Как-то странно, что же тогда мешает АЛ-41Ф запустить в серию, если это готовое 5-ое поколение, для того же ПАК ФА, а нет, даже на первые образцы ПАК ФА собираются ставить двигатель четвертого поколения, а только потом уже пятого? В чём проблема с АЛ-41Ф?
ты размерность 1.44 представляешь?Сообщение от =Voland=
Как-то странно, что же тогда мешает АЛ-41Ф запустить в серию, если это готовое 5-ое поколение
а теперь представь размерность двигателя под него
Ищу вариатор реальностей.
Истребители такой размеренности не планируются.Как-то странно, что же тогда мешает АЛ-41Ф запустить в серию, если это готовое 5-ое поколение
В рамках поисковых работ над Су-27 рассматривалась компоновка Т10/6 близкая к МиГ 1.42, в конце статьи рассмотрены недостатки данной компоновки в сравнении с Су-27. Компоновка типа МиГ-25 / Ф-15 / Ф-22 также рассматривалась, но была отвергнута как имеющая худшие данные.
ПАКЕТНЫЙ ВАРИАНТ, КОМПОНОВКА Т10/6 (1973-74 гг.)
Отрывок из книги «Истребитель Су-27 начало истории»
Работы по этому варианту схемы начались в бригаде 100-3 летом 1973 года. Предварительно были "Прорисованы' наиболее сложные фрагменты аэродинамической и конструктивно-компоновочной схем всех основных агрегатов. Проработки показали реальность создания нового варианта компоновки.
В конце октября 1973 года Генеральный конструктор утвердил «План работ по предварительному проектированию самолета Су-27», который охватывал не только вопросы проектирования "Пакетной- схемы истребителя, ее аэродинамического и прочностного сопровождения», но также и углубленную разработку перспективных самолетных систем и БРЭО. В соответствии с этим планом, в 100 отделе впервые в практике работ по Су-27 были подготовлены и выпущены основные директивные материалы, предназначенные для начала проектных работ в ОКБ.
15 ноября 1973 года вышли «Исходные данные для предварительного проектирования», а 23 января 1974 года - "Лицо (отличительные особенности самолета). Таким образом, разработка пакетного варианта по времени совпала со сроками начала углубленной проработки самолета в отделах ОКБ. На практике, это привело к тому, что этот проект стал первым, детально проработанным вариантом компоновки с точки зрения размещения на нем всего заданного состава оборудования и вооружения.
В соответствии с "Исходными данными...», максимальную скорость для Су-27 ограничили величиной 1450 км/ч у земли и 2500 км/ч - на высоте, максимальную расчетную перегрузку n = 8; нормальная взлетная масса со сдаточным вариантом вооружения (2хК-27 и 4хК-73) и с заправкой 5350 кг топлива составляла 21050 кг, максимальная взлетная масса с полной заправкой топливных баков в варианте для действий по воздушным целям (6хК-27) - 25040 кг, а для действий по наземным целям (4хФАБ-500| - 25540 кг. Массу пустого самолета ограничили величиной 14350 кг.
С декабря 1973 года в отделе проектов начался выпуск комплекта чертежей по новому варианту компоновки. При запуске в КБ он был обозначен как пакетный вариант Т-10. а внутри отдела проектов фигурировал под шифром Т10/6. Выпуск директивной документации завершился зимой 1974 года утверждением «Общего вида» (15 января) и «Компоновочной схемы» (5 февраля) самолета, а также комплекта теоретических чертежей на все основные агрегаты планера.
Что же представлял собой новый вариант компоновки?
Также, как и на базовой схеме, в пакетном варианте была применена идеология создания несущего корпуса, образованного фюзеляжем с развитым корневым наплывом и консолями крыла оживальной формы, имеющих единую неразрывную переднюю кромку. Все основные геометрические параметры аэродинамической компоновки и законы формирования базовой несущей поверхности остались неизменными, и практически идентичными тем, что в тот момент были приняты для интегрального варианта. Основные отличия касались компоновки силовой установки. Двигатели собрали и разместили в единой гондоле, установленной под несущим корпусом. При этом, за счет снижения омываемых поверхностей мотогондол, планировалось обеспечить существенное уменьшение общей омываемой поверхности самолета. Другим преимуществом новой компоновки считалась возможность за счет организации более длинного воздухозаборника улучшить протекание графика площадей поперечных сечений в зоне «Провала» за фонарем кабины пилота.
Особенностью «пакетного» размещения двигателей в единой гондоле являлось применение единого центрального регулируемого воздухозаборника, разделенного по оси симметрии на две половины, каждая из которых питала свой двигатель. Входное устройство имело вертикальные поверхности торможения в виде стандартного трехступенчатого клина. Большая длина воздушного канала - около 6 калибров - гарантировала высокие характеристики стабильности потока на входе в двигатель.
Размещение основных опор шасси было выполнено аналогично тому, как это уже было отработано в компоновке Т10/7 - по бокам гондол, с уборкой в ниши, закрываемые обтекателями, расположенными в стыке между гондолой и несущим корпусом. Логичным решением являлась и организация в данном варианте хвостовых балок, на которых располагалось оперение - двухкилевое ВО и низкорасположенное ЦПГО. Передняя опора шасси размещалась под воздухозаборником и убиралась в отсек между поверхностями торможения. Меньшая высота передней опоры обещала существенное снижение ее массы.
Головная часть фюзеляжа имела достаточно традиционную компоновку, изменения были связаны лишь с переносом отсюда места установки передней опоры шасси, что привело к необходимости пересмотра схемы эксплуатационных подходов к БРЭО. Оборудование, как и ранее, размещалось в подкабинном и закабинном отсеках, а обслуживалось через люки в нижней части ГЧФ и на боковых поверхностях фюзеляжа. Интересным решением являлась также проработка размещения на самолете встроенной выдвижной телескопической стремянки, предназначенной для входа и выхода экипажа из кабины, и размещаемой в убранном положении в нижней части эакабинного отсека. Предусматривалось бронирование задней стенки кабины.
Средняя часть фюзеляжа представляла из себя основной силовой элемент, и включала: баковую группу, гаргрот, правый и левый передние отсеки центроплана, отсеки основных опор шасси и их обтекатели. Баковая группа состояла из последовательно соединенных между собой отсеков топливных баков №№ 1. 2 и З последний включал в свой состав центроплан. Длина баковой труппы составляла 5.82 м. а наибольшая ширина - 3,4 м (по размаху балок центроплана). На нижней поверхности баковой группы устанавливались узлы крепления центрального воздухозаборника, гондол двигателей и основных опор шасси. По внешней стороне топливных баков-отсеков №№ 1 и 2 располагались передние отсеки центроплана, в правом, имевшем существенно больший объём, чем левый, размещалась установка встроенной пушечной установки с орудием А0-17А и патронный ящик емкостью 250 снарядов, а в левом - агрегаты самолетных систем.
Параллельно с описываемым вариантом СЧФ, разрабатывался альтернативный, отличающийся конструкцией центроплана. Аналогично тому, как это было ранее уже рассмотрено в компоновке Т10/7, для уменьшения массы конструкции, центроплан здесь имел гораздо больший размах - 8,7 м. объединяя в единый силовой агрегат собственно центроплан фюзеляжа и корневую часть крыла. Несмотря на то, что этот вариант обеспечивал худшие характеристики технологичности и сборки, для "Пакетного" варианта компоновки он был выбран в качестве основного.
Центральный воздухозаборник был выполнен в качестве отдельного агрегата, который подвешивался на узлы под СЧФ. Он включал в свой состав выполненные в едином блоке правый и левый воздушные каналы с передними и задними регулируемыми панелями и створками подпитки и перепуска, а также отсек между регулируемыми панелями, где размещалась ниша передней опоры шасси и агрегаты самолетного оборудования. На нижней поверхности заборника размещались створки передней опоры.
Хвостовая часть фюзеляжа состояла из средней части гондол двигателей, мотоотсека и хвостовых балок. Средняя часть гондолы подвешивалась под СЧФ и располагалась между воздухозаборником и мотоотсеком. По конструкции она представляла из себя короб, с проходящими насквозь внутренними воздушными каналами цилиндрического сечения, разделенными по оси симметрии мощной вертикальной стенкой с нижним продольным бимсом треугольного сечения. Для обеспечения возможности подхода в эксплуатации к нижней поверхности СЧФ, предполагалось на всем протяжении этого отсека сделать воздушный канал съемным. Для этого он был разбит на отдельные секции, располагавшиеся между силовыми шпангоутами, съём отдельных секций можно было осуществлять через специальные технологические люки на нижней поверхности СЧФ. Мотоотсек конструктивно представлял собой продолжение средней части гондол, и также был по всей длине по оси симметрии разделен противопожарной перегородкой на два отсека - правого и левого двигателей. В верхней его части устанавливался тормозной щиток, а в хвостовой части - контейнер тормозных парашютов. Хвостовые балки геометрически являлись продолжением обтекателей основных опор, в передней их части находились коммуникационные каналы для выхода трасс жгутов и трубопроводов в консоли крыла, а в средней - топливный бак № 4.
Силовая установка включала два двигателя АЛ-31Ф с нижней коробкой приводов, съём двигателей в эксплуатации предусматривался опусканием вниз, с предварительной отстыковкой форсажной камеры и размыканием силовых шпангоутов мотоотсека. Максимальный внутренний запас топлива составлял 8500 кг. при расчетном запасе 5350 кг. подвесных баков не предусматривалось. Для защиты от пожара в мотоотсеке устанавливалась система сигнализации пожара и противопожарная система. Для повышения боевой живучести предусматривался ряд дополнительных мероприятий, в т.ч. протектирование нижней поверхности расходного бака и установка в топливных баках пенополиуретана (гидрофобного поропласта).
Установочная масса БРЭО была определена в 1650 кг.
Вооружение размещалось на 6 точках подвески, максимальную массу боевой нагрузки, исходя из необходимости ограничения размерности самолета, установили равной 2000 кг. Система управления оружием (СУО) обеспечивала применение:
- УР класса «воздух-воздух» типа К-60 (до 8 шт.), К-14 (до 6 шт.), К-27 (до 6 шт.),
- НУРС типа С-5 в блоках УБ-32. типа С-8 в блоках Б-8М и С-25 в пусковых установках С-25 - до 4 шт.,
- бомбы - калибра 500 кг (до 4 шт.), калибра до 250 кг (до 6 шт.),
- до 2 шт. подвесных пушечных установок типа СППУ-30.
Весной 1974-го в 100 отделе началась разработка новой редакции компоновки Т10/6. Для снижения миделя на ней постарались максимально «обжать» поперечные сечения мотоотсека за счет уменьшения строительных высот силовых шпангоутов ХЧФ. В связи с этим, поменялась система съёма двигателей в эксплуатации - теперь они выкатывались назад по специальным профилированным рельсам, а не опускались вниз. Основным внешним отличием новой редакции схемы Т10/6 стало уменьшение размеров хвостовых балок, предпринятое для улучшения графика площадей поперечных сечений за миделем самолета. Ширину балок в ХЧФ значительно уменьшили, теперь она определялась исключительно из условий размещения здесь приводов ГО. Вертикальное оперение «переехало» на мотогондолы и было установлено с развалом во внешние стороны под углом 15 градусов. Вместо одного тормозного щитка на верхней поверхности фюзеляжа применили два щитка, установленных на обтекателях основных опор шасси. При этом они одновременно выполняли функции створок основных опор. В рамках работ по Су-27 такая схема, позаимствованная с Су-24, была применена в первый раз, однако на практике, она принесла только неудобства. В носовой части фюзеляжа по требованиям военных была проработана установка выдвижной встроенной стремянки.
Основные конструктивные отличия от 1-й редакции Т10/6 заключались в средней и хвостовой частях фюзеляжа. В СЧФ изменилось размещение пушечной установки. Пушку и патронный ящик «убрали» из правого переднего отсека центроплана, при этом топливный бак № 1 стал симметричным, и вырос его объём. Пушку разместили в правом буле, а патронный ящик - по оси симметрии самолета, вертикально, в вырезе топливного бака № 1 и отсеке между регулируемыми панелями воздухозаборника, над колесом передней опоры. Боепитание к пушке подавалось по длинному рукаву, с поворотом ленты на 90 град. в горизонтальной плоскости. В средней части гондолы, между воздушными каналами появился дополнительный бак-отсек, который значительно упростил топливную систему самолета. В связи с введением этого бака более четкой стала конструктивно-силовая схема СЧФ, в нижней части гондолы исчезли люки, предназначенные для снятия секций воздушных каналов. Топливные баки из балок «перекочевали» в хвостовую часть фюзеляжа, где между двигателями был организован новый топливный бак № 4. В хвостовых балках уменьшенной ширины теперь размещались агрегаты системы кондиционирования, гидросистемы и привода стабилизаторов.
Продувочную модель Т10/6 в первоначальном варианте компоновки изготовили в марте 1974 года, и отправили в ЦАГИ. Результаты исследований были получены к началу лета 1974-го, но они оказались неутешительны. По сравнению с Т10/5 на дозвуке удалось несколько снизить коэффициент лобового сопротивления Схо и незначительно повысить Кмах, но одновременно при этом существенно ухудшились несущие свойства на больших углах атаки: уменьшилась производная Сх и увеличился коэффициент отвала поляры. Выяснилось также, что на сверхзвуке рост волнового сопротивления был даже выше, чем для схемы Т10/5. Полученных результатов было вполне достаточно для того, что сделать вывод о бесперспективности выбранной схемы пакетного варианта компоновки.
Анализ результатов продувок привел к выводу, что ухудшение аэродинамических характеристик пакетного варианта являлось следствием нескольких особенностей выбранной схемы. Снижение несущих свойств компоновки отнесли за счет уменьшения вклада в подъемную силу от несущего корпуса, связанного с размещением под ним мотогондолы. На величину лобового сопротивления отрицательное влияние оказывали:
- более «крутые» обводы закабинной части фюзеляжа, что объяснялось необходимостью поднять и «разогнуть» ГЧФ для исключения ее влияния на воздухозаборник;
- увеличение миделя до величины 4,32 м.
Отрицательный результат, полученный по материалам продувок модели 13Т10-6в АДТТ-112, произвел на конструкторов ОКБ столь сильное впечатление, что данное направление работ было признано тупиковым. В результате, к лету 1974-го все работы по T10/6 были полностью свернуты, а продувочная модель никогда более не использовалась для сравнительных испытаний.
Подводя итог, следует сказать, что работы по Т10/6 позволили рассмотреть еще один альтернативный вариант аэродинамической схемы. На спроектированном самолете все основные компоновочные вопросы решались без особых проблем, при этом получался истребитель с приемлемым уровнем характеристик. Однако, по сравнению с интегральным вариантом компоновки, никаких преимуществ он не имел. Кроме уже упоминавшихся, к отрицательными сторонами пакетной компоновки можно отнести:
- повышенную вероятность неустойчивой работы воздухозаборника при полете со скольжением, а также возможность взаимовлияния двух близкорасположенных заборников друг на друга:
- большую, по сравнению с исходной компоновкой длину и массу входного устройства;
- снижение общего количества точек подвески вооружения и т.д.
Пересчитаем вес Т10/6 в размеренность МиГ 1.42, (в 1.6 раза)
Максимальный Т10/6 - МиГ 1.42
Ударный 25540 кг (4 х ФАБ-500) - 40864 кг
ПВО 25040 кг (6 х К-27) - 40064 кг
Нормальный 21050 кг (2 х К-27 и 4 х К-73) - 33680 кг
Пустого 14350 кг - 22960 кг
Топлива
Нормальный 5350 кг - 8560 кг
Максимальный 8500 кг - 13600 кг
Нагрузка 2690 кг - 4304 кг
БРЭО 1650 кг - 2640 кг
БРЛС 575 кг - 920 кг
Двигатели
форсаж. 2 х 12500 кгс - 2 х 20000 кгс
максимал. 2 х 7770 кгс - 2 х 12500 кгс
В некоторой степени ты прав , но если хочешь знать всю правду , то почитай Меницкого - Моя небесная жизнь.. Сразу мировозрение перевернётся..Истребители такой размеренности не планируются.
То, что делаете вы, мы при желании повторим, что делаем мы, вам никогда не удастся...
Чего за мода отсылать куда-то. Так трудно написать здесь?В некоторой степени ты прав , но если хочешь знать всю правду , то почитай Меницкого - Моя небесная жизнь.. Сразу мировозрение перевернётся..
Истребители такой размеренности не планируются.
Всё понятно, вся проблема сделать его более компактным? Но, кстати, почему же такой двигатель не применить для других целей, например перехватчиков и.т.п?
В том, что 15 лет, пока американцы делали движки под Ф22, этим Ал-41Ф никто толком не занимался. Если бы эти 15 лет над ним работали так же как амеры над Ф22 - давно бы стояли на боевых машинах сотнями.Как-то странно, что же тогда мешает АЛ-41Ф запустить в серию, если это готовое 5-ое поколение
Аспид - крылатая змея нос имеет птичий и два хобота. Куда летать она повадится, те места опустошит. Живет в горах и убить ее нельзя - только сжечь
Ваши права
Ответить с цитированием
