Авиация и космонавтика 2011 06
Шрифт:
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.
Довольно сложной задачей при проектировании неподвижной части крыла оказалась конструкция его хвостовой части, в обычном крыле участка, как правило, менее нагруженного и потому относительно несложного. При увеличении стреловидности значительная часть консолей уходила именно в этот отсек, то есть он должен был лишиться привычного силового набора — его входящие
Серьезной проблемой стало создание системы управления изменением стреловидности. Гидроприводы поворота консолей на первом этапе разрабатывал конструктор отдела гидравлики Ю.М. Крайзгур. Сначала предполагалась установка относительно простых гидроцилиндров, обеспечивавших два фиксированных положения крыла, соответствовавших максимальной и минимальной стреловидности. Но уже в начале работ выяснилось, что простая, на первый взгляд, система поворота таила в себе ряд проблем, одной из которых была невозможность синхронизации перемещения консолей. Обычные гидроцилиндры, имевшие кокие-то допуска в работе, отклоняли левую и правую консоли с разной скоростью, что было неприемлемым. Вскоре это решение сменилось более перспективным, позволявшим обеспечивать плавное изменение стреловидности крыла с помощью электрогидромеханической системы, работавшей от общей гидросистемы самолета и состоявшей из двух гидромоторов ГМ-36, которые через угловые редукторы передавали вращение на силовые шариковые винты, перемещавшие ПЧК.
Применению силовых шариковых винтов способствовало изучение в ОКБ обломков американского истребителя-бомбардировщика F-105 "Тандерчиф", привезенных из Вьетнама. У него закрылки выпускались с помощью шариковых винтовых механизмов, которые превращали вращательное движение привода в поступательное движение штока. Работа устройства получалась достаточно плавной, обеспечивала вполне потребные усилия, а сам агрегат имел компактную и даже изящную конструкцию. Несмотря на то, что изучать приходилось обломки сбитого самолета, механизм действовал, что говорило о его надежности и долговечности. Подобные устройства были освоены уже и отечественным авиапромом. В результате проработки проекта конструктор отдела крыла Б. Вахрушев предложил применить на С-22И винтовые механизмы, аналогичные используемым на Ил-18 для выпуска и уборки закрылков. Приспособили также агрегаты гидравлики с других машин.
Испытания Су-7 с крылом изменяемой стреловидности в аэродинамической трубе ЦАГИ
Устройство синхронизации работы гидропривода обеспечивало симметричную перекладку консолей и было очень простым: редукторы гидромоторов соединялись между собой карданным валом, проходившим сквозь фюзеляж самолета. При отказе одного из гидромоторов оставшийся обеспечивал синхронную перекладку крыла, хотя и с меньшей угловой скоростью. Фиксацию крыла в любом промежуточном положении обеспечивали гидромеханические тормозные устройства. Для управления перекладкой крыла в кабине самолета установили электромагнитный кран и индикатор угла стреловидности консолей УПРТ-2 с парой стрелок, указывавших положение консолей.
Поскольку реверсивный ротативный поршневой гидромотор ГМ- 36 (уже применявшийся до этого в системе уборки-выпуска закрылков на Ан-12 и Як-28) работал от давления 150 кгс/см^2, а гидросистема С-22И имела давление 210 кгс/см^2, разработчики привода не давали "добро" на его использование (чего доброго, тот еще и разорвало бы под запредельной нагрузкой). Пришлось организовать встречу Н. Г. Зырина с главным конструктором гидроагрегатов Зверевым, который дал письменное разрешение на эксплуатацию ГМ-З6 в течение 10 полетных часов под требуемым давлением.
Разумеется, все эти новации неизбежно вели к некоторому утяжелению конструкции — масса пустого самолета возросла примерно на 400 кг. С учетом того, что машина сохраняла те же скоростные характеристики и достаточно большие допустимые перегрузки, свойственные основным расчетным случаям, такое увеличение массы всего на 4,5 % от исходной конструкции следует считать минимально возможным.
Шарнир поворотной консопи крыло самолета С-22И
Крыло С-22И получило выдвижной предкрылок по всему размаху консопи
Демонстрация уборки и выпуска крыло на С-22И
Работы по созданию первого в стране крыла с изменяемой стреловидностью шли в тесном сотрудничестве со многими центральными научно-исследовательскими учреждениями. Так, по результатам продувок в аэродинамических трубах ЦАГИ было решено, кроме применения трехсекционных выдвижных закрылков центроплана и поворотных закрылков консолей, сохранившихся с Су-7Б, механизировать и переднюю кромку крыла. Решение это появилось не сразу — тонкое крыло сверхзвукового самолета прежде механизацией передней кромки не оснащали, однако предкрылок обещал улучшить срывные характеристики, повысив аэродинамическое качество и обеспечив возможность полета на больших углах атаки, что позволяло рассчитывать на дальнейший выигрыш во взлетно-посадочных качествах и маневренных свойствах самолета. С точки зрения аэродинамики, предкрылок позволял компенсировать неприятный эффект, возникавший при отклонении консолей на малые углы стреловидности, когда из-за появления излома по передней кромке с неподвижной частью нарушалась плавность обтекания и начиналось вихреобразование с развитием срывных явлений, особенно энергичное с увеличением угла атаки. Срыв потока сопровождался падением подъемной силы, ухудшением продольной устойчивости, а также снижением эффективности элеронов. Предкрылок, обеспечивавший плавное перетекание потока на верхнюю часть крыла, позволял нормализовать обтекание, снижая возможность отрыва потока. Установка по всему размаху консольной части крыла отклоняющихся на 10° предкрылков позволила затянуть срыв потока на крыле с угла атаки 17° до 22°. Управление предкрылками и закрылками осуществлялось от силовой гидросистемы самолета. Благодаря этим конструктивным особенностям механизации крыла были достигнуты куда лучшие по сравнению с Су-7Б аэродинамические характеристики нового самолета на взлетно-посадочных режимах. Ток, коэффициент подъемной силы Су на взлете для С-22И равнялся 0,87, в полтора раза выше, чем у Су-7БКЛ, где его значение составляло 0,58. Еще большим Су был в посадочной конфигурации при полном выпуске механизации — 0,68 для "семерки" и 1,07 для машины с крылом изменяемой стреловидности.
При статических и ресурсных испытаниях агрегатов, также проведенных на базе ЦАГИ, выяснилось и то, что жесткость крыла существенно зависит от точности сборки и зазоров в конструкции поворотного узла — даже небольшие люфты могли привести к его разрушению. Крыло С незатянутым шарниром, в сборке которого присутствовали микроскопические зазоры, на стенде дрожало и тряслось, недодавая требуемой жесткости чуть ли не на порядок. В поисках дефекта перебрали всю конструкцию, пока кто-то не догадался просто затянуть гайки должным образом, разом сняв проблему. Работоспособность шарнира при высоких нагрузках была обеспечена созданной в Центральном институте авиационных топлив и масел смазкой Свинцоль-01. Она представляла собой хорошо известный не только в авиации вязкий смазочный состав Циатим-201 с добавлением порошкообразного свинца. Благодаря этому новая смазка обладала повышенными противоизносными и противозадирными свойствами, работала при температурах от -60 до +90 °C, хотя и была небезвредна для здоровья.
Новый самолет получил обозначение по ОКБ С-22И (изменяемая стреловидность), свидетельствующее о тесном "родстве" с Су-7 (С-22). Неофициально создатели машину еще называли "стрелка". Решением конструктивных вопросов в бригаде крыла занимались В. Крылов, Б. Вахрушев, Р. Емелин и Б. Рабинович. В мае 1965 года был успешно защищен эскизный проект самолета, а затем построен деревянный макет, на котором отрабатывались конструктивные и технологические вопросы. Уже в процессе эскизного проектирования были детально проработаны и изготовлены наиболее сложные узлы конструкции, включая узел поворота и задняя опора консоли, а также пустотелый отсек центроплана. Натурные агрегаты с конца 1964 года проходили отработку на стендах. Для испытаний на прочность был изготовлен комплект поворотного крыло.
По итогам защиты эскизного проекта вышел приказ министра авиапром от 20 августа 1965 года, согласно которому предписывалось к концу II-го квартала 1966 года построить и передать на испытания два экземпляра "экспериментального самолета Су-7Б с крылом изменяемой стреловидности", один из которых предназначался для летных испытаний и второй — для прочностных статических.
Планер машины для статических испытаний, получивший обозначение С-22И-0, был закончен сборкой уже к концу 1965 года, и с начала следующего началась его отработка на стендах. Первый опытный экземпляр машины строился на базе фюзеляжа серийного Су-7БМ (№ 48–06 выпуска 1963 года), что позволило использовать отработанную конструкцию и многие из агрегатов самолета, сэкономив время и средства. Пошедшая на переделку машина до середины 1964 года служила в строевом авиаполку ВВС, а затем была передана в распоряжение ОКБ и использовалась в различных испытательных программах. Судьбу её предопределил случай 22 июня 1965 года, когда в полете летчика-испытателя Е.С. Соловьева по неустановленной причине произошел заброс по перегрузке до 8,0, после чего самолет решили к подобным программам больше не допускать и, после полной дефектации, использовать для переделки в С-22И.