Частыми «гостями» статотдела в период испытаний Т10-0 были все руководители КБ. Михаил Петрович Симонов, интересуясь результатами статиспытаний планера, сразу увязывал их с летными испытаниями и вопросами эксплуатации самолета, требуя проведения оперативных доработок конструкции по прочности.

По результатам статических испытаний в конструкцию опытных и серийных самолетов оперативно вносились доработки. К примеру, в июне 1977 г. для усиления ГЧФ, в конструкцию Т-10 ввели дополнительные вертикальные стенки в закабинном отсеке, а материал обшивок в закабинном отсеке был заменен. В конце года провели усиление ХЧФ.

Испытания, выполненные на Т10-0, позволили до вести статическую прочность самолета Т-10 до (80-85)% Pp. Дальнейшие испытания были прекращены из-за принятого решения о проектировании самолета Т-10С, в связи с чем, отпадала практическая надобность в доводке опытных машин. Из- за доработок испытания Т10-0 сильно затянулись, и были завершены лишь к концу июля 1978 г., т.о. общая продолжительность работ составила почти 17 месяцев.

Со 2 октября 1979 г. в отделе 25 начались испытания на статическую прочность планера уже серийного самолета из состава установочной партии машин типа Т10-5 (№02-03) выпуска Комсомольского-на- Амуре завода. Целью работ являлось подтверждение ограничений по статической прочности для самолетов, которые предполагалось использовать на ГСИ Су-27. Испытания самолета, получившего обозначение Т1 0-5-0, проводились до конца апреля 1980 г., они полностью подтвердили заданный уровень прочности, полученный по результатам работ на Т10-0. В целом, результаты статиспытаний первых опытных машин потребовали внести некоторые корректировки в расчетные модели. Оказалось, к примеру, что воздухозаборники уже на ранней стадии активно включаются в работу на изгиб фюзеляжа, а доля участия хвостовых балок в работе фюзеляжа на кручение больше, по сравнению с результатами расчетов. Полученные результаты испытаний в дальнейшем были с успехом использованы при проектировании самолета Т-10С.

В 30-м отделе математическим моделированием нагружения шасси самолета занималась бригада, которой руководил Б.С. Фадеев. Моделировались различные случаи взлетно-посадочных режимов и определялись амортизационные параметры шасси, минимизирующие нагрузки на планер самолета. Расчеты выполнялись с широким использованием ЭВМ.

Статические испытания носовой части фюзеляжа

С точки зрения динамических нагрузок и аэроупругости, наиболее важным фактором являлось значительное увеличение относительной нежесткости конструкции Су-27, обусловленное особенностями выбранной аэродинамической и конструктивнокомпоновочной схем.

Для учета влияния аэроупругости в ОКБ совместно со специалистами ЦАГИ были развернуты экспериментальные и расчетные исследования флаттера и реверса органов управления проектируемого самолета.

Для исследования флаттера в несжимаемом потоке в 1975 г. в ОКБ при участии ЦАГИ разработали и построили две полных динамически подобных модели (ДПМ) Су-27 для испытаний в АДТ ЦАГИ малых скоростей. Модель 1ДТ10, изготовленная в масштабе 1:4, предназначалась для трубы Т-104, а поисковая ДПМ 2ДТ10 в масштабе 1:6 – для трубы Т-103. Испытания этих моделей проводились с 1975 г. На поисковой ДПМ 2ДТ10 выполнялись параметрические исследования элеронного флаттера, компоновочного флаттера в системе «крыло- фюзеляж» и влияние на характеристики флаттера различных подвесок, а также исследования флаттера ГО: влияние положения оси вращения, жесткости ГО на изгиб и вращение, наличие «зуба» на передней кромке ГО, гидродемпфера, и т.д. Поскольку 2ДТ10 была изготовлена из фанеры и пенопласта, имелась возможность оперативной доработки этой модели, чем широко пользовались в процессе проведения экспериментов. Первый этап продувок 1ДТ10 в ЦАГИ провели в 1975-1976 гг. После уточнения конструктивно-компоновочной схемы самолета, модель доработали. В 1977-1978 гг. провели повторный цикл испытаний.

Одновременно, для экспериментальных исследований флаттера на моделях в сжимаемом потоке в ОКБ при участии ЦАГИ были спроектированы и построены полная конструктивно-подобная модель самолета ЗДТ10 (масштаб 1:12) и динамически подобные модели его отдельных частей: крыла, горизонтального оперения и вертикального оперения. Масштаб моделей был различным-от 1:3 до 1:6.

Кроме того, д ля экспериментальных исследований реверса элеронов в сжимаемом потоке была построена упруго подобная модель (УПМ) крыла с элероном.

Был проведен большой объем расчетных и экспериментальных исследований аэроупругой устойчивости контура «упругий самолет – СДУ» и активных систем парирования флаттера.

Исследовались также динамические нагрузки от воздействия порыва и атмосферной турбулентности.

Хотя необходимость учета явлений аэроупругости при проектировании была очевидной, в силу ряда объективных обстоятельств не удалось своевременно и в полной мере реализовать требования аэроупругости в конструкции самолета. Это сдерживалось, с одной стороны, недостаточным развитием экспериментальных методов исследования флаттера, а с другой, – отсутствием высокопроизводительной вычислительной техники, позволяющей реализовать прогрессивные теоретические разработки в области аэроупругости, уже апробированные в ЦАГИ. Поэтому результаты исследований значительно отставали от темпа постройки самолета.

Сборка самолета Т10-1. Январь 1977 г. Противофлаттерные балансиры еще не предусмотрены

Установка противофлаттерных балансиров на крыле и ЦПГО

Самолет Т-10-3 на сборке. Обратите внимание на противофлаттерные балансиры, установленные по рекомендации ЦАГИ на законцовках крыла, на килях и цельноповоротных консолях горизонтального оперения. Конец 1978-начало 1979г.

В итоге получилось, что в первоначальном варианте компоновки самолет Су-27 проектировался в большей степени с позиции обеспечения требований аэродинамики, статической прочности и ресурса, и в меньшей степени – с точки зрения аэроупругости: по результатам испытаний ДПМ, критическая скорость флаттера на опытном самолете без реализации спецмероприятий составила V_p =1270 км/ч. В итоге пециалистам 30-го отдела приходилось не столько формировать конструкцию самолета, сколько заниматься отысканием средств борьбы с флаттером на уже построенном самолете. В связи с этим, проблему обеспечения безопасности от флаттера на опытных самолетах пришлось решать традиционным способом – путем установки противофлаттерных грузов на крыле, стабилизаторе и килях самолета, после чего критическая скорость флаттера была повышена до приемлемой величины.

По результатам продувок и по рекомендации ЦАГИ на самолете были установлены следующие балансиры для борьбы с изгибно-крутильным флаттером:

– на крыле – выносные балансиры массой по 92 кг каждый;

– на управляемом стабилизаторе – выносные балансиры массой по 44 кг каждый;

– на килях – выносные балансиры массой по 22 кг каждый.

Необходимо подчеркнуть, что элерон, установленный на тонком гибком крыле имел недостаточную эффективность, а критическая скорость реверса элерона была меньше максимальной скорости полета, что свидетельствовало о недостаточной жесткости крыла на кручение и заставляло накладывать на самолет дополнительные ограничения. Таким образом, с точки зрения аэроупругости, в пределах выбранных конструктивных решений на опытных самолетах типа Т10-1 не представлялось возможным в полном объеме выполнить требования ТТЗ.