Су-27 история создания

Су-27 история создания

Прочность

При проектировании самолета Су-27 ОКБ П.О. Сухого впервые столкнулось с интегральной компоновкой самолета, в которой несущими свойствами обладало не только крыло, но и фюзеляж. Это наложило определенные условия на конструктивносиловую схему самолета, в которой очень трудно было выделить функционально какой либо агрегат конструкции. Широко разнесенные мотогондолы двигателей с помощью силовых хвостовых балок, идущих вдоль мотогондол, рационально передавали нагрузку с хвоста фюзеляжа на центроплан.

При этом все основные агрегаты были соединены в единое целое. Таким образом ряд элементов конструкции выполнял в силовом отношении совмещенные функции. Например, верхняя панель центроплана кроме восприятия нагрузок с консоли крыла являлась частью верхней панели фюзеляжа, воздухозаборник и мотогондолы, кроме восприятия местных нагрузок, являлись частью фюзеляжа и включались в работу на изгиб и кручение и т.д.

В подразделениях комплекса прочности ЦАГИ по тематике Су-27 было проведено большое количество расчетных работ, позволивших рекомендовать оптимальную конструктивно-силовую схему, учитывающую как требования прочности и массы, так и требования по аэроупругости.

Нетрадиционная схема привела к необходимости тщательной отработки критериев прочности на элементах конструкции и отдельных образцах, для чего в ЦАГИ были проведены опережающие испытания отдельных образцов и элементов конструкции.

Тесная работа ЦАГИ и ОКБ позволила после отработки первого опытного изделия внести коррективы в конструкцию самолета, в частности был заменен материал в конструкции консолей и центроплана. Верхние панели центроплана выполнили из алюминиевого сплава, а нижнюю панель – из титанового, при этом ОКБ и ЦАГИ пришлось решать проблему обеспечения прочности панелей со сварными швами вследствие влияния содержания водорода в шве на прочность.

Были проведены расчетно-экспериментальные исследования по обеспечению безопасности от аэроупругости, включая флаттер.

Самолет Су-27 стал первым самолетом, ресурс которого отрабатывался на ранних этапах проектирования. Поскольку прогноз интенсивности эксплуатации Су-27 был существенно выше, чем для самолетов предыдущих поколений, необходимо было разработать иные подходы к методике ресурсных испытаний. В ЦАГИ была разработана более совершенная методика натурных испытаний на ресурс и впервые проведены ресурсные испытания планера самолета. В соответствии с профилями полетов нагружению подвергались все основные агрегаты планера. Суть методики состояла в статистическом моделировании последовательности эволюций самолета в эксплуатации (изменение скорости и высоты полета, перегрузки в центре тяжести) и определении при этих условиях действующих на конструкцию нагрузок с последующим воспроизведением их на стенде.

При определении нагрузок на элементы конструкции планера, являющегося многократно статически неопределимой системой, основные трудности возникли при расчете консолей крыла, центральной части, включающей бак №1, центроплан и гондолы; хвостовой части фюзеляжа, включающей хвостовые балки и мотогондолы.

Для выбора наиболее рациональной конструкции расчеты выполнялись сразу по нескольким методикам. Сравнение результатов расчетов по нескольким методикам позволило выбрать рациональное распределение силового материала по элементам конструкции.

Отдельного упоминания заслуживает принятый при проектировании Су-27 принцип расчета на прочность с заниженным значением расчетных нагрузок. По свидетельству О.С. Самойловича, вопрос решался следующим образом: «Что касается прочности конструкции, тоЕ. Иванов приказал заместителю главного конструктора по прочности Николаю Сергеевичу Дубинину все нагрузки определять из условия 85% расчетных нагрузок. Дубинин возражал, на что Иванов сказал: "Выполним конструкцию на 85% нагрузок, затем поставим ее на статические испытания, где сломается, только там и будем усиливать V.

Поясним вышесказанное. Настоятельная необходимость создания конструкции минимальной массы потребовала при разработке конструкции Су-27 применения нетрадиционного подхода. Нагрузки на элементы регулярной конструкции агрегатов выдавались в конструкторские отделы с коэффициентом К=0,85, а на узлы крепления агрегатов и элементы конструкции, расположенные в местах, труднодоступных для ремонта -с коэффициентом К=1,1 вместо положенного по руководству для конструкторов К=1,25. Такой подход со стороны руководства КБ обосновывался мнением о том, что прочнисты и конструкторы при проектировании все равно закладывают дополнительные запасы прочности конструкции и надеждой на то, что при испытаниях на статическую прочность удастся путем анализа подробной тензометрии не доводить конструкцию до разрушения, а каждый раз своевременно усиливать ее, а также на результаты фактических замеров нагрузок на агрегаты самолета в процессе его летных испытаний.

Таким образом, смысл этого метода заключался в создании конструкции минимально возможной массы, с доведением прочности до заданной в процессе статических испытаний, путем постепенного усиления слабых мест конструкции. Следует отметить, что этот принцип не являлся чем-то экстраординарным и доселе неизвестным в мировой практике. По воспоминаниям А.И. Блинова, подобная практика существовала и при П.О. Сухом.

Конечно, с точки зрения сегодняшнего дня, это неправильно, нужно было пытаться идти путем точных расчетов и стараться машину не разрушать. Но избежать этого можно было только, если бы у имелось много четкой статистики по самолетам соответствующих схем. А так недостатки расчетов приходилось возмещать путем натурного эксперимента [1].

Работы по прочностным испытаниям выполнялись в отделе 25 (начальник – А.И. Григоренко). В рамках исследований по Су-27 здесь с 1975 г начались статические, повторно-статические и динамические испытания панелей, экспериментальных отсеков и различных конструктивных образцов. Целью этих работ являлась проверка несущей способности конструкции, правильности выбора материалов и технологий, качества конструкторской проработки и правильности выбора методики расчета на прочность.

Планер самолета, предназначенного для испытаний на статическую прочность (Т10-0) перевезли из сборочного цеха ОКБ в корпус лаборатории для статических испытаний в конце февраля 1977 г., и с 3 марта в отделе 25 приступили к проведению полного цикла прочностных испытаний самолета.

К началу испытаний Т10-0 лабораторное оборудование отдела пополнилось новыми быстродействующими тензометрическими установками, предназначенными для определения уровня напряжений. Планер самолета в контрольных точках оклеивался примерно 6000 тензодатчиками. При проведении испытаний впервые использовался новый информационно-измерительный комплекс «Статика». Комплекс предназначался для анализа напряженного состояния конструкции прямо в ходе эксперимента, в реальном масштабе времени. Для этого все тензометрические установки были объединены в единую измерительную систему, данные с которой поступали для обработки на ЭВМ М-222. В ряде случаев, применение этой системы позволило предотвратить разрушение конструкции и выполнить необходимые доработки непосредственно в период статических испытаний.

Частыми «гостями» статотдела в период испытаний Т10-0 были все руководители КБ. Михаил Петрович Симонов, интересуясь результатами статиспытаний планера, сразу увязывал их с летными испытаниями и вопросами эксплуатации самолета, требуя проведения оперативных доработок конструкции по прочности.

По результатам статических испытаний в конструкцию опытных и серийных самолетов оперативно вносились доработки. К примеру, в июне 1977 г. для усиления ГЧФ, в конструкцию Т-10 ввели дополнительные вертикальные стенки в закабинном отсеке, а материал обшивок в закабинном отсеке был заменен. В конце года провели усиление ХЧФ.

Испытания, выполненные на Т10-0, позволили до вести статическую прочность самолета Т-10 до (80-85)% Pp. Дальнейшие испытания были прекращены из-за принятого решения о проектировании самолета Т-10С, в связи с чем, отпадала практическая надобность в доводке опытных машин. Из- за доработок испытания Т10-0 сильно затянулись, и были завершены лишь к концу июля 1978 г., т.о. общая продолжительность работ составила почти 17 месяцев.

Со 2 октября 1979 г. в отделе 25 начались испытания на статическую прочность планера уже серийного самолета из состава установочной партии машин типа Т10-5 (№02-03) выпуска Комсомольского-на- Амуре завода. Целью работ являлось подтверждение ограничений по статической прочности для самолетов, которые предполагалось использовать на ГСИ Су-27. Испытания самолета, получившего обозначение Т1 0-5-0, проводились до конца апреля 1980 г., они полностью подтвердили заданный уровень прочности, полученный по результатам работ на Т10-0. В целом, результаты статиспытаний первых опытных машин потребовали внести некоторые корректировки в расчетные модели. Оказалось, к примеру, что воздухозаборники уже на ранней стадии активно включаются в работу на изгиб фюзеляжа, а доля участия хвостовых балок в работе фюзеляжа на кручение больше, по сравнению с результатами расчетов. Полученные результаты испытаний в дальнейшем были с успехом использованы при проектировании самолета Т-10С.

В 30-м отделе математическим моделированием нагружения шасси самолета занималась бригада, которой руководил Б.С. Фадеев. Моделировались различные случаи взлетно-посадочных режимов и определялись амортизационные параметры шасси, минимизирующие нагрузки на планер самолета. Расчеты выполнялись с широким использованием ЭВМ.

Статические испытания носовой части фюзеляжа

С точки зрения динамических нагрузок и аэроупругости, наиболее важным фактором являлось значительное увеличение относительной нежесткости конструкции Су-27, обусловленное особенностями выбранной аэродинамической и конструктивнокомпоновочной схем.

Для учета влияния аэроупругости в ОКБ совместно со специалистами ЦАГИ были развернуты экспериментальные и расчетные исследования флаттера и реверса органов управления проектируемого самолета.

Для исследования флаттера в несжимаемом потоке в 1975 г. в ОКБ при участии ЦАГИ разработали и построили две полных динамически подобных модели (ДПМ) Су-27 для испытаний в АДТ ЦАГИ малых скоростей. Модель 1ДТ10, изготовленная в масштабе 1:4, предназначалась для трубы Т-104, а поисковая ДПМ 2ДТ10 в масштабе 1:6 – для трубы Т-103. Испытания этих моделей проводились с 1975 г. На поисковой ДПМ 2ДТ10 выполнялись параметрические исследования элеронного флаттера, компоновочного флаттера в системе «крыло- фюзеляж» и влияние на характеристики флаттера различных подвесок, а также исследования флаттера ГО: влияние положения оси вращения, жесткости ГО на изгиб и вращение, наличие «зуба» на передней кромке ГО, гидродемпфера, и т.д. Поскольку 2ДТ10 была изготовлена из фанеры и пенопласта, имелась возможность оперативной доработки этой модели, чем широко пользовались в процессе проведения экспериментов. Первый этап продувок 1ДТ10 в ЦАГИ провели в 1975-1976 гг. После уточнения конструктивно-компоновочной схемы самолета, модель доработали. В 1977-1978 гг. провели повторный цикл испытаний.

Одновременно, для экспериментальных исследований флаттера на моделях в сжимаемом потоке в ОКБ при участии ЦАГИ были спроектированы и построены полная конструктивно-подобная модель самолета ЗДТ10 (масштаб 1:12) и динамически подобные модели его отдельных частей: крыла, горизонтального оперения и вертикального оперения. Масштаб моделей был различным-от 1:3 до 1:6.

Кроме того, д ля экспериментальных исследований реверса элеронов в сжимаемом потоке была построена упруго подобная модель (УПМ) крыла с элероном.

Был проведен большой объем расчетных и экспериментальных исследований аэроупругой устойчивости контура «упругий самолет – СДУ» и активных систем парирования флаттера.

Исследовались также динамические нагрузки от воздействия порыва и атмосферной турбулентности.

Хотя необходимость учета явлений аэроупругости при проектировании была очевидной, в силу ряда объективных обстоятельств не удалось своевременно и в полной мере реализовать требования аэроупругости в конструкции самолета. Это сдерживалось, с одной стороны, недостаточным развитием экспериментальных методов исследования флаттера, а с другой, – отсутствием высокопроизводительной вычислительной техники, позволяющей реализовать прогрессивные теоретические разработки в области аэроупругости, уже апробированные в ЦАГИ. Поэтому результаты исследований значительно отставали от темпа постройки самолета.

Сборка самолета Т10-1. Январь 1977 г. Противофлаттерные балансиры еще не предусмотрены

Установка противофлаттерных балансиров на крыле и ЦПГО

Самолет Т-10-3 на сборке. Обратите внимание на противофлаттерные балансиры, установленные по рекомендации ЦАГИ на законцовках крыла, на килях и цельноповоротных консолях горизонтального оперения. Конец 1978-начало 1979г.

В итоге получилось, что в первоначальном варианте компоновки самолет Су-27 проектировался в большей степени с позиции обеспечения требований аэродинамики, статической прочности и ресурса, и в меньшей степени – с точки зрения аэроупругости: по результатам испытаний ДПМ, критическая скорость флаттера на опытном самолете без реализации спецмероприятий составила V_p =1270 км/ч. В итоге пециалистам 30-го отдела приходилось не столько формировать конструкцию самолета, сколько заниматься отысканием средств борьбы с флаттером на уже построенном самолете. В связи с этим, проблему обеспечения безопасности от флаттера на опытных самолетах пришлось решать традиционным способом – путем установки противофлаттерных грузов на крыле, стабилизаторе и килях самолета, после чего критическая скорость флаттера была повышена до приемлемой величины.

По результатам продувок и по рекомендации ЦАГИ на самолете были установлены следующие балансиры для борьбы с изгибно-крутильным флаттером:

– на крыле – выносные балансиры массой по 92 кг каждый;

– на управляемом стабилизаторе – выносные балансиры массой по 44 кг каждый;

– на килях – выносные балансиры массой по 22 кг каждый.

Необходимо подчеркнуть, что элерон, установленный на тонком гибком крыле имел недостаточную эффективность, а критическая скорость реверса элерона была меньше максимальной скорости полета, что свидетельствовало о недостаточной жесткости крыла на кручение и заставляло накладывать на самолет дополнительные ограничения. Таким образом, с точки зрения аэроупругости, в пределах выбранных конструктивных решений на опытных самолетах типа Т10-1 не представлялось возможным в полном объеме выполнить требования ТТЗ.

Непосредственно перед началом летных испытаний опытных самолетов Т10-1/2 и Т10-3/4 на каждом из них был проведен большой объем частотных испытаний планера самолета. Целью работ являлось определение частоты и формы его собственных колебаний, необходимых для дальнейших исследований динамических явлений аэроупругости на математических (в расчетах) и физических моделях (ДПМ в АДТ), проведения количественного анализа и определения необходимых «запасов» по критическим параметрам. Параллельно, в ходе этих работ выполнялись экспериментальные исследования частотных характеристик и устойчивости контура «упругий ЛА – СДУ» с определением запасов устойчивости. Результатом проведенных исследований было введение фильтра упругих колебаний (ФУК) в продольный канал управления и некоторых других изменений, обеспечивших требуемые запасы динамической аэроупругой устойчивости на самолете.

Элерон из композиционных материалов

Панель воздухозаборника из композиционных материалов

Новые материалы и технологии

При проектировании Су-27 в 1974-1975 гг. ОКБ совместно с ВИАМ и НИАТ велись достаточно серьезные исследования в плане освоения новых технологий и материалов. Одним из основных направлений деятельности являлась попытка внедрения на самолете полимерных композиционных материалов (КМ). В1974 г. в ОКБ разработали аванпроект по применению композиционных материалов в конструкции самолета. Учитывая новизну и недостаточную изученность КМ, их внедрение в конструкцию самолета предполагалось осуществлять поэтапно – начиная со съемных малонагруженных деталей и агрегатов, постепенно переходя к съемным средне- и сильно нагруженным агрегатам, и лишь на заключительной стадии, по накоплении опыта, на этапе летных испытаний и эксплуатации, – к высоконагруженным несущим конструкциям.

Объем исследовательских работ был довольно велик. Если первоначально КМ рассматривались в качестве конструкционных материалов только для вспомогательных деталей (крышек несиловых люков, обтекателей и т.п.), то уже к концу 1974 г. в ОКБ была разработана и согласована с ЦАГИ и ВИАМ конструкция экспериментальных образцов элерона, стабилизатора и рулей направления с применением углепластика. В том же 1974 г. в ОКБ провели первые испытания образцов сотовых конструкций с обшивками из КМ на продольную устойчивость. В 1975 г. в целях внедрения КМ, на опытном производстве разработали технологический процесс изготовления обшивок из углеродного волокна и технологию их сборки. В ОКБ выпустили конструкторскую документацию для производства экспериментальных образцов агрегатов из композиционных материалов, а в опытном производстве изготовили 5 экземпляров элеронов и 10 створок передней опоры из углепластика, а также экспериментальный образец композиционного руля направления. Отдельно проводились работы по изготовлению различных образцов углепластика, исследованию его склеиваемости с металлами, по отработке покрытия для защиты углепластика от действия влаги и эрозии.

Но чем ближе подходило время начала рабочего проектирования, тем меньше энтузиазма оставалось у конструкторов каркасных отделов по поводу перспектив использования КМ на самолете. Причиной являлась нестабильность характеристик, которую демонстрировали экспериментальные образцы деталей из КМ во время их испытаний. Вполне возможно, что все это было связано с недостаточной отработанностью состава КМ и технологии их производства, но у конструкторов, подгоняемых директивными сроками выполнения задания, уже не оставалось времени для дальнейших исследований. По воспоминаниям О.С. Самойловича: «На заводе был построен цех по производству конструкций из композиционных материалов, был закуплен крупногабаритный западногерманский автоклав "Шольц". Однако "композиты" не нашли широкого применения на самолете Су-27, в основном из-за нестабильности характеристик, много деталей и узлов отбраковывалось.

Когда самолет Су-27 строился, министр П. Дементьев все время ругал Иванова за слабое внедрение конструкций из углепластика и ставил в пример работу КБ Микояна над самолетом МиГ-29.

Иванов как мог отделывался от министра: "Петр Васильевич, мы и так получили очень хорошую весовую отдачу по конструкции и не хотим сейчас рисковать. Посмотрим, чего достигнет КБ Микояна. И если действительно получится выигрыш в весе, я немедленно начну заменять материал.

Тем не менее, экспериментально-исследовательские работы в ОКБ по этому направлению продолжались. В частности, в 1976 г., в рамках работ по снижению массы самолета были выпущены чертежи на изготовление из КМ обтекателей привода стабилизатора, створок подпитки и подвижных панелей воздухозаборника. Для последних была разработана специальная трехслойная конструкция из КМ на основе углеродного волокна с сотовым заполнителем из алюминиевой фольги. Для повышения прочностных характеристик композиционных агрегатов отрабатывалась технология обработки угольного волокна в азотной кислоте перед пропиткой связующим. К сожалению, и на этот раз дело ограничилось, в основном, изготовлением опытных образцов агрегатов. Фактически, КМ в конструкции Су-27 нашли весьма ограниченное применение. Если не считать радиопрозрачных элементов конструкции, на этом этапе работ в конструкцию самолета внедрили только панели отсеков основных опор шасси и обтекатели приводов стабилизатора, выполненные из КМ.

Однако экспериментальные и опытноконструкторские работы, выполненные коллективом инженеров, технологов и конструкторов ОКБ совместно со специалистами ВИАМ, НИАТ и ЦАГИ позволили получить значительный фактический материал по свойствам различных КМ и технологии их переработки в изделия. Сотрудники конструкторских отделов ОКБ приобрели опыт проектирования агрегатов из КМ, стали проявлять профессиональный интерес к полимерным композиционным материалам, как перспективным материалам для авиационной техники. Усилиями специалистов КБ совместно с сотрудниками отраслевых НИ И МАП была создана экспериментальная база, которая позволила ОКБ в дальнейшем успешно применять КМ в конструкции самолетов более поздней разработки.

Важным направлением работ на Су-27 стало применение титановых конструкций. На первых трех опытных самолетах (включая экземпляр планера для прочностных испытаний) титан имел сравнительно ограниченное применение. Из крупных деталей он применялся для изготовления силовых шпангоутов ХЧФ, торцевых нервюр центроплана, и оперения, а также некоторых деталей шасси, суммарная доля титана в конструкции планера составляла при этом около 9%. Наиболее интересными с конструктивно-технологической точки зрения являлись силовые шпангоуты в ХЧФ. Они были сварными из сплава ВТ-20. Особенностью шпангоутов являлись большие конструктивные толщины свариваемых элементов.

Титановые панели хвостовой части фюзеляжа

Пресс для изготовления деталей из титана

Заготовки шпангоутов изготавливали из плиты толщиной до 65 мм. Каждый шпангоут формировали из шести свариваемых между собой заготовок. Их предварительно фрезеровали, оставляя в зоне сварки участки одинаковой толщины. Для повышения пластических свойств сварного шва в стык свариваемых частей размещали пластину из титана марки ВТ-1-0 толщиной 5 мм. Сложность заключалась в строгом расчете усадки металла шва при автоматической аргонодуговой сварке погруженной дугой, что было необходимо для получения требуемых геометрических параметров шпангоута. Стыки входящих деталей сваривали с двух сторон, что уменьшало величину сварочных деформаций. Затем осуществляли отжиг сваренного шпангоута для уменьшения напряжений в зоне сварки и проводили ультразвуковой и рентгеновский контроль. Последний проводили дважды – до удаления припусков под сварку и после окончательной механической обработки.

Технология процесса была хорошо отработана при создании подобных конструкций для самолета Т-4 («100»).

В 1976- 1977 гг., после проведения технологической переработки проекта самолета, в конструкцию планера Су-27 было внедрено много нового. В результате, уже на третьем и четвертом опытных образцах Т-10 была внедрена новая конструкция ХЧФ. Увеличилось количество сварных силовых шпангоутов из титановых сплавов, а за 38 шп. вся ХЧФ была выполнена полностью сварной из титана.

Отработка технологии сварочных работ по ХЧФ осуществлялась на опытном производстве. К концу 1977 г. здесь была спроектирована и изготовлена оснастка, на которой в начале 1978 г. началась сборка первой титановой хвостовой части фюзеляжа для Т10-3. К сожалению, при изготовлении обшивки встретились с серьезной трудностью, поскольку не смогли получить точную геометрию подсечек для крепления к ним крышек люков. Кроме того, сама деформированная обшивка панели в связи с большой жесткостью ВТ-20 на следующий день после формообразования по закону «памяти формы» теряла теоретические обводы. Поэтому, в связи со сжатыми сроками проведения работ, было принято решение заменить для Т10-3 и Т10-4 материал обшивки ХЧФ на сплав ОТ-4.

Позднее, для серийного самолета, была разработана конструкция цельносварной титановой панели центроплана, а также защитных устройств для воздухозаборника, но их внедрение в серию осуществлялось уже на этапе постройки самолета Т-10С. В итоге, после технологической переработки проекта, доля титановых сплавов в массе конструкции выросла до 17%.

В рамках работ по Су-27 исследовались и другие перспективные направления работ по освоению в ОКБ новых перспективных технологий:

– электронно-лучевая сварка шпангоутов из титановых сплавов ВТ-20 и высокопрочной стали 30ХГСН2А-ВД;

– внедрение клеевых и клее-клепаных соединений для металлических панелей крыла и оперения;

– отработка паяных соединений трубопроводов, в т.ч. изготовление муфт паяного соединения методом индукционного нагрева и взрывной штамповки;

– отработка технологии шарнирных герметичных соединений для топливных и масляных систем самолета;

– отработка технологического процесса изготовления сферических соединений энергией пороховых газов и прочее.

Статья подготовлена по материалам книги П. Плунского, В. Антонова, В. Зенки на, Н. ГордюковаиИ. Бедретдинова -Истребитель Су-27. Начало истории-.

Продолжение следует