Авиация и космонавтика 2011 06

Ввиду большой степени новизны на первом этапе речь шла не о создании боевой машины, а о постройке экспериментального самолета для проверки концепции и отработки конструктивных решений. Принятие Су-7Б за отправную точку несколько упрощало задачу, снижая технический риск — как-никак, новую машину не стали делать "с нуля", использовав уже хорошо отработанную конструкцию. Такой подход, как показал дальнейший опыт, себя полностью оправдал и первые же испытания сулили вполне обнадеживающую перспективу. Иным путем пошло ОКБ А. И. Микояна, создававшее свой МиГ-23 "с чистого листа", и в конструкции которого буквально все было в новинку, начиная с аэродинамики и компоновочной схемы и оканчивая новыми конструкционными материалами и технологиями. Путь этот оказался крайне тернистым, машина потребовала многих усилий, средств и времени для доводки, вызывая справедливые нарекания руководства авиапрома и заказчика.

Работы по проектированию экспериментального самолета были начаты в ОКБ в инициативном порядке в 1963 году. Руководителем темы назначался Н.Г. Зырин, один из ближайших соратников П.О. Сухого, а ведущим конструктором от бригады № 1 (бригады проектов ОКБ, занимавшейся перспективным проектированием) первоначально стал Н.С. Пономарев. Конструктивно-силовая схема крыла определялась достаточно просто: вид крыло в плане был сохранен без существенных изменений, размеры неподвижных частей крыла (НЧК) определялись положением основных стоек шасси, конструкция и кинематика которых также не менялись по сравнению с Су-7Б. При этом сохранялся силовой треугольник крыла, образованный главной балкой, корневой частью лонжерона и бортовой нервюрой, служащий для передачи на фюзеляж изгибающего и крутящего момента от крыла, а также поперечной перерезающей силы. Поворотные части крыла (ПЧК) занимали по сравнению с аналогичными проектами тех лет относительно небольшую часть размаха. Предложенная Генеральным конструктором идея позволяла не только оставить прежними фюзеляж, оперение и шасси, но и решала проблему сохранения устойчивости, ведь вслед за поворотом крыла смещался и аэродинамический фокус самолета.

Уже в 1963 году модели крыла прошли первые продувки в ЦАГИ. Аэродинамические исследования показали, что схема, проработанная ведущим компоновщиком фирмы начальником бригады проектов А.М. Поляковым и одобренная П.О. Сухим, оказалась очень удачной. Сохранение значительной площади неподвижного центроплана и удачно выбранное положение осей поворота приводили к незначительному изменению центровки, порядка 2 %, оставляя продольную устойчивость самолета в допустимых пределах во всем диапазоне допустимых скоростей и углов поворота (у истребителя МиГ-23М со значительно меньшей площадью неподвижной части крыла перекладка консолей приводила к смещению центровки на 2,5–3 %). Минимальный угол стреловидности поворотных частей крыла был принят равным 30°, а максимальный остался таким же, как и у Су-7Б — 63°. При изменении стреловидности от минимальной до максимальной площадь крыла менялась с 38,5 м 2 до 34,5 м 2, удлинение — с 4,88 до 2,69 и относительная толщина — с 12 % до 7 %. Еще более внушительным было улучшение аэродинамического качества — показатель, характеризующий совершенство аэродинамики самолета и представляющий собой отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению; при выпуске крыла его значение возрастало с 9,0 до 11,7, обеспечивая на крейсерских режимах 30 % прирост этого важного параметра.

Но предстояло решить основной вопрос — создать поворотные консоли и шарнир, который стал в буквальном смысле самым "узким" местом конструкции. В обычном крыле все нагрузки, возникающие в полете, воспринимаются всей взаимосвязанной силовой конструкцией, здесь же многотонные силы и моменты с поворотных консолей предстояло снять одним, притом небольшим по размерам узлом — центральным шарниром, связанным с лонжероном центроплана (опорный поворотный рельс, также включавшийся в работу, должен был воспринимать лишь небольшую часть нагрузок). Этот же узел должен был обеспечивать и само перемещение поворотной консоли при изменении угла стреловидности. Размеры шарнира ограничивались небольшой строительной высотой крыла тонкого скоростного профиля, измеряемой всего порой десятков сантиметров.

Потребовалось изменить и усилить конструкцию центроплана, ведь установка поворотного шарнира полностью меняла характер его нагружения. Каждый из двух шарниров, левый и правый, разместили во внешней вершине силового треугольника из переднего лонжерона, подкосной балки и бортовой нервюры соответствующей половины центроплана. Часть усилий на опорные рельсы неподвижной части крыла передавали опорные ползуны, с помощью которых консоли скользили при перемещении. И, наконец, когда крыло занимало положение, соответствующее максимальной стреловидности, при котором в скоростном полете нагрузки были наибольшими, в работу включались дополнительные опоры, установленные на задних стенках поворотных консолей.