СУ-27

В авиационной истории 60-е гг. ознаменовались поступлением на вооружение ВВС основных авиационных держав мира сверхзвуковых истребителей, имевших при всех различиях в компоновке и полетной массе ряд объединяющих признаков. Они обладали скоростью, вдвое превышавшей звуковую, и потолком порядка 18-20 км, оснащались бортовыми радиолокационными станциями и управляемыми ракетами класса "воздух-воздух". Такое совпадение не было случайным, поскольку основной угрозой безопасности по обеим сторонам "железного занавеса" считались бомбардировщики, несущие ядерные бомбы. Соответственно формировались и требования к новым истребителям, основной задачей которых был перехват высотных скоростных неманевренных целей в любое время суток и в любых погодных условиях.

В результате в США, СССР и Западной Европе на свет появился ряд самолетов, которые впоследствии по совокупности компоновочных признаков и летно-технических характеристик отнесли ко второму поколению истребителей. Тезис об условности любой классификации подтвердил тот факт, что в одной компании с "вылизанными" аэродинамиками МиГ-21, "Миражом" III, "Старфайтером" и "Дракеном" оказались переделанный из учебного самолета легкий истребитель F-5 "Фридом Файтер" и тяжелый двухдвигательный двухместный F-4 "Фантом", прозванный самими американцами "победой грубых сил над аэродинамикой".

В погоне за высокой максимальной скоростью конструкторы пошли по пути внедрения крыльев с высокой удельной нагрузкой и тонким профилем, которые, безусловно, имели большие преимущества на сверхзвуке, но обладали серьезным недостатком -низкими несущими свойствами на малых скоростях. В результате, истребители второго поколения имели непривычно большие взлетные и посадочные скорости, неважной оказалась и маневренность. Но даже самые маститые аналитики тогда считали, что в будущем боевой самолет все больше будет походить на пилотируемую ракету многоразового применения. "Мы больше никогда не увидим воздушных боев, наподобие тех, что происходили в годы второй мировой войны..." - писал известный теоретик Камилл Ружерон. Время очень скоро показало, насколько суха теория, но до того, как в тактике истребителей наступил очередной крутой поворот, прошло еще несколько лет.

Пока же предстояло избавиться от основных недостатков второго поколения, а именно увеличить дальность и улучшить взлетно-посадочные характеристики для обеспечения базирования на слабо подготовленных аэродромах. Кроме того, непреклонно растущая цена истребителей диктовала необходимость уменьшения абсолютной численности парка с одновременным расширением функций самолетов. Качественного скачка не требовалось, хотя тактика воздушной войны уже менялась на глазах - широкое развитие зенитных управляемых ракет привело к отмиранию доктрины массированного вторжения бомбардировщиков на большой высоте. Основную ставку в ударных операциях все больше стали делать на тактические самолеты с ядерным оружием, способные прорывать рубеж ПВО на малой высоте.

Для противодействия им предназначались истребители третьего поколения - МиГ-23, "Мираж" F.1, J37 "Вигген". Их поступление на вооружение, наряду с модернизированными вариантами МиГ-21 и F-4, планировалось на начало 70-х. Одновременно по обеим сторонам океана начались проектные исследования по созданию истребителей четвертого поколения - перспективных боевых машин, которые составили бы основу военно-воздушных сил в следующем десятилетии.

Первыми к решению этой проблемы приступили в США, где еще в 1965 г. был поставлен вопрос о создании преемника тактического истребителя F-4C "Фантом". В марте 1966 г. там была развернута программа FX (Fighter Experimental). В течение нескольких лет концепция перспективного истребителя претерпела ряд существенных изменений. Наибольшее влияние на нее оказал опыт применения американской авиации но Вьетнаме, где тяжело вооруженные "Фантомы" имели преимущества в боях на больших и средних дистанциях, но постоянно терпели поражения от более легких и маневренных вьетнамских МиГ-21 в ближних воздушных боях.

Проектирование самолета по уточненным требованиям началось в 1969 г., в том же году истребителю было присвоено обозначение F-15. Дальше других работы по программе FX продвинулись у фирм "Макдон-нелл-Дуглас", "Норт Америкен", "Нортроп" и "Рипаблик". Победителем конкурса был признан проект "Макдоннелл-Дуглас", близкий по аэродинамической компоновке к советскому перехватчику МиГ-25, не имевшему тогда аналогов в мире по летным данным. 23 декабря 1969 г. фирме был выдан контракт на постройку опытных самолетов, и спустя 2.5 года, 27 июля 1972-го, летчик-испытатель И.Барроуз поднял ii первый полет прототип будущего "Игла" - опытный истребитель YF-15. В следующем году был облетан двухместный учебно-боевой вариант самолета, а в 1974 г. появились первые серийные истребители F-15A"Игл" и "спарки" TF-15A (F-15B).

За ходом выполнения программы FX внимательно следили в СССР. Информация, просачивавшаяся на страницы открытой зарубежной печати (а ее было не так уж и мало), а также сведения, поступавшие по каналам разведки, тщательно анализировались. Было ясно, что именно на F-15 придется ориентироваться при создании нового поколения советских истребителей, называемого теперь четвертым. Первые исследования в этом направлении в трех ведущих отечественных "истребительных" ОКБ - П.О.Сухого (Машиностроительный завод "Кулон"), А.И.Микояна (Московский машиностроительный завод "Зенит"), и А.С.Яковлева (Московский машиностроительный завод "Скорость") - начались в 1969-1970 гг., но велись они поначалу в инициативном порядке, без необходимого для их "легализации" указания "сверху". Наконец, в начале 1971 г. последовало решение Комиссии по военно-промышленным вопросам при Совете Министров СССР, а затем и соответствующий приказ министра авиационной промышленности о развертывании в Советском Союзе программы создания "Перспективного фронтового истребителя" (ПФИ), который стал бы ответом на появление в США самолета F-15.

Как и за океаном, советский истребитель нового поколения - ПФИ, называвшийся конструкторами между собой "анти-F-15", решено было создавать на условиях конкурса с участием ОКБ П.О.Сухого, А.И.Микояна и А.С.Яковлева. Стоит заметить, что Генеральный конструктор Павел Осипович Сухой не сразу согласился на участие в программе: несмотря на то, что специалисты именно его ОКБ первыми приступили к предварительным проработкам облика перспективного истребителя, создание самолета с заданными характеристиками при имеющемся в СССР уровне развития радиоэлектронного оборудования казалось ему крайне проблематичным. К тому же ОКБ было перегружено другими не менее актуальными темами: в начале 70-х гг. МЗ "Кулон" выпустил на испытания первые опытные образцы фронтового бомбардировщика (по терминологии того времени - самолета-штурмовика) Су-24, готовил к началу полетов дальний скоростной ракетоносец и разведчик Т-4 ("100"), полным ходом велись работы по созданию новых модификаций перехватчика Су-15 и истребителя-бомбардировщика Су-17, шло проектирование многорежимного стратегического ударного авиационного комплекса Т-4МС ("200"), войскового самолета-штурмовика Су-25, беспилотного летательного аппарата "Коршун". Наконец, под нажимом министерства, и начале 1971 г. П.О.Сухой распорядился начать разработку аванпроекта перспективного фронтового истребителя, получившего заводской шифр Т-10 и тогда еще секретное название Су-27.

В основу техническою предложения решено было положить первый вариант внешнего вида самолета, подготовленный к (февралю 1970 г. в отделе проектов ОКБ. руководимом Олегом Сергеевичем Самойловичем. Первые наброски компоновки нового истребителя были выполнены в ОКБ П.О.Сухого еще осенью 1969 г. Поначалу этим занимался -только один человек - конструктор отдела проектов Владимир Иванович Антонов. На основе проработок B.И.Aнтонова в отделе проектов и был подготовлен первый вариант компоновки Т-10. Его непосредственными авторами стали О.С.Самойлович, В.ИАнтонов и начальник бригады отдела проектов ВАНиколаенко. Главной особенностью самолета должно было стать истолкование так называемой интегральной аэродинамической компоновки, в соответствии с которой планер выполнялся в виде единого несущего корпуса из набора деформированных аэродинамических пр(х|)илей с плавным сопряжением крыла и фюзеляжа. Впервые интегральная компоновка была применена ОКБ П.О.Сухого при разработке проекта стратегического многорежимного самолета Т-4МС.

Впереди на несущий корпус истребителя "надстраивалась" головная часть фюзеляжа, включавшая носовой отсек с РЛС, кабину экипажа, нишу передней опоры шасси, подкабинный и закабинный отсеки оборудования, а под ним в задней части подвешивались две изолированные гондолы с турбореактивными двигателями, воздушными каналами и pегулируемыми воздухозаборниками, расположенными под центропланом. К мотогондолам крепились консоли цельноповоротного горизонтального и двухкилевого вертикального оперения, а также два подфюзеляжных гребня. Интегральная схема обеспечивала существенное повышение аэродинамического качества истребителя и позволяла организовать большие внутренние отсеки для размещения топлива и оборудования. Для реализации заданных летных характеристик в широком диапазоне высот и скоростей полета и углов атаки крылу нового истребителя придали оживальную ("синусоидальную") форму и снабдили его развитым корневым наплывом.

По расчетам разработчиков, наплыв должен был обеспечивать повышение несущих свойств самолета на больших углах атаки (более 8-10╟) с одновременным увеличением момента тангажа на кабрирование. При наличии наплыва на больших углах атаки над крылом образовывалась устойчивая вихревая система из двух вихревых жгутов (один возникал на корневом наплыве и распространялся над крылом, второй - у передней кромки базового крыла). С увеличением углов атаки интенсивность вихревых жгутов возрастала, при этом на поверхности крыла под вихревым жгутом увеличивалось разрежение. а следовательно, повышалась подъемная сила крыла. Наибольший прирост разрежения располагался впереди центра тяжести самолета на части крыла, примыкающей к корневому наплыву в результате чего фокус смещался вперед и возрастал кабрирующий момент. Корневые наплывы оказывали также большое влияние на величины и распределение поперечных сил, что приводило к уменьшению дестабилизирующего воздействия головной части фюзеляжа.

Другой важнейшей особенностью Т-10 впервые в отечественной истребительной авиации должна была стать реализация концепции продольной статической неустойчивости самолета на дозвуковых скоростях полета с обеспечением его продольной балансировки в полете посредством автоматики четырехкратно резервированной электродистанционной системы управления (ЭДСУ). Идея замены традиционной механической проводки управления на ЭДСУ была уже использована ОКБ при создании самолета Т-4, испытания которого подтвердили правильность основных технических решений. Принятие концепции продольной статической неустойчивости (иначе - "электронной устойчивости") сулило серьезные преимущества: для балансировки самолета на больших углах атаки требовалось отклонение стабилизатора носком вверх, при этом его подъемная сила складывалась с подъемной силой крыла, что давало существенное улучшение несущих свойств истребителя при незначительном росте его сопротивления. Благодаря использованию интегральной статически неустойчивой компоновки Су-27 должен был обрести исключительные маневренные характеристики, позволяющие ему выполнять в воздухе эволюции, недоступные самолетам обычной схемы, и иметь большую дальность полета без подвесных баков.

Проблемы с компоновкой трехопорного шасси на этом первом варианте Т-10 вынудили разработчиков пойти на применение велосипедной схемы шасси, но с распределением нагрузок как в -традиционной трехопорной схеме, при этом основная (задняя) опора шасси убиралась в нишу центроплана, снабженную обтекателем, между гондолами двигателей, а дополнительные поддерживающие стойки размещались в обтекателях па консолях крыла между элероном и закрылком.

Продувки модели Т-10, выполненные в аэродинамической трубе Т-106 Центрального аэрогидродипамического института, дали обнадеживающие результаты: при умеренном удлинении крыла (3-2) было получено аэродинамическое качество 12.6. Несмотря на это, специалисты ЦАГИ настойчиво рекомендовали не использовать на перспективных истребителях интегральную компоновку. Здесь сказывался определенный консерватизм тогдашних руководителей института, ссылавшихся и на информацию из-за рубежа (F-15 ведь строился по классической схеме!). В связи с этим, в какой-то степени в качестве подстраховочного, и с оглядкой на F-15, во второй половине 1971 г. в бригаде отдела проектов ОКБ П.О.Сухого, возглавляемой А.М.Поляковым, под руководством А.И.Андрианова был проработан второй вариант компоновки Т-10 по традиционной схеме, с обычным фюзеляжем, высокорасположенным крылом, боковыми воздухозаборниками и двумя двигателями, установленными рядом в хвостовой части. По форме крыла в плане и схеме оперения этот вариант в целом соответствовал варианту с интегральной компоновкой.

Испытания моделей Т-10, выполненных по традиционной схеме, не выявили никаких преимуществ перед исходной компоновкой. Со временем в ЦАГИ поняли безосновательность своих опасений, и институт стал убежденным сторонником интегральной схемы. Позднее, в процессе углубленной проработки Т-10, в ОКБ было создано и испытано в аэродинамических трубах ЦАГИ значительное количество других вариантов компоновки истребителя (общим числом свыше 15), отличавшихся, главным образом, размещением двигателей, воздухозаборников и схемами шасси. Стоявший у истоков создания истребителя В.ИАнтонов вспоминает, что Су-27 в шутку называли "самолетом изменяемой компоновки". Примечательно, что в итоге предпочтение было отдано самому первому варианту - с интегральной компоновкой, изолированными мотогондолами, продольной статической неустойчивостью и ЭДСУ. Изменения коснулись, в основном, только схемы шасси и обводов планера (из технологических соображений пришлось отказаться от широкого применения поверхностей двойной кривизны).

В том, что Су-27 состоялся именно в таком варианте компоновки - большая заслуга Генерального конструктора П.О.Сухого. Несмотря на серьезные возражения сторонников традиционной схемы (а таких было немало), еще на самых ранних стадиях проектирования Павлу Осиповичу хватило мужества принять решение использовать при создании Су-27 самые передовые новинки аэродинамики, динамики полета и авиационного конструирования -такие, как интегральная компоновка, статически неустойчивая схема, электродистанционная система управления и т.п. По его мнению, учитывая реальное состояние дел в СССР в области авиационного радиоэлектронного оборудования и. в первую очередь, массогабаритные характеристики имеющихся и перспективных бортовых радиолокационных станций с большой дальностью действия, а также бортовых вычислительных систем, только с использованием этих нетрадиционных решений можно было создать самолет, не уступающий по характеристикам лучшим зарубежным аналогам. Время показало его правоту.

ПРОГРАММА ПФИ

В 1971 г. были сформулированы первые тактико-технические требования (ТТТ) ВВС к перспективному фронтовому истребителю ПФИ. К этому времени в СССР стали известны требования к новому американскому истребителю F-15. Они и были взяты за основу при разработке ТТТ к ПФИ. при этом предусматривалось, что советский истребитель должен превосходить американский аналог по ряду основных параметров на 10%. Ниже приведены некоторые характеристики, которыми, согласно тактико-техническим требованиям ВВС, должен был обладать ПФИ:

• максимальное число М полета - 235-2.5;
• максимальная скорость помета на высоте более 11 км- 2500-2700 км/ч:
• максимальная скорость полета у земли - 1400-1500 км/ч;
• максимальная скороподъемность у земли - 300-350 м/с;
• практический потолок -21 -22 км;
• дальность напета без ПТБ у земли - 1000 км:
• дальность полета без ПТБ ни большой высоте -2500 км;
• максимальная эксплуатационная перегрузка -
• 8-9; -время разгона от 600 км/ч до 1100 км/ч - 12-14 с;
• время разгона от 1100 км/ч до 1300 км/ч - 6-7 с;
• стартовая тяговооруженность - 1.1-1.2.

В качестве основных боевых задач ПФИ определялось:

• уничтожение истребителей противника в ближнем воздушном бою с применением управляемых ракет (УР) и пушки;
• перехват воздушных целей на большой дальности при наведении с земли или автономно с помощью радиолокационного прицельного комплекса и ведение воздушного боя на средних дистанциях с применением управляемых ракет;
• прикрытие войск и объектов производствен-
• ной инфраструктуры от нападения с воздуха;
• противодействие средствам воздушной разведки противника:
• сопровождение самолетов дальней и разведывательной авиации и защита их от истребителей противника;
• ведение воздушной разведки;
• уничтожение малоразмерных наземных целей в условиях визуальной видимости с применением бомб, неуправляемых ракет и пушек.

Поражение воздушных целей должно было выполняться на средних и малых дистанциях, в свободном пространстве и на фоне земли, днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, при использовании противником активных и пассивных помех. Для этого ПФИ предстояло оснастить многорежимной бортовой радиолокационной станцией, которую предполагалось создать на базе РЛС "Сапфир-2 ЗМЛ" проектировавшегося в то время модернизированного истребителя МиГ-23МЛ, и оптико-электронной прицельной системой на основе следящего теплопеленгатора и оптико-телевизионного визира. В состав вооружения перспективного истребителя предлагалось включить ракеты средней дальности К-2 5 с полуактивными радиолокационными головками самонаведения (ПАРГС), создававшиеся в то время на МЗ "Вымпел" по схеме американской УР AIM-7E "Спарроу", или аналогичные им советские К-23, применяемые на истребителях 3-го поколения МиГ-23М, а также ракеты ближнего воздушного боя (РБВБ) К-60 с тепловыми головками самонаведения (ТГС) и двухствольную пушку калибра 30 мм.

Основными соперниками ПФИ в воздушном бою считались американские перспективные истребители F-15 фирмы "Макдоннелл-Дуглас", Р.53О и YF-17 (Р.600) фирмы "Нортроп" (позднее вместо двух последних стал рассматриваться F-16 фирмы "Дженерал Дайнемикс"). В качестве типовых воздушных целей для перехвата рассматривались американские тактические истребители F-4E и F-111A, западноевропейские истребители-бомбардировщики MRCA ("Торнадо") и "Ягуар", а также китайские J-6 (копии устаревших советских истребителей МиГ-19, в большом количестве входившие в состав ВВС КНР).

Предполагалось, что одной из основных отличительных особенностей ПФИ, по сравнению с истребителями предыдущего поколения (МиГ-23, Су-15), обеспечивающей успешное решение боевых задач, станет высокая маневренность самолета. Требование высокой маневренности в воздушном бою планировалось реализовать за счет использования мощных, легких и экономичных двигателей 4-го поколения, которые обеспечивали бы истребителю тяговооруженность более 1, а также применения компоновочных схем самолета с повышенным аэродинамическим качеством.

Аванпроект самолета Су-27, в целом удовлетворявшего ТТТ ВВС к ПФИ, был разработан в ОКБ П.О.Сухого во второй половине 1971 г. В нем были рассмотрены два варианта компоновки истребителя - интегральная и классическая, разработанные в двух бригадах отдела проектов (начальники бригад ВАНиколаенко и А.М.Поляков, руководители работ В.ИАнтонов и А.И.Андрианов соответственно) и получившие условные наименования Т-101 иТЮ-2 (не путать с названиями первых опытных самолетов Су-27, появившихся в 1977-1978 гг.!).

Представленный в аванпроекте вариант самолета, выполненного по интегральной схеме, в целом соответствовал первому внешнему виду Т-10, подготовленному в отделе проектов в начале 1970 г. Он также предусматривал плавное сопряжение крыла и фюзеляжа, применение изолированных гондол двигателей с воздухозаборниками под центропланом и двухкилевого оперения. В головной части фюзеляжа размещались носовой отсек (в котором устанавливались РЛС и оптико-электронная прицельная система с подфюзеляжным размещением оптического блока), кабина экипажа, ниша передней опоры шасси, подкабинный и закабинный отсеки оборудования. В средней части фюзеляжа, выполненной в виде одного целого с центропланом, располагались основные топливные баки, ниши основных опор шасси, а под ней - средние части гондол двигателей с воздушными каналами. Хвостовая часть фюзеляжа включала мотоотсеки двигателей и центральную балку с отсеками самолетного оборудования.

Крыло оживальной формы с плавным изменением угла стреловидности по передней кромке от наплыва к законцовке (угол стреловидности базового крыла 45╟, удлинение 3.38, сужение 6.57) и значительной аэродинамической круткой оснащалось односекционными закрылками и элеронами. Механизация передней кромки предусмотрена не была. Консоли цельно-поворотного горизонтального оперения имели косые оси вращения и устанавливались по бокам мотогондол ниже плоскости крыла. Вертикальное оперение включало два киля с рулями направления, закрепленные со значительным углом развала на мотогондолах, и два подфюзеляжных гребня (по бокам мотогондол). На верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа между гондолами двигателей размещался тормозной щиток. Расположенные под центропланом воздухозаборники прямоугольного сечения с горизонтальным клином торможения выполнялись регулируемыми с помощью передней и задней подвижных панелей и снабжались створками подпитки на боковых стенках. Для слива пограничного слоя верхняя стенка воздухозаборника была отодвинута от нижней поверхности центроплана, где был организован клин слива.

Шасси выполнялось по трехопорной схеме (это было одно из основных отличий компоновки Т-101 от первого внешнего вида). Вынесенная вперед разгруженная носовая стойка шасси, снабженная одним колесом, убиралась в нишу фюзеляжа назад по полету. Основные опоры шасси с двухколесными тележками, выполненными по схеме "тандем", убирались в ниши средней части фюзеляжа между мотогондолами. Недостатком такой схемы была относительно небольшая колея шасси (всего около 1.8 м). Для размещения вооружения было предусмотрено 6 точек подвески под крылом и по одной - под воздушными каналами двигателей. Длина самолета составляла 18.5 м, размах крыла - 12.7 м, площадь крыла - 48 м2, высота самолета на стоянке - 5.2 м.

Представленный в аванпроекте вариант Т-10, выполненный по традиционной схеме, представлял собой высокоплан с боковыми воздухозаборниками, двумя двигателями в хвостовой части фюзеляжа и двухкилевым оперением. Как и у варианта интегральной схемы, в головной части фюзеляжа размещались носовой отсек РЛС и оптико-электронной прицельной системы (с датчиками под носовой частью), кабина экипажа, подкабинный и закабинный отсеки оборудования, ниша передней опоры шасси (в закабинном отсеке). В средней части фюзеляжа располагались основные топливные баки, а по бокам - воздухозаборники, переходившие в воздушные каналы двигателей. Под воздушными каналами были скомпонованы ниши основных опор шасси, а под правым каналом, впереди ниши шасси - отсек встроенной пушечной установки. Хвостовая часть фюзеляжа представляла собой два мотоотсека, в которых устанавливались рядом, вплотную друг к другу, два двигателя с нижним расположением коробок самолетных агрегатов, разделенные противопожарной перегородкой.

Крыло с плавным изменением угла стреловидности по передней кромке имело удлинение 2.8 и сужение 4.25. Механизация крыла включала две секции закрылков и отклоняемые носки, для управления по крену использовались элероны. По компоновке хвостового оперения самолет практически полностью соответствовал варианту интегральной схемы, только консоли стабилизатора, также расположенного ниже плоскости крыла, имели значительный угол отрицательного поперечного V (-6╟). Боковые воздухозаборники прямоугольного сечения с горизонтальным клином торможения выполнялись регулируемыми с помощью передней и задней подвижных горизонтальных панелей и снабжались створками подпитки на боковых стенках. Для слива пограничного слоя боковая стенка воздухозаборника была отодвинута от борта фюзеляжа, где был организован клин слива.

Трехопорное шасси включало переднюю двухколесную опору, убиравшуюся в нишу закабинного отсека головной части фюзеляжа, и основные опоры с тремя установленными на одной оси колесами небольшого диаметра, убиравшиеся назад по полету в отсеки фюзеляжа под воздушными каналами двигателей. Применение такой схемы позволило увеличить, по сравнению с вариантом интегральной компоновки, колею шасси (до 3 м), однако полностью убрать колеса в ниши также не удалось, поэтому были предусмотрены выступающие в поток обтекатели ниш. Для размещения вооружения на самолете имелось 6 точек подвески под крылом и две точки под средней частью фюзеляжа. Длина самолета составляла 17.3 м, размах крыла - 11.6 м, площадь крыла - 47.4 м2.

Нормальная взлетная масса обоих вариантов Т-10 оценивалась в 18000 кг. В соответствии с заданной стартовой тяговооруженностью 1.15, тяга двигателей должна была составить 10300-10400 кгс. В начале 70-х гг. двухконтурные турбореактивные двигатели такого класса тяги разрабатывались в трех моторостроительных ОКБ: МЗ "Сатурн" (Генеральный конструктор А.МЛюлька), Пермском моторостроительном КБ (главный конструктор П.А.Соловьев) и ММЗ "Союз" (Генеральный конструктор С.К.Туманский). Характеристики трех таких двигателей, имевших названия соответственно АЛ-31Ф, Д-ЗОФ-9 и Р59Ф-ЗОО, и были положены в основу расчета летно-технических характеристик Т-10. Окончательный выбор типа применяемых на Т-10 двигателей решено было сделать после защиты аванпроекта на основании заключения ведущего отраслевого института по данной тематике - Центрального института авиационного моторостроения (ЦИАМ).

В состав вооружения обоих вариантов Су-2 7 на этапе аванпроекта были включены две ракеты средней дальности К-2 5 с полуактивными радиолокационными головками самонаведения и 6 ракет ближнего боя К-60 с тепловыми головками самонаведения. Боекомплект встроенной двухствольной пушки АО-17А калибра 30 мм составлял 250 патронов. Бортовое радиоэлектронное оборудование Су-27 включало систему управления вооружением (СУВ), навигационный и пилотажный комплексы, бортовой комплекс обороны, аппаратуру связи и государственного опознавания. В состав системы управления вооружением входили бортовая радиолокационная станция "Сапфир-23МР" (С-23МР), имевшая дальность обнаружения воздушных целей 40-70 км в свободном пространстве и 20-40 км на фоне земли (в передней и задней полусферах), оптико-электронная прицельная система (комбинация следящего теплопеленгатора и оптико-телевизионного визира), нашлемная система целеуказания, два вычислителя - аналоговый АВМ-23 и цифровой "Орбита-20", система управления оружием, аппаратура сопряжения и т.п. Отображение информации от РЛС и ОЭПС должно было осуществляться на индикаторе на электронно-лучевой трубке.

В состав навигационного комплекса входили: аппаратура инерциальной курсовертикали ИКВ-72, доплеровский измеритель скорости и угла сноса "Поиск", система воздушных сигналов, радиотехническая система ближней навигации "Радикал", автоматический радиокомпас, самолетный ответчик СО-72, навигационный вычислитель "Маневр" и навигационный картографический планшет. Пилотажный комплекс включал систему автоматического управления, радиовысотомер и пилотажные приборы. Отображение пилотажной информации осуществлялось также на индикаторе на фоне лобового стекла. Бортовой комплекс обороны состоял из станции предупреждения об облучении (станции радиотехнической разведки) "Бере-за-П", теплопеленгатора пуска ракет "Пион-Л", станции обнаружения лазерного облучения, станции активных радиолокационных помех "Герань-Ф" и цифрового вычислителя. В состав аппаратуры связи и госопознавания входили две связные радиостанции -"Журавль-30" (УКВ диапазона) и "Журавль-К" (KB диапазона), аппаратура засекречивания переговоров, командная радиолиния управления "Радуга-Борт" для наведения самолета на цель с наземного командного пункта, запросчик и ответчик системы государственного опознавания, речевой информатор и др.

На основе расчетов основных характеристик самолета, выполненных в ОКБ с использованием исходных данных по двигателю АЛ-31Ф (тяга 10300 кгс), ожидаемых весовых характеристик комплектующих изделий бортового радиоэлектронного оборудования и результатов продувок моделей Т-10 в аэродинамических трубах ЦАГИ, в аванпроекте приводились следующие основные данные самолета (для варианта с интегральной компоновкой, с расчетным боекомплектом из двух ракет К-25, шести ракет К-60 и полным боезапасом пушки):

• нормальная взлетная масса (без ПТБ) -18000 кг; -максимальная взлетная масса (с ПТБ) - 21000 кг;
• максимальная скорость полета на высоте 11 км- 2500 км/ч;
• максимальная скорость полета у земли - 1400 км/ч;
• практический потолок с 5096 остатком топлива-22500м;
• максимальная скороподъемность у земли с 50% остатком топлива - 345 м/с;
• максимальная эксплуатационная перегрузка с 50% остатком топлива - 9;
• время разгона на высоте 1000 м с 50% остатком топлива: - от 600 до 1100 км/ч -125 с; -от 1100до 1300км/ч -6с;
• практическая дальность полета у земли со средней скоростью 800 км/ч: - без ПТБ - 800 км; - с ПТБ -1400 км;
• практическая дальность полета на большой высоте с крейсерской скоростью: - без ПТБ - 2400 км; - с ПТБ - 3000 км;
• длина разбега на грунтовой ВПП: - без ПТБ - 300 м; - с ПТБ-500 м;
• длина пробега с использованием тормозного парашюта - 600 м.

В связи с тем, что полученные расчетным путем характеристики дальности Су-2… Продолжение »