Авиация и космонавтика 2013 04 - страница 22
С декабря 1973 г. 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.
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.
Общий вид Т10/6 (2-я редакция)
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 гарантировала высокие характеристики стабильности потока на входе в двигатель.
Размещение основных опор шасси было выполнено 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. 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 закабинного отсека. Предусматривалось бронирование задней стенки кабины.
Консоли крыла — кессонной конструкции, с топливным баком в корневой части. Механизация, как и прежде, состояла из поворотного однощелевого закрылка и элерона. В конструкции крыла, ВО и ГО планировалось широко использовать композиционные материалы. Интересно отметить, что привода стабилизаторов размещались внутри кессонов килей, а привода рулей направления — в хвостовой части балок.
Силовая установка включала два двигателя АЛ-31Ф с нижней коробкой приводов, съем 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).
Вооружение размещалось на 6 точках подвески, максимальную массу боевой нагрузки, исходя из необходимости ограничения размерности самолета, установили равной 2000 кг.