В. Ригмант
Советский ответ В-1
Временно прервем повествование об американском В-1, и вернемся в «родные пенаты».
В октябре 1964 года со всех постов был смещен тогдашний лидер СССР Никита Сергеевич Хрущев, к власти в стране пришла новая команда, сделавшая ставку на идеологический консерватизм, сочетавшийся с желанием придать стране мощный экономический импульс, с целью выведения страны на передовые позиции в мире.
Одной из задач, которые ставило перед собой новое руководство, стала форсированная модернизация технического оснащения советских вооруженных сил. Причем если при Хрущеве модернизационные процессы в основном касались стратегических ракетных сил, военной космической составляющей и подводного флота, вооруженного ракетами, то теперь речь шла о воплощении в жизнь широчайшего спектра военно-технических программ практически по всем составляющим видам вооружения и оснащения сухопутных войск, флота и авиации.
Естественно, на этой новой волне интереса руководства страны к оснащению армии новой техникой встал вопрос о дальнейшей судьбе новых тяжелых авиационных комплексов для наших ВВС, способных в обозримой перспективе прийти на смену устаревавшим дозвуковым дальним Ту-16, стратегическим Ту-95, М-4 и 3М и не очень эффективным дальним сверхзвуковым Ту-22.
К моменту выработки и принятия правительственных решений работы по туполевскому однорежимному стратегическому комплексу Ту-135 практически были свернуты, работы по дальнему однорежимному «убийце авианосцев» Т-4 еще находились на стадии постройки опытного экземпляра, и дальнейшая судьба его была туманна.
Обе эти темы, каждая на своем уровне, могли дать стране в лучшем случае в ближайшее время весьма дорогую однорежимную машину, целесообразность которой на данном этапе развития авиационной техники и развития средств ПВО была далеко не очевидна. И военные, и разработчики авиационных систем все больше склонялись к созданию отечественных авиационных ударных систем на основе многорежимных авиационных носителей.
Естественно, активное развертывание работ в США по программе AMSA с целью создания в ближайшие годы флота новых стратегических многорежимных бомбардировщиков не осталось вне поля внимания нашего военно-политического руководства и авиационных специалистов.
После проведения анализа путей развития боевой авиационной техники был сделан вывод о целесообразности разработки новых тяжелых боевых самолетов: дальнего и стратегического самолетов-носителей и комплексов на их базе, способных в ближайшие десятилетия вывести наши авиационные средства нападения на новый качественный уровень, сравнимый или превосходящий уровень потенциального противника.
По первому направлению, на основе предварительных предложений и проработок ОКБ А.Н.Туполева по проекту «145», в 1967 году начались практические работы по дальнему многорежимному самолету Ту-22М с крылом изменяемой стреловидности, предварительные работы по которому велись в туполевском ОКБ с 1965 года.
Одновременно в СССР начались НИРовские работы по многорежимному стратегическому носителю, приведшие через пятнадцать лет к созданию Ту-160.
28 ноября 1967 года Совет Министров СССР выпустил Постановление, в котором говорилось о начале работ по новому многорежимному стратегическому межконтинентальному самолету (CMC). От разработчиков требовалось спроектировать и построить самолет-носитель, обладающий исключительно высокими летными данными.
Например, крейсерская скорость на высоте 18000 м оговаривалась в 3200-3500 км/ч, дальность полета на этом режиме определялась в пределах 11000-13000 км, дальность полета в высотном полете на дозвуковой скорости и у земли соответственно оговаривались 16000-18000 км и 11000-13000 км. Ударное вооружение предполагалось сменным и включало в себя ракеты воздушного базирования, а также свободнопадающие и корректируемые бомбы различных типов и назначения, суммарный вес оговариваемой боевой нагрузки достигал 45 т.
Постановление предусматривало исследования, экспериментальные работы и предварительное проектирование (стадия аванпроекта), направленные на создание стратегического двухрежимного самолета-ракетоносца с большой межконтинентальной дальностью полета, с возможностью его использования для целей разведки и противолодочной борьбы. Требования достаточно серьезные, во многом перекликавшиеся с подходами американцев к самолету-носителю по программе AMSA, но с отличиями в части более мощного ракетного вооружения с прицелом на нанесение ударов не только по наземным целям, но и на действия по морским целям, что было обязательным для любого ударного советского пилотируемого носителя дальнего или стратегического назначения второй половины XX века, а также в плане расширения тактического использования, как самолета-разведчика и самолета ПЛО.
Первоначально к проектированию нового стратегического авиационного носителя приступили два авиационных конструкторских бюро: ОКБ П.О. Сухого (Московский машиностроительный завод «Кулон») и только что восстановленное ОКБ В.М. Мясищева (ЭМЗ - Экспериментальный машиностроительный завод, расположенный в г. Жуковском).
Павел Осипович Сухой, возглавлявший сначала ОКБ-51, а потом ММЗ "Кулон"
ОКБ А.Н.Туполева (Московский машиностроительный завод «Опыт») было загружено другими важными темами по гражданской и военной тематике и по этой причине к работе по новому стратегическому бомбардировщику на этом этапе не привлекалось. Следует отметить, что А.Н. Туполев и его коллеги достаточно отчетливо представляли сложность и масштабность работы по подобному самолету, имея за плечами более чем пятнадцатилетний опыт исследований и НИРовских работ по темам «108» и «135». Также, возможно, имело место желание, сосредоточившись полностью на сложнейшей теме СПС-1 (Ту-144), успешно создать и довести эту революционную машину и транспортную систему на ее базе, накопить необходимый опыт по тяжелым сверхзвуковым пассажирским машинам, как в части разработки, так и, что не менее важно, в части эксплуатации, а затем применить весь накопленный научно-технический потенциал для работ по боевому «суперсамолету», который желали получить советские ВВС в классе стратегического авиационного носителя.
Сейчас, по прошествии почти сорока лет, уже трудно сказать, что было определяющим в туполевском неучастии. Можно только предполагать и подбирать гипотезы, почему Андрей Николаевич, обычно не пропускавший мимо себя ни одного сколько-нибудь стоящего задания, тем более напрямую отвечавшего долголетней тематике его ОКБ, не вступил тогда в борьбу за заказ. Фактом остается то, что туполевская команда в предварительных поисках по теме нового советского авиационного «стратега» в активной форме не участвовала, хотя по возможности с должным вниманием отслеживала все что происходило вокруг, исподволь готовясь вступить в борьбу за право строить новый советский стратегический самолет-носитель.
Так оно в результате и получилось. Проведя необходимые работы внутри ОКБ на стадии оценок и предварительного проектирования по различным направлениям развития темы, туполевцы, опираясь на свой накопленный мощный научно-технический, технологический и производственный потенциал, оценив все, что проделали американцы, сумели получить заказ на будущий советский стратегический авиационный носитель Ту-160, успешно вставший в строй наших ВВС во второй половине 80-х годов.
Таким образом, к моменту, когда в первом приближении у американцев начал более или менее отчетливо сформировываться облик самолета по теме AMSA, советские авиационные конструкторы ОКБ П.О.Сухого и В.М.Мясищева первыми вступили на «тропу войны» с американскими виртуальными конкурентами. Призом для них, советских ВВС и для всей страны в конце этой «тропы» должен был стать новый советский стратегический самолет-носитель - самолет с невиданными доселе летно-техническими данными, превосходящий все, что было создано в СССР до этого в этом классе самолетов, а по некоторым частным параметрам проекта и все то, что активно пытались достичь за океаном американские авиационные конструкторы, работая над программой AMSA.
К началу 70-х годов оба коллектива, основываясь на требованиях полученного в 1967 году задания и предварительных тактико-технических требованиях ВВС, подготовили свои проекты. Оба конструкторских бюро предлагали четырехдвигательные самолеты с крылом изменяемой стреловидности, но совершенно разных схем. Каждое ОКБ опиралось на свой опыт работ, свои традиции и общие направления развития мировой авиационной техники.
После объявления конкурса ОКБ, руководимое Генеральным конструктором Павлом Осиповичем Сухим, приступило к разработке стратегического двухрежимного бомбардировщика под условным обозначением Т-4МС (или изделие «200»). При этом особое внимание уделялось максимальной преемственности его конструкции с конструкцией разрабатывавшегося ранее стратегического самолета Т-4 (изделие «100»). В частности, предполагалось сохранение силовой установки, бортовых систем и оборудования, применение уже освоенных материалов, типовых конструкторско-технологических решений, а также отработанных технологических процессов.
Проектированию Т-4МС в ОКБ П.О. Сухого предшествовали проектные работы по самолету-носителю Т-4М, являвшемуся во многом прямым развитием Т-4 на пути перехода от самолета-носителя дальнего класса к стратегическому авиационному носителю межконтинентального класса.
Еще в ходе проектирования Т-4 («100») стало ясно, что с учетом увеличивающихся быстрыми темпами возможностей ПВО вероятного противника, выживаемость самолета Т-4 в боевых условиях неприемлема. По оценкам наших военных, принимая во внимание уровень ПВО западных стран на начало 70-х годов, из 100 самолетов класса Т-4 после выполнения задания вернуться на свои базы могли не более 20-25 машин.
Тактика прорыва к европейским объектам напролом, используя большие скорости и высоты полета Т-4, требовала серьезных корректив. Кроме того, система вооружения на основе Т-4 была достаточно дорогой, и возлагать на нее только удары по целям в Европе и в акватории прилегающих к ней морей было непозволительной роскошью для СССР.
Новый комплекс помимо «истребителей авианосцев» должен был стать эффективным средством нанесения удара по США, а для этого у «сотки» явно не хватало дальности полета. Таким образом, круг замкнулся. Военные вернулись к концепции Ту-135 - межконтинентальная стратегическая машина, способная достичь и поразить цели на американском континенте, а на промежуточных дальностях - берущая на себя борьбу с авианосцами на морских и океанских просторах, окружающих СССР.
Исследования, проводившиеся в СССР в 50-е и в 60-е годы в ходе проектирования стратегических авиационных ударных комплексов, показали, что наиболее эффективным направлением удара по объектам за океаном был удар через ледяные просторы Арктики. Применительно к стратегическому самолету-носителю класса Т-4, подобный удар целесообразней всего было наносить при полете по данному маршруту по смешанному профилю.
Одна из тактических схем при возможном ударе по североамериканскому континенту была следующей... В случае угрожающего положения в ходе сползания планеты к глобальной Третьей мировой войне самолет должен был выходить на сверхзвуке в нейтральную зону ожидания над Северным полюсом, переходить там в режим барражирования и ждать команды на пуск ракет. Требовался самолет, способный выполнять длительный полет на дозвуковой скорости на дальность 14000-18000 км, и в то же время выполнять высотный сверхзвуковой полет.
Как показали экспериментальные исследования моделей многорежимных самолетов с одинаковой площадью крыла в аэродинамических трубах ЦАГИ, на дозвуковых скоростях обтекания аэродинамическое качество самолетов с крылом изменяемой стреловидности примерно в полтора раза, а взлетные характеристики в два раза лучше, чем у самолета с жестким крылом малого удлинения.
В случае крейсерского полета со сверхзвуковой скоростью самолет с крылом изменяемой стреловидности в сложенном положении по аэродинамическому качеству идентичен самолету с жестким крылом малого удлинения.
Сразу следует оговорить, что серьезным естественным недостатком самолета с крылом изменяемой стреловидности является увеличение массы за счет внедрения в конструкцию шарнира и механизмов поворота крыла. Однако анализ полученных в ходе исследований зависимостей показал, что оптимальная нагрузка на крыло у самолета с изменяемой стреловидностью значительно выше, чем у самолета с жестким крылом. При этом потребная тяговооруженность первого для обеспечения заданной длины разбега меньше, чем у второго.
Уменьшение тяговооруженности приводит к снижению массы и уменьшению миделя силовой установки.
Большее значение удельной нагрузки на крыло (меньшая площадь крыла) и меньшая масса силовой установки самолета с крылом изменяемой стреловидности в значительной степени компенсирует увеличение массы конструкции самолета из-за наличия узла поворота крыла. Как следствие, при одинаковой взлетной массе и постоянной длине разбега, весовая отдача самолета по топливу для обеих компоновок имеет близкое значение. В то же время аэродинамическое качество на дозвуковой скорости полета для самолета с крылом изменяемой стреловидности значительно больше, чем у самолетов с жестким крылом.
Дальность полета на крейсерской дозвуковой скорости на средних высотах самолета с крылом изменяемой стреловидности примерно на 30-35%, а на малой высоте - на 10% больше, чем у самолета с жестким крылом малого удлинения. Дальности полета на сверхзвуковой скорости для самолетов обеих компоновок близки по своим значениям.
Серьезным вопросом при создании многорежимного стратегического самолета являлся выбор максимального значения крейсерской скорости сверхзвукового полета. Сравнительная оценка дальности полета самолета с крылом изменяемой стреловидности, рассчитанного на полет с крейсерской сверхзвуковой скоростью, соответствующей М=2,2 и М=3,0, показала, что уменьшение крейсерской скорости до М=2,2 позволяет обеспечить значительное увеличение дальности полета на этом режиме.
В то же время важным технологическим и экономическим выигрышем в случае выбора Мкр. макс.=2,2 становится возможность использования в конструкции самолета традиционных алюминиевых сплавов, а не титана и высокопрочных и высокотемпературных стальных сплавов, в случае выбора Мкр.макс.=3,0. Подобный подход был присущим для ОКБ А.Н. Туполева еще на этапе проектирования Ту-135. Этих же принципов это ОКБ придерживалось при выборе Мкр для СПС Ту-144 и в этих же пределах отстаивало перед заказчиком значения максимальной скорости в ходе проектирования Ту-160.
По этому же пути пошло ОКБ В.М. Мясищева переходя от проекта М-20 к проекту М-18. Американцы в своих работах по В-1, в том числе и на этапах предпроектов, выше Мкр.макс.=2,5 вообще не поднимались, оставаясь в пределах использования в конструкции, в основном, алюминиевых сплавов.
Что касается некоторого снижения скорости реакции системы при снижении Мкр.макс, то оно было не столь критичным, чтобы из-за этого, хоть и важного, параметра значительно усложнять конструкцию самолета.
Расчетные исследования, проведенные в тот период в авиационных ОКБ и в ЦАГИ, в дальнейшем подтвержденные практикой отечественного и мирового самолетостроения, показали, что крыло изменяемой стреловидности является достаточно эффективным средством на путях создания многорежимного самолета. При обеспечении высокой культуры проектирования, это крыло способно обеспечить хорошие взлетно-посадочные характеристики, высокие значения аэродинамического качества на основном дозвуковом и сверхзвуковом режимах полета, приемлемые характеристики при полете с высокой дозвуковой скоростью на малой высоте.
Для получения многорежимной машины ОКБ П.О. Сухого решило провести модернизацию конструкции исходного Т-4, решив проблему дальности, увеличив значительно запас топлива, а проблему многорежимности путем внедрения новых аэродинамических и компоновочных решений, оставив силовую установку, большую часть оборудования и вооружения без изменений.
В ходе предварительной отработки в ОКБ (руководитель проекта Н.С. Черников) пытались попытаться обойти достаточно «острый» вариант с изменяемой стреловидностью крыла - слишком дорого по массе обходился узел поворота крыла. Однако логика многорежимной машины на тот период неумолимо подводила создателей самолета к крылу изменяемой стреловидности. В плане этих работ после проведения в январе-феврале 1967 года макетной комиссии по базовому Т-4 ВВС выдало ОКБ П.О. Сухого требования к многорежимной машине на базе Т-4.
К проработке подобного самолета ОКБ приступило еще весной 1967 года в инициативном порядке, трезво оценив возможности базового самолета Т-4, в свете новых требований.
По ОКБ самолет получил шифр Т-4М («100 И»): Т-4 модифицированный (изделие 100, изменяемая стреловидность). В новом, модифицированном, варианте Т-4 во многом стал идентичен первоначальным проектам дальнего многорежимного самолета-ракетоносца «145» (будущий Ту-22М) ОКБ А.Н. Туполева, однако последний отличали более умеренные заявленные скоростные данные, позволявшие остаться в рамках применения традиционных конструкционных материалов и технологий.
Проект прорабатывался с учетом максимальной преемственности с Т-4. Изменения коснулись применения нового крыла с углами изменения стреловидности от 20 до 72 град., увеличения на 0,2 м диаметра фюзеляжа, что позволило увеличить запас топлива во внутренних баках (по ТТТ дальность Т-4М составляла 14000-18000 км) и дало возможность увеличить экипаж на одного человека - третьим членом экипажа стал второй пилот. Эта мера была необходима, так как длительность полета Т-4М могла доходить до 14 часов, что приводило, при наличии одного пилота, к значительному увеличению физических и психологических нагрузок на него в течение столь длительного полета.
Основное ударное ракетное вооружение Т-4М должно было состоять из двух ракет большой дальности или восьми малой дальности. Бомбовое вооружение общей массой до 8000 кг размещалось в двух контейнерах, унифицированных по габаритам с контейнерами разведывательной аппаратуры. Дополнительная бомбовая нагрузка могла размещаться на внешней подвеске на многозамковых балочных держателях.
В ходе предварительного проектирования, проводившегося в 1967 году, в ОКБ было проработано около десятка возможных компоновок Т-4М, но до окончательного варианта, удовлетворяющего заказчика, было еще далеко.
Упоминавшееся выше ПСМ СССР от 28 ноября 1967 года, оговаривавшее одним из пунктов начало постройки опытного базового самолета Т-4 и дававшее официальный старт работам по новому советскому «стратегу», позволило перевести инициативные работы по Т-4М в разряд официальных и финансируемых не только для ОКБ, но и для других предприятий и организаций авиапрома.
В следующем, 1968 году, поиск оптимальной компоновки самолета продолжился, в аэродинамических трубах ЦАГИ продули модели Т-4М. На специально изготовленной масштабно-подобной упругой модели самолета провели исследования, выявившие некоторые проблемы, связанные с упругой деформацией крыла и применявшейся на Т-4М электродистанционной системой управления, что заставило искать решение проблемы на путях новых вариантов компоновки.
На базовом Т-4 использовалась «пакетная» схема размещения двигательных гондол, которая перекочевала на Т-4М практически без изменений. Эта схема не позволяла разместить солидную по объему и номенклатуре боевую нагрузку внутри фюзеляжа, тем более, что в мае 1968 года ВВС своими ТТТ для Т-4М увеличили нагрузку.
Постепенно, под воздействием новых требований, Т-4М «пополз» в своих размерах и массах вверх. Самолет явно не хотел оставаться в строгих рамках модификационного процесса от Т-4 к Т-4М.
Предъявленный проект в том виде, каким его подготовили суховцы, явно не соответствовал новым более жестким требованиям заказчика. В 1969 году в ОКБ рассмотрели еще несколько перспективных компоновок по теме, в результате выбрав для дальнейших работ одну из них, приближавшуюся по своим решениям к «интегральной» компоновке.
На основе всех наработок по Т-4М подготовили соответствующее дополнение к эскизному проекту базовой машины Т-4, после чего материалы были направлены для экспертизы и соответствующих заключений в МАП и МО, а также в ведущие отраслевые институты и организации авиапрома.
Проектные работы по Т-4М продолжались еще приблизительно год и завершились в сентябре 1970 года. Всего за три года предварительного проектирования в ОКБ было подготовлено 36 вариантов возможных компоновок Т-4М.
Т-4М — предшественник проекта Т-4МС
| Т-4 | Т-4М | «145» | |
| Геометрические размеры | |||
| Длина самолета, м | 44,5 | 50,0 | 41,0 |
| Размах крыла, м | 22,0 | 43,4/22,5 | 36,7/ |
| Высота самолета на стоянке, м | 11,195 | 11,6 | |
| Угол стреловидности крыла по ОЧК/по | 60/70 | ||
| минимальный, град | 20 | 20 | |
| максимальный, град | 72 | 72 | |
| площадь крыла, кв.м | 295,7 | 241/176,5 | |
| Массы самолета | |||
| взлетная нормальная, кг | 114000 | 131000 | |
| взлетная максимальная, кг | 128000 | 145000 | 105000 |
| пустого самолета, кг | 54800 | 56600 | 51500 |
| боевая нагрузка: | |||
| нормальная, кг | 4000 | 4000 | |
| максимальная, кг | 18000 | 18000 | |
| запас топлива, кг | 57000 | 68000-82000 | |
| Летные характеристики | |||
| максимальная скорость, км/ч | 3200 | 3200 | 2700 |
| крейсерская сверхзвуковая, км/ч | 3000 | 3000 | 2200 |
| крейсерская дозвуковая, км/ч | 950 | 850-950 | дозв. |
| максимальная у земли, км/ч | 1100 | 1100 | 1100 |
| Дальность полета: | |||
| на крейсерской сверхзвуковой скорости, км | 4000 | 7000 | 4000 |
| на крейсерской дозвуковой скорости, км | 5000-7000 | 10000 | 10000 |
| у земли, км | 3500 | 3800 | |
| с двумя дозаправками: | |||
| на сверхзвуковой скорости, км/ч | 10000 | ||
| на дозвуковой скорости, км/ч | 16000 | ||
| практический потолок, м | 25000-30000 | 20000-23000 | 17000 |
| на дозвуковой скорости | 9000-14000 | ||
| высота полета у земли, м | 200 | 50-100 | |
| длина разбега, м | 950-1500 | 1450 | |
| длина пробега, м | 800-1100 | ||
| ракеты, число/тип | 2 х Х-45 | 2 х Х-45 или 8 х Х-2000 | 1 х Х-22М |
| экипаж, чел | 2 | 3 | 3 |
В таблице для сравнения приводятся некоторые данные одного из первых проектов самолета «145» с двумя двигателями НК-144 ОКБ А.Н. Туполева
Схема самолета Т-4МС
Модель Т-4МС. Хорошо видна интегральная аэродинамическая компоновка фюзеляжа, консоли крыла изменяемой стреловидности и двухкилевое вертикальное оперение
Рисунок самолета Т-4МС ("200")
Формально заключение по эскизному проекту самолета Т-4М получено не было. Постепенно всем участникам работ: и ОКБ, и руководству отрасли, опиравшемуся на мнение отраслевых организаций, а также военным становилось ясно, что новую эффективную стратегическую машину, опираясь на задел Т-4 создать не удастся. Требовался качественный переход к принципиально новым компоновочным схемам и решениям, что и было предпринято ОКБ П.О.Сухого в следующем проекте Т-4МС («200»), имевшем с Т-4 общего, пожалуй, только что общие индексы в обозначении.
Для ОКБ Т-4М стал хорошей школой, позволившей суховцам выйти на новый более высокий научно-технический уровень, отвечавший сложности задач за которое решило взяться это предприятие.
В таблице приводятся основные расчетные данные самолетов Т-4 и одного из проектов Т-4М с четырьмя двигателями РД-36-41 с максимальной взлетной форсажной тягой 16150 кгс и максимальной бесфорсажной 10800 кгс каждый.
За время работы над аванпроектом самолета Т-4МС в ОКБ П.О. Сухого исследовали несколько вариантов аэродинамических компоновок. Вначале проанализировали возможность создания стратегического бомбардировщика путем простого масштабного увеличения ранее разработанного проекта самолета Т-4М (изделия «100И») с крылом изменяемой стреловидности, но попытка реализации одного варианта в компоновочной схеме другого не дала желаемых результатов, поскольку приводила к резкому увеличению габаритов и веса самолета, не обеспечивая размещения требуемого состава вооружения.
Конструкторы были вынуждены искать новые принципы построения компоновочной схемы стратегического бомбардировщика-ракетоносца, которая удовлетворяла бы следующим основным положениям:
- получению максимально возможных внутренних объемов при минимальной омываемой поверхности;
- обеспечению размещения в грузовых отсеках необходимого состава вооружения;
- получению максимально возможной жесткости конструкции с целью обеспечения полетов на больших скоростях у земли;
- исключению двигательной установки из силовой схемы самолета с целью обеспечения возможности модификации самолета по типу применяемых двигателей;
- перспективности компоновки с точки зрения возможности непрерывного улучшения летно-тактических и технических характеристик самолета.
Работая над последними вариантами интегральных компоновок самолета Т-4М, разработчики пришли к выводу, что вариант, удовлетворяющий выше перечисленным условиям, соответствует аэродинамической компоновке с интегральной схемой типа «летающее крыло», но при этом часть крыла сравнительно малой площади должна иметь изменяемую в полете стреловидность (т.е. поворотные консоли).
Такая компоновка (под номером «2Б») была разработана в августе 1970 года конструктором Л.И. Бондаренко, одобрена начальником отдела общих видов ОКБ П.О. Сухого О.С. Самойловичем, Главным конструктором самолета Н.С. Черняковым и Генеральным конструктором ОКБ П.О. Сухим и послужила основой для дальнейшей проработки аванпроекта.
Продувки моделей выбранной компоновки в аэродинамических трубах ЦАГИ показали возможность получения высоких значений коэффициента аэродинамического качества как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета. Было получено невероятно высокое расчетное значение аэродинамического качества при скорости, соответствующей числу М=0,8 (17,5), а при скорости, соответствующей числу М=3,0, коэффициент был равен 7,3. При новой «интегральной» компоновке была также решена проблема упругой деформации крыла. Малая площадь поворотных консолей в сочетании с жестким несущим корпусом центроплана обеспечивали возможность полета на больших скоростях у земли. В варианте Т-4МС была решена проблема упругой деформации крыла, с которой столкнулись на Т-4М.
В сентябре 1970 года аванпроект Т-4МС был представлен для рассмотрения в МАП и ВВС. Кроме того к указанному сроку изготовили и испытали в ЦАГИ продувочные модели Т-4МС, исследовали весовые и аэродинамические характеристики самолета, провели анализ и выбор силовой установки, произвели экономическую оценку проекта.
Весь 1971 год велись работы по доводке аванпроекта в части увеличения аэродинамического качества путем изменения толщины и формы профиля несущих поверхностей, повышения дозвуковой крейсерской скорости за счет внедрения суперкритических профилей, оценивалось влияние крыла на работу вертикального оперения и элементов силовой установки. Подбиралась форма крыла в плане с целью улучшения устойчивости и управляемости самолета. Проводились мероприятия по модернизации конструкции, с целью повышения весовой отдачи по топливу.
В том же году в аэродинамических трубах ЦАГИ исследовали различные варианты центроплана, поворотных консолей крыла, вертикального и других элементов Т-4МС. Фактически весь 1971 год в ОКБ П.О.Сухого велись работы по доводке аванпроекта «двухсотки» до стадии, позволяющей предъявить его на конкурс
В ходе продувок в ЦАГИ выяснилось, что самолет не центруется и обладает пятипроцентной неустойчивостью. Руководитель проекта Н.С. Черняков принял решение доработать компоновку. В результате возникли варианты «двухсотки» с длинным носом и дополнительным горизонтальным оперением. Одна из них, компоновка №8", имела непривычный иглообразный нос. В результате была принята компоновка с удлиненным носом и слабовыступающим фонарем (все остальное соответствовало изначальной компоновке аванпроекта).
Работы по аванпроекту Т-4МС были закончены в основном к сентябрю 1971 года, и он был представлен на конкурс аванпроектов в 1972 году, на котором получил положительную оценку. Но дальнейшего развития темы не было. ВВС и руководство МАП по ряду веских причин сделали ставку на дальнейшее развитие проекта, предложенного туполевцами.
Основные данные самолета Т-4МС
| Количество и тип двигателей | |
| - на первом этапе. . | 4 х РД36-41 |
| - на втором этапе | 4 х К-101 |
| Тяга двигателей (форсажная), кгс | |
| - на первом этапе | 4x16150 |
| - на втором этапе | 4x20000 |
| Тяговооруженность взлетная | |
| - на первом этапе | 0,38 |
| - на втором этапе | 0,47 |
| Удельная взлетная нагрузка на полную площадь центроплана и поворотной консоли, кг/м2 | 335 |
| Длина самолета, м | 41,2 |
| Высота самолета, м | 8,0 |
| Размах, м | |
| - центроплана | 14,4 |
| - при стреловидности ПЧК 30°. . . | 40,8 |
| - при максимальном угле ПЧК 72° | 25,0 |
| Колея шасси, м | 6,0 |
| База шасси, м | 12,0 |
| Площадь поворотных консолей крыла, м2 | |
| - при максимальном угле стреловидности | 73,1 |
| - при минимальном угле стреловидности | 97,5 |
| Площадь центроплана, м2 | 409,2 |
| Полная площадь центроплана и поворотных консолей крыла, м2 | |
| - при максимальном угле стреловидности | 482, 3 |
| - при минимальном угле стреловидности | 506, 8 |
| Угол стреловидности по передней кромке центроплана, град | 72 |
| Угол стреловидности по передней кромке поворотных консолей крыла, град | |
| - максимальный | 72 |
| - минимальный | 30 |
| Удлинение по полной площади центроплана и поворотных консолей крыла при | |
| - при максимальном угле стреловидности | 1,14 |
| - при минимальном угле стреловидности | 3,3 |
| Вес пустого самолета, кг | 123000 |
| Нормальный взлетный вес, кг | 170000 |
| Вес топлива во внутренних баках, кг | 97000 |
| Боевая нагрузка, кг | |
| - нормальная (во внутренних грузовых отсеках) | 9000 |
| - максимальная, с недозаправкой топлива (во внутренних грузовых отсеках и на наружных подвесках) | 45000 |
| Максимальная скорость полета, км/ч | |
| - у земли | 1100 |
| - на высоте | 3200 |
| Крейсерская скорость полета, км/ч | |
| - на высоте более 18 км | 3000-3200 |
| - на средних высотах | 800-900 |
| - у земли | 850 |
| Максимальная дальность полета с двигателями К-101 на крейсерской скорости с нормальной боевой загрузкой без дозаправки топливом в воздухе, км | |
| - на высотах более 18 км | 9000 |
| - на средних высотах | 14000 |
| Длина разбега, м | 1100 |
| Длина пробега, м | 950 |
| Число членов экипажа, чел. | 3 |
| Вооружение: | |
| - ракеты «воздух-земля» большой дальности | 4 |
| - ракеты «воздух-земля» малой дальности | 24 |
| - бомбы общим весом, кг. | 45000 |
Как отмечалось выше, еще одним предприятием, начавшим проектирование по теме многорежимного стратегического самолета, стало восстановленное в середине 60-х годов ОКБ Генерального конструктора Владимира Михайловича Мясищева (ЭМЗ), которому еще в конце 1968 года Приказом МАП в соответствии с тактико-техническими требованиями ВВС было поручено разработать аванпроект стратегического многорежимного многоцелевого самолета-ракетоносца с возможностью его использования в трех различных по назначению вариантах.
Коллектив ЭМЗ приступил к работам, которые велись по так называемой теме «20» (многорежимного бомбардировщика-ракетоносца М-20). Основной ударно-разведывательный вариант самолета предназначался для нанесения ракетно-ядерных и бомбовых ударов по удаленным стратегическим объектам и ведения стратегической разведки. Второй вариант (рейдер) должен был обеспечивать борьбу с трансокеанскими воздушными перевозками и самолетами ДРЛО. Третий вариант должен был представлять собой дальний противолодочный самолет, предназначенный для поиска и уничтожения подводных лодок на удалениях до 5000-5500 км. Общая максимальная дальность полета самолета на дозвуковой скорости должна была составлять 16000-18000 км.
Ударный вариант самолета М-20 разрабатывался под требования 1967 года в нескольких компоновочных вариантах с использованием различных современных подходов к проектированию самолетов подобного класса и назначения. В качестве силовой установки предполагалось использовать ТРДДФ, разрабатывавшиеся ОКБ Н.Д. Кузнецова (НК-32 или НК-54). Были подготовлены четыре возможных реализации компоновок М-20, каждая из которых включала в себя до десятка и более вариантов:
Владимир Михайлович Мясищев, Генеральный конструктор сначала ОКБ-23, а затем экспериментального машиностроительного завода (ЭМЗ) в г.Жуковском
Один из проектов самолета М-20
Вариант I - базировался на основе компоновочных схем М-20-1, М-20-2, М-20 -5, М-20-6. Расчетная взлетная масса самолетов данного варианта определялась в пределах до 150000 кг;
Вариант II — на основе компоновочных схем М-20-7, М-20-9 (проект на основе использования технологии обеспечения ламинарного обтекания крыла), М-20-10, М-20-11, М-20-14, М-20-15;
Вариант III - разрабатывался на основе компоновочных схем М-20-16, М-20-17, М-20-18. М-20-19, М-20-21;
Вариант IV - на основе компоновочных схем М-20-22, М-20-23 и М-20-24 с системой контроля за обтеканием крыла. Взлетная масса самолетов данного варианта достигала 30000-325000 кг, а в случае применения подвесных топливных баков, взлетная масса доходила до 345000 кг.
Следует отметить, что проблемами внедрения системы контроля за обтеканием крыла занимались не только мясищевцы. На начальном этапе развития проекта Ту-160, когда самолет рассматривался в варианте с жестким крылом, подобное техническое решение предполагалось и для Ту-160. Некоторое представление о широте поисков компоновочных схем и решений можно получить по приводимым схемам проекта М-20.
Проект М-20 по схеме "летающее крыло" с управлением ламинарным обтеканием
Выполнив предварительную часть работы, В.М. Мясищев продолжал считать главной целью своего возрожденного ОКБ перспективную задачу создания скоростного тяжелого самолета. Имея масштабные исследования по теме «20», В.М.Мясищев добился включения ЭМЗ в конкурс по созданию сверхзвукового многорежимного стратегического самолета-носителя. Соответствующие Приказы МАП вышли 15 сентября 1969 года, 17 сентября и 9 октября 1970 года. Начались новые работы по теме «18» (самолет М-18). За основу были взяты наработки по вариантам М-20 с крылом изменяемой стреловидности.
15 февраля 1971 года В.М.Мясищев выступил с докладом перед представителями различных НИИ и ОКБ касательно проведенных коллективом ЭМЗ совместно с ЦАГИ, а также различными НИИ Министерства обороны, радиопромышленности и оборонной промышленности исследований. Мясищев отметил в докладе основные особенности технического задания по новому самолету, а именно:
- увеличение боевой нагрузки при нормальном полетном весе в 1,8 раза;
- необходимость установки специального оборудования, необходимого для преодоления ПВО потенциального противника;
- увеличение веса боевой нагрузки и вследствие этого - полетного веса самолета;
- увеличение тяговооруженности минимум в 1,5-1,7 раза из-за требования по взлету с грунтовых аэродромов 1-го класса;
- увеличение крейсерской скорости до 3000-3200 км/ч.
Все это, с точки зрения Мясищева и специалистов ЭМЗ, приводило к уменьшению дальности полета на 28-30%. Генеральный конструктор также проинформировал присутствовавших, что по теме многорежимного CMC на ЭМЗ был проведен огромный объем теоретических и практических исследований, в том числе:
- параметрические исследования характеристик различных компоновок самолета М-20 с помощью ЭВМ (до 1200 часов), динамики и управляемости на различных режимах полета; много экспериментальных исследований было проделано совместно с ЦАГИ;
- исследование оптимизации геометрических и весовых характеристик различных схем самолета при различных полетных весах (от 150 до 300 т) и размерах самолета;
- исследование коэффициентов теплопередачи и теплоотдачи на моделях самолета в трубе Т-33 ЦАГИ;
- исследование характеристик прочности и жесткости и оптимизация основных расчетных режимов для различных схем и различных материалов, в том числе исследования в трубах СибНИА и ЦАГИ;
- исследования и выбор схем, функционирования и весов основных систем (управления, оборудования, шасси, вооружения, силовых установок и т.д.);
- проектные работы на основных узлах конструкции самолета (крыла, фюзеляжа, шасси, силовых установок).
В итоге большого объема исследований сотрудники ОКБ пришли к убеждению, что многорежимный стратегический самолет должен иметь крыло с изменяемой стреловидностью. Это заключение выкристаллизовалось еще на этапе проработки проекта М-20 и укрепилось в ходе работ по М-18. Поэтому наработки по М-20 органично перешли в проект М-18. К моменту начала работ по М-18, оценив все за и против, В.М. Мясищев, вслед за А.Н. Туполевым, стал сторонником ограничения максимальной крейсерской скорости самолета-носителя, с тем чтобы максимально использовать в конструкции алюминиевые сплавы и освоенные в нашем самолетостроении технологии, с одновременным снижением стоимости самолета. Кстати, если вернуться к В-1, американцы также шли по этому пути.
Проект М-20 с интегральным фюзеляжем и поворотными консолями крыло, имеющими небольшие размеры
Варианты многорежимного CMC разрабатывались под непосредственным руководством Генерального конструктора В.М. Мясищева при участии многих ведущих специалистов воссозданного ОКБ: заместителя главного конструктора Г.И. Архангельского, и.о.заместителя главного конструктора М.В. Гусарова, и.о.заместителя главного конструктора В.А. Федотова, начальника отдела аэродинамики А.Д. Тохунца и многих других. Ведущим конструктором по CMC был назначен К.П. Лютиков.
Проект М-18 по своим компоновочным решениям во многом соответствовал компоновке американского бомбардировщика В-1 и, вполне возможно, с оглядкой на американцев, был принят в ходе «конкурса проектов» и руководством МАП и руководством ВВС, как более перспективный для дальнейшего развития.
Вариант самолета М-20 с поворотными консолями большого размаха
Проект самолета М-20 с пакетным расположением двигателей
Проект М-20 с отдельными двигательными гондолами
Вскоре началось рабочее проектирование узлов самолета. Опережающими темпами разрабатывался наиболее важный и ответственный элемент конструкции многорежимного самолета с изменяемой стреловидностью крыла - оригинальный шарнирный узел для поворота консоли (его модель проходила прочностные и динамические исследования в ЦАГИ). В ходе этих работ были задействованы девять стендов и две летающие лаборатории. В результате проведенных работ проектный взлетный вес самолета удалось уменьшить на 10%, во многом за счет оптимизации конструкции этого узла и связанных с ним элементов конструкции самолета.
В своем окончательном варианте самолет проекта М-18 предназначался для нанесения ударов по важным военно-промышленным центрам, авианосным ударным группировкам, ведения стратегической разведки, борьбы с подводными лодками, а также для нарушения стратегических военно-транспортных воздушных перевозок. Основными базовыми вариантами являлись ударный и противолодочный.
Самолет проекта М-18 представлял собой цельнометаллический моноплан с крылом изменяемой стреловидности. Первоначальные варианты проработки проекта (М-20) рассчитывались на крейсерский полет со скоростью, соответствующей М=3, в связи с чем конструкция планера была выполнена в основном из титановых сплавов. Для М-18 крейсерское число М было ограничено на уровне М=2,2 с возможностью кратковременного выхода на скорости, соответствующие М=2,7, что позволило использовать в конструкции в основном алюминиевые сплавы. Мясищевцы, в ходе работ над проектом многорежимного стратегического самолета, вышли на те же принципиальные выводы, которые по данному вопросу «исповедовали» туполевцы, начиная с проекта «135».
Важной особенностью самолета являлось объединение неподвижной части крыла с фюзеляжем (ярко выраженная «интегральная» схема), при значительных строительных размерах этой части. Это позволило увеличить объемы, занимаемые центропланом, где можно было с минимальными издержками разместить шарнирные узлы поворотных консолей крыла, отсеки шасси, грузоотсеки под боевую нагрузку, топливные баки-отсеки и ниши для поворотных частей крыла, обеспечив сравнительно простое сочленение поворотных частей с неподвижной частью, с минимальными аэродинамическими потерями при различных положениях поворотных консолей.
Силовая схема поворотных частей крыла - кессонная с трехслойными панелями с гофровым наполнителем, обеспечивавшим высокую жесткость.
Внутренняя часть кессона являлась топливным баком-отсеком. Оперение самолета стреловидное, нормальной схемы, со стабилизатором на фюзеляже. Шасси пятиопорное. Подобная схема позволяла снизить приведенную нагрузку на ВПП. Носовая двухколесная стойка и две внутренние четырехколесные убирались в фюзеляж. Две внешние четырехколесные - в мотогондолы. Для уменьшения длины пробега использовался тормозной парашют.
Силовая установка состояла из четырех двухконтурных ТРДДФ НК-54-20 с взлетной тягой по 18000 кгс. Двигатели размещались попарно в двух мотогондолах, расположенных под неподвижной частью крыла. Предполагалась система дозаправки топливом в полете от однотипного самолета-заправщика.
Экипаж самолета должен был размещаться на рабочих местах, оборудованных катапультируемыми сиденьями. На перспективу предполагалось внедрение в конструкцию целиком отделяемой спасаемой кабины. В ударном варианте экипаж состоял из двух пилотов и штурмана. В противолодочном варианте экипаж состоял из двух летчиков, двух штурманов и шести операторов, размещенных в отдельной кабине.
Для решения широкого круга задач самолет оборудовался рядом автоматизированных комплексов, способных решать задачи навигации, радиосвязи, разведки, обороны и нанесения ударов разнообразными средствами поражения.
Вооружение самолета размещалось в трех фюзеляжных отсеках и на внешних узлах подвески. В ударном варианте М-18 мог нести как ракеты, так и широкую номенклатуру обычных и ядерных бомб. В противолодочном варианте самолет мог брать на борт две-четыре противолодочные торпеды или до 20 противолодочных глубинных авиабомб и гидроакустические буи. В разведывательном варианте на внешних узлах подвешивалось несколько типов контейнеров с различным разведывательным оборудованием. В варианте «рейдера» М-18 мог нести до 16 ракет класса «воздух-воздух» большой дальности полета.
В таком виде самолет М-18 вышел на конкурс 1972 года, проект был признан перспективным и его общие технические решения были рекомендованы для дальнейшего развития.
Основные характеристики самолета проекта М-18
| длина самолета, м | .50,1 |
| размах крыла, м | 49,4/23,0 |
| высота самолета, м | 11,3 |
| взлетная максимальная масса, кг | 230000 |
| масса боевой нагрузки, кг: нормальная | 9000 |
| максимальная | 39000 |
| максимальная скорость, км/ч | 2350-2900 |
| максимальная дальность полета на дозвуке без дозаправки, км | 15000-16000 |
| длина разбега, м | 1400-2400 |
| пробега, м | 1400 |
| экипаж, м | .3 |
Модель самолета М-20 по схему "утка" с пакетным расположением двигателей
Модель самолета М-18 в конфигурации со сложенным и разложенным крылом. Хорошо видна общая аэродинамическая компоновка, схожая с компоновкой будущего бомбардировщика Ту-160
После того, как в 1969 году ВВС сформулировали новые тактико-технические требования к перспективному многорежимному стратегическому авиационному самолету-носителю, разработку последнего решено было вести на более широкой конкурсной основе с установлением более конкретных сроков представления аванпроектов ОКБ-конкурсантами. На этот раз, помимо конструкторских бюро П.О. Сухого и В.М. Мясищева, к работам решено было привлечь и ОКБ А.Н. Туполева (ММЗ "Опыт").
Подобное решение было справедливо и закономерно. Специалисты туполевского ОКБ имели богатейший многолетний опыт разработки, производства и эксплуатации тяжелых самолетов военного и гражданского назначения.
За годы своего существования ОКБ разработало более трех сотен проектов летательных аппаратов, в основном тяжелого класса. Около восьми десятков из них были реализованы в опытных и экспериментальных экземплярах, а порядка сорока строились в малых и больших сериях и составляли основу парка нашей дальнебомбардировочной авиации, а затем и парка магистральных пассажирских самолетов.
Начиная с начала 50-х годов это ОКБ активно занималось проектированием сверхзвуковой авиационной техники, добившись на этом пути практических серьезных успехов в деле оснащения нашей авиации новыми сверхзвуковыми самолетами тяжелого класса, передав в серийное производство и эксплуатацию дальний сверхзвуковой бомбардировщик Ту-22, сверхзвуковой дальний истребитель-перехватчик Ту-128, оперативно-стратегическую беспилотную разведывательную систему "Ястреб". КБ вело широкий круг исследований по различным аспектам сверхзвукового и гиперзвукового полета.
Модель самолета "160" с крылом изменяемой стреловидности
Отдельной главой в истории ОКБ А.Н. Туполева стало проектирование, доводка и эксплуатация первого в мире сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144, рассчитанного на длительный крейсерский полет со скоростью порядка М=2, выпущенного более чем в полутора десятках экземплярах.
В ходе создания самолета Ту-144 ОКБ и вся наша авиационная промышленность приобрели неоценимый практический опыт решения многосложных проблем сверхзвукового полета тяжелых самолетов. В частности, КБ получило опыт проектирования конструкций с большим ресурсом работы в условиях длительного сверхзвукового полета. Была отработана номенклатура конструкционных теплостойких материалов с высокими физико-механическими характеристиками, и внедрена технология их производства на серийных заводах. Была разработана эффективная теплозащита конструкции планера самолета, его систем и оборудования в условиях длительного кинетического нагрева. Были освоены в производстве и в эксплуатации мощные ТРДДФ и ТРД (НК-144А, РД-36-51А) с максимальными взлетными тягами до 20000 кгс, с приемлемыми для дальних самолетов удельными характеристиками. Были спроектированы и отработаны многорежимные воздухозаборники, исследованы и нашли практическое применение многие решения по общей аэродинамической компоновке, местной аэродинамике, организации работы систем самолета, позволившие получить для Ту-144 выдающиеся аэродинамические характеристики на крейсерском сверхзвуковом режиме полета. Были отработаны и доведены сложнейшие новые самолетные системы и агрегаты, до этого долго не получавшие права гражданства в нашем авиастроении, в частности по топливной системе, электроооборудованию, пилотажно-навигационному комплексу и т.д. Многие из этих новаций были с успехом использованы во второй половине 60-х годов при создании первого в мире дальнего многорежимного ракетоносца-бомбардировщика с крылом изменяемой стреловидности Ту-22М.
Таким образом, к началу подключения ОКБ к работам по стратегическому многорежимному носителю, оно имело серьезный научно-технический и практический задел по многим основным элементам самолета подобного класса. И, что самое важное, фирма имела в заделе серийные тяжелые самолеты с изменяемой в полете стреловидностью - Ту-22М. Первый самолет нулевой серии Ту-22М0 начал проходить испытания в 1969 году, а уже в первой половине 70-х годов Ту-22М2 пошли в строевые части Дальней Авиации и авиации ВМФ и в 1976 году были официально приняты на вооружение ВВС. Одновременно продолжались работы по совершенствованию конструкции Ту-22М - на выходе находилась более совершенная его модификация Ту-22М3 (Ту-32), в которой ОКБ сумело решить многие проблемы, с которыми столкнулись в ходе освоения Ту-22М первых модификаций. Это касалось конструкции планера, силовой установки, элементов ударного комплекса и оборудования.
Как отмечалось выше, реализация программы сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144 обеспечила создание в СССР практического научно-технического задела для решения проблем длительного сверхзвукового полета. Но главное, чего удалось достичь в ходе выполнения этой масштабной государственной программы, так это то, что были подготовлены высококвалифицированные кадры, для которых решение сложнейших задач, связанных с созданием самолетов подобного класса и уровня сложности, стало повседневной работой. Закономерным продолжением для них стало выполнение не менее масштабной программы создания стратегического многорежимного авиационного комплекса Ту-160.
Свежие комментарии