Текст книги "Ударно-разведывательный самолет Т-4"

Автор книги: Ильдар Бедретдинов

сообщить о нарушении

Текущая страница: 12 (всего у книги 13 страниц)

В совместной работе ЦАГИ с ОКБ П.О. Сухого по изучению влияния утолщения крыла и его затупления в корневой части на улучшение летных характеристик на дозвуковом режиме полета было получено высокое аэродинамическое качество. Эти исследования показали, что интегральная компоновка является наиболее перспективной при создании новых ЛА.

Полученные данные были использованы в ходе проектирования многорежимного самолета Т-4МС.

Интегральная компоновка применена на многих самолетах 4-го поколения. Например, на истребителях Су-27, МиГ-29 и ракетоносце Ту-160.

Отклоняемая носовая часть также первоначально разработана и опробована в ОКБ П.О. Сухого для Т-4 и затем перешла на самолет Ту-144.

Самолет МиГ-29 (Сергей Балаклеев)

В КС «Буран» (Ильдар Бедретдинов)

Большую долю работ при создании ударноразведывательного самолета Т-4 занимали исследования по отработке технологий получения и сварки титановых сплавов ВТ-20, ВТ-22, ОТ-4 и легированных сталей ВНС-2 и ВНС-3. В совместной работе ВИАМа, ОКБ П.О. Сухого и ТМЗ были получены уникальные технологии, которые удешевляли производство титана настолько, что оно приближалось к стоимости алюминиевых сплавов. Тушинским машиностроительным заводом все процессы были максимально автоматизированы. Благодаря ТМЗ, станки-автоматы были доведены до уровня ЧПУ (программирование рабочих функций, применение ЭВМ).

Параллельно применялись передовые методы ведения производства ("сетевое планирование").

Впоследствии "задел", полученный при работе с титановыми сплавами и высоколегированными сталями, использован при создании самолетов МиГ-31, Су-25 и ВКС "Буран".

На самолете Т-4 впервые в СССР была применена электродистанционная система управления аналогового типа с четырехкратным дублированием, которая показала, что ЭДСУ обладает множеством преимуществ перед механической, а главное позволяет создавать самолеты с "отрицательной" устойчивостью. Большинство современных боевых и пассажирских самолетов оснащены ЭДСУ – Ту-144, Ту-160, МиГ-29М и МиГ-29К, Су-27, Ил-96-300, Ил-114, Ту-204, Ан-70 и т.д.

Для самолета Т-4 впервые была применена гидросистема высокого давления (280 кг/см²) с использованием теплостойких жидкостей. Все трубопроводы системы паеные, что также было сделано впервые. Гидросистема такого высокого давления применена на истребителе Су-27.

Самолет Су-25 (Ильдар Бедретдинов)

Радиоэлектронное оборудование самолета Т-4 было самым совершенным на то время. Надо сказать, что ОКБ П.О. Сухого при создании своих самолетов всегда применяло самые передовые идеи и технологии.

На "сотке" стояла большая центральная вычислительная машина, которая управляла всем радиоэлектронным комплексом. Некоторые системы созданного для Т-4 РЭО эксплуатируются и по сегодняшний день (в основном в усовершенствованном виде) на самолетах Су-24, Ту-22М2/М3, Ту-160.

Большая работа проводилась при создании двигателей РД36-41, а также в ходе изучения аэродинамики мотогондолы и воздухозаборников. Впервые на двигателе была установлена своя ЭДСУ. Для безопасности топливной системы применено термостойкое топливо и система наддува нейтральным газом под давлением с использованием в качестве газификатора жидкого азота. В настоящее время современные самолеты также снабжены электродистанционной системой управления двигателями, например Су-27, МиГ-29, Ту-160. Наполнение нейтральным газом баков с топливом реализовано на самолетах Су-25, Су-24 и т.д.

Новые двигатели РКБМ А.В. Колесова дали начало еще более мощным и экономичным – РД36-51А, которые были установлены на самолете Ту-144Д. Для самолетов Т-4МС и М-20 велась разработка еще более совершенных двигателей К-101.

Ракета Х-45, которая предназначалась для самолета Т-4 как основное вооружение, также разрабатывалась с "нуля" и дала почву для развития большого класса крылатых противокорабельных ракет.

В ходе создания ударно-разведывательного самолета было разработано и внедрено в производство огромное количество менее заметных новшеств и "ноу-хау", без которых не было бы новых самолетов.

Исследования Т-4 и Т-4МС позволили ОКБ

П.О. Сухого уже в наше время разработать проекты пассажирских сверхзвуковых самолетов С-21 и С-51.

Обобщая основные научно-технические достижения, полученные ОКБ П.О. Сухого в процессе разработки, постройки и испытаний самолета Т-4, можно проследить следующие тенденции.

Проведены фундаментальные исследования аэродинамики летательного аппарата в диапазоне чисел Маха до 3,5, которые обеспечили создание самолета Т-4 с крейсерским числом Маха длительного полета, равным 3.

Разработано, построено и испытано крыло сложной формы в плане с корневым наплывом, с острым профилем со сложной деформацией срединной поверхности, с механизацией, обеспечивающей оптимальные аэродинамические характеристики, как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых режимах полета.

Исследовано влияние увеличения относительных толщин в корневой части профиля на аэродинамические характеристики планера, что явилось основой для создания компоновок интегральной схемы.

Отработаны вопросы устойчивости и управляемости на нейтральном (с малыми значениями устойчивости) и неустойчивом самолете, на сверхзвуке, в путевом канале самолета, благодаря применению резервированной дистанционной системы автоматического управления.

Самолет Су-24 (Сергей Балаклеев)

Достигнуты малые потери качества на продольную балансировку оптимальным выбором аэродинамической схемы с малыми запасами продольной устойчивости и с небольшим передним горизонтальным оперением, используемым для продольной балансировки самолета.

В области аэродинамики силовой установки:

– разработан сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник смешанного сжатия;

– разработано многорежимное регулируемое сверхзвуковое сопло, обеспечивающее высокую эффективную тягу во всем диапазоне скоростей полета;

– разработана система перепуска в тракт охлаждения двигателей воздуха из пограничного слоя, сливаемого с нижней поверхности крыла перед воздухозаборником.

В области конструкции и технологии:

– разработана и изготовлена сварная конструкция планера из титана и высокопрочной нержавеющей стали ВНС-2 с применением точечной и аргонно-дуговой сварки, в том числе автоматической, до 92% от общего объема;

– разработан и применен метод автоматической сварки сквозным проплавлением, обеспечивающий изготовление крупногабаритных ребристых панелей из листа, нашедших широкое применение в конструкции крыла, фюзеляжа и оперения;

– применены для трубопроводов высокого давления нержавеющая сталь ВНС-2 и титановые сплавы;

– разработан крупногабаритный антенный обтекатель, показавший высокие радиотехнические характеристики и работоспособность при температурах до 300 градусов Цельсия;

– разработан и внедрен в конструкцию самолета титановый крепеж.

В области силовой установки:

– разработан ТРД, обеспечивающий длительную эксплуатацию в широком диапазоне высот и скоростей полета, в том числе на режимах полета с числом М=3;

– исследованы и проработаны особенности пакетной компоновки силовой установки. Исследовано влияние работы одного двигателя на соседний при их расположении в общем канале воздухозаборника;

– разработана и применена на самолете электрическая дистанционная следящая система управления двигателями, управляемая как летчиком, так и автоматом тяги.

Самолет Ту-144 (ОАО «Туполев»)

В области самолетных систем:

– разработана и применена система дистанционного управления аэродинамическими поверхностями. Система обеспечивала необходимые характеристики устойчивости и управляемости самолета, неустойчивого в путевом канале и близкого к нейтральному в продольном канале. Принципы построения системы, четырехкратное резервирование, методы контроля, способы повышения статической и динамической устойчивости средствами автоматики нашли широкое использование при проектировании системы дистанционного управления истребителем Су-27;

– разработан и установлен на самолет автомат тяги, обеспечивающий стабилизацию приборной скорости путем регулирования тяги двигателей;

– разработана гидросистема с рабочим давлением 280 кг/см², способная работать в условиях длительного воздействия высоких температур;

– разработан и применен новый тип рулевого привода, отличительной особенностью которого является разделение силовых и распределительных узлов на отдельные блоки при их компоновке на самолете. Компоновка таких приводов в тонких несущих поверхностях не требует обтекателей;

– разработана и применена система генерирования переменного тока, где в качестве первичных источников применены синхронные генераторы с масляным охлаждением, приводимые от гидравлического привода постоянных оборотов, работоспособные до температуры 250°С;

– разработана топливная система с гидротурбонасосами для подкачки топлива к двигателям, перекачки топлива в расходный бак и для перекачки центровочного топлива;

– разработана схема применения "хладоресурса" топлива для охлаждения воздуха в системе кондиционирования;

– разработана и применена система нейтрального газа на жидком азоте;

– разработана и применена система кондиционирования с минимальным отбором воздуха от компрессора двигателя.

На примере этой главы видно, что самолет Т-4, фактически созданный как экспериментальная машина, дал огромнейший толчок в развитии отрасли и поднял на новый, намного более высокий уровень научный и технический потенциал страны.

Модель самолета С-21 (ОАО «ОКБ П.О. Сухого»)

Модель самолета С-51 (ОАО «ОКБ П.О. Сухого»)

Приложение

Двигатель РД36-41.

Двигатель РД36-41 – 11 -и ступенчатый, одноконтурный ТРД, был разработан Рыбинским конструкторским бюро моторостроения (РКБМ), возглавляемым главным конструктором П.А.Колесовым. Он предназначен для эксплуатации на скоростях полета с числами М от 0 до 3,0 и на высотах до 28000 м. Работы над РД36-41 начались в 1964 г. после получения ТЗ на разработку нового двигателя для самолета Т-4.

К 1964 г. РКБМ имело большой опыт создания маршевых ГТД для тяжелых дальних самолетов: околозвукового ЗМ (двигатель ВД-7), сверхзвуковых Ту-22Р и Ту-22К (двигатели ВД– 7М и РД-7М2), выпускавшихся серийно, опытного стратегического ракетоносца М-50 (ВД– 7БА и ВД-7МА) и дальнего сверхзвукового истребителя-перехватчика Ту-128А (ВД-19).

Исследования и опыт, полученные при создании этих двигателей, плодотворно сказались на проектировании и доводке РД36-41.

В работе над двигателем принимали участие работники РКБМ: А.Л. Дынкинын, И.И. Пикалов, А.И. Крупин, А.Ф. Храмкин, Н.А. Блохин, Б.Е. Рубин, Р.И. Ворсин, В.А. Губин, В.А. Прохоров, Г.В. Шамаханова, Н.И. Галкин, В.С. Балашов, В.П. Михно, С.А. Шестериков, А.М. Логинов, И.А. Кучеров, Э.В. Дегтярева, И.И. Зайцева, В.И. Воеводин, Д.Н. Смольников, Н.Н. Лепилов и др.

Двигатель РД36-41 сохранил традиционную для двигателей КБ одноконтурную, однокаскадную схему. В отличие от своего ближайшего предшественника ВД-19, имел на 30% большую тягу при увеличении расхода воздуха всего на 10%. У РД36-41 была существенно повышена максимальная температура газов перед турбиной (на 140К), что было обусловлено не только увеличенной тягой двигателя, но и значительно возросшей скоростью полета (скоростной напор и сжатие в компрессоре разогревали воздух до 925К).

Была обеспечена работоспособность двигателя и его систем при температуре воздуха на входе до ЗЗСГС на максимальном режиме и ЗОСГС на длительном (непрерывно до 2,5 часов) крейсерском режиме, устойчивая работа на всех режимах при большой стационарной и динамической неравномерности воздушного потока, присущей воздухозаборнику сверхзвукового самолета (окружная неравномерность 5,6%, интенсивность пульсации до 3%). Особенности конструкции силовой установки самолета Т-4, предусматривающей расположение в одном канале воздухозаборника двух двигателей, потребовали значительных запасов газодинамической устойчивости, исключающих опасное воздействие отказа (помпажа) двигателя на соседний.

РД36-41 должен был до 70% ресурса работать на максимальном и форсажном режимах.

Эти отличия и особенности эксплуатации двигателя РД36-41 потребовали коренных изменений почти всех узлов его предшественника ВД-19.

Компрессор

Компрессор претерпел наибольшие изменения. Традиционная первая сверхзвуковая ступень уступила место трансзвуковой с окружной скоростью 337 м/с.

Была введена глубокая механизация компрессора. К применявшемуся ранее только одному поворотному входному направляющему аппарату (ВНА) добавились два блока поворотных направляющих аппаратов (НА); передний блок, включающий НА со второй по пятую ступень, и задний блок – с седьмой по десятую. Это позволило получить достаточные запасы газодинамической устойчивости без перепуска воздуха из компрессора и повысило его экономичность.

Цилиндрическая наружная форма компрессора позволила ограничить количество ступеней одиннадцатью. Традиционная форма проточной части с уменьшающимся наружным диаметром в сторону выхода из компрессора привела бы к увеличению числа ступеней.

Камера сгорания

Камера сгорания подверглась непринципиальным изменениям.

Турбина

В турбине была существенно изменена система воздушного охлаждения. Впервые выполнено охлаждение практически всех ее основных элементов, кроме пера рабочей лопатки второй ступени. Это было вызвано значительным увеличением температуры газа в цикле до 1330– 1340К. Для рабочих лопаток применен новый материал ЖС6-К, а для дисков сплав ЭИ– 698ВД. Из-за высокой температуры воздуха на выходе из компрессора возникали дополнительные трудности при его использовании в качестве охладителя. Воздух имел пониженный хладоресурс, и, следовательно, приходилось увеличивать его расход. За этим следовало некоторое снижение экономичности турбины и усложнение конструкции.

Форсажная камера (ФК)

Форсажная камера двигателя имела широкий диапазон степени форсирования: от α_Σ = 1,23 до α_Σ = 3.4, вместо 1,1-2,2 у двигателя ВД-19. Гидравлические потери, по сравнению с ВД-19, были снижены в полтора раза: δ_фк = 6% вместо 9,5.

Камеру розжига заменило простое факельное воспламенение топлива в форсажной камере от так называемой "огневой дорожки".

Сопло

Всережимное сверхзвуковое сопло имело площадки критического и выходного сечений, регулируемые с помощью трех рядов управляемых створок. Сопло с такой механизацией обеспечивало высокое значение коэффициента тяги на всех основных режимах.

Защита агрегатов от перегрева

Сверхвысокие скорости длительного полета заставили решать вопросы защиты всех агрегатов от высокой температуры окружающего воздуха (300-330°С), в то время как агрегаты могли надежно работать до 250°С.

Для защиты от перегрева все двигательные приводные агрегаты размещались на одной коробке приводов, крепившейся в нижней части входного устройства двигателя. Специальный защитный контейнер из титанового листа с теплоизоляцией из базальтового волокна охватывал коробку и установленные на ней приводные и неприводные агрегаты.

Такая защита от внешнего воздействия плюс снятие тепла внутри контейнера циркулирующим топливом обеспечивали требуемый температурный режим.

Топливо и масло

Применяемые в то время топливо и масло не могли быть использованы. Их предельно допустимые температуры оказывались существенно ниже указанных в ТЗ. В связи с этим нефтехимической промышленности была поручена разработка нового синтетического масла, надежно работающего в маслосистеме двигателя при разогреве от 20°С до 350°С. Такое масло, с индексом ВТ-301, было создано.

В качестве топлива были приняты: ракетное горючее РГ-1, допускавшее нагрев до максимальной температуры 124°С и Т-6, с максимально допустимой температурой эксплуатации 180°С.

В связи с температурными ограничениями по маслу и топливу, выход за пределы которых чреват аварийными ситуациями, в систему управления в регулирования двигателя был включен агрегат перепуска топлива – АПТ-17, который:

– обеспечивал перепуск топлива из топливомасляного радиатора ФК на вход в топливный фильтр двигателя, исключая застой и перегрев топлива. После включения ФК, перепуск прекращался;

– при предельной температуре топлива на входе в двигатель увеличивалась его прокачка в самолетной топливной системе перепуском из первой ступени двигательного подкачивающего насоса (ДЦН-66А);

– при предельной температуре масла на выходе из двигателя включался перепуск топлива из форсажной секции топливомасляного радиатора в самолетный бак.

Агрегат и система перепуска топлива обеспечивали поддержание допустимого уровня температуры топлива и масла.

Двигатель РД36-41 был выполнен по одноконтурной прямоточной схеме. Он состоял из следующих основных узлов и агрегатов:

– компрессор с автоматически регулируемыми лопатками направляющих аппаратов с 1-ой по 5-ю и с 7-ой по 10-ю ступени;

– камеры сгорания трубчато-кольцевого типа;

– осевой двухступенчатой турбины с охлаждаемыми воздухом лопатками 1-ой ступени и сопловыми лопатками 1-ой и 2-ой ступеней;

– форсажной камеры с всережимным соплом, с регулированием критического и выходного сечений, обеспечивающим высокое значение коэффициента тяги на всех основных режимах работы;

– коробки приводов агрегатов;

– системы автоматического регулирования управления;

– воздушно-порохового стартера для запуска двигателя.

Двигатель был оборудован системами питания топливом и кислородом, управления и регулирования, запуска, смазки, суфлирования, зажигания, дренажа, охлаждения, антиобледенения, со всеми необходимыми приборами контроля.

Таблица 1.

Технические характеристики двигателя

Параметры Характеристики

Тяга двигателя, стендовая (Н=0; М=0) на режимах, кгс:

– максимальном 10850

– форсажном 16000

Удельный расход топлива, стендовый (Н=0; М=0) на режимах, кг/кгч:

– максимальном 0.88

– форсажном 1,9

Температура газа перед турбиной, град. С 1300

Температурные режимы планера

При длительном сверхзвуковом полете на скорости при числе М=3 на высотах 21 – 24 км элементы конструкции планера нагревается до высокой температуры. Для обеспечения работоспособности планера при длительном воздействии высоких температур в его конструкции широко использовались новые термостойкие высокопрочные металлические сплавы и новые теплостойкие неметаллические материалы. В наиболее сложных температурных условиях работает конструкция мотоотсека. При длительной работе двигателя на форсажном режиме температура на защитном экране вокруг форсажной камеры достигает 525°С, а на нижней поверхности центроплана над двигательным отсеком 310°С. Внутренние поверхности воздухозаборника и воздушного канала ввиду отсутствия излучения нагреваются так же, как и стенки гондол двигателей. Максимальная температура носовой части фюзеляжа достигает 280°С, верхняя поверхность фюзеляжа нагревается до температуры 220°С, а нижняя – 230°С. Максимальная температура нижней поверхности гондолы составляет 300 – 320°С. Поверхность крыла нагревается до 220 – 230°С, при этом носки крыла нагреваются до 280°С. Температура, до которой нагревается поверхность переднего горизонтального оперения, выше, чем у крыла, и составляет 300°С.

Схема двигателя РД36-41 (Николай Гордюков)

1 – Корпус двигателя 2 – Компрессор 3 – Вал ротора 4 – Форсунки основной камеры 5 – Основная камера сгорания 6 – Турбина 7 – Форсажный топливный коллектор 8 – Форсажная камера 9 – Регулируемое сверхзвуковое сопло 10 – Створка сопла 11 – Коробка приводных агрегатов

При длительном полете нагреваются и внутренние элементы конструкции. Так, например, при полете с М=3 на высотах 20 – 24 км температура стенок лонжеронов крыла может превышать 200°С. Температура наружной поверхности остекления самолета достигала 230°С, а внутренней поверхности – 80°С. Для обеспечения работоспособности остекление фонаря было выполнено в виде двухкамерных стеклоблоков, состоящих из термостойких силикатных и органических стекол.

Максимальная температура топлива в крыльевых баках при длительном сверхзвуковом полете на скоростях, соответствующих М=3, и высотах, равных 20 – 24 км, к концу выработки достигала 60°С, в фюзеляжных баках топливо нагревалось до 50 – 100°С. Максимальная температура топлива в расходном баке доходит до 230°С.

Работы по самолету «103»

В соответствии с требованием технического задания, на борту самолета Т-4 необходимо было расположить две крылатые ракеты Х-45, что при выбранной аэродинамической компоновке самолета усложняло традиционное их размещение под крылом из-за увеличения аэродинамических нагрузок вследствие влияния мотогондолы. Это приводило к значительному увеличению веса подвесок, усложнению процесса отделения ракет от самолета и сложностям по размещению системы охлаждения ракет в тонком крыле. Учитывая перечисленные трудности, первый самолет "101" был оснащен одной ракетой, размещаемой по центру под мотогондолой.

Компоновка 2-х ракет под мотогондолой, предложенная и выполненная конструктором В.П. Терликовым, в дальнейшем нашла подтверждение своей жизнеспособности в результатах аэродинамических испытаний, выполненных в ЦАГИ конструктором Ю.А. Репревым, по отделению и исключению взаимного касания ракет при сбросе с самолета. Эта компоновка была реализована на самолете "103", предназначенном для отработки боевых задач самолета Т-4.

Размещение ракет под мотогондолой позволило расположить в переднем отсеке мотогондолы достаточно габаритные системы охлаждения ракет, а под мотогондолой и контейнеры с разведывательным оборудованием..

Данные по ракетному вооружению самолетов Т-4 и Т-4МС

Авиационная крылатая ракета Х-45

Авиационная крылатая ракета Х-45 разрабатывалась для поражения крупных морских целей, в том числе авианосцев, отдельных кораблей-ракетоносцев, радиолокационно-контрастных малоразмерных наземных целей и площадных объектов, а также работающих радиолокационных станций.

Ракета Х-45, располагая дальностью полета около 500 км, обеспечивала возможность пуска без захода самолета-носителя в зону ПВО. Ракета получила инерциальную систему навигации, РЛС переднего обзора и бортовую вычислительную машину, позволявшие Х-45 полностью автономно совершать полет до цели, идентифицировать ее и уничтожить.

Ракета выполнена по нормальной аэродинамической схеме с Х-образным расположением крыла и оперения, что обеспечивало ее высокоманевренные характеристики. Двигательная установка была выполнена на основе однорежимного жидкостного ракетного двигателя. Система наведения состояла из инерциальной системы навигации на базе гироинерциалъной платформы и активной радиолокационной головки самонаведения (ГСН).

Траектория полета Х-45 – баллистико-планирующая, переходящая в квазигоризонтальную траекторию с пикированием на цель на конечном участке. Такая траектория позволяет достигать дальности полета 600 км, что обеспечивает загоризонтные пуски, без захода самолета-носителя в зону поражения средств ПВО авианесущих ударных соединений.

По целеуказанию от самолета-носителя, вводимого перед пуском, ракета Х-45 первоначально летит без контакта с целью, а на конечном участке квазигоризонтального полета ГСН осуществляет поиск и выбор цели в заданном районе по заданной логике.

По достижении установленного угла визирования цели в вертикальной плоскости ракета переходит в крутое пикирование на цель.

Таблица 2.

Технические характеристики ракеты Х-45

Параметры Характеристики

Стартовый масса, кг 4200

Длина ракеты, мм 10500

Размах крыла, мм 2400

Диаметр, мм 820

Дальность полета максимальная, км 500

Скорость полета, М 6,5-7

Боевая часть Х-45 – обычная, фугасно-кумулятивного типа, массой 500 кг. Стартовый вес ракеты составлял 4500 кг. В связи с большой длиной (около 11 м) ракета Х-45 могла размещаться только на двух наружных узлах подвески.

В качестве основных конструкционных материалов для ракеты Х-45 использованы титановый сплав ВТ-20, а для баков – нержавеющая сталь ЭИ-654. Головная часть ракеты – радиопрозрачный обтекатель из стеклотекстолита СК-9ФАК на основе кварцевой ткани и кремний-органического связующего К-9ФА.

Авиационная баллистическая ракета Х-2000

[¹ Использованы материалы из статьи Петра Бутовского «Rosijskie naddzwiekowe bombowce strategiczne cz. 2» из журнала T&W, С. 30. Прим, автора.]

Ракета предназначалась для поражения стратегических площадных целей. Х-2000 должна была пускаться по баллистической траектории. При пуске она получала задание от носителя и совершала автономный полет до поражения цели, используя инерциальную систему навигации.

На самолете Т-4 на внешней подвеске предполагалось установить две ракеты Х-2000.

Самолет Т-4МС должен был оснащаться:

– в нормальном варианте двумя УР Х-2000 во внутреннем отсеке;

– в перегрузочном варианте – четырьмя УР Х-2000, в том числе двумя управляемыми ракетами на внешних точках подвески.

Таблица 3.

Технические характеристики ракеты

Параметры Характеристики

Стартовая масса, кг 6500

Длина, мм 9800

Размах крыла, мм 2100

Диаметр, мм 1000

Дальность полета максимальная, км 1500

Скорость полета, М 3-3,5

Телевизионный управляемый снаряд ТУС-2

Снаряд предназначался для поражения малоразмерных наземных и надводных целей. Благодаря телевизионной системе наведения, ТУС-2 имел высокую точность поражения цели.

Таблица 4.

Технические характеристики ТУС-2

Параметры Характеристики

Стартовая масса, кг 1700

Длина, мм 5000

Размах крыла, мм 1700

Диаметр, мм 1400

Дальность полета максимальная, км 12

Информация по проектам-конкурентам самолета Т-4МС («200»)

Стратегический двухрежимный самолет– ракетоносец М-20 ОКБ В.М. Мясищева

На основании Постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 28 ноября 1967 г. за № 1098-378 и приказа министра авиационной промышленности в ОКБ приступили к проектированию двухрежимного бомбардировщика М-20 с дальностью полета 16000-18000 км и возможным его использованием для целей разведки и борьбы с подводными лодками.

Выход подобного постановления вызван тем, что в те годы в СССР и в США в течение ряда лет велись поиски путей создания стратегических межконтинентальных самолетов, которые могли бы придти на смену устаревшим самолетам типа Ту-95, М-4, ЗМ (в СССР) и В-52 (в США), эксплуатирующимся с 1955-60 гг.

При подготовке аванпроекта М-20 были проведены предварительные исследования по выбору облика будущего самолета, двигателей и состава его оборудования. В частности, были рассмотрены компоновки схемы самолетов в диапазоне взлетных весов 150-300 т, в том числе несколько схем с изменяемой стреловидностью крыла, схема с изменяемымым размахом крыла и схема с управлением ламинарным обтеканием.

Результаты проведенных испытаний показали, что удовлетворить тактико-техническому заданию ВВС на стратегический самолет по летно-техническим характеристикам с учетом перспектив развития техники на 1975-80 гг. может самолет с изменяемой стреловидностью крыла, имеющий максимальную крейсерскую скорость полета, соответствующую М=3.

При принятии для стратегического самолета систем оборудования и вооружения, отвечающих задачам по ТТЗ ВВС и находящихся в разработке, общий вес оборудования, вооружения и нагрузки должен был составить 24-25 т. Этой нагрузке, при максимальном удовлетворении требований по дальности полета, соответствует максимальный взлетный вес самолета равный 300 т.

Проекции одной из компоновок проекта М-20. (Николай Гордюков)

Таблица 5.

Технические характеристики

Максимальная взлетная масса, т 300

Нормальная взлетная масса, т 250

Практическая дальность полета на сверхзвуке, км 11850

Практическая дальность полета на скорости 850 км/ч 14700

Максимальная скорость полета, км/ч 3200

Высота полета над целью, км 18-24

Длина разбега при взлете, м 1950-3200

Удельная нагрузка на крыло, кгс/м² 644

Площадь крыла, м2 370

Тяговооруженность взлетная 0,3

Двигатели, количество/тип 4 х ТРДДФ К-101

Тяга двигателей форсажная, кгс 4 x 22000

Число членов экипажа, чел. 3

На основании полученных данных в конструкторском бюро В.М. Мясищева создали аванпроект самолета М-20. Машина была спроектирована по схеме «утка» с изменяемой геометрией крыла и «пакетным» размещением двигателей. Этот вариант компоновки был представлен на конкурс наряду с самолетами Т-4МС ОКБ П.О. Сухого и «160» ОКБ А.И. Туполева.

Самолет М-20 в представлении нашего художника. (Михаил Дмитриев)

сверхзвуковой стратегический бомбардировщик ОКБ А.Н. Туполева – «160М»

Работы по сверхзвуковому многорежимному стратегическому бомбардировщику начались в ОКБ А.Н. Туполева еще в середине 60-х гг., и к 1969 г. А.Н. Туполеву был представлен проект самолета с индексом "160", имевший также индекс ("ИС"), с изменяемой геометрией крыла. Андрей Николаевич отклонил новый и сложный проект и предложил проработать компоновку на базе пассажирского сверхзвукового самолета Ту-144, получившего название "160М".

В ОКБ прорабатывалось несколько модификаций базового самолета Ту-144 в вариантах военного применения: разведчик, самолет радиоэлектронного противодействия и противолодочный самолет, которые также не получили дальнейшего развития.

Облик проекта "160М" очень похож на Ту-144, но на нем предполагалось установить оживальное крыло с изломом. Имея общую с ним схему "160М" отличался неубирающимся носом с выступающим фонарем, как у ХВ-70, а также разнесенными спаренными мотогондолами двигателей, между которыми в фюзеляжном бомбоотсеке размещалось вооружение бомбардировщика. В мотогондолах размещалось четыре двигателя НК-25 или НК-32 (4 х 25000 кгс). Вооружение соответствовало заявленному в ТТЗ. Самолет предполагалось производить из алюминиевых сплавов, поэтому он имел максимальную скорость 2500 км/ч.

Проекции самолета "160М-: а) без отклоняемых законцовок крыла,

б) с отклоняемыми законцовками крыла (Николай Гордюков)

Таблица 6.

Технические характеристики самолета «160М»*

Максимальная взлетная масса, т 220

Нормальная взлетная масса, т 180

Практическая дальность полета на сверхзвуке, км** 11500

Практическая дальность полета на скорости 850 км/ч, км ** 15000

Максимальная скорость полета, км/ч 2500

Высота полета над целью, км 20

Длина разбега при взлете при макс, взлетном весе, м 2100

Удельная нагрузка на крыло, кгс/м² 385

Площадь крыла, м² 500

Тяговооруженность, взлетная 0,42

Двигатели, количество/тип 4 х ТРДДФ НК-32 или К 102

Тяга двигателей форсажная, кгс 4 x 25000

Число членов экипажа, чел. 4

* – данные даны с учетом характеристик самолета Ту-144.

** – данные по ТТЗ.

Сведения о проектах самолетов, последовавших за Т-4МС

Такое ревностное отношение к одной концепции говорит о том, что ОКБ А.Н. Туполева хотело создать ударную стратегическую систему максимально совместимую с пассажирским вариантом самолета и с минимальными финансовыми затратами.