не выдерживал критики. Кроме того, при реализации такой конструкции весьма сомнительна была сама возможность суммарного выигрыша по массе, т. к. для организации на самолете отдельного топливного бака под центропланом необходимо было иметь второй комплект панелей.
Для изучения особенностей новой компоновки довольно быстро (в течение осени 1973 года) были проработаны две ее модификации. В первой, вместо цилиндрического использовался полукруглый вариант воздухозаборника, а во второй — входные устройства прямоугольного сечения, но с вертикальными поверхностями торможения.
Вариант с полукруглыми воздухозаборниками был призван исправить один из недостатков исходной компоновки с осесимметричным входным устройством. Он заключался в том, что при выбранном боковом размещении основных опор шасси, для обеспечения достаточных строительных высот обтекателей в зоне размещения ниши колес, требовались довольно длинные и широкие обтекатели, а это плохо сочеталось с применением относительно короткого цилиндрического воздухозаборника, имеющего осесимметричный клин слива. Применение полукруглого воздухозаборника обеспечивало гораздо лучшее сочетание с поверхностью несущего корпуса фюзеляжа, позволяя применить несимметричный клин слива, а сам воздухозаборник вновь становился длиннее для обеспечения переходной зоны воздушного канала. Оборотной стороной медали являлась существенно большая ширина такого входного устройства, что вело к ограничению возможностей размещения оружия на фюзеляже и более жесткие требования к формообразованию нижней поверхности несущего корпуса в зоне входа в заборник.
Второй вариант компоновки предусматривал использование воздухозаборника прямоугольного сечения, но не с верхней горизонтальной поверхностью торможения, а с центральной вертикальной панелью. Целью проработки являлось желание уменьшить дестабилизирующее влияние ракет, подвешиваемых под фюзеляжем, на короткий осесимметричный воздухозаборник и изыскать пути «исправления» графика площадей в «провальной» зоне от фонаря кабины до миделя самолета. Кроме того, за счет большей длины на нем можно было проще реализовать сочетание клина слива с обтекателем основной опоры шасси. Но очень быстро выяснилось, что этот вариант имеет недостатков гораздо больше, чем достоинств. В частности, в зоне регулируемых поверхностей такие заборники имели гораздо большую ширину, а в переходной зоне мотогондолы на нем было сложнее реализовать скругление нижних поверхностей. В связи с этим, работы по альтернативным вариантам компоновки входного устройства вскоре свернули.
В январе 1974-го вновь вернулись к этому варианту компоновки. Теперь было решено рассмотреть возможности схемы с традиционным воздухозаборником прямоугольного сечения с верхним горизонтальным клином торможения.
Продувочную модель под обозначением 13Т10-7 в первоначальном варианте компоновки изготовили в феврале, и 12 марта 1974 года отправили для испытаний в ЦАГИ. Для исследований особенностей различных вариантов воздухозаборников, к ней прикладывались сменные комплекты мотогондол. Кроме этого, для варианта Т10/7 впервые в рамках работ по Су-27 была сделана продувочная модель для 102-й трубы — 2Т10-1. Позднее, к весне 1975-го для исследования компоновки круглых воздухозаборников была изготовлена и отправлена в ЦАГИ канальная модель КТ10-7. Результаты продувок моделей были получены летом-осенью 1974-го. По сравнению с ранее исследовавшимся вариантом Т10/5 удалось улучшить характеристики на дозвуке: за счет уменьшения площади омываемых поверхностей уменьшился коэффициент лобового сопротивления и почти на 1 ед. повысилось максимальное качество, но вот на сверхзвуке из-за увеличения миделя и наличия большого провала в графике площадей резко увеличилось волновое сопротивление. По результатам испытаний модели 2Т10-1 вновь подтвердилось наличие проблем с балансировкой самолета на больших углах атаки.
Таким образом, для улучшения аэродинамических характеристик требовалась дальнейшая углубленная проработка схемы и поиск новых технических решений для уменьшения миделя и улучшения графика площадей.
Статья подготовлена по материалам книги П. Плунского, В. Антонова, В. Зенкина, Н. Гордюкова и И. Бедретдинова «Истребитель Су-27. Начало истории».
Самолеты Дмитрия Григоровича
Михаил МАСЛОВ
