К началу 70-х годов существовал разработанный под руководством Павла Осиповича Сухого общий вид "готической" по форме в плане компоновки, выбор которой был обусловлен в значительной степени ее преимуществом по сопротивлению на сверхзвуковом режиме. Компоновка содержала ряд принципиально новых решений и элементов. Она была интегральной.

Два двигателя в отдельных гондолах предполагалось "подвесить" к нижней поверхности крыла с выдерживанием определенного расстояния между передней кромкой и входом в воздухозаборник. Было принято решение использовать заднюю центровку, предполагающую продольную статическую неустойчивость самолета, и эпектродистанционную систему управления. Впервые серийный российский самолет было принято оснастить автоматизированной электродистанционной системой управления. Перечисленные особенности остались достоянием самолетов семейства Су-27 после всех доводок и изменений и явились важными слагаемыми их успеха.

Однако множество вопросов аэродинамического проектирования самолета имело проблемный характер.

Необходимо было учесть, что его назначение - борьба за превосходство в воздухе и что тактика включает ближний маневренный бой, который к тому времени был снова признан основным элементом боевого применения истребителя. Проектируемый самолет был призван дать достойный ответ на F-15, который с 1969 г. ускоренными темпами создавался фирмой MC'Donnell Douglas. Поскольку F-15, по замыслу Пентагона, должен был превосходить все существующие и разрабатываемые истребители, проектируемый в ОКБ П.0.Сухого самолет, получивший шифр Т-10, надо было сделать на голову выше F-15.

С чего начать?

Большой заслугой тогдашних руководителей аэродинамического проектирования в ОКБ - заместителя главного конструктора И.Баславского, начальника отдела М.Хесина, начальника бригады Л.Чернова было намерение углубленного изучения явлений обтекания выбранного крыла готической формы, по которому систематической информации в то время не было. Если в США уже проектировались (YE-16, YE-117) и летали (F-5E) самолеты с корневыми наплывами крыла, то в нашей стране пришлось заниматься этим вопросом с чистого листа. Дело в том, что принятое для Т-10 готическое крыло с криволинейной передней кромкой, пригодное для крейсерского полета на трансзвуке и сверхзвуке, содержит интегрированные с фюзеляжем корневые наплывы.

Какова будет их роль и обеспечат ли они высокую маневренность самолета Т-10?

Со всеми этими вопросами обратились в Сибирский научно-исследовательский институт авиации.

Могут спросить: а почему не в головной институт Минавиапрома - ЦАГИ?

К этому времени авторитет СибНИА в области аэродинамики был достаточно высок. Была показана возможность квалифицированно и оперативно отвечать на актуальные вопросы, поставленные жизнью. Только что была завершена большая работа по систематическому исследованию крыльев с изменяемой стреловидностью. Очень важным было то, что в СибНИА проектировались и изготавливались продувочные модели как по общеотрослевым работам, так и в интересах того или иного ОКБ. Своевременное изготовление достаточного количества моделей было "узким" местом в авиационной промышленности страны.

Так в 1972 году началась в СибНИА эпопея "Су-27", продолжавшаяся 12 лет.

Автору посчастливилось быть руководителем и участником этой многотрудной работы, вызывавшей подлинный энтузиазм у всех, кто соприкасался с ней.

Первая серия моделей представляла собой изолированные крылья с формой в плане, показанной на рисунке. Были изготовлены два крыла - плоское и с первым вариантом расчетной оптимальной деформации. Цель состояла в изучении в аэродинамической трубе малых скоростей Т-203 СибНИА того, что аэродинамики называют физической картиной обтекония крыльев, - для начала в области углов атаки от 0 до 40° После проведения испытаний моделей на весах, испытаний с использованием различных методов визуализации - с помощью шелковинок, сеток (продольных и поперечных), масляной пленки - был снят кинофильм об особенностях обтекания готического крыла на режимах маневрирования; также были изморены характеристики поля потока за крылом.

Затем модели были продренированы, и измерено распределение давлений по их поверхности. Таким образом, в первые же полтора - два года был получен уникальный по охвату и объему экспериментальный материал.

Начиная с первых испытаний, которые датируются 1973 г., мы стали вводить модификации, "раскачивая" компоновку, и оценивать ее чувствительность к изменениям с целью поиска направлений ее улучшения. Из первых опытов были сделаны важнейшие выводы, определившие направления дальнейших исследований:
оптимальная деформация крыла обеспечивает на дозвуковом крейсерском режиме полета безотрывное, близкое к плоскопараллельному обтекание даже такого сложного по форме в плане крыла;
на умеренных углах атаки (68°) у передних кромок зарождается отрывно-вихревое течение (термин введен В.Грачевым) с парой свободных вихрей от корневых наплывов и парой вихрей, формирующихся на кромках консольных частей крыла (помимо обычных концевых вихрей);
названные свободные вихри оказывают положительное влияние на несущие свойства и на аэродинамическое качество крыла, следовательно, они необходимы для улучшения маневренных свойств самолета;
однако при увеличении угла атака свыше 8-10° происходит "разбухание" вихрей, слияние наплывных и консольных вихрей и разрушение объединенных вихрей в пределах крыла, что равносильно срыву потока на обширной площади с концов крыла со всеми неблагоприятными последствиями (возникновение и рост кабрирующего момента, нарушение поперечной устойчивости, пульсационное нагружение, появление обширного заторможенного следа, снижение предельных несущих свойств).

Таким образом, стало ясно, что требуется значительное улучшение обтекания. Были сформулированы задачи: найти такие формы корневых наплывов, которые усиливают интенсивность и устойчивость порождаемых ими вихрей на углах атаки, соответствующих маневрированию; найти средства для увеличения интенсивности и устойчивости вихрей, возникающих на передних кромках консольных частей крыла, и не допустить раннего слияния наплывных и консольных вихрей, тем самым повысив устойчивость всей вихревой системы крыла.

Когда мы показали в ОКБ фильм о визуализации обтекания крыла и его посмотрели летчики, которые "морально" готовились к полетам на проектируемом самолете, для многих стало ясно, что в летной области углов атаки наблюдается нестационарное обтекание крыла, которое может стать предпосылкой к воздушной тряске конструкции. Источник нестационарности - это разрушение вихрей.

Объем испытаний в СибНИА и число исследуемых вариантов нарастали лавинообразно. За первые пять лет темп нарастания испытаний в Т-203 характеризуется цифрами приведенными в таблице:

На ряду с испытаниями в трубе малых скоростей нами проводились также испытания в транзвуковой трубе Т-205М СибНИА и в арендуемой для этих целей сверзвуковой трубе Т-313 ИТПМ СО АН СССР. Неизменными и активными участниками этих работ в СибНИА были В.Кондакова и Г.Елинов. Основной поток информации об особенностях аэродинамики проектируемого самолета Су-27 шел из Сибири.

Первое время проекту самолета Су-27 не везло.

Руководителем темы Павел Осипович Сухой назначил своего заслуженного и уважаемого соратника, который, однако, по состоянию здоровья уже не мог уделить достаточного внимания этому принципиально новому проекту. Сам Павел Осипович также все меньше мог вникать в работу (он скончался в сентябре 1975 г.). Новую информацию мы докладывали И.Баславскому, сообща намечали программу дальнейших опытов, но все это поначалу имело оттенок академизма. Руководитель темы ни разу не встретился с нами для обсуждения хода работ, хотя с генеральным контруктором Павлом Осиповичем Сухим такая встреча, тем не менее, была. Складывалось впечатление, что проектирование самолета в ОКБ и процесс аэродинамических исследований в СибНИА шли независимо друг от друга. Возможно, здесь сыграло определенную роль стремление не допустить изменения проекта руководящей группы ОКБ, которая "застолбила" авторским свидетельством предварительную компоновку, не прошедшую всестороннего обоснования.

В дальнейшем подтвердилось, что руководству Минавиапрома рисовали достаточно благостную картину состояния разработки самолета Су-27 в первоначальной конфигурации. И это несмотря на выявленный ранний срыв потока при испытании моделей изолированного крыла (приблизительно 10°), что было продемонстрировано кадрами упомянутого выше фильма. Испытания полной модели, соответствующей предварительной компоновке, начались в 1975 г. и также выявили целый ряд недостатков по эффективности органов продольного управления, поперечной и путевой устойчивости. Нами был определен перечень элементов компоновки, изменение которых может ослабить или вовсе устранить дефекты. Критике было подвергнуто все: корневые наплывы, сама форма крыла в плане, форма и положение горизонтального оперения, компоновка вертикального оперения. Было испытано огромное количество вариантов наплывов, но выбор был подчинен жесткому ограничению возможности создания необходимого пикирующего момента при любых больших положительных значениях угла атаки. Надо было выбрать наплывы, которые бы сочетали заметное повышение несущих свойств крыла с незначительным увеличением кабрирующего момента.

Поскольку проектировался статически неустойчивый самолет, то для балансировки на больших углах атаки требовалось отклонение стабилизатора на положительный угол (носками вверх). При этом подъемная сила стабилизатора складывается с подъемной силой крыла, то есть несущая способность самолета возрастает при незначительном росте сопротивления. В этом преимущество статически неустойчивого самолета. Но угол атаки стабилизатора оказывается больше угла атаки крыла, и возникает ранний срыв потока на верхней поверхности стабилизатора, который ограничивает предельный балансировочный угол атаки самолета и не позволяет получить необходимый запас пикирующего момента при максимальном конструктивном отклонении стабилизатора носками вверх.

При создании самолета F-16 американцы столкнулись с этой же проблемой и решить ее не смогли. При выходе на угол атаки около 50° самолет F-16 остается в этом положении, так как даже максимальное отклонение стабилизатора носками вверх на этих углах не создает пикирующего момента. Создатели самолета просто ввели в систему управления ограничение угла атаки величиной 25°.

Продолжение следует ...

Станислав Кашафутдинов
заместитель директора СибНИА,
кандидат технических наук,
лауреат Гос. премии РФ.