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.

СЛМС-10

СЛМС-22

Результаты испытаний СЛМС-22 показали хорошую сходимость с материалами испытаний на сваливание и штопор натурного самолета, поэтому, даже не дожидаясь окончания программы испытаний, в ОКБ приняли решение о начале работ по созданию крупномасштабной динамически подобной модели СЛМТ-10 самолета Су-27. Было принято решение использовать два метода вывода моделей на рабочий режим: при помощи наземной пусковой установки и при помощи самолета-носителя Ту-16.

Изготовление модели СЛМТ-10-1 было завершено в августе 1976 г., и ее отправили в ЛИИ для проведения наземных контрольно-проверочных работ. К этому моменту 7 отделение ЛИИ спроектировало и изготовило систему управления и стабилизации модели.

Геометрически и динамически подобная свободно летающая модель СЛМТ-10 была выполнена в масштабе 1:5,5. Модель изготовили из стеклопластика, армированного алюминиевыми силовыми элементами. Масса и моменты инерции с учетом пересчета по критериям подобия соответствовали массе и моментам инерции натурного самолета.

Продольное управление осуществлялось стабилизатором, поперечное — элеронами, путевое — двумя рулями направления. Углы отклонения органов управления соответствовали самолетным. В состав модели входили системы автоматики, измерений, управления, спасения и энергопитания. В качестве приводов использовались рулевые пневматические машинки, обеспечивающие необходимое по подобию быстродействие.

В конце 1976 г. военными была открыта специальная тема по испытаниям модели СЛМТ-10, в рамках этой тематики было определено место проведения испытаний — полигон «Грошево» на базе НИИ-8 МО (Ахтубинск). В декабре 1976 г. изХарьковав Ахтубинск в экспедицию была отправлена наземная стартовая установка и наземный командный пункт.