Первая же попытка испытать пневмосистему самолета под давлением обескуражила конструкторов. Готовились к ней тщательно, соблюдая все меры предосторожности. Высокое давление могло «раздуть» конструкцию, а предохранительного клапана, оттарированного на нужное давление, не было. Его тоже предстояло разработать. Решено было возле шланга, подававшего воздух в самолет, поставить Володю Филиппова с топором, чтобы в случае опасности перерубить шланг к чертовой матери. Каково же было удивление всей бригады, когда после подачи воздуха стрелка манометра даже не дрогнула. Несмотря на то, что пневмосистема самолета собиралась на герметике, она не держала давления. Не один месяц ушел на полное устранение негерметичности.
Прежде, чем ставить самолет в трубу, нужно было отработать действие ЭСУПС в «статике». После устранения потерь давления в подводке самолет «запел». Это вибрировали с высокой частотой обшивки, образующие щель. Кроме того, толщина щели в промежутках между креплениями увеличивалась под давлением вдвое. Двухмиллиметровые дюралевые обшивки пришлось заменить на трехмиллиметровые из нержавейки.
Особой тщательности потребовал подбор профилировки щели и взаиморасположения щели и закрылка. Для визуализации пространственного спектра обтекания и подтверждения прилипания струи к закрылку во всем диапазоне углов его отклонения были изготовлены специальные струбцины с шелковинками. Много времени было потрачено на обеспечение одинакового спектра обтекания механизации вдоль всего размаха крыла.
С помощью миниатюрных датчиков измерялось полное давление в подводящих трубопроводах и щели. Опыт газодинамических испытаний в ЦАГИ с конца 40-х годов был практически полностью забыт. Пришлось разыскивать старых специалистов, которые еще помнили методики проведения таких экспериментов и обработки результатов. Одним из таких специалистов был Азат Садгеевич Чутаев, оказавший существенную помощь.
Выяснилось, что сам самолет – едва ли полдела. Оказалось, что измерительная аппаратура ЦАГИ не позволяет обеспечить эксперимент. Например, производить одновременный замер давления в более чем тысяче точек поверхности самолета. Начать работу пришлось с создания этой аппаратуры.
Для визуализации поля скоростей за крылом была изготовлена решетка с шелковинками, которая могла устанавливаться на различных расстояниях за крылом, демонстрируя картину обтекания и влияние скоса потока на оперение.
В целом за время работы в ЦАГИ инженерами бригады МАИ было получено более двадцати авторских свидетельств на изобретения в области техники аэродинамических измерений.
«Фотон» в натурной аэродинамической трубе ЦАГИ Т-101
При продувках любого самолета полный набор его аэродинамических характеристик в одной из конфигураций (крейсерской или посадочной) получается за один запуск трубы. Самолет прогоняется по всем углам скольжения на каждом из углов атаки с шагом в несколько градусов. Характеристики «Фотона» при каждом сочетании углов атаки и скольжения зависели также и от расхода воздуха в ЭСУПС. Таким образом, количество фиксируемых точек испытаний только за счет этого увеличивалось на порядок. А кроме этого, программа предусматривала исследование нескольких вариантов сменных модулей механизации передней и задней кромок крыла.
Выдув осуществлялся на переднюю кромку крыла, на обычный поворотный закрылок (вплоть до угла отклонения 180 градусов), на элерон, на круглую заднюю кромку крыла. Испытывались круглые задние кромки различных диаметров. Этот вариант представлял особенно большой интерес, поскольку конструкция крыла максимально упрощалась и облегчалась (из-за отсутствия подвижных элементов – закрылков и элеронов), повышалась ее надежность и боевая живучесть, а также появлялась возможность использовать для увеличения несущей способности весь размах крыла. Управление по крену в этом случае осуществлялось несимметричным выдувом на крыло, чему была посвящена большая программа продувок. Правда, были опасения, что круглая задняя кромка крыла увеличит сопротивление в крейсерском полете. Но в процессе испытаний был найден способ, позволяющий решить эту проблему без каких-либо конструктивных усложнений, практически «бесплатно».
Кроме того, было исследовано влияние на обтекание крыла интерцепторов (турбулизаторов потока) и оптимальное их расположение вдоль хорды крыла. Помимо этого исследовалось влияние различных законцовок крыла и перегородок между секциями закрылка и элерона.
Помимо исходной конфигурации делались продувки самолета с горизонтальным оперением, перенесенным с киля на фюзеляж. Также исследовались характеристики воздухозаборника самолета и его канала в расчете на постройку летного экземпляра. Поскольку ЦАГИ интересовала и работа ЭСУПС в струе винта, – планировались продувки «Фотона» с винтовой установкой, размещенной перед ним в трубе.
По объему продувок в натурной трубе ЦАГИ Т-101 с «Фотоном» не мог сравниться ни один из ранее построенных в Советском Союзе самолетов. Испытания велись в две смены. Число «трубных» часов никто не подсчитывал, но характерен такой пример: когда в трубе требовалось провести испытания другого самолета, «Фотон» ненадолго снимали, быстренько продували «гостя» и вновь устанавливали «хозяина» на весы. Основным конкурентом у «Фотона» на «трубное» время являлся в тот период МиГ-29.
Каждой установке в трубе предшествовали долгие часы наземных испытаний и тщательной отладки очередной конфигурации ЭСУПС в «статике».
В результате испытаний был получен огромный по своему объему и уникальный по своей ценности материал по энергетическим системам увеличения подъемной силы. Ведь получить подобные результаты расчетными методами не представляется возможным и сегодня. Это единственное столь глубокое исследование данного направления в Советском Союзе и России. Участниками этой работы накоплен не только теоретический, но и конструкторско-технологический (что очень важно!) опыт в области ЭСУПС.
Вкратце можно назвать две цифры, дающие качественную картину достигнутых результатов. Эффективность ЭСУПС характеризуется коэффициентом восстановления полного давления на профиле. Его величина показывает относительные затраты энергии, которую требуется подвести в обтекающий крыло поток для сохранения безотрывного обтекания. Для такой типовой конфигурации, как обычный поворотный щелевой закрылок, отклоненный на угол 60 градусов, этот коэффициент у «Фотона» составляет 0,05. Для сравнения, антоновцами на Ан-74 достигнуто вдвое большее, а значит, менее эффективное значение. Судя по появлению на МАКС-2001 модификации Ан-74ТК-300 с двигателями, расположенными традиционно, на пилонах под крылом, выигрыш от обдува небольшой части крыла был существенно меньше проигрыша в удобстве обслуживания моторов.
Модель реактивного административного самолета «Авиатика-950»
Максимальный коэффициент подъемной силы, полученный в экспериментах на «Фотоне», равен 3,6. Нужно уточнить, что это не Су мах профиля, получаемый в аэродинамических трубах на отсеках крыла бесконечного удлинения. Это коэффициент реальной самолетной компоновки с фюзеляжем, «съедающим» существенную часть размаха крыла. Для сравнения, теоретический Сушах трехщелевого закрылка Фаулера может достигать 3,5, но сложность реальной конструкции такого закрылка неизмеримо больше, чем ЭСУПС.