В 1972 г. состоялось заседание объединенного Научно-технического совета (НТС) Министерства авиационной промышленности (МАП) и ВВС, на котором рассматривалось состояние работ по перспективным истребителям в рамках программы ПФИ. С докладами выступили представители всех трех конструкторских бюро. От имени ММЗ "Зенит" им. А.И.Микояна докладывал Г.ЕЛозино-Лозинский, предъявивший комиссии проект истребителя МиГ-29 (еще в варианте классической компоновки, с высокорасположенным трапециевидным крылом, боковыми воздухозаборниками и однокилевым хвостовым оперением). МЗ "Кулон" представил на НТС аванпроект Су-27, причем основное внимание докладчик О.ССамойлович уделил варианту с интегральной компоновкой (на плакатах был показан и второй, "запасной" вариант Су-27 - классической схемы). От ММЗ "Скорость" выступал Генеральный конструктор АСЯковлев с проектами легкого истребителя Як-45И (на базе легкого штурмовика Як-45) и тяжелого истребителя Як-47. Оба являлись развитием схемы сверхзвукового перехватчика Як-33 с крылом переменной стреловидности и установленными на месте излома его передней кромки гондолами двигателей с лобовыми воздухозаборниками и отличались друг от друга в основном только размерами и массой.
Спустя два месяца состоялось второе заседание НТС. Состав участников не изменился, однако ОКБ им. А.И.Микояна представило принципиально новый проект истребителя МиГ-29, выполненного теперь уже по интегральной схеме и имевшего меньшую размерность (нормальная взлетная масса 12800 кг). По итогам двух заседаний НТС ОКБ А.С.Яковлева выбыло из конкурса по причине необходимости доработки аэродинамической схемы для обеспечения безопасности продолжения полета истребителя при отказе одного из установленных на крыле двигателей, двум же другим участникам предстоял "третий тур".
И здесь руководство ММЗ "Зенит" им. А.И.Микояна предложило другой вариант решения проблемы - разделить программу ПФИ на две отдельные программы, в рамках которых можно было бы продолжить создание как самолета Су-27 (в качестве тяжелого перспективного многоцелевого фронтового истребителя), так и МиГ-29 (в качестве легкого перспективного фронтового истребителя), обеспечив унификацию обоих самолетов по ряду систем оборудования и вооружению. В качестве аргумента были приведены первые результаты развернутых в 1971 г. институтами промышленности и заказчика исследований по формированию концепции построения парка истребительной авиации (ИА) ВВС страны 80-х гг. на основе двух типов истребителей - тяжелого и легкого, подобно тому, как это планировали сделать ВВС США.
Сделаем небольшое отступление. В начале 70-х гг., когда еще только велась постройка первых опытных образцов YF-15, командование ВВС США пришло к выводу, что для более эффективного использования тактической авиации целесообразно иметь в ее составе как тяжелые и дорогостоящие истребители взлетной массой 19-20 т с мощным вооружением и совершенным бортовым оборудованием типа F-15, гак и значительно более легкие и дешевые самолеты массой 9-10 т с менее сложным оборудованием, ограниченным боекомплектом (только ракеты малой дальности и пушка), но обладающие более высокой маневренностью. В результате, в январе 1972 г. было объявлено о начале программы LWF (Light Weight Fighter), в рамках которой предполагалось создать истребитель, который находился бы в одном классе с МиГ-21.
Уже спустя месяц пять фирм представили свои предложения, из которых для дальнейшей проработки были выбраны проекты "Дженерал Дайнемико и "Нортроп". В апреле 1972 г. с обеими фирмами был заключен контракт на разработку и изготовление опытных образцов истребителей, обозначенных соответственно YF-16 и YF-17, с целью проведения их сравнительных испытаний и выбора одного из них для серийного выпуска. По результатам летных испытаний YF-16 и YF-17, начатых в 1974-м, к производству был принят самолет фирмы "Дженерал Дайнемикс" (опыт, полученный при создании YF-17, позднее был использован при разработке многоцелевого палубного истребителя F/A-18). Одноместный легкий тактический истребитель F-16A поступил в массовое производство в 1978 г.
В исследованиях, проводившихся в 11ИИ автоматических систем Минавиапрома (НИИАС МАП, ныне Государственный НИИ авиационных систем, ГосНИИАС) и Центральном НИИ авиационной и космической техники ╧ 30 Министерства Обороны (30 ЦНИИ АКТ МО), было показано, что круг задач, возлагаемых на истребители, и способов их решения традиционно весьма широк. В идеале для решения каждой конкретной боевой задачи необходим специализированный тип истребителя с определенной системой вооружения. Так, для перехвата самолетов ударной авиации -требуется жесткая связь истребителя с наземными средствами наведения при действии над своей территорией и максимум автономности при действии за линией боевого соприкосновения (ЛВС); самолет должен располагать большой скороподъемностью и хорошими разгонными характеристиками, мощным ракетным вооружением и бортовым оборудованием, позволяющим производить обнаружение целей как в свободном пространстве, так и на фоне земли. Для решения задач сопровождения истребитель должен иметь большую дальность полета. Для ведения ближнего воздушного боя ему необходимы высокие маневренность и тяговооружен-ность, широкий диапазон скоростей, специфические виды вооружения (всеракурсные ракеты малой дальности, ракеты ближнего маневренного боя и т.п.).
Удовлетворить столь противоречивым требованиям в проекте одного самолета представлялось вряд ли возможным. С другой стороны, ограниченность средств не позволяла иметь в составе ВВС несколько типов специализированных истребителей одновременно. Компромиссным решением могло бы стать построение парка ИА вооруженных сил страны на базе двух типов самолетов: сложного универсального тяжелого перспективного фронтового истребителя (ТПФИ), способного действовать автономно и в составе группы на достаточной оперативно-тактической глубине (250-300 км) над чужой территорией -аналога F-15, и легкого перспективного фронтового истребителя (ЛПФИ), предназначенного для действий над своей территорией и в пределах тактической глубины (100-150 км за ЛВС) - аналога F-16.
ТПФИ должен был располагать большим запасом топлива и боекомплектом, включающим не менее четырех ракет "воздух-воздух" средней дальности и оружие ближнего боя (ракеты и пушки), совершенными системами навигации, обороны и связи; при специальной комплектации оборудования и вооружения он мог бы использоваться также в войсках ПВО страны. ЛПФИ, напротив, должен был стать простым в изготовлении и эксплуатации, не предъявлять высоких требований к подготовке летного и обслуживающего персонала, аэродромам базирования; его боекомплект мог бы быть ограничен двумя ракетами средней дальности и оружием ближнего боя (ракеты малой дальности и пушка). При обеспечении соотношения стоимостей ЛПФИ и ТПФИ в серийном производстве 1:2 построение перспективного парка ИА на базе двух типов самолетов (70% ЛПФИ и 30% ТПФИ) обеспечивало бы максимум его эффективности (по критерию "эффективность-стоимость").
Предложение ММЗ "Зенит" было принято, и оба ОКБ тем самым были избавлены от необходимости участия в изнурительной гонке за получением выгодного заказа. Таким образом, конкурс себя исчерпал, и летом 1972 г. вышли приказы министра авиационной промышленности, "узаконившие" продолжение разработки обоих истребителей - Су-27 и МиГ-29.
РОЖДЕНИЕ CУ-27
В соответствии с приказом МАП, ОКБ П.О.Сухого во второй половине 1972 г. приступило к углубленной проработке аванпроекта, а затем и созданию эскизного проекта самолета Т-10. В связи с необходимостью расширения фронта работ, проектирование Су-27 в феврале 1973 г. было передано в конструкторскую бригаду, возглавляемую Леонидом Ивановичем Бондаренко. В конце года у темы появился и главный конструктор. Им стал Наум Семенович Черняков, до этого руководивший созданием самолета Т-4 ("100"), проектированием Т-4МС ("200") и ДПЛА "Коршун".
Как уже отмечалось, помимо основного и "подстраховочного" (неинтегрального) вариантов компоновки в ОКБ П.О.Сухого в 1970-1975 гг. было проработано значительное количество альтернативных схем самолета. Основное внимание было уделено поиску оптимальных схем шасси и воздухозаборников. Было ясно, что предложенная в первоначальном варианте компоновки велосипедная схема шасси не имеет будущего на перспективном истребителе, а представленная в аванпроекте трехопорная схема не обеспечивает достаточную для безопасной эксплуатации колею. В результате рассмотрения ряда вариантов было принято решение "спрятать" основные опоры в специальные обтекатели на стыке центроплана и воздушных каналов двигателей. Ближе к хвостовой части самолета эти обтекатели переходили в обтекатели узлов навески горизонтального оперения и гидравлических рулевых агрегатов стабилизатора.
Обтекатели основных опор шасси впервые появились на варианте компоновки Т-10 с так называемым пакетным размещением воздухозаборников и максимально сближенными друг к другу гондолами двигателей (по типу самолета Т-4). Такая схема не получила развития из-за значительно сократившихся внутренних объемов планера для размещения топлива. Прорабатывался и вариант с круглыми воздухозаборниками с центральным телом - полуконусом. И хотя на испытаниях были получены неплохие характеристики таких воздухозаборников, к реализации был принят вариант, близкий к исходному - с воздухозаборниками прямоугольного сечения и горизонтальным расположением клина торможения и регулируемых панелей.
Одной из наиболее сложных задач в процессе разработки Су-27 стало выдерживание весовых лимитов. Снижению массы конструкции самолета придавалось первоочередное значение. Еще на ранних стадиях разработки Т-10 начальником отдела проектов О.С.Самойловичем были получены неутешительные данные по увеличению взлетной массы истребителя при использовании новых систем оборудования: расчеты показывали, что увеличение массы бортового радиоэлектронного оборудования на 1 кг влекло за собой увеличение взлетной массы всего самолета на целых 9 кг! Для двигателя и самолетных систем эти показатели составляли соответственно 4 и 3 кг. Было ясно, что без всемерного облегчения конструкции взлетная масса истребителя может выйти за все мыслимые пределы, и необходимые летные характеристики достигнуты не будут. Вопросами соблюдения высокой весовой культуры занимался первый заместитель Генерального конструктора Евгений Алексеевич Иванов, лично тщательно следивший за разработкой практически каждого узла конструкции, где имелись резервы для снижения массы. Именно Е.А.Иванов дал указание заместителю главного конструктора по прочности Н.С.Дубинину выполнять прочностной расчет Су-27 из условия действия на него нагрузок, составляющих 85% от расчетных, с возможным последующим усилением конструкции по результатам статических испытаний.
Кроме того, удалось убедить заказчика на уточнение ТТТ в части максимальной эксплуатационной перегрузки с полной заправкой топливных баков. Дело в том, что первый вариант требований к Су-27 предусматривал примерно 10-процентное превосходство нового истребителя над американским аналогом. Таким образом, если дальность полета F-15 без подвесных топливных баков составляла 2300 км, то для Су-27 требовалось получить 2500 км, на что при заданных расходных характеристиках силовой установки было необходимо около 5.5 т топлива. Углубленная проработка конструкции Су-27 показала, что интегральная компоновка планера самолета выбранной размерности позволяет разместить в нем почти 9 т керосина. По существовавшим в СССР нормам прочности за расчетную полетную массу самолета принималась масса с 80% остатком от полной заправки топливом. Естественно, что для достижения той же перегрузки с большей на 3-5 т полетной массой требовалось значительное усиление, а следовательно, и утяжеление конструкции. Требуемой же дальности самолет должен был достигать и при неполной заправке баков. Вместе с тем отказываться от "лишних" почти 1500 км дальности, которые обеспечивал полный запас топлива, помещавшийся во внутренние объемы разработанной интегральной компоновки, казалось суховцам нецелесообразным.
В результате при поддержке руководства службы вооружения ВВС - заместителя главнокомандующего ВВС по вооружению генерал-полковника авиации М.Н.Мишука, начальника научно-технического комитета ВВС генерал-лейтенанта авиации Г.С.Кириллина и начальника управления заказов генерал-лейтенанта авиации В.Р.Ефремова - было найдено компромиссное решение. ТТТ к самолету Су-27 разделили на две части:
- с основным (неполным) вариантом заправки (около 5.5 т), при котором обеспечивалась требуемая дальность полета (2500 км) и все остальные летные характеристики, включая максимальную эксплуатационную перегрузку (8);
- с полным запасом топлива (около 9 т), при котором обеспечивалась максимальная дальность полета (4000 км), а максимальная эксплуатационная перегрузка ограничивалась исходя из сохранения постоянным произведения полетной массы и перегрузки.
Таким образом, вариант полной заправки стал рассматриваться как вариант со своеобразным "внутренним подвесным баком". Разумеется, никто не требовал от истребителя с ПТБ иметь такие же маневренные характеристики, как у самолета без подвесных баков. Тем самым, с одной стороны, удалось избежать перетяжеления конструкции из условий обеспечения прочности, а с другой стороны, получить дальность полета без реальных подвесных баков даже большую, чем у других истребителей с ПТБ, вынесенными в поток.
Большие перспективы для снижения массы конструкции имело использование композиционных материалов на основе углепластиков. На МЗ "Кулон" специально был построен цех по изготовлению деталей из композитов, однако еще до сборки первых опытных образцов самолета от широкого применения композиционных материалов в конструкции Су-27 отказались из-за нестабильности их характеристик. Кстати, создателям МиГ-29 также пришлось столкнуться с этим коварным свойством композитов, только произошло это значительно позже. Уже в процессе эксплуатации на "мигах" стали наблюдаться случаи разрушения композиционных конструкций. Пришлось срочно заменять композиты в ряде агрегатов МиГ-29 (например, воздушных каналах двигателей и отклоняемых носках крыла) на традиционные алюминиевые сплавы. В результате на Су-27 композиционные материалы нашли применение в основном только в конструкции обтекателей различных радиоэлектронных устройств.
Снизить массу самолета помогло широкое внедрение титановых сплавов и освоение прогрессивных технологий, в первую очередь, сварки титановых деталей в среде аргона, а также химического фрезерования, формообразования с эффектом сверхпластичности металла и т.п. В процессе рабочего проектирования были разработаны, а затем изготовлены при постройке опытных образцов Т-10 уникальные сварные титановые конструкции - панели центроплана, хвостовой части фюзеляжа, силовые шпангоуты и др. Только использование титановых панелей центроплана снизило массу конструкции планера более чем на 100 кг. Значительный вклад в освоение новых технологических процессов в опытном производстве ОКБ П.О.Сухого, переданных затем на серийный завод, внесли директор МЗ "Кулон" А.С.Зажигип, главный инженер Г.Т.Лебедев, главный сварщик В.В.Редчиц, заместитель главного инженера В.В.Тареев, начальник производства А.В.Курков и другие.
К 1975 г. работы по эскизному проектированию Су-27 были завершены, были сформированы аэродинамическая и конструктивно-силовая схемы самолета, найдены основные конструктивные решения, и можно было приступать к выпуску рабочих чертежей и постройке опытных образцов. Спустя год, в 1976-м, наконец вышло постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР о создании самолета Су-27 - основной в Советском Союзе документ в "биографии" любого летательного аппарата. Итак, что же представлял собой перспективный фронтовой истребитель Т-10?
Аэродинамическая компоновка истребителя была произведена по нормальной схеме, в соответствии с которой горизонтальное оперение площадью 12.63 м2 разместили за крылом по внешним сторонам гондол двигателей; двухкилевое вертикальное оперение плошадью 14.0 м2 устанавливалось на мотогондолах без развала. Консоли крыла оживальной формы, с плавным изменением угла стреловидности по передней кромке (угол стреловидности базового крыла 41 град. ), через зону наплыва плавно сопрягались с фюзеляжем, образуя единый несущий корпус. Крыло имело ярко выраженную аэродинамическую крутку и неподвижный отогнутый вниз носок. Управление самолетом должно было осуществляться с помощью цельноповоротного стабилизатора, консоли которого могли отклоняться дифференциально, элеронов и рулей направления. Механизация крыла включала поворотные закрылки площадью 2.28 м2. Консоли крыла и горизонтального оперения, а также кили снабжались противофлаттерными грузами.
В головной части фюзеляжа были оборудованы отсек бортовой радиолокационной станции, прикрытой радиопрозрачным обтекателем, кабина с фонарем, обеспечивающим летчику хороший обзор во все стороны, и закабинный отсек оборудования. Под кабиной размещалась ниша уборки передней опоры шасси. Фонарь кабины состоял из неподвижного беспереплетного козырька и сдвижной назад части. Пилот размещался в кабине на унифицированном катапультном кресле К-ЗбДМ, разработанном на МЗ "Звезда" (пос. Томилино Московской области, главный конструктор Г.И.Северин) и обеспечивающем надежное спасение летчика в широком диапазоне скоростей и высот полета, включая режимы движения самолета по аэродрому со скоростью от 70 км/ч. Перед кабиной по оси самолета размещался оптический блок оптико-локационной станции.
Два турбореактивных двигателя устанавливались в изолированных гондолах, подвешиваемых под несущим корпусом и разнесенных в стороны от оси самолета, при этом между гондолами на нижней поверхности несущего корпуса обеспечивалась установка пусковых устройств для ракет "воздух-воздух". Для получения оптимальных характеристик силовой установки во всем диапазоне высот и скоростей поле-га воздухозаборники двигателей, размещенные под центропланом и имевшие горизонтальный клин торможения, были выполнены регулируемыми с помощью подвижных панелей и снабжены специальными отверстиями для перепуска воздуха. Верхняя стенка воздухозаборника была отодвинута от нижней поверхности центроплана, за счет чего образовывалась щель для слива пограничного слоя.
Шасси было спроектировано по классической трехопорной схеме, при этом переднюю опору для обеспечения действия на нее относительно невысоких нагрузок вынесли далеко вперед: база шасси составляла 903 м. Передняя опора состояла из стойки рычажного типа и одного колеса, снабженного грязезащитным щитком, препятствующим попаданию посторонних предметов в воздухозаборники двигателей. Передняя опора убиралась в нишу под кабиной летчика назад по полету, при этом ниша закрывалась двумя створками - передней, установленной перед стойкой, и боковой. Основные опоры шасси, представлявшие собой одноколесные телескопические стойки с подкосом, выполнили убирающимися с разворотом колес в ниши обтекателей шасси в центроплане вперед по полету. Каждая ниша закрывалась двумя створками - передней и боковой, при этом передние створки одновременно выполняли роль воздушных тормозных щитков площадью 2.05 м2. Колея шасси составляла 5.01 м, размеры колес основных опор шасси -1030x350 мм.
Для подвески управляемого ракетного вооружения "воздух-воздух" на самолете было предусмотрено 8 узлов: два под центропланом между гондолами двигателей (по схеме "тандем"), по два - под каждой консолью крыла и по одному - под каждым воздушным каналом двигателя. Подвеска ракет должна была осуществляться на авиационных пусковых или катапультных устройствах, причем на б точках подвески, за исключением крайних подкрыльевых, обеспечивалось применение ракет средней дальности массой 250-350 кг, внешние подкрыльевые узлы были рассчитаны на подвеску ракет малой дальности массой до 100 кг.
В целом, при сохранении практически неизменными общей схемы и компоновки самолета, по сравнению с этапом аванпроекта (1972 г.), Т-10 значительно потяжелел и увеличился в размерах. При этом остались неизменными основные удельные параметры: нагрузка на крыло при нормальной взлетной массе (375 кг/м2) и стартовая тяговооруженность (1.15). Масса пустого самолета достигла 14300 кг, нормальная взлетная масса с расчетным вариантом вооружения и основной заправкой топливом (5300 кг) -22100 кг, максимальная взлетная масса с полной заправкой топливом (8900 кг) - 25700 кг. Длина самолета составила 19.65 м, размах крыла - 14.7 м, площадь крыла - 59.4 м-, высота самолета на стоянке - 5.87 м.
В состав силовой установки Су-27 должны были войти два мощных и экономичных двухконтурных турбореактивных двигателя с форсажными камерами нового поколения. На основе заключения ЦИАМ но трем альтернативным вариантам перспективных двигателей (АЛ-31Ф, Д-ЗОФ-9 и Р59Ф-ЗОО), разработка силовой установки для Су-27 была задана московскому Машиностроительному заводу "Сатурн", возглавляемому Генеральным конструктором Архипом Михайловичем Люлькой. Это предприятие имело давние творческие связи с ОКБ П.О.Сухого: еще в далеком 1947 г. в первый полет поднялся опытный фронтовой истребитель Су-11 (первый с таким названием), на который устанавливались два турбореактивных двигателя ТР-1 главного конструктора А.М.Люльки.
С середины 50-х гг. большинство самолетов П.О.Сухого проектировалось под двигатели А.М.Люльки. Турбореактивными двигателями с форсажными камерами АЛ-7Ф различных модификаций оснащались истребители-бомбардировщики Су-7Б и истребители-перехватчики Су-9 и Су-11, ТРДФ следующего поколения АЛ-21Ф-3 - истребители-бомбардировщики Су-17М и фронтовые бомбардировщики Су-24. Не стал исключением и Су-27. Новый двигатель ОКБ АМ.Люльки - АЛ-31Ф (заводской шифр - изд.99) - должен был стать первым для этого коллектива двухконтурным ТРД. Стоит заметить, что именно А.МЛюльке принадлежит авторство на подобную схему двигателя: еще в довоенные годы он получил авторское свидетельство на ТРДД с осевым компрессором.
Перед двигателистами МЗ "Сатурн" была поставлена очень сложная задача: требовалось создать силовую установку, которая бы, с одной стороны, обеспечила истребителю тяговооруженность на взлете и в воздушном бою более 1 (взлетная стендовая тяга на форсаже не менее 12500 кгс, т.е. на 12% больше, чем у АЛ-21Ф-3), а с другой стороны, имела невиданную экономичность на крейсерском бесфорсажном режиме для получения максимальной дальности полета. Заданная А.М.Люлькс величина минимального удельного расхода топлива 0.61+002 кг/(кгс-ч) была на целых 25% меньше аналогичного показателя серийного ТРДФ АЛ-21Ф-3 (0.76 кг/(кгс-ч)). Справедливости ради стоит отметить, что достичь столь высокого показателя тогда не удалось, смогли получить лишь 13-процентный выигрыш по сравнению с АЛ-21Ф-3, однако и эту величину (0.67 кг/(кгсч)) можно рассматривать немалым достижением. С позиций сегодняшнего дня можно смело утверждать, что заданные характеристики экономичности были чересчур оптимистичны и не могли быть достигнуты при имеющемся в то время уровне технологий.
Для обеспечения заданных характеристик двигатель решено было строить по двухконтурпой схеме с трехступенчатым компрессором низкого давления (вентилятором), 9-ступенчатым компрессором высокого давления и одноступенчатыми турбинами высокого и низкого давления, при этом планировалось получить значительное повышение температуры газов перед турбиной (не менее 350-400╟ по сравнению с АЛ-21Ф-3). для чего ее лопатки предстояло сделать монокристаллическими, не требующими охлаждения. Разработка технологии изготовления таких лопаток велась во Всесоюзном институте авиационных материалов (ВИАМ). Однако в начале 70-х гг. в СССР поступила достаточно подробная информация о двигателе F100-PW-100 американской фирмы "Пратт-Уитни", который создавался для самолетов F-15 и F-16, и обладал характеристиками, близкими к заданным для АЛ-31Ф. На основе этих сведений в проект АЛ-31Ф были внесены существенные изменения - его турбокомпрессор стал включать 4-ступенчатый вентилятор, 12-ступенчатый компрессор высокого давления и двухступенчатые турбины высокого и низкого давления.
Именно в таком виде и был собран в августе 1974 г. первый АЛ-31Ф. Его стендовые испытания показали, что получить заданные характеристики при такой схеме не представляется возможным. Поэтому А.МЛюлька принял решение вернуться к исходной компоновке (3+9+1+1), но использовать созданный 4-ступенчатый вентилятор. Таким образом, по схеме турбокомпрессора АЛ-31Ф стал соответствовать другому советскому ТРДДФ 4-го поколения - РД-33, разработанному в ЛНПО им. В.Я.Климова под руководством главного конструктора С.П.Изотова для легкого фронтового истребителя МиГ-29. В середине 70-х гг. РД-33 уже прошел необходимые стендовые и часть летных испытаний на летающих лабораториях, поэтому для экономии времени и средств новый компрессор АЛ-31Ф решено было выполнить путем моделирования компрессора РД-33.
Очередную неприятность люльковцам преподнесли специалисты ВИАМ, так и не сумевшие освоить технологию изготовления монокристаллических лопаток турбины, в результате чего в турбинах высокого и низкого давления пришлось использовать стальные лопатки со специальным жаропрочным покрытием и организовать их охлаждение воздухом, отбираемым от компрессора. В результате тяговые и расходные характеристики двигателя ухудшились, что вызвало серьезную озабоченность в ОКБ П.О.Сухого.
Все эти перипетии в судьбе АЛ-31Ф значительно затянули сроки создания двигателя, и к моменту постройки первых экземпляров Т-10 не было еще ни одного АЛ-31Ф, пригодного к установке на самолет. Поэтому первые прототипы Т-10, а также самолеты установочной партии оснащались двигателями предыдущего поколения АЛ-21Ф-3. Тем не менее, напряженный многолетний труд специалистов МЗ "Сатурн" в конце концов увенчался успехом: после длительной доводки на стендах и летающих лабораториях, а затем и летных испытаний на самолетах Т-103 и Т-104, двигатели АЛ-31Ф заняли достойное место на борту серийных истребителей Су-27. И сегодня они по праву считаются одними из лучших в мире ТРДДФ 4-го поколения, превосходя по ряду характеристик американские двигатели F100 и F110, применяемые на самолетах F-15 и F-16.
К основным преимуществам двигателя АЛ-31Ф относятся:
- высокий уровень тяги на форсированных и максимальных режимах в сочетании с минимальными тягами на малом газе: отношение максимальной и минимальной тяги па земле составляет около 50; по величине тяги на полном форсаже АЛ-31Ф на 12% превосходит ТРДФ предыдущего поколения АЛ-21Ф-3;
- высокая экономичность, особенно на крейсерских режимах (на 13-15% лучше аналогичных показателей АЛ-21Ф-3);
- малый удельный вес, равный 0.122 (на 25% ниже удельного веса АЛ-21Ф-3);
- большой ресурс, в том числе при работе с циклическими нагружениями.
Все эти преимущества получены за счет существенного повышения газодинамических характеристик турбокомпрессора: по сравнению с АЛ-21Ф-3 достигнуто повышение производительности компрессора па 60% (суммарная степень сжатия воздуха в компрессоре возросла с 14.5 до 23) и температуры газов перед турбиной почти на 300╟ (с 1370 до 1665 К). При этом масса сухого двигателя снизилась почти на 200 кг (на 11%). В двигателе АЛ-31Ф используются прогрессивные конструкционные материалы, в первую очередь, титановые сплавы (их доля в общей массе конструкции достигает 35%) и жаропрочные стали, для его изготовления и сборки разработан ряд уникальных технологий. Важным достоинством АЛ-31Ф является модульность его конструкции, которая позволяет при сервисном обслуживании заменять сопло, форсажную камеру, смеситель, турбину низкого давления, вентилятор и редуктор в условиях эксплуатации. Кроме того, обеспечивается возможность ремонта и замены лопаток 1-й ступени вентилятора и всех ступеней компрессора высокого давления.
Цикл доводки двигателя от первого испытания до получения акта о прохождении государственных испытаний 6 августа 1985 г. занял долгих 11 лет. Параллельно с доводкой двигатель в 1981 г. был освоен в серийном производстве на двух авиамоторных заводах - ММПП "Салют" (г. Москва) и УМПО (г. Уфа). АЛ-31Ф стал последней и наиболее совершенной разработкой Генерального конструктора А.М.Люльки. После его смерти в 1984 г. НПО "Сатурн" возглавил Генеральный конструктор Виктор Михайлович Чепкин, под чьим руководством были завершены государственные испытания АЛ-31Ф и начата разработка новых модификаций, речь о которых пойдет в следующих главах. Непосредственное руководство работами по созданию двигателя АЛ-31Ф в течение более 10 лет осуществлял Василий Кондратьевич Кобченко (с 1976 г. - зам. главного конструктора, в 1982-1987 гг. - главный конструктор НПО "Сатурн" по двигателю АЛ-31Ф). С 1987 г. главным конструктором двигателей семейства АЛ-31Ф является Анатолий Васильевич Андреев.
Вернемся, однако, в середину 70-х. В 1973 г. в НИИАС МАП и 30 ЦНИИ МО в целом завершились исследования по обоснованию состава перспективного парка истребительной авиации вооруженных сил страны на период 80-х гг., … Продолжение »