Главная  Форум  Гостевая  Комментарий  Ссылки   Дневник  English  Deutsch  Français  El español

 

Статья из книги "Высоты "Технологии"

50 лет Государственному научному центру РФ ОНПП "Технология"

 

Крыло обратной стреловидности

 

В августе 1984 г. на базе «Эдвардс» в Калифорнии начались летные испытания двух экспериментальных самолетов Х-29 с обратной стреловидностью крыла, созданных американской компанией Grumman Aircraft Corporation.
Первые упоминания о разработке в ОКБ Сухого российского перспективного истребителя пятого поколения появились в западных авиационных журналах в 1994 - 1995 гг. Считалось, что к его проектированию приступили в конце 80-х гг. Поначалу о новом самолете было известно лишь то, что главной особенностью его аэродинамической компоновки является крыло обратной стреловидности (КОС). А для сотрудников ОИПП «Технология» реализация данной проблемы начиналась в далеком уже 1984 г.
Первоначально проект самолета с КОС получил обозначение «С-22». Основные преимущества такой компоновки — значительное улучшение маневренности без применения двигателей с отклоняемым вектором тяги, большая подъемная сила по сравнению с крылом прямой стреловидности такой же площади, увеличение дальности полета на дозвуковой скорости за счет меньшего балансировочного сопротивления, лучшая управляемость на малых скоростях, лучшие условия работы крыльевой механизации и прекрасные противоштопорные характеристики, увеличение внутренних объемов планера в местах стыка крыла и фюзеляжа. Недостатком КОС являются проблемы, связанные с упругой дивергенцией крыла (скручивание с последующим разрушением). Борьба с этим явлением на крыле с традиционной металлической конструкцией приводила к недопустимому возрастанию массы. Решить проблему позволяло лишь применение полимерных композиционных материалов на основе углеродных волокон с высокой прочностью и жесткостью.
Первые экспериментальные панели из материала углепластик КМУ-4Э и стоперами из стеклопластика были изготовлены и успешно выдержали испытания в составе модели кессона крыла длиной около 4 м в 1986 г. под руководством В.М. Муратова и при участии Н.Б. Волобуевой и Н.В. Выморкова.
Для реализации проекта крыла обратной стреловидности с заданным уровнем физико-механических характеристик ВИАМ совместно с ОНПП «Технология» впервые в России был разработан материал КМУ-7 на основе углеродных жгутов УКН-П/5000 и связующего ВС-2526М, не уступавший по своим показателям в то время лучшим мировым образцам углепластиков. Разработкой технологии изготовления однонаправленных препрегов на основе углеродных жгутов и расплавных связующих занималась группа сотрудников под руководством Е.И. Яковенко при участии С.А. Жук, Я.М. Портновой, Л.В. Морозовой и Л.Г. Толкаевой.
Для изготовления однонаправленных препрегов в 1984 г. была использована закупленная ранее установка «Керпластик» (Швейцария). За короткий период были разработаны технология изготовления препрега с заданным уровнем свойств, а также основные методологические принципы разработки технологии получения однонаправленных препрегов на основе углеродных жгутовых наполнителей.
Особенность технологии получения однонаправленного препрега из углеродных жгутов по сравнению с технологией изготовления препрегов на основе тканых материалов состоит в том, что на первом этапе, используя сложную систему нитепроводов, необходимо сформировать из жгутов структуру, обладающую следующими основными свойствами: она должна иметь заданную плотность укладки жгутов на подложку, высокую степень параллельности друг другу, строго прямолинейную ориентацию. Отступление от этих требований может привести, в силу высокомодульности этих волокон, к существенному снижению прочностных и жесткостных характеристик материала изделия. На следующем этапе сформированная структура фиксируется связующим, а затем подвергается прокатке через систему валков с целью обеспечения заданной толщины препрега, требуемого содержания в нем связующего и равномерности его распределения.
В 1986 г. была закуплена и пущена в производство в ОНПП «Технология» единственная в СССР и в России установка для автоматизированной выкладки препрегов (руководитель работ В.М. Муратов при участии В.М. Залевского, В.Ю. Тернового).
Конструкция типовой несущей панели кессонной части представляет собой толстостенную многослойную оболочку (максимальное количество слоев — 120), имеющую в плане длину 7000 мм и ширину от 2020 до 1500 мм в корневой и концевой зонах соответственно. С целью полной реализации свойств применяемых материалов и с учетом большого количества слоев в панели было принято решение изготовлять панели крыла обратной стреловидности методом автоматизированной выкладки.
При создании панелей была реализована принципиально новая технология (руководитель работ В.М. Муратов при участии В.А. Литицкой, Ю.С. Юсупова, Н.С. Рыбкиной, Н.В. Выморкова, О.Н. Комиссара, В.Н. Гришенкова, В.Ю. Тернового, А.Чередниченко, И.Майстренко), позволяющая производить скоростную автоматизированную выкладку пакета слоев панелей со сложной конфигурацией усилений и вырезов, после чего формообразовывать его в поверхность двойной кривизны. Под руководством Н.В. Выморкова была создана специализированная энергосберегающая композитная оснастка для автоклавного формования панелей. Для обеспечения создания управляющих программ станка автоматизированной выкладки впервые в России конструкторами О.Н. Комиссаром, О.М. Тихоновым и А.С. Сытником была решена задача автоматизированного формирования контуров раскроя слоев углепластика непосредственно из электронного чертежа без применения бумажных носителей конструкторской информации. Применение крупногабаритных углепластиковых панелей без механических стыков позволило добиться чрезвычайно высокой гладкости поверхности крыла самолета и свести к минимуму крепеж. Это не только улучшило аэродинамику и снизило массу планера, но и уменьшило его радиолокационную заметность.
Одной из особенностей конструкции панелей было применение несбалансированной укладки слоев, которая в совокупности с нестабильными характеристиками еще находящегося в отработке углепластика КМУ-7 резко усложнила задачу изготовления панелей с заданным уровнем свойств и геометрии. На этом сложном этапе руководство работами было передано опытному ведущему технологу В.А. Литицкой. Специалистам ОНПП «Технология» вместе с ОКБ Сухого и ВИАМом пришлось в кратчайшие сроки впервые в практике решать задачи, связанные с организацией входного контроля исходных материалов, обеспечивающих реальные характеристики толщины монослоя, с обеспечением согласованности температурных деформаций системы «оснастка — деталь» в процессе автоклавного формования, а также выбором режимов теплового и силового воздействия на формуемую заготовку потемпературно-временным зависимостям вязкости связующего. Для улучшения схем армирования панелей крыла и повышения качества производимых панелей О.Н. Комиссаром была разработана методика проектирования толстостенных несимметрично армированных панелей крыла, учитывающая уровни остаточных внутренних напряжений в слоях композита. Н.В. Мухиным и В.Н. Гришенковым была решена сложнейшая задача неразрушающего контроля панелей большой толщины, содержащих металлические листовые усиления. Г.П. Стариковским совместно с ведущим специалистом ЦАГИ Ю.П. Труниным созданы методики испытаний толстостенных образцов-свидетелей, обеспечивающие высокую достоверность и реализацию характеристик углепластика в готовых панелях.
Напряженный труд обеспечил производство и комплектацию уникальными углепластиковыми панелями высокоманевренного истребителя Су-47 «Беркут», первый успешный полет которого состоялся в 1997 г.

 

 

 

Вадим Лукашевич и Александр Грек
 

ПО БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ ТРАЕКТОРИИ

Статья из журнала Популярная Механика

ноябрь 2007 года


С легкой руки журналистов самолет ОКБ Сухого с обратной стреловидностью крыла записали в прототип российского истребителя пятого поколения. А ведь это был совсем другой, уникальный проект российского палубного истребителя.


К 1970-м годам СССР одним из последних в мире пришел к выводу, что невозможно считать себя морской державой, не имея авианосцев. Советские большие противолодочные корабли с небольшим количеством самолетов вертикального взлета и посадки не в счет. Поэтому в 1977 году в СССР развернулись работы по проектированию тяжелых авианесущих крейсеров (по сути являющихся настоящими авианосцами) проектов 1143.5, 1143.6 и 1143.7. Масштаб и стоимость работ по созданию полноценного авианосца и палубной авиации для него специалисты сравнивают разве что с проектами первой атомной бомбы или запуском человека в космос. Поэтому неудивительно, что первые корабли были "сырыми". В частности, было понятно, что на момент схода со стапелей первого советского авианосца проекта 1143 "Адмирал Кузнецов" отечественные палубные катапульты для самолетов не будут готовы. В лучшем случае они успевали к спуску первого советского атомного авианосца "Ульяновск" - на нем планировалось установить две паровых катапульты для запуска самолета ДРЛО Як-44. Да и вообще, работа катапульт в наших северных широтах с постоянным намерзанием пара вызывала большие сомнения. Поэтому на первых советских авианосцах - "Адмирал Кузнецов" и "Варяг" - решили применить оригинальную идею - взлет самолета со специального трамплина-рампы. Говорят, как-то на международной оружейной выставке заместителя генерального конструктора КБ Сухого Олега Самойловича спросили, а какова, собственно, кривизна поверхности рампы. "Это самый главный секрет советского авианосца", - последовал ответ. Удалось лишь выпытать, что это кривая третьего порядка. Когда самолет сходит с рампы, он находится в идеальном угле атаки при скорости 180-200 км/ч (для Су-27). Рампа оказалась настолько удачной, что с нее взлетели и другие ранее сугубо "сухопутные" самолеты: МиГ-29К и штурмовик Су-25. Теоретически, с рампы-трамплина может взлететь самолет любой взлетной массы.
 

Останется только один


Выбор советского основного палубного самолета - почти детективная история.
Чтобы разобраться в ней, нужно определиться, что такое основной палубный самолет. Для этого надо ответить, а что такое советский авианосец и какие задачи он решает. В США авианосец - прежде всего ударный корабль, где истребители играют второстепенную роль противовоздушного прикрытия. Основа же группировки - два крыла ударных штурмовиков и ударных самолетов. В СССР авианосцу отвели роль гигантского корабля ПВО с основной задачей защиты корабельных соединений от атак с воздуха. Прежде всего - района развертывания подводных ракетоносцев в Северном Ледовитом океане. Почему - не спрашивайте нас. Хотя, будем справедливы, начались работы и над палубной модификацией нашего основного штурмовика Су-25. Велись также разработки недостающих элементов палубной авиации: спасательных вертолетов и самолетов дальнего радиолокационного обнаружения (ДРЛО) Як-44Э, идеологически повторяющих американские Е-2С "Хокай". Но главная интрига была в том, какой из двух самолетов - Су-27 или МиГ-29 - займет основное место на авианосце. Американский авианосец имеет водоизмещение около 90 000 т и может нести порядка 100 летательных аппаратов. В первоначальном виде советский проект предусматривал стандартное водоизмещение 55000 т (оно определялось размером самого большого стапеля Черноморского судостроительного завода в Николаеве} и 52 летательных аппарата на борту (18 Су-27, 18 МиГ-29 и 16 вертолетов Ка-27, в том числе три вертолета радиолокационного дозора и два поисково-спасательных). МиГ-29К должен был оборонять наши корабли от воздушного нападения в ближней зоне и уничтожать вражеские надводные корабли, а Су-27К - обеспечивать противовоздушную оборону на дальних рубежах. Но позднее было принято решение сократить количество типов самолетов на палубе - в итоге истребитель должен был остаться один. По логике вещей, победить должен был многоцелевой МиГ-29, поскольку он компактнее, что очень важно для палубного самолета. Для того чтобы победить конкурента, у Су-27 сделали складывающиеся крылья. МиГ ответил тем же, сохранив лидерство по компактности. "Сухие", стараясь уменьшить размеры, постоянно сдвигали ось складывания крыла к фюзеляжу, пока не стали цеплять концами сложенных крыльев потолок ангарной палубы. Рассматривались варианты и с вовсе экзотическими схемами с двумя осями складывания. Предлагалось даже оставить нескладываемое крыло с раскладыванием в горизонтальное положение килей, что позволяло складировать самолеты друг над другом на стеллажах в виде гигантского сэндвича! Но в итоге сложили крыло, причем настолько сильно, что вслед за ним пришлось складывать и выпирающее горизонтальное оперение!

Во время испытаний на палубу "Адмирала Кузнецова" сели и Су-27, и МиГ-29, и даже Су-25. Тем не менее победил Су-27, в первую очередь благодаря сильным пробивным качествам генерального конструктора "Сухого" Михаила Симонова. (не последнюю роль здесь сыграл инцидент с уборкой шасси МиГ-29К на палубе - paralay). Просто заметим, что индусы выбрали для своего авианосца МиГ-29.
 

Самолет


Разработка палубного самолета не сводится к простой установке механизма складывания крыла и тормозного крюка. По сути, всю машину перепроектируют заново. В первую очередь это объясняется упрочнением самолета из-за роста посадочных нагрузок. Обычный самолет заходит на посадку (уровень глиссады) под углом 3° с последующим выравниванием почти до 0°, палубный - под углом 4° без выравнивания, что означает в 2-3 раза большую вертикальную скорость снижения. У специалистов есть более точный термин - ударная посадка. Чтобы после нее самолет не развалился на части, требуется усилить весь его каркас, а также сделать другие шасси - даже на фотографиях видно, что они визуально больше стандартных. Носовая стойка палубного Су-27К двухколесная вместо стандартной одноколесной. Нужно усилить мотогондолы. Список можно продолжать до бесконечности. Закономерный итог - увеличение взлетного веса. Чтобы хоть как-то сохранить взлетные характеристики, пришлось поставить горизонтальное переднее оперение - впервые на серийной советской машине; усилить механизацию крыла - вместо флапперона установить двухсекционный однощелевой (с увеличенным до 45° углом отклонения) закрылок и зависающий элерон. В итоге даже потяжелевшая машина сходила с рампы при скорости 147-149 км/ч без просадки.
Несмотря на то что баки располагались даже в поворотных частях крыла, горючего для длительного патрулирования не хватало - на Су-27К, впервые в семействе Су-27, штанга дозаправки в воздухе стала штатным оборудованием. В итоге, по мнению авиаконструкторов, "самолет получился шикарным".
 

Корабельный модифицированный


Практически все лавры, а соответственно, и заказы на самолеты четвертого поколения уходили "Сухим". Поэтому неофициально считалось, что разработку истребителя пятого поколения - проект И-90 (истребитель 1990-х) - следует без конкурса отдать МиГу, чтобы хоть как-то сохранить паритет среди авиапроизводителей. Симонов же придумал асимметричный ответ - он договорился с корабелами на заказ палубного истребителя пятого поколения!
Первые советские самолеты для авианосцев делались, как и сами авианосцы, в авральном порядке и представляли по своей сути морскую адаптацию обычных "наземных" истребителей и штурмовиков. Между тем авианосец - гораздо более долгоживущий тип вооружения, чем самолеты. Его ресурс (30-50 лет) определяется прежде всего моральным старением, а жизненный цикл самолета - 25-30 лет. Поэтому, как правило, за свою жизнь авианосцы успевают пережить смену 2-3 поколений самолетов, которые во всем мире проектируются специально под авианосцы. Было понятно, что советским авианосцам, которые планировалось строить серийно, лет через 15-20 потребуется замена палубных Су-27К, и у Симонова такой самолет как раз будет! Этот истребитель должен был совершить первый полет в 1995 году, а к настоящему времени вовсю поступать на вооружение многочисленных советских авианосцев.
Чтобы особо не афишировать данный амбициозный проект, самолет получил обозначение Су-27КМ (корабельный модифицированный), хотя общим с Су-27 у него был лишь один элемент - фонарь кабины пилота.


Морская авиация


Поскольку серьезно увеличивать размеры авианосцев не планировалось, к самолету были предъявлены универсальные требования: он должен был выполнять функции как перехватчика, так и ударного самолета, то есть быть многоцелевым. Это означало неизменное увеличение массы - аппарат получался тяжелым, с максимальным взлетным весом под 40 т. Вдобавок не было уверенности, что на момент его появления будут решены проблемы с отечественными катапультами, а значит, взлетать ему придется с рампы. В воздушном бою он должен был превосходить основного морского конкурента - американский F-14D SuperTomcat. Самолет изначально создавался с учетом технологии "Стелс", поэтому вся боевая нагрузка размещалась внутри фюзеляжа, а кили были "завалены" внутрь.
Самолет сразу создавался как корабельная машина (заметим, впервые в СССР), поэтому на нем было много чисто морских примочек. Например, отделяемая кабина. Статистика боевых действий корабельной авиации показывала, что летчик погибал в первые сутки нахождения в воде, поэтому проблему спасения простое катапультное кресло не решало. Отделяемая герметичная кабина Су-27КМ спасала пилота даже при отделении на глубине 10 м и могла поддерживать жизнедеятельность летчика около трех суток. Для большей переносимости перегрузок при маневрировании спинка кресла пилота была наклонена назад на 30°, против 17° у обычных самолетов. Управляться же самолет должен был джойстиком, установленным справа. Предусматривалось поворотное в вертикальной плоскости плоское сопло. В общем, самолет получался завидным. Оставалась, правда, одна почти нерешаемая проблема - как поднять все это в воздух без катапульты?
 

Коленками назад


Был придуман нигде ранее не применявшийся способ - баллистический взлет. Смысл его в том, что самолет сходит с рампы и летит, подобно брошенному камню, по баллистической траектории. Правда, в отличие от камня, с работающими на форсаже двигателями. Достигнув пика траектории, самолет начинает "просаживаться" вниз, причем просадка может достигать 15 м от верхней точки траектории, но за счет возрастающей скорости и очень большого угла атаки крыло "подхватывает" машину, и в нисходящей ветви траектории, примерно на уровне среза рампы, баллистическая траектория переходит в нормальный полет с набором высоты. Проблема состояла в том, что при таком старте при сходе с рампы крыло выходило на большие углы атаки, происходил срыв потока, и самолет просто падал в воду. Выход был один - крыло обратной стреловидности, которое позволяло выходить на большие углы атаки без угрозы сваливания. У "Сухого" уже имелся опыт проектирования легкого (до 20 тонн) однодвигательного истребителя с таким крылом - проект С-22. Этот проект довели до стадии рабочего проектирования, был выпущен комплект рабочей документации, который затем весь ушел в корзину. Считалось, что на этом проекте Симонов до совершенства "откатал" технологию крыла обратной стреловидности.
У крыла такой конфигурации появился и дополнительный плюс. В идеале при складывании крыла оно должно "ломаться" по технологическому стыку. Однако у Су-27КМ крыло складывалось не перпендикулярно фюзеляжу, как у всех палубных самолетов традиционной схемы, а вперед, как уши у собаки-овчарки, что возможно только при наличии крыла обратной стреловидности.

 

Применение на Су-27КМ крыла обратной стреловидности имело следующие преимущества:


• увеличение аэродинамического качества при маневрировании на малых скоростях
• большая подъемная сила по сравнению с крылом прямой стреловидности
• увеличение дальности полета на дозвуковых режимах
• лучшая управляемость на дозвуковых скоростях
• уменьшение взлетно-посадочной дистанции
• меньшая скорость сваливания
• улучшенные противоштопорные характеристики
• увеличение внутренних объемов планера

 

Что такое крыло обратной стреловидности


Для того чтобы ответить на вопрос, зачем нужна обратная стреловидность крыла, нужно пояснить, для чего вообще нужна стреловидность. Дело в том, что при движении на скоростях полета свыше 450 км/ч к обычному сопротивлению воздуха, который пропорционален квадрату скорости, начинает примешиваться и волновое сопротивление. Не вдаваясь в дебри газовой динамики, поясним, что волновое сопротивление - результат затрат энергии на образование ударных волн при сверхзвуковом течении газа. Возникает вопрос: почему волновое сопротивление появляется уже при 450 км/ч, тогда как скорость звука в воздухе около 1190 км/ч? Все просто: и на скоростях полета, много меньших скорости звука, некоторые потоки воздуха могут обтекать планер со сверхзвуковыми скоростями. Волновое сопротивление резко увеличивается при приближении скорости самолета к скорости звука, в несколько раз превышая сопротивление, связанное с трением и образованием вихрей. Своего максимума волновое сопротивление достигает при небольших сверхзвуковых скоростях (так называемый волновой кризис), после чего начинает постепенно уменьшаться. Волновое сопротивление напрямую зависит не только от скорости, но и от формы тела. Так вот, стреловидное крыло сильно помогает бороться именно с волновым сопротивлением.
Но стреловидное крыло имеет один существенный недостаток: при сравнительно небольших углах атаки на его концах возникает срыв потока (концевой эффект стреловидного крыла), что ведет к уменьшению подъемной силы. На авиашоу при выполнении современными истребителями фигур высшего пилотажа можно увидеть белые полосочки, тянущиеся с концов крыльев. Это не дым, а инверсионный след, остающийся при срыве потока на конце крыла. Дальнейшее увеличение угла атаки при маневрировании ведет к распространению срыва потока по всему крылу, потере управляемости и сваливанию самолета в штопор. Проблему эту решали по-разному - например, устанавливая на крыльях специальные гребни, которые препятствовали распространению срыва по крылу. Крыло с обратной стреловидностью частично лишено этого недостатка. Во-первых, в нем нет концевых срывов, и следовательно, подъемная сила его выше. Во-вторых, срыв потока на больших углах атаки у такого крыла возникает сначала в корневой части крыла, не нарушая работу элеронов, оставляя самолет управляемым. Но не все так просто. При создании крыла обратной стреловидности возникли сложные проблемы, в первую очередь связанные с упругой дивергенцией (а попросту говоря - скручиванием с последующим разрушением крыла). Продуваемые в сверхзвуковых трубах крылья из алюминиевых и даже стальных сплавов разрушались. Попытки увеличения жесткости крыла, имеющего традиционную металлическую конструкцию, приводили к недопустимому возрастанию массы.
Лишь в 1980-х годах появились композитные материалы, позволившие бороться со скручиванием. Такая технология была применена на двух экспериментальных самолетах Х-29, созданных американской компанией Grumman Aircraft Corporation и проходивших испытания на базе Эдварде в Калифорнии с 1984 по 1992 год. Испытания показали, что крыло обратной стреловидности обеспечивает значительное увеличение аэродинамического качества при маневрировании, особенно на малых скоростях; большую, по сравнению с крылом прямой стреловидности, подъемную силу, а следовательно, и большую относительную грузоподъемность; увеличение дальности полета на дозвуковых режимах за счет меньшего балансировочного сопротивления; лучшую управляемость на малых дозвуковых скоростях (и, как следствие, улучшение взлетно-посадочных характеристик); меньшую скорость сваливания в штопор. По оценкам американских специалистов, замена на самолете типа F-16 обычного крыла на крыло обратной стреловидности должна была привести к увеличению угловой скорости разворота на 14%, а боевого радиуса действия на 34%. При этом взлетно-посадочная дистанция сокращалась на 35%. Однако дальше экспериментов дело не пошло. Мало того, Grumman проиграла все конкурсы на перспективный истребитель для ВВС США.
Большим энтузиастом крыла обратной стреловидности был генеральный конструктор ОКБ Сухого Михаил Симонов. Провал Grumman в тендерах не остановил конструктора - уж больно большие преимущества сулило новое крыло в случае удачи. Тем более стал известен основной недостаток Х-29 - неприемлемая аэродинамическая тряска. Возникала она при встрече двух набегающих вихревых потоков: одного с носка крыла, другого - с околофюзеляжных наплывов. Победить тряску Х-29 Симонов рассчитывал при помощи отклоняемого носка передней кромки крыла.
 

Ложка дегтя
 

В общем, самолет получался идеальным. Существовало лишь одно "но". Дело в том, что выдерживать колоссальные нагрузки на изгиб, испытываемые крылом обратной стреловидности, способно только крыло, выполненное по композитной технологии с использованием углепластиков, где со скручиванием боролись путем направленной намотки углеволокна. Главный недостаток этого материала - его неремонтопригодность. Разрыв карбоновых волокон невозможно ликвидировать, и он ведет к принципиальным изменениям свойств материала. Поэтому поврежденные углепластиковые компоненты всегда приходится менять целиком, как, например, в гоночных болидах "Формулы-1". Пулевые и осколочные пробоины на боевых самолетах, как правило, оперативно заделывают на земле. МиГ-25, изготовленный из стали, позволяет заваривать повреждения даже обычной электросваркой. Теоретически, поврежденное углепластиковое крыло Су-27КМ можно было бы поменять целиком. Только вот до аэродрома такой самолет вряд ли дотянет - при колоссальных нагрузках потерявшее прочность крыло от первого же снаряда мгновенно разрушится в воздухе. Удалось ли инженерам ОКБ Сухого решить эту проблему, "Популярной механике" неизвестно.
В мае 1989 года разработка Су-27КМ была прекращена решением Военно-промышленной комиссии. ОКБ Сухого продолжило работы за свой счет и в начале 1990-х годов совместно с Иркутским авиационным заводом построило всего одну летающую экспериментальную машину, получившую индекс С-37 и прозванную в прессе "Беркутом". Она лишь отдаленно напоминала исходный Су-27КМ и была ошибочно причислена к пресловутым самолетам пятого поколения.

 

 

------------

 

 

отрывок из книги "Истребитель Су-27 Рождение легенды"

 

 

«Очередной натиск Силаева на Е. Иванова произошел..., когда была принята программа разработки самолетов 5-го поколения: истребитель 90-х годов (И-90), штурмовик 90-х годов (Ш-90), бомбардировщик 90-х годов (Б-90).

Силаев настаивал, чтобы КБ Сухого участвовало в этой работе по конкурсу с КБ Микояна. Однако Е. Иванов решительно отказался, сказав, что Су-27 - это и есть истребитель 90-х годов. Потенциальные возможности самолета таковы, что до конца века не будет создано ни одной машины, которая смогла бы превзойти Су-27 и его модификации».

В материалах ОКБ удалось найти «отголоски» этих событий. 18 января 1980 года в кабинете у генерального конструктора состоялось совещание, посвященное разработке истребителя по программе И-90. Начальник 100 отдела Л.И. Бондаренко доложил о двух рассматривавшихся компоновочных схемах, проходивших под условными обозначениями «Ромб» (с обособленным фюзеляжем) и «Скат» (с несущим корпусом). Было отмечено, что Т-10С имеет много черт, характерных для истребителя 5-го поколения, обращено внимание на преимущества интегральной схемы, «запаса» неустойчивости и на необходимость «осторожного» подхода к выбору степени двухконтурности двигателя. В заключение совещания Е.А. Иванов расставил акценты следующим образом: «в настоящее время необходимо основной упор делать на модификации 10С и на улучшение характеристик изделия в данной схеме. Работы на перспективу потихоньку можно продолжать, но это не основное...».

7 мая 1980 года на очередном совещании по теме И-90 это указание было облечено в форме конкретного решения: «Подготовить план мероприятий по И-90 в плане глубокой модификации изделия 10».

 

...Одновременно в МАП инициировали развертывание работ по новому поколению истребителей. 5 февраля 1982 года министр авиапрома И.С. Силаев дал Е.А. Иванову указание:

«В целях обеспечения создания фронтовых истребителей 90-х годов проведите проработки по компоновке, определению состава оборудования и вооружения, летно-техническим и боевым характеристикам тактического фронтового истребителя. Результаты проработок и предложение о порядке дальнейших работ представьте к 1 июня 1982 г.»

Буквально через 10 дней, 15 февраля 1982 года было принято Решение ВПК, согласно которому ОКБ П.О. Сухого было поручено «... проработать вопрос оборудования самолета Су-27 модернизированной СУВ С-27УМ и вопрос применения с этих самолетов оружия класса «воздух-поверхность» и подготовить предложения в установленном порядке».

Таким образом, теперь появилось официальное указание о выполнении соответствующих работ, в результате, из «полуинициативных» они перешли в разряд плановых заданий. Отметим, что в МАП это направление напрямую отслеживал лично зам. министра по опытному самолетостроению. Об интересе, который проявлялся к этой тематике, свидетельствует следующий факт: 15 марта М.П. Симонов приехал в ОКБ, чтобы лично провести «установочное совещание» по Су-27М со специалистами-проектантами из бригады 100-3. На нем он «озвучил» собственное представление о том, что должен представлять собой новый истребитель: «Нам предстоит сделать самолет 90-х годов и поэтому сделать шаг в 14 лет. При этом главное - сохранить опыт коллектива по Су-27, т.е. опыт аэродинамической компоновки, опыт СДУ.... По моим прикидкам, можем получить по взлетному весу 26 тонн, а по оценке ЦАГИ максимальный взлетный вес - 32 тонны...». С его слов, Су-27М должен представлять собой унифицированный самолет, который при помощи подвесного конформного контейнера можно будет использовать в различных вариантах: истребителя-бомбардировщика, разведчика или постановщика помех. ОКБ предлагалось проработать установку на самолете нового двигателя - перспективного ТРДД-83 ОКБ A.M. Люльки или двигателя изменяемого цикла (ДИЦ) РД-107 ОКБ Колесова. Кроме того, для рассмотрения предлагались конкретные варианты компоновочных решений и возможной номенклатуры вооружения.

 

 

-----------

 

Работы над перспективным истребителем в ОКБ "Сухого" начались практически одновременно с другими КБ, когда в начале восьмидесятых годов в СССР был дан старт программе "И-90". На фирме новой машине был присвоен индекс С.22 ( С - стреловидное крыло, 22 - первый полет в девяносто втором году ). На первых этапах проектирования самолет предполагалось оснастить двумя двигателями РД-79М с тягой по 17500 кгс. каждый.

РД-79М являлся модернизированным вариантом двигателя четвертого поколения РД-79, который устанавливался на Як-141 и был адаптирован к морским условиям.

Серийный "Беркут" планировали оснастить новой версией Р-79 которая получила название Р-179-300 или оморяченным вариантом АЛ-41Ф (изд.20). Форсажная тяга двигателя доведена до 17500 - 20000 кгс, мотор оснащен плоским соплом с управляемым вектором тяги и реверсом.

Надо полагать, что С.22 с самого начала позиционировался как палубный истребитель. Изначально планировалось установить широкое плоское сопло, общее для двух двигателей. Отработка подобного сопла велась на летающей лаборатории ЛЛ-УВС(ПС) в рамках темы изд.54.

Свой вклад в формирование облика сверхманевренного истребителя пятого поколения с КОС внес и Генеральный конструктор НПО "Звезда" Гай Северин. Известно, что даже в противоперегрузочном костюме большинство летчиков плохо переносят длительные перегрузки более четырех. Северин предложил новую концепцию адаптивного катапультного кресла, обеспечивающего пилоту возможность ведения маневренного боя со значительно более высокими, чем на прежних истребителях, перегрузками. Статья о проекте подобного кресла:

 

Проблема потери сознания летчиками-истребителями...

 

В начале С.22 представлял из себя классическую "утку", но в процессе рабочего проектирования выяснилось, что конструкция перетяжеленна, одновременно с этим изменились и требования ВВС.

Проект обновленного самолета получил индекс С-32. Видимо в связи с дефицитом перспективных двигателей АЛ-41Ф (изд.20), которые в первую очередь предназначались для 1.42, на С-32 установили (по сообщениям печати) модификацию Д-30Ф6 - Д-30Ф11.

Надо отметить, что Д-30Ф6 довольно крупный агрегат и создается впечатление, что  Д-30Ф11 - довольно значительно отличается от базового мотора.

 

Вадим Лукашевич об истории создания С-37.

 

...Да, ВВС от машины отказались сразу, но был документ, подписанный Главкомом ВМФ СССР, который и выполнял роль заявки заказчика. Я начал работать по этой машине примерно в 1990-м году, когда М.А.Погосян был еще только начальником 100-го отдела.

Скажу сразу, что это был второй самолет с КОС, спроектированный в ОКБ Сухого - первым был однодвигательный С.22, который после выпуска полного комплекта рабочей документации не строился, т.к. М.П.Симонов предложил на достигнутом опыте сразу проектировать вторую машину с КОС.

...Разработку проекта возглавил главный конструктор М.А.Погосян.
В дальнейшем было принято решение установить на истребитель двигатели пятого поколения АЛ-41Ф (2 х 20000 кгс), снабженные системой УВТ. С новыми ТРДДФ он получил бы способность совершать длительный крейсерский полет на сверхзвуковой скорости без использования форсажа..

При создании самолета С.32 самое серьезное внимание уделялось вопросам снижения радиолокационной заметности (в этой области ОКБ им.П.О.Сухого располагало значительным опытом, полученном в ходе разработки тяжелых бомбардировщиков, в частности - самолета Т-4МС).

...Программа строительства авианосцев в СССР набирала обороты (два авианосца - «Тбилиси» и «Варяг» уже были на плаву, атомный «Ульяновск» уже был заложен), поэтому у палубной авиации перспективы были хорошие. На палубный вариант истребителя, названного Су-27КМ (!) и был выпущен аванпроект в 1988 г. Он был предложен ВМФ как глубокая модификация Су-27К (Су-33). Необходимость превосходства нового самолета над самым современным на тот момент аналогом - F-14D "Супертомкэт" определила установку двух двигателей и максимальный взлетный вес - до 40 тонн.

Но взлет столь тяжелого самолета с рампы был сложен, а катапульта должна была появиться только на «Ульяновске». Была также проблема с креплением катапульты к передней стойке самолета - на Су-27К стойка имеет задний подкос, который при разгоне работал на растяжение, в то время как из-за компоновки на Су-27КМ подкос передней стойки был спереди, и работал на сжатие. Поэтому основным режимом должен был быть взлет с рампы. Но расчеты показывали, что самолет не успевает набрать необходимую скорость при разгоне по палубе без катапульты, необходимой для взлета без просадки ниже обреза палубы. Тут и должно было выручить КОС, имеющее более высокие несущие способности на больших углах атаки, к тому же на КОС срыв начинался с более высоких углов. Все это позволило реализовать баллистический взлет с рампы, т.е. в момент схода с рампы подъемная сила крыла еще меньше веса самолета, и он движется не как самолет, а как брошенный камень, по баллистической траектории (с углами атаки, близкими к критическим для КОС), продолжая разгон за счет работающих на форсаже двигателей. Достигнув пика траектории, самолет начинает просаживаться вниз , причем просадка могла быть 10-15 метров от верхней точки траектории, но на счет возрастающей скорости и очень большого угла атаки КОС «подхватывало» машину, и в нисходящей ветви траектории, примерно на уровне среза рампы, баллистическая траектория переходила в нормальный полет с набором высоты.

Вот так появилась схема КОС с развитой механизаций и двойным оперением, т.к. сорокотонный самолет с обычным крылом при взлете с рампы просто бы падал за борт - несущих свойств на больших углах атаки обычного крыла не хватало для создания требуемой подъемной силы. Сваливание у обычного крыла начинается при меньших углах атаки по сравнению с КОС. Машина должна была иметь посадочный гак и складываемые консоли крыла. Предполагалось использовать элементы "стелс" в облике машины - для этого, в частности, кили были наклонены внутрь. Самолет планировалось оснастить БРЛС с ФАР.

...Су-27КМ как палубный самолет должен был быть оснащен отделяемой кабиной, которая могла автоматически отделяться с глубины до 15 метров и полностью обеспечивать жизнедеятельность летчика в открытом море до 3-х суток. Но и самая главная фишка, которую мы покажем на 3D-модели и которую никто никогда не видел в открытых публикациях - это способ складывания КОС для уменьшения занимаемого места при хранении самолета на ангарной палубе авианосца. На этом я и защитил свою кандидатскую диссертацию. Говорить об этом словами не буду - это нужно видеть!

...Что же касается тряски самолета из-за срыва потока на КОС в корневой части, то я тоже об этом слышал. Сразу скажу, что максимальная сверхзвуковая скорость была сравнительно небольшой, где-то в пределах 1.6 - 2.2 Маха.

Есть и еще один серьезный недостаток Су-27КМ (С.32), о котором вообще ничего нигде не говорится - это его абсолютная нестойкость к боевым повреждениям. Т.к. каждая консоль крыла состоит из силового набора и двух композитных панелей со сложной намоткой, воспринимающих основной крутящий момент по связанной оси Z, то при любом повреждении панели, приводящем к самому незначительному разрыву армирующих панель волокон, панель (и крыло) мгновенно складывалось. В силу этого, даже если машина все-таки возвращалась, то ни о каких мероприятиях РБП (ремонт боевых повреждений) и речи быть не могло, т.к. никакая заплатка (как в случае заделывания пробоин в металлической конструкции) ситуацию не спасает - она просто не включается в восприятие нагрузок, т.к. все равно армирующие панель волокна перебиты (это я вам говорю как разработчик методики расчета боевой живучести в части взрывозащиты). Нужна только полная замена всей несущей композитной панели.

Они изготавливались в НПО "Графит", и в ценах начала 1990-х стоимость каждой панели была в пределах 1,5 млн. руб., т.е. комплект панелей крыла для одной машины стоил ~ 6 млн. руб., при производственном цикле несколько месяцев.

 

Масса графитной панели для крыльев обратной стреловидности "Беркута" 15 кг\кв.м
 

Особенности крыла обратной стреловидности


КОС - один из способов реализации эффекта скользящего крыла для уменьшения волнового сопротивления на околозвуковых скоростях полета.
Характерной особенностью дозвукового обтекания КОС является возникновение срыва потока в корневой части крыла при сравнительно небольших углах атаки и практически безотрывное обтекание концевых частей КОС, что обеспечивает сохранение эффективности элевонов до больших (по сравнению с КПС) углов атаки.
...при применении для КОС сверхкритических профилей оно может быть выполнено с меньшим по модулю углом стреловидности по передней кромке, чем КПС (крыло прямой стреловидности), что приводит к повышению несущих свойств и аэродинамического качества крыла.

Для КОС допустимы большие сужения крыла, чем для КПС.
Применение КОС в схеме "утка" позволяет также получить более благоприятное распределение площадей поперечных сечений по длине ЛА и тем самым уменьшить волновое сопротивление, обусловленное объемом (более оптимальное соответствие правилу площадей)

При взлете и посадке концы КОС удаляются от земли при увеличении угла атаки, что повышает безопасность полета.

Рулевые поверхности КОС могут быть использованы в качестве безмоментной механизации крыла для создания приращения подъемной силы без изменения продольного момента.

Единственный недостаток - повышенная склонность к развитию дивергенции концов крыла. Применение в конструкции крыла композиционных материалов в сочетании со специальными конструктивно-силовыми схемами позволяет в значительной степени устранить этот недостаток КОС без существенного увеличения массы крыла"

 

------------

 

В результате испытаний оказалось, что крыло в месте стыка с наплывом генерирует вихревой "жгут", который приводит к недопустимой тряске вертикального оперения:

...на стыке КОС и фюзеляжа генерируется вихрь большей интенсивности, чем у крыла прямой стреловидности. Несимметричный сход провоцирует тряску по крену и курсу.

По крайней мере это одна из причин отказа от применения крыла обратной стреловидности на ПАК ФА Т-50.

 

 

История создания С-32 по версии работников ОКБ Сухого

 

 

...Работы по тематике самолета нового поколения развернулись в нашем коллективе в начале 1983 г. В течение 5 лет, вплоть до 1988 г. они велись в рамках отраслевой исследовательской программы по созданию нового экспериментального самолета с крылом обратной стреловидности.

За это время было проработано большое количество вариантов компоновки новой машины, в результате совместной тесной работы с ЦАГИ были выбраны и уточнены основные параметры аэродинамической схемы самолета, а по последнему из вариантов компоновки даже выполнено рабочее проектирование.

Выбранная схема сулила для новой машины ряд существенных преимуществ по сравнению с самолетом обычной схемы. Вот почему, начиная с 1988 г. в ОКБ Сухого по согласованию с ВВС было принято решение о полномасштабной разработке на базе выбранной схемы экспериментального самолета - прототипа машины пятого поколения. Такая работа была выполнена: к началу 90-х гг. проект был завершен и ОКБ приступило к постройке самолета.

Последовавшие вскоре события внесли свои коррективы в первоначальный проект: в связи с резким сокращением бюджетных ассигнований МО на НИОКР тема финансировалась далеко не в полном объеме. Для сохранения тематики недостаток бюджетных средств довольно часто приходилось восполнять за счет собственных средств ОКБ, полученных по экспортным заказам.

Для продолжения работ по теме С-37 руководство ОКБ было вынуждено принять ряд неординарных мер по сокращению затрат. Так, в частности, пришлось пойти на замену силовой установки, серьезно "урезать" состав систем самолета и целевого БРЭО, а прочностные испытания провести на планере летного экземпляра самолета. График постройки, конечно же, пришлось корректировать, но, в конечном счете, итоговое отставание против первоначального срока составило менее года, что для сегодняшних условий финансирования без всякого преувеличения можно считать огромным достижением.

Постройка планера машины была завершена к середине 1996 г. и после цикла прочностных испытаний в конце года он был передан для достройки. К маю 1997 г. были закончены все основные монтажно-сборочные работы и в середине июля самолет перевезли на ЛИС ОКБ на территории ЛИИ в г.Жуковском....

... статус работ по С-32 был НИЭР, т.е. научно-исследовательская экспериментальная работа, с соответствующим финансированием, которое, как известно, без участия заказчика не выделялось. Насколько можно судить, основное, чем удалось завлечь тогда военных - возможное корабельное применение будущего "Беркута". По такому варианту, называвшемуся Су-27КМ (!) и был выпущен аванпроект в 1988 г.

Но в мае 1989 г. решением Военно-промышленной комиссии Совмина в числе других тем она была закрыта, и НИЭР и ОКР по С-32 продолжались в основном за счет собственных средств ОКБ.

 

 

 ostr_ov' о Су-47 "Беркут":


Слышал, что многие режимы у Беркута были после начала ЛИ ограничены по причине обнаружения неких дефектов, вызванных усталостными нагрузками (крыло, центроплан) - насколько сиё правда?
- Да, ограничены.Именно по этой причине, Vпр=900 км/ч. M=1,5.


Слухи о тряске при выходе на определенные углы атаки/скорости - правда?
- Да, правда. Введено ограничение по alpha = 20
 

На какой максимальный угол атаки удалось выйти? Кобру на нем не делали (вдруг)?
- Максимальный угол атаки, на который выходили - 45 градусов. Потом введены ограничения.

 

Достигнутая Vmax?
- Достигнутая Vmax = 915 км/ч.


Лонжероны - углепластик или металл все-таки есть?
- Лонжероны - есть металл.


Много ли было проблем с эксплуатацией композитов?
- Хватает проблем. Не вникал, но осмотры идут постоянно.


Сколько всего на текущий день совершено полетов (хотя бы порядок?)
- Всего сделано 337 вылетов (начало 2010 года)
 

Кто летает на нем сейчас в основном?
- По крайней серии полётов больше всех летал Юрий Ващук.
Также летали Сергей Богдан (именно он активнее всех вылезал за ограничения), Сергей Костин (смело летал с отказавшим Пумом), Роман Кондратьев.
 

На сверхзвук часто ходил до "беременности" и ходили ли после с открытым отсеком на M>1?
- На сверхзвук и до и после "беременности" ходил часто. Но на большой высоте - 11000 км и выше. Даже звуковой барьер много раз проходился с открытым отсеком.
 

Когда была по времени проведена доработка под испытания с новым отсеком?
- Доработка с новым отсеком проводилась в два этапа:
первый этап - 2006-2007 год - установка отсека-аналога ПАК ФА, но с металлическими створками, которые можно было открывать и закрывать только на земле ключом. И узкого дефлектора (отношение ширины к высоте - 0.2) В такой конфигурации выполнено более 70 полётов с открытым отсеком.
- второй этап - 2008-09. Установка створок из КМ со штатной системой управления створками, модернизированных дефлектора и панели слива задней стенки. Выполнено 25 полётов в сентябре-ноябре 2009 г.


Отчего ж так отсек выперло? Такой низкий был в С-37?
- "Выперло" отсек потому что его сознательно старались по максимуму высунуть в поток. Правильно это или нет - не скажу , это вопрос даже не секретности, а наших корпоративных разборок.
 

Дефлекторы потока - отклоняемые пластины, как на Рапторе, механически завязанные со створками?
- Дефлектор - да ,отклоняемые пластины, связаны со створками кинематически.
 

На отсеке отрабатывается только часть линейки вооружения для ПАК ФА или весь спектр (ну, например, изд.180 и 750)? На ком моделируют "защечные" отсеки на ПАК ФА, на том же отсеке на "Беркуте" ?
- Отрабатываются только 180 изделия. Макеты - полые трубы с приваренными конусами и стабилизаторами. "Защечные" отсеки в ЛИ не моделируются, только на моделях в трубах. Так же как и задний отсек. Отсек всего один у Беркута.

 

Просто таскает макеты и прогоняет испытания по виброакустике? Сбросов не было (про пуски даже не спрашиваю)?
- Да, фактически таскал макеты и проводились измерения. Сбросы планируются на 2010 год. Вопрос согласовывается. Пока были лишь четкие указания машину не разукомплектовывать, что радует - ещё повоюет.
 

Почему вокруг самолета до сих пор такая секретность и его ни разу не показали на статике на МАКСе? Ведь с первого полета прошло уже 13 лет! (ну, это риторический...)
- ПОчему не показан, действительно риторический вопрос.
 

 

Т-10-26

тема на форуме Авиабазы

 

В рамках работ по созданию перспективного авиационного двигателя 5-го поколения в конце 80-х гг. НПО им. А.М.Люльки в содружестве с уфимским НПО «Мотор» (главный конструктор А.А.Рыжов), ЦИАМ, ЛИИ, «ОКБ Сухого» и КнААПО был проведен цикл исследований по плоскому соплу изменяемой геометрии.

Использование плоского сопла с подвижными панелями могло обеспечить управление вектором тяги двигателей как в вертикальной, так и в горизонтальной плоскости, а также реверсирование тяги для эффективного торможения самолета при посадке и боевом маневрировании.

Кроме того, применение такого сопла должно было способствовать значительному снижению уровня инфракрасной заметности летательного аппарата - параметра, которому придавалось большое значение при разработке перспективных боевых самолетов 5-го поколения.

Экспериментальное плоское сопло было изготовлено в НПО «Мотор» и установлено на левый двигатель АЛ-31Ф летающей лаборатории ЛЛ-УВ(ПС), созданной в 1990 г. на базе самолета Су-27УБ № 02-02 производства КнААПО. Руководителем работ по этой летающей лаборатории был назначен заместитель главного конструктора (а позднее - главный конструктор) «ОКБ Сухого» М.А.Погосян. Доработка Су-27УБ в летающую лабораторию была выполнена в Комсомольске-на-Амуре, после чего на самолете Ан-22 «Антей» машину перевезли на аэродром ЛИИ. На ЛЛ-УВ(ПС) было выполнено 20 полетов, в ходе которых были получены данные по значительному (в несколько раз) снижению уровня ИК-заметности двигателя с плоским соплом.

К сожалению, недостаточное финансирование не позволило провести на этом самолете полный цикл летных испытаний по отработке управления вектором тяги и реверса. К тому же при разработке плоского сопла и его стендовых испытаниях пришлось столкнуться с двумя серьезными проблемами.

Во-первых, при трансформации круглого потока газов за турбиной в плоский в сопле были получены потери тяги, достигавшие 14-17%.

Во-вторых, по массе плоское сопло оказывалось значительно тяжелее традиционного осесимметричного. Дело в том, что в круглом сопле имеют место только растягивающие напряжения, в плоском же появляются и изгибающие.

Эти напряжения требуют принятия определенных мер по обеспечению прочности во избежание деформаций сопла, а следовательно - лишних затрат массы.

Эту проблему можно было обойти применением материалов типа «углерод-углерод». Такие материалы имеют низкий удельный вес и выдерживают высокие температуры, но все равно требуют эффективной теплозащиты - специальных покрытий из высокотемпературной керамики.

Подобные материалы, располагающие необходимым для применения на самолете ресурсом, в то время находились еще в стадии разработки. Поэтому на данном этапе работы по плоскому соплу решено было приостановить, и, учитывая имевшийся задел по управлению вектором тяги с использованием поворотного круглого сопла, для перспективного ТРДДФ АЛ-41Ф было выбрано отклоняемое осесимметричное сопло. Аналогичная конструкция была реализована и на двигателе АЛ-31ФП для самолетов Су-27М №711 (Т10М-11) и Су-30МКИ.

 

 

Характеристики самолета Су-47

 

 

Размах крыла                        16.7 м

Длина самолета (с ПВД)      22.6 м

Высота                                   6.4 м

Площадь крыла                     56.0 кв.м

Площадь ПГО                       5.7 кв.м

 

Плановая (сверху)                130 кв.м

Профильная (с боку)            40 кв.м

Мидель                                  11 кв.м

Объем                                    38.53 куб.м

 

Двигатели:                            Два Р-79М

Тяга форсажная                     2 * 17500 кгс

Тяга максимальная               2 * 15800 кгс

Тяга рабочая                          2 * 12400 кгс

Удельный расход топлива  0,66 кг/кгс*ч

 

Нагрузка на крыло                473 - 687.5 кг/кв.м

Тяговооруженность              0.8 - 1.17

Вес:

Максимальный                     38500 кг

Нормальный                         26500 кг

Пустого                                  19500

Топлива:

            нормальный              7000 кг

максимальный                      12000 кг

Нагрузки:

            Нормальный             1000 кг (0,02), 4 * Р-77 + 4 * 9М100.        

Максимальный                     8000 кг (0,2)

Дальность:

            Перегоночная            5500 км ( 2 ПТБ по 2400 кг )

            Дозвуковая                4000 км

            Сверхзвуковая           1600 км

Радиус действия:

            С ПТБ                        2000 км

            Дозвуковой               1400 км

            Сверхзвуковой          560 км

Максимальная скорость

на высоте                              2200 км/ч / 2.1  М

у земли                                  1400 км/ч /1.12 М

 

Километровый расход топлива для двух двигателей:

Дозвуковой                           3 кг/км

Сверхзвуковой                      7.5 кг/км

 

 

 

Топливная система С-37

Бак №1 куб.корень (2.9 кв.м х 11.12 кв.м х 1.58 кв.м ) = 3.7 куб.м
Бак №2 куб.корень (3.35 кв.м х 12.19 кв.м х 0.87 кв.м) = 3.28 куб.м
Бак №3 куб.корень (4.12 кв.м х 12.2 кв.м х 2 кв.м) = 4.65 куб.м
Наплыв №1 куб.корень (0.355 кв.м х 2.57 кв.м х 0.6 кв.м) = 0.82 куб.м
Наплыв №2 куб.корень (1.0 кв.м х 11 кв.м х 0.73 кв.м) = 2 куб.м
Крыло куб.корень (0.2 кв.м х 13.39 кв.м х 2 кв.м) = 1.75 куб.м

Итого 3.7 + 3.28 + 4.65 + 0.82 + 2 + 1.75 = 16.2 куб.м
Вес топлива 16.2 куб.м х 0.785 кг/куб.м = 12700 кг

Объём фюзеляжа 38.53 куб.м
Вес максимальный взлетный 39000 кг

Расчёт веса пустого от объёма планера:
50% от максимального взлетного веса 39000 кг х 0.5 = 19500 кг
Су-27 16380 кг : 34.705 куб.м = 434.4 кг/куб.м, 38.53 х 434.3 = 16734 кг
Су-33 19600 : 34.784 = 563.5, 38.53 х 563.5 = 21711 кг
Су-30МКМ 19660 : 37.357 = 526.3, 38.53 х 526.3 = 20280 кг
Среднее значение 19600 кг

Вес нормальный
Топливо бак№2 (3.28) + бак№3 (4.65) + крыло (1.75) = 9.68 куб.м, 9.68 куб.м х 0.785 кг/куб.м = 7600 кг
Нагрузка 4 Р-77 + 2 Р-73 = 4 х 175 + 2 х 110 = 700 + 220 = 920 кг
Вес нормальный: 19600 + 7600 + 920 + 100 = 28320 кг

Вес максимальный
Топливо 12700 кг ( + 2000 кг в ПТБ)
Нагрузка 4 Р-77 + 2 Р-73 + ПКР «Яхонт» + ПТБ = 4 х 175 + 2 х 110 + 2500 + 2500 = 700 + 220 + 5000 = 5920 кг
Вес взлетный 19600 + 12700 + 5920 + 100 = 38320 кг

 

Предположим, что с регулируемыми воздухозаборниками и штатными двигателями Р-179-300 2 х 18500 кгс, С-37 способен достичь скорости 2500 км/ч. (регулируемые воздухозаборники).
С-37 с 2 х Д30Ф11 с тягой по 15500 кгс максимальная скорость – 2300 км/ч.(регулируемые воздухозаборники)
Скорость на максимальной тяге 2 х 9500 кгс – 1790 км/ч (М=1.69).
Дозвуковой режим, 900 – 1000 км/ч, потребная тяга 2 х 2960 кгс = 5920 кгс., расход топлива 5920 кгс х 0.72 = 4262 кг/ч.
12700 кг : 4262 кг/ч = 2.98 ч, дальность 2.98 ч х 1000 км/ч = 2980 км. (официально заявлено 3300 км).

Со штатными двигателями Р-179-300 с крейсерским расходом топлива 0.66 кг/кгс*ч дальность:
дозвуковой режим, 900 – 1000 км/ч, потребная тяга 2 х 2960 кгс = 5920 кгс., расход топлива 5920 кгс х 0.66 = 3907 кг/ч.
12700 кг : 3907 кг/ч = 3.25 ч, дальность 3.25 ч х 1000 км/ч = 3250 км. (официально заявлено 3300 км).

 

Максимальная боевая нагрузка.

2 Р-73 + 4 Р-77 + 12 АБ-500 (под крылом) = 2 х 110 кг + 4 х 175 кг + 12 х 500 кг + 2 х 500 кг (БД) = 220 кг + 700 кг + 6000 кг + 1000 кг = 7920 кг
Взлетный вес: 19600 + 7600 + 7920 + 100 = 35220 кг или 19600 + 12700 + 7920 + 100 = 40320 кг

 

 

обновление

16.07.2012

 

 

Тематическая модель "Ритм"

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

С.22

 

 

 

 

Су-27КМ

 

 

 

С-32/С-37/Су-47

"Беркут"

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Р179-300

 

 

 

спекуляции

 

 

 

 

 

 

 

 

 

СКМ-32 (ХАИ)

 

 

 

 

 

 

 

------

 

 

 

 

Найти: на