Особенности аэродинамической компоновки самолета штурмовик Су-25

ОСОБЕННОСТИ         АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ    КОМПОНОВКИ    САМОЛЕТА

По своей аэродинамической компоновке штурмовик Су-25 - высокоплан, выполненный по нормальной аэродинамической схеме. При выборе аэродинамической компоновки прорабатывалось несколько альтер­нативных схем, каждая из которых должна была обеспечить выполнение тактико-технических требований, трудно совместимых по способам их реализации.

К числу таких противоречивых требований, прежде всего, следует отнести:

-  широкий диапазон полетных скоростей, включая максимальную скорость полета V - 1000 км/ч у земли;

-  высокие значения маневренных перегрузок на малых скоростях, в частности, п_у = 5,0 на скорости  V = 500—550 км/ч у земли;

-  базирование на грунтовых аэродромах с прочно­стью грунта s = 6—7 кг/см² при длинах разбега и пробега самолета не более 600 м.

С целью оптимизации параметров аэродинамиче­ской компоновки самолета в аэродинамических трубах ЦАГИ и СибНИА были проведены широкомасштабные исследования. Этому предшествовал напряженный этап поисков и многочисленных расчетов. Основные направления исследований касались вариантов фор­мы несущих поверхностей в плане и их профилировки, механизации крыла, управляющих поверхностей и их профилировки, тормозных щитков, номенклатуры боевой нагрузки и подвесных устройств и входных и выходных устройств, включая реверсивные, с имитацией работы двигателей;

Наибольший объем исследований был связан с оптимизацией параметров крыла и расчетом интеграль­ных и распределенных аэродинамических характеристик вариантов. При этом проводилось широкое варьирование удлинения (X, = 2,5 - 6,5), сужения (г\ - 2,5 - 4,0), угла стреловидности передней кромки (х_п.к. ~ 15-60°). Варьировались также профилировка сечений крыла, от­носительная толщина, кривизна и крутка, а так же законы их распределения по размаху.

Проводимые исследования были направлены на получение следующих характеристик:

- высокого аэродинамического качества, обеспечивающего получение заданной дальности при минимальной затрате топлива (в сочетании с характеристиками силовой установки);

-  минимального лобового сопротивления для по­лучения максимальной скорости полета (при наи­меньших потребных тягах двигателей);

-  высоких значений несущих характеристик  при благоприятном развитии срыва потока на больших углах атаки, препятствующих непроизвольному выходу на закритические углы атаки, для получения приемлемых маневренных и взлетно-посадочных характеристик (в сочетании с механизацией крыла).

Были выполнены расчеты 144 вариантов крыла с использованием ЭВМ. А далее проведены продувки наиболее приемлемых вариантов.

Уже на ранней стадии разработки штурмовика, начиная с площади крыла S_Kp = 19 м^г, были выбраны основные параметры удлинение Х-5,0, сужение 11 = 2,1! стреловидность передней кромки Хл к ~ 20,5° и относительная толщина профиля с = 0,11 по всему размаху.

Принятые параметры крыла практически не изменились вплоть до первых летных экземпляров - самолетов Т8-1 и Т8-2 (при возросшей до 28 м² площади крыла).

Основные параметры крыла первых летных экземпляров: удлинение X = 4,97; сужение ti = 2,64; угол стреловидности по передней кромке Хл.к. ^{= 1}^' относительная толщина профиля с = 0,105.

Выбранный при этом закон изменения по размаху кривизны и крутки базовых сечений в сочетании с формой крыла в плане и самих профилей сечений крыл обеспечил близкое к эллиптическому распределение коэффициента подъемной силы и благоприятное развитие срыва потока (вблизи задней кромки центральной части консолей крыла) на больших углах атаки.

Исследования физической картины спектра обтекания крыла, методом шелковинок на моделях и в летных испытаниях позволили уточнить картину обтекания и внести соответствующие коррективы. При этом площадь крыла была выбрана из условия обеспечен полета у земли с максимальной скоростью в условиях турбулентности атмосферы, значительный объем исследовательских работ был выполнен в части выбора облика механизации крыла. Короткие длины разбега и пробега самолета при сравнительно высокой удельной нагрузке на крыло диктовали получение высоких значений несущих свойств механизации. В качестве вариантов механизации передней кромки, рассматривались поворотные носки и выдвижные предкрылки, задней - сдвижные щитки, выдвижные однощелевые двухщелевые закрылки, зависающие элероны.

В итоге был выбран вариант, включивший выдвижной однощелевой предкрылок по всему размаху и выдвижной двухщелевой закрылок постоянной хорды.

Для получения заданных характеристик маневренности на малых скоростях полета также используется механизация, так как полетная конфигурация крыла не обеспечивает потребных значений несущих свойств.

Достаточно длительным оказался поиск месторасположения и геометрических характеристик тормозных щитков на самолете. Помимо надлежащей эффективности, щитки при  выпуске не должны приводить к заметной перебалансировке и уменьшению несущих свойств самолета.