называемую «бутылочную» форму, что объяснялось необходимостью снижения доли сечения гондол в общем балансе составляющих миделевого сечения самолета.
На окончательном варианте компоновки Т10/5 переработке подвергся в первую очередь центроплан. В конструктивном плане он впервые был выделен в отдельный силовой агрегат, к которому крепились консоли крыла, ГЧФ и ХЧФ, средние части гондол двигателей, а также основные опоры и тормозной щиток. Нижняя поверхность центроплана была выполнена плоской, а верхняя имела двойную кривизну. Таким образом, впервые было частично удовлетворено требование технологов об упрощении формообразования основного силового элемента конструкции.
Весь объем работ по новому варианту завершили весной 1973 года. Для продувок компоновки Т10/5 впервые было решено изготовить не только модель для «малых» сверхзвуковых труб, но и первую «большую» модель, предназначенную для АДТ Т-106М, в которой можно было получить не только обобщенные аэродинамические характеристики модели самолета, но и исследовать вопросы устойчивости и управляемости. Обе модели, 13Т10-5 и 6Т10-1 были закончены изготовлением в ОКБ практически одновременно, в конце апреля 1973-го, после чего их отправили в ЦАГИ. Первые результаты продувок были получены летом, а официальные отчеты пришли в ОКБ осенью 1973 года. Как и следовало ожидать, результаты были не очень впечатляющие. По сравнению с компоновкой Т10/3 выросло сопротивление, а максимальное значение качества Ктах для крейсерских режимов полета снизилось примерно на 1 ед. Ухудшились и сверхзвуковые характеристики. Испытания модели в 106-й трубе позволили довольно точно снять моментные характеристики, и здесь аэродинамиков ждал самый главный сюрприз — выяснилась довольно неприятная особенность компоновки, связанная с неблагоприятным характером протекания продольного момента по углам атаки. В результате, на ближайшие три года эта проблема стала самой главной головной болью для аэродинамиков- «устойчивистов» ОКБ, а модель 6Т10-1 — главным инструментом для тематических продувок: отныне именно на ней проводили отработку различных методов борьбы с кабрирующим моментом.
Подводя итоги работ по компоновке Т10/5, можно отметить, что разработчикам удалось решить поставленную задачу — разместить шасси в центроплане при обеспечении приемлемой величины колеи в 3,0 м. Полученную схему можно было реализовать на практике при сохранении основных достоинств интегральной компоновки. Но общий результат «не вызывал энтузиазма», т. к. многое в этой схеме «не получилось». Недостатки компоновки были очевидны: нерациональное использование внутренних объемов фюзеляжа при размещении в нем основных опор, в связи с чем пришлось сокращать объем фюзеляжных топливных баков и «убирать» оборудование из центрального отсека ХЧФ;
сложная кинематическая схема основных опор шасси, что обусловило большую массу их конструкции;
установка основных опор между двигателями не позволяла реализовать размещение точек подвески вооружения на фюзеляже.
Но самой большой проблемой являлась аэродинамика самолета. Несмотря на то, что конструкторы предприняли самые неординарные меры для уменьшения миделя, полученная на Т10/5 величина миделевого сечения была гораздо больше, чем на компоновке Т10/3. А описанные выше особенности конструктивно компоновочной схемы самолета не позволили получить оптимальный график площадей в зоне между фонарем и миделем самолета. Итогом явилось существенное ухудшение аэродинамики самолета. Таким образом, серьезно проработав компоновочную схему Т10/5, основной особенностью которой являлась попытка разместить основные опоры в фюзеляже, разработчики поняли, что необходимо искать другие технические решения.
С другой стороны, в процессе работы по Т10/5 впервые были проработаны некоторые важные технические решения, которые в дальнейшем с успехом использовали в последующих компоновках Су-27. К их числу относятся:
— кессонная конструкция крыла и организация фланцевого стыка консолей крыла с центропланом;
— организация плоской нижней панели центроплана, обеспечивающую лучшую его работу при нагружении;
— компоновка патронного ящика в закабинном отсеке ГЧФ;
— организация дополнительного топливного бака в ХЧФ;
— применение двигателей с верхней коробкой приводов для минимизации вклада мотогондол в миделевое сечение фюзеляжа.
Летом 1973 года конструкторы приняли решение опробовать на интегральной схеме с разнесенными мотогондолами несколько новшеств. Основным являлось использование новой схемы размещения основных опор шасси с их уборкой в боковые ниши в корневой части крыла и применение хвостовых балок. Одним из важных следствий переноса основных опор шасси из-под центроплана вбок стала возможность реализации тандемного размещения подвесок вооружения под фюзеляжем, что обещало снижение их аэродинамического сопротивления. Кроме этого, исследовалась возможность применения на самолете осесимметричных воздухозаборников.
Общие принципы компоновки по сравнению с Т10/5 остались без изменений, равно как и все основные геометрические параметры крыла и горизонтального оперения. Новая схема основных опор шасси повлекла за собой необходимость организации специального обтекателя в стыке крыла с гондолами двигателей. В данном варианте компоновки применили довольно удачное решение — эти обтекатели плавно «перерастали» в хвостовые балки, которые стали новым силовым элементом конструкции хвостовой части фюзеляжа. ГО и ВО перенесли с мотогондол на балки, но установили их без разноса вдоль продольной оси, т. е. без учета особенностей графика площадей. Кили размещались на внешних боковых бортах балок, без развала во внешнюю сторону. Такое удачное компоновочное решение было использовано впервые в ходе проектных работ, в дальнейшем оно нашло применение в более поздних вариантах компоновки.
Предложение опробовать на самолете взамен прямоугольных осесимметричные воздухозаборники выдвигалось довольно давно, но время для его реализации нашлось только теперь. В обоснование этой идеи приводилось несколько доводов. Во-первых, такое решение казалось более «лаконичным» с технической точки зрения: на «цилиндрическом» входном устройстве отпадала необходимость в переходной зоне от прямоугольного сечения к круглому, т. е. резко сокращалась общая длина гондол с воздушными каналами, в результате, такие воздухозаборники обещали снижение массы по сравнению с прямоугольными. Во-вторых, осесимметричный воздухозаборник имел более простую и, следовательно, более надежную и легкую систему управления с центральным подвижным коническим телом. В-третьих, проектировщикам казалось, что путем укорочения входных устройств, можно добиться существенного увеличения вклада несущего корпуса в подъемную силу. С точки зрения аэродинамики применение таких воздухозаборников имело как положительные, так и отрицательные стороны. К достоинствам относилось снижение омываемой поверхности самолета, обеспечивающее уменьшение сопротивления, а к отрицательным — более существенный «провал» в графике площадей поперечных сечений по сравнению со схемой с прямоугольными заборниками, имевшими большую длину. Правда, специалисты в области компоновки входных устройств во главе с И.Б. Мовчановским с самого начала указывали на еще одну важную
