Авиация и космонавтика 2013 01

В плановой проекции несущая поверхность самолета формировалась из комбинации базового «синусоидального» крыла с корневым наплывом и кормового наплыва. В объеме, каждое из продольных сечений этой комбинации представляло собой набор однотипных аэродинамических профилей с переменной по размаху относительной толщиной. На получившуюся «базовую» поверхность впереди надстраивалась головная часть фюзеляжа круглого сечения с выступающим фонарем кабины пилота, а сзади – мотогондолы с оперением. Для обеспечения безотрывного обтекания получившейся конструкции, все переходные зоны в местах стыков между несущими элементами выполнялись с плавными переходами. Таким образом крыло самолета объединялось («интегрировалось») с фюзеляжем в единый несущий корпус. Мотогондолы, как и на Т-4МС, располагались в хвостовой части, под несущим фюзеляжем, подвод воздуха к ним осуществлялся через воздухозаборники, подвешенные под центропланом. Оперение включало два киля и цельноповоротные стабилизаторы, устанавливаемые на мотогондолах.

Получившаяся в итоге компоновка, имела ряд существенных преимуществ перед традиционными, хорошо изученными и отработанными на фирме вариантами конструкции, как в конструктивном плане, так и в плане аэродинамики:

– при прочих равных условиях, применение интегральной компоновки, обеспечивало более рациональное использование внутренних объемов для размещения топлива и оборудования, т.е. большую весовую отдачу;

– применение наплыва в передней части крыла обеспечило существенную относительную толщину корневых сечений крыла, а, значит, и большие строительные высоты, что было немаловажно для обеспечения прочности конструкции;

– воздухозаборники, выделенные в отдельный, не связанный с фюзеляжем элемент конструкции, не включались в силовую схему фюзеляжа;

– выбранный вариант компоновки должен был обеспечить прирост подъемной силы за счет увеличения вклада фюзеляжа, и оптимальное, близкое к эллиптическому, распределение подъемной силы по размаху крыла, а также более благоприятный характер протекания графика площадей поперечных сечений, что в перспективе, обещало снижение волнового сопротивления;

– размещение воздухозаборников под панелью центроплана обеспечивало стабильность потока и равномерность поля течений на входе в двигатель, в т.ч. и на больших углах атаки.

Общий вид первого варианта Т-10 (1-я редакция), 1970 год

Итак, основные компоновочные решения включали: интегральное сочетание крыла с фюзеляжем, применение в корневой части крыла наплыва сложной формы, размещение двигателей в двух изолированных мотогондолах под несущим фюзеляжем, разнесенное двухкилевое вертикальное оперение, располагавшееся для оптимизации графика поперечных площадей по длине несущего корпуса в промежутке между крылом и горизонтальным оперением. Достоин удивления тот факт, что применение столь большого числа новшеств удалось удачно совместить в конструкции самолета практически с первого раза.

Но существовали и сложности. Так, по воспоминаниям В.И. Антонова: «…запомнились наши объединенные усилия, направленные на уменьшение площади миделевого сечения самолета, величина которого, как известно, существенно влияет на аэродинамическое сопротивление в транс- и сверхзвуковом диапазонах скоростей полета. В качестве ориентира мы использовали величину миделя Т-6 – предыдущего самолета нашей разработки и сравнимой размерности. Но на данном этапе все наши старания хотя бы приблизиться к заветной цифре успеха не имели».

Самые большие сложности на этом этапе возникли с размещением основных опор шасси. Два очевидных варианта схемы лежали, что называется, «на поверхности». Это компоновка основных опор в ниши, расположенные в гондолах двигателей под воздушными каналами, и схема уборки опор в нишу в корневой части несущего корпуса, между гондолами. Но даже «черновая» проработка обоих вариантов показала, что их реализация связана с существенными издержками. Выбор первого приводил к существенному увеличению площадей поперечных сечений гондол в зоне миделя самолета и серьезно ухудшал местную аэродинамику средней части самих гондол. Второй вариант в меньшей степени влиял на величину миделя, но самолет с такими основными опорами имел значительно меньшую колею шасси, что существенно ограничивало параметры его движения по земле. Кроме того, кинематическая схема такой опоры была более сложной, сами опоры имели большую длину и, следовательно, большую массу, а в убранном положении, они «разрезали» ряд силовых шпангоутов фюзеляжа в наиболее нагруженной его зоне – в районе центроплана.