Текст книги "Ударно-разведывательный самолет Т-4"

Автор книги: Ильдар Бедретдинов

сообщить о нарушении

Текущая страница: 9 (всего у книги 13 страниц)

В итоге, работы по этой теме были закрыты в середине 1967 г., как собственно и в других конструкторских бюро.

Дальний многорежимный ударно-разведывательный самолет Т-4М.

Краткая история создания

Самолет Т-4 являлся однорежимной машиной, предназначенной для полетов на большой сверхзвуковой скорости и дальностях до 6000 км.

Во время проектирования "сотки" расчет шел на имеющиеся средства ПВО, поэтому подобные технические характеристики устраивали военных. С развитием средств противовоздушной обороны их мощь возрастала и к середине шестидесятых многие страны НАТО имели достаточный потенциал ПВО для отпора любого воздушного нарушителя. Т-4 мог преодолеть корабельную систему ПВО в варианте противокорабельного самолета, но в ударном варианте машины наземный комплекс противовоздушной обороны становился для "сотки" серьезной угрозой. Тактика прохода Европы в "лоб", используя большие скорость и высоту полета, была уже неприемлема.

Мощная система ПВО, а также недостаточная дальность полета уменьшали эффективность "сотки" и при нанесении ударов по противнику.

При оценке боевой эффективности самолетов Т-4 (еще в ходе работы над проектом) в ЦНИИ ВВС было выяснено, что при имеющемся уровне ПВО из 100 ударных машин после выполнения задания на аэродромы вернуться всего лишь 20-25. Это огромные потери, как в материальном, так и в финансовом плане. Была необходима новая тактика использования комплекса Т-4 и другие маршруты полета.

Наиболее эффективным вариантом применения "сотки" по Американскому континенту являлась атака через Северный ледовитый океан: самолет летел на сверхзвуке до нейтральной зоны Северного полюса и затем переходил в режим барражирования на дозвуке, а в случае необходимости, должен был выполнить пуск ракет, не заходя в зону действия ПВО противника. Исходя из этого, возникли новые ТТТ к такому самолету, которые предполагали возможность длительного полета на большой дозвуковой скорости и дальность 14 – 18 тыс. км.

Для преодоления мощной Европейской системы противовоздушной обороны, с наименьшими потерями, самолет должен был вести полет на небольшой высоте над землей с соблюдением рельефа местности.

Такие характеристики можно было получить лишь на многорежимном самолете. На Т-4 этого можно было достичь только путем установки на самолет крыла изменяемой геометрии.

Макет самолета Т-4М. (ОАО «ОКБ. Сухого»)

После проведения с 17.01 по 02.02. 1967 г. макетной комиссии по самолету Т-4 военными были выданы тактико-технические требования на многорежимный ударный самолет на базе комплекса Т-4.

К проработке внешнего облика такого самолета в ОКБ П.О. Сухого приступили уже в апреле 1967 г. Новый самолет назвали Т-4М (внутризаводское обозначение "100 И").

Поскольку многорежимная машина задумывалась как модификация самолета Т-4, то при ее проектировании практически ничего не создавалось заново, кроме общей схемы. Самолет Т-4М в основном был идентичен "сотке" как по аэродинамической компоновке, так и по составу бортового радиоэлектронного оборудования. Отличия заключались в том, что на самолете "100 И" применялось крыло с изменяемой стреловидностью и был увеличен диаметр фюзеляжа с 2,0 м до 2,2 м. Размеры фюзеляжа стали больше вследствие возросшего объема топлива (дальность Т-4М по ТТТ составляла 14– 18 тыс. км). Увеличение диаметра фюзеляжа дало возможность разместить третьего члена экипажа (второго пилота). Полет мог длиться до 14 часов, что вело за собой увеличение физической нагрузки на летчика. Поэтому второй пилот был просто необходим.

Почти весь 1967 г. шел поиск аэродинамической компоновки многорежимного самолета. За этот срок было разработано 9 вариантов компоновок, но ни один из них не удовлетворял конструкторов.

В вышедшем 28 ноября 1967 г. Постановлении ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 1098-378, кроме закрепления факта начала постройки самолета Т-4, предусматривались: "исследования, экспериментальные работы и предварительное проектирование (аванпроект), направленные на создание стратегического двухрежимного самолета-ракетоносца с дальностью полета 16000 – 18000 км и возможным его использованием для целей разведки и борьбы с подводными лодками".

В это время уже стали известны некоторые данные об американской программе стратегического бомбардировщика В-1, поэтому, можно сказать, что вышедшее в 1967 г. постановление было ответным шагом на американскую машину. Поскольку работы в ОКБ П.О. Сухого по этой теме, велись больше полугода то вышедшее постановление позволило инициативную разработку перевести в ранг приоритетных.

В 1968 г. работы по выбору компоновки самолета "100 И" продолжались. В том же году начались аэродинамические продувки моделей в ЦАГИ. Также были проведены исследования аэродинамически упругой модели.

Эти исследования выявили очень неприятный эффект, связанный с упругой деформацией крыла...

Три проекции самолета Т-4М. (Николай Гордюков)

Поскольку консоли крыла были очень большие, то для увеличения аэродинамического качества на дозвуковой скорости пришлось спроектировать его изменяющуюся часть очень большого удлинения. В сложенном положении это крыло закручивалось таким образом, что концы его отгибались вниз и теряли подъемную силу. Из-за этого фокус самолета смещался вперед[¹ При скорости 1200 км/ч смещение фокуса составляло 35%. Прим, автора .] и машина попадала в очень большую степень неустойчивости. Электродистанционная система управления, стоявшая на Т-4, была не в состоянии «прожевать» такую степень неустойчивости и «вытянуть» самолет обратно. Конструкторы столкнулись с проблемой, решить которую на том уровне техники они не могли (такая степень неустойчивости является легко преодолимой для современных ЭДСУ). Было предложено множество вариантов по преодолению возникшей сложности, но к успеху они так и не привели. А это заставляло, в свою очередь, искать новые варианты компоновок.

Схема развития работ по компоновкам проекта Т-4М. (Николай Гордюков)

Примечание

1 – проект самолета Т-4М,редакция №2,конструктор Л.И Бондаренко, июль 1967 г.

7 – первоначально рассматриваемая для аванпроекта компоновка Т-4М с полностью изгибаемым рулем высоты, конструктор Л. И. Бондаренко, редакция №9, декабрь 1967 г.

9 – компоновка Т-4М, являющаяся усовершенствованной версией самолета Т-4, конструктор Л И. Бондаренко, редакция 13А, июнь 1968 г.

18 – проект самолета Т-4М, представленный в аванпроекте 1969 г., разработан 13 мая 1969 г., редакция №13Г, конструктор Ю. В. Васильев.

24 – проект самой продуманной и наиболее реальной компоновки самолета Т-4М. Схема «интегральная». Разработана в феврале 1970 г., редакция №29, конструктор Л. И. Бондаренко.

Проект двухрежимного ударного самолета с изменяемой геометрией крыла Т-4М. Схема «утка» с ПГО и пакетным расположением двигателей под центропланом (четыре двигателя). Конструктор Л И. Бондаренко. Разработка июля 1969 г. (№18 по схеме на стр. 121). ( Николай Гордюков)

Проект самолета Т-4М по схеме «утка» с ПГО. Конструктор Л. И. Бондаренко. Разработка февраля 1970 г. (№ 24 по схеме на стр. 121). (Николай Гордюков)

Рисунок варианта компоновки самолета Т-4М №27 (№18 по схеме на стр. 121), представленный в аванпроекте 1970 г. (Михаил Дмитриев)

Рисунок варианта компоновки самолета Т~4М № 29 (№ 24 по схеме на стр 121). (Михаил Дмитриев)

«Пакетная» мотогондола, перекочевавшая с самолета Т-4, не позволяла разместить вооружение внутри фюзеляжа, что приводило к резкому увеличению веса и размеров самолета. Естественно, это тоже вызывало негативное отношение к полученной компоновке.

26 мая 1968 г. заместителем главнокомандующего ВВС по вооружению были утверждены I I I на разработку аванпроекта стратегического двухрежимного самолета. По этим техническим требованиям максимальная полезная нагрузка увеличилась до 45 тонн. Возросшая боевая нагрузка увеличивала размерность самолета, и проект Т-4М не соответствовал новым I I I. Но военные не спешили закрывать тему Т-4М.

За 1969 г. было рассмотрено рекордное количество компоновок. В итоге компоновка № 13Г была принята за основу к дополнению эскизного проекта самолета Т-4. Материалы дополнения и сам эскизный проект были направлены в Министерство авиационной промышленности, Министерство обороны и отраслевые институты: ЦАГИ, ЦИАМ, ЛИИ, ВИАМ и НИАТ для получения заключения.

Но работы по самолету "100 И" в конструкторском бюро не прекращались, поскольку, как уже было сказано выше, никак не удавалось решить проблему с упругой деформацией крыла. Даже после выпущенного дополнения к эскизному проекту удовлетворенности этой работой у специалистов ОКБ не было, и конструкторская мысль двигалась дальше. Последние компоновки уже имели большие отличия от более ранних и приближались к интегральному виду.

Заключение по дополнению к эскизному проекту самолета Т-4М получено не было.

Изменения в умах военных в сторону смены ТТТ фактически "сыграли на руку" ОКБ П.О. Сухого, поскольку дали возможность остановить разработку по заведшему конструкторов в тупик проекту Т-4М и приступить к созданию новой машины, реализовав при ее создании весь опыт, полученный от работы над самолетамиТ-4 и Т-4М.

Окончательно работы по машине "100 И" были завершены в сентябре 1970 г. компоновкой под номером 32. Всего же конструкторами из отдела общих проектов: Л.И. Бондаренко, Ю.В. Васильевым, Ю.В. Давыдовым за три года работы над комплексом Т-4М было сделано 36 вариантов компоновок.

То, что было спроектировано и проработано такое большое количество компоновок говорит о том, что создание многорежимного самолета в компоновочном и весовом отношении близком к Т-4 на том уровне науки и техники было практически неосуществимо.

Нельзя сказать, что работы, проведенные при проектировании Т-4М, прошли впустую. Ведь они вывели ОКБ П.О. Сухого на новый технический уровень. Например, при проектировании самолета "100 И" был разработан новый способ управления по крену в сложенном положении крыла.

Самолет Т-4М представлял собой "бесхвостку", поэтому возник вопрос, как управлять таким самолетом по крену без горизонтального оперения. Были придуманы так называемые "кренер" – пластины на верхней задней поверхности крыла, которые при изменении стреловидности крыла держались по потоку параллелограмным механизмом и крепились к заднему лонжерону крыла. Для управления по крену включался гидроцилиндр, который управлял углом поворота "кренеров", меняя его от 0 до 900 и практически доводя до состояния интерцептора, затормаживая воздушный поток на верхней поверхности крыла и уменьшая его подъемную силу. И если на одной стороне "кренер" работал, то на другой он был отключен или наоборот. Так шло управление по крену.

В ходе работ над темой Т-4М был решен вопрос с закрытием щелей между поворотными частями крыла с фюзеляжем, что должно было заметно снизить аэродинамическое сопротивление самолета, особенно на сверхзвуковых скоростях полета.

Аэродинамическая компоновка первых вариантов стратегического самолета Т-4МС во многом использовала основные фрагменты самолета Т-4М.

Техническое описание.

Преемственность с самолетом Т-4

При разработке проекта самолета Т-4М большое внимание было уделено максимальной преемственности его с машиной Т-4 в части:

– сохранения двигательной установки, бортовых систем и оборудования;

– применения освоенных материалов и типовых конструкторских решений;

– применения отработанных технологических решений.

Таким образом реализация заявленных летнотехнических характеристик самолета базировалась на уже достигнутых и освоенных в промышленности технических решений.

Компоновочная схема самолета Т-4М. (Николай Гордюков)

1. Отсек РЛС 2. Предкабинный отсек РЭО 3. Отклоняемая носовая часть фюзеляжа 4. Кабина летчиков 5. Кабина штурмана-оператора 6. Горизонтальное оперение 7. Закабинный отсек РЭО 8. Топливные баки фюзеляжа 9. Неподвижная ступень клина воздухозаборника 10. Обтекатель теплопеленгатора 11. Передняя стойка шасси 12. Регулируемая панель воздухозаборника 13. Центральная часть крыла 14. Поворотная часть крыла 15. Топливные баки поворотной части крыла 16. Выдвижные предкрылки 17. Отсек главной стойки шасси 18. Главная стойка шасси 19. Шарнир поворотной части крыла 20. Двигатель РД36-41 21. Элероны 22. Выдвижные закрылки 23. Вертикальное оперение 24. Руль направления

Схема технологического членения самолета Т-4М[¹ В Аванпроекте горизонтального оперения не было.Прим. автора]. (Николай Гордюков)

1. Поворотная носовая часть фюзеляжа 2. Отсек кабины 3. Приборный отсек фюзеляжа 4. Секции топливных баков отсеков 5. Хвостовой отсек фюзеляжа с контейнером тормозного парашюта 6. Клин воздухозаборника 7. Воздухозаборник 8. Панели воздухозаборника 9. Мотогондола 10. Центроплан 11. Кессон поворотной консоли крыла 12. секции выдвижных предкрылков 13. Элерон 14. Секции выдвижных закрылков 15. Форкиль 16. Киль 17. Секции руля направления 18. Передняя опора шасси 19. Главная опора шасси

Преимущества применения крыла изменяемой стреловидности

Самолет Т-4М мог бы быть первым в мире самолетом с крылом изменяемой стреловидности, рассчитанным на диапазон крейсерских скоростей от М=0 до М=3.

Применение на самолете крыла изменяемой стреловидности позволило бы существенно расширить возможности боевого применения машины, так большая дальность и продолжительность полета на дозвуковых скоростях позволяли самолету наносить в кратчайшие сроки удары по противнику из положения "дежурства в воздухе", большой диапазон скоростей и высот полета позволял успешно обходить и преодолевать зоны ПВО на больших и малых высотах и наносить удары по противнику с широким применением комбинированных профилей типа "большая-малая– большая высота".

Большая дальность и продолжительность полета на дозвуковых скоростях позволяли успешно применять самолет в качестве бомбардировщика и носителя минно-торпедного оружия.

Аэродинамическая компоновка

Аэродинамическая компоновка самолета Т-4М была выполнена по схеме "утка" с крылом изменяемой в полете стреловидности. При проектировании самолета "100 И" были сохранены основные принципиальные решения, полученные в ходе создания машины Т-4, поэтому кроме крыла с изменяемой геометрией других существенных отличий аэродинамическая компоновка Т-4М не имела.

Конструкция и компоновка

Фюзеляж самолета круглого сечения был выполнен по полумонококовой схеме с работающей обшивкой, подкрепленной стрингерами и поперечным набором – типовыми шпангоутами.

Фюзеляж технологически разделялся на следующие отсеки:

– отклоняемая носовая часть фюзеляжа с радиопрозрачным носовым обтекателем;

– кабина экипажа;

– отсек оборудования;

– топливные баки;

– хвостовая часть фюзеляжа.

Основным методом соединения элементов конструкции являлась сварка. Материал, из которого изготавливался фюзеляж – титан марки ОТ4 и ВТ20, а также сталь марки ВНС-2.

В хвостовой части фюзеляжа размещался контейнер тормозного парашюта. На верхней поверхности фюзеляжа был расположен гаргрот, в котором размещались коммуникации самолетных систем.

Мотогондола располагалась под фюзеляжем и центропланом и начиналась двумя изолированными друг от друга воздухозаборниками, переходившими в два воздушных канала прямоугольного сечения. Каждый воздушный канал перед входом в отсек двигателей разветвлялся на еще два – круглого сечения. Для обеспечения устойчивой работы двигателей на всех режимах полета площадь входной части каждого воздухозаборника регулировалась подвижными панелями.

На боковой и верхней поверхностях мотогондолы и воздушного канала располагались створки подпитки, на нижней поверхности – противопомпажные створки.

В носовой части мотогондолы находилась ниша передней опоры шасси.

В средней части мотогондолы располагался расходный бак топливной системы. Между нишей передней опоры шасси и расходным баком была установлена система управления регулируемыми панелями воздухозаборника. В мотогондоле были расположены балка и подкос центроплана, к которым шарнирно крепилась поворотная часть крыла.

Между боковой панелью мотогондолы и воздушным каналом находилась ниша главных опор шасси. Узлы крепления главных опор шасси присоединялись к подкосу, а узел крепления цилиндра уборки и выпуска шасси – к балке центроплана.

В задней части мотогондолы размещался отсек двигателей. Установка двигателей должна была производиться через откидные люки, которые располагались на боковой и нижней поверхностях двигательного отсека мотогондолы.

Конструкция мотогондолы – сварная. Входная часть воздухозаборника – литая из титанового сплава. Силовые балки, лонжероны и шарнир были сделаны из стали ВНС-5, ВЛ-1, ВКС-3 и высокопрочного титанового сплава ВТ-22.

Крыло самолета состояло из неподвижной части и двух поворотных консолей, каждая из которых шарнирно соединялась с центропланом.

Консоль крыла кессонного типа, состояла из узла шарнира, кессона, передней части крыла, секций предкрылков, хвостовой части, секции двухщелевых закрылков, секции элерона и законцовки крыла. Предкрылок каждой консоли представлял собой пять секций, шарнирно соединенных между собой. Движение предкрылка должно было осуществляться по рельсам.

Двухщелевой закрылок сдвижного типа каждой консоли был выполнен из трех секций, шарнирно соединенных между собой. Движение каждой секции шло по двум рельсам. Элерон состоял из двух секций. На самолете была применена принципиально новая конструкция шарнира поворотной консоли крыла.

Кессон поворотной консоли крыла – герметичный отсек, в котором размещалось топливо. Конструкция кессона собиралась из верхней и нижней панелей, лонжеронов и нервюр. Каждая из панелей была сварена встык аргоно-дуговой сваркой из отдельных плит ВТ-20 стандартного размера, к которым методом контактной сварки приваривались пояса лонжеронов и нервюр.

Цельноповоротное переднее горизонтальное оперение состояло из двух половин стабилизатора, полуоси которых были установлены в подшипники фюзеляжа. Каждый стабилизатор имел три секции прикрылка и две секции закрылка. Отклонение половин стабилизатора осуществлялось с помощью трех гидроцилиндров через качалки. Предкрылки отклонялись на кронштейнах винтовыми домкратами. Закрылки сдвигались по направляющим рельсам винтовыми редукторами, установленными на силовых нервюрах стабилизатора.

Конструкция стабилизатора состояла из панелей и каркаса.

Вертикальное оперение по своей геометрии и конструкции было полностью идентично вертикальному оперению самолета Т-4.

Взлетно-посадочные устройства представляли собой шасси нормальной трехстоечной схемы и систему тормозных парашютов.

Главная стойка шасси включала в себя трехосные тележки с шестью тормозными колесами, на каждом из которых предполагалось установить по две шины 840x290 мм.

На передней опоре, унифицированной с передней опорой самолета Т-4, были установлены два колеса, оснащенные стартовыми тормозами и шинами 950x300 мм.

В убранном положении стойки шасси размещались в теплоизолированных, охлаждаемых отсеках мотогондолы и крепились к ее силовым элементам. Главные опоры убирались движением вперед в нишу с помощью гидравлических цилиндров-подкосов.

В процессе уборки и выпуска колесные тележки главных опор поворачивались относительно оси их подвески специальным механизмом. Параметры шасси обеспечивали массовую эксплуатацию самолета с аэродромов 1 класса с БВПП и выполнение требований по проходимости самолета на полевых аэродромах с ГВПП, имеющих прочность грунта 8-9 кг/см².

Самолетные системы

Управление самолетом состояло из систем продольного, поперечного и путевого управления и осуществлялось с помощью системы дистанционного управления – СДУ, которая входила в систему автоматического управления самолетом – САУ-4М. Продольное управление осуществлялось передним горизонтальным оперением, поперечное – элеронами, расположенными на поворотных консолях крыла, путевое управление – рулем направления.

В кабине летчиков были установлены два поста управления, связанные между собой проводкой управления. Для обеспечения высокой надежности СДУ должна была быть выполнена с четырехкратным резервированием, что обеспечивало нормальную работу системы при двух последовательных отказах любого типа. Исполнительными механизмами дистанционных передач являлись четырехканальные рулевые агрегаты.

Система изменения стреловидности крыла была выполнения из рулевого гидромоторного привода, который работал от двух независимых гидравлических систем, раздаточных редукторов, трансмиссии и шариковых винтовых преобразователей.

Гидропривод, установленный в мотогондоле передавал вращение и крутящий момент через трансмиссию и раздаточные редукторы к шариковым винтовым преобразователям, которые преобразуют вращательное движение в поступательное и крутящий момент в осевое усилие.

Привод консолей крыла – реверсивный, с фиксацией различных углов стреловидности. Синхронизация угловых перемещений обеспечивалась за счет жесткой механической связи от гидропривода до преобразователя через трансмиссию.

Выпуск и уборка закрылков и предкрылков осуществлялась от системы, аналогичной системе изменения стреловидности крыла и состоял из гидромоторного привода, работающего от двух независимых гидросистем, раздаточных редукторов, трансмиссии и самотормозящихся винтовых домкратов.

Привод закрылков и предкрылков – реверсивный, с фиксацией различных углов отклонения закрылка. Валы трансмиссии были зафиксированы в опорах, расположенных вдоль размаха крыла. На стыке консолей с центропланом валы трансмиссии выполнялись телескопическими со шлицевым соединением.

Система управления закрылками и отклоняемыми носками переднего горизонтального оперения работала от двух независимых гидравлических систем, центрального раздаточного редуктора, винтовых домкратов предкрылков и закрылков, трансмиссии и системы управления. Винтовые домкраты отклоняемых носков самотормозящиеся, а закрылков – несамотормозящиеся. Система управления электрическая с обратной связью. Закрылки и носки выпускались и убирались одновременно.

Гидравлическая система самолета состояла из четырех систем. Условно называемых "зеленая", "синяя", "коричневая" и "желтая".

Гидравлическая система обеспечивала работу подсистем:

– выпуска-уборки шасси и разворота передней опоры шасси;

– торможения колес передней опоры, шасси;

– управления панелями и противопомпажными створками воздухозаборников двигателей;

– управления механизмом переключения загрузки;

– управления приводами механизации крыла, а также питания рулевых приводов горизонтального оперения, руля направления, элеронов и рулевых агрегатов САУ. Максимальная гидравлическая мощность системы 525 л.с. Источником питания гидросистем являлись 8 насосов переменной производительности, установленные на двигателях, и одна насосная станция.

Нормальное давление в гидросистеме 280 кг/см². Так как температура окружающей среды в зонах расположения агрегатов гидросистем могла достигать 250°С, в системе были установлены топливожидкостные радиаторы.

Система кондиционирования и охлаждения отсеков предназначалась для поддержания жизненных условий в кабине экипажа и заданных температурных режимов в отсеках.

Система обеспечивала:

– поддержание заданных температур и давления в кабине экипажа;

– подачу воздуха в систему вентиляции скафандра;

– поддержание заданных температур и давлений в герметичных приборных отсеках;

– охлаждение отсеков шасси;

– охлаждение негерметичных отсеков с оборудованием;

– охлаждение рабочей жидкости гидросистемы;

– подачу воздуха и воды в системе охлаждения подвесок.

Средства спасения. Рабочие места членов экипажа были оборудованы катапультными креслами К-36. Кресла в кабине устанавливались на тележки. В крайних положениях тележки фиксировались замками воздушных цилиндров. Эксплуатационное управление перемещением тележки – от ручки на борту кабины.

Катапультирование членов экипажа должно было осуществляться с тележек, аварийно фиксируемых в крайнем заднем положении, от ручек катапультирования.

Для выхода из кабины каждый член экипажа имел свой люк, открывающийся вверх-назад. Подъем и опускание его производились пневмоцилиндром. Аварийный сброс люков должен был осуществляться системами пиро– и пневмоподброса и аварийного открытия замков от ручек автономного сброса люков или ручек катапультирования на креслах.

Опускание и подъем носовой части фюзеляжа, обеспечивающий обзор через лобовое стекло кабины, должен был производиться двумя гидромоторами, питающимися от независимых гидросистем. Аварийное опускание носовой части фюзеляжа производилось на двух гидравлических демпферах.

Система жизнеобеспечения экипажа. В шлемах скафандров предусматривалось применение регенерационного контура регулирования газового состава. Наддув и вентиляция скафандров осуществлялись воздухом по обычной разомкнутой схеме, а регенерация воздуха проходила только в гермошлемах.

Кислород хранился в газообразном состоянии в баллонах в количестве, достаточном для компенсации утечек из контура при полете в разгерметизированной кабине. В случае катапультирования происходило автоматическое переключение на питание от аварийного баллона, установленного на кресле.

Система автоматического управления – САУ, была предназначена, так же как и на самолете Т-4, для ручного, полуавтоматического и автоматического управления самолетом и состояла из системы дистанционного ручного управления СДУ и системы стабилизации и траекторного управления СТУ. Система дистанционного ручного управления обеспечивала управление рулевыми поверхностями самолета на всех режимах полета по сигналам перемещения ручек управления или педалей.

Система электроснабжения самолета Т-4М переменным током стабилизированной частоты была идентична системе самолета Т-4. Мощность генератора обеспечивала полное питание всех потребителей при выходе из строя одного двигателя или одного генератора.

Кабина экипажа

Экипаж самолета состоял из трех человек, в составе двух летчиков и штурмана-оператора и размещался в кабине, разделенной на два отсека негерметичной поперечной перегородкой. В переднем отсеке предусматривалась установка рядом друг с другом кресел летчиков, за перегородкой, в заднем отсеке, ближе к левому борту было установлено кресло штурмана-оператора.

Особенностью компоновки кабины, также как и на самолете Т-4, являлось отсутствие обычного фонаря. Все режимы работы отклоняемого носа на различных этапах полета были аналогичны самолету Т-4. При полном отклонении носовой части нижняя граница обзора по направлению вперед-вбок на 15° к линии полета составляла 24° градуса.

Каждый летчик имел отдельный пост управления самолетом, состоящий из ручки и педалей. Один комплект РУДов, которым пользуются оба летчика, размещался на среднем пульте между сидениями. Кресла летчиков, предполагалось разместить, как в самолете Т-4.

Экипаж, как и пилоты "сотки", должен был работать в скафандрах, обеспечивающих .боевую работу в случае разгерметизации кабины.

Силовая установка и топливная система

Силовая установка самолета состояла из четырех двигателей РД36-41 со статической тягой 16000 кг каждый и устанавливалась в единой мотогондоле под центропланом. Она принципиально не отличалась от двигательной установки самолета Т-4 и включала в себя плоские регулируемые воздухозаборники с вертикальными поверхностями торможения, каждый из которых обслуживал два двигателя.

Система автоматического регулирования воздухозаборников обеспечивала согласованную работу воздухозаборников и двигателей на всех эксплуатационных режимах. Каждый воздухозаборник управлялся независимо и имел регулируемую панель и створку перепуска. Автоматическое управление панелью и створкой осуществлялось двумя автономными каналами – основным или резервным. Система также обеспечивала возможность ручного управления панелями и створками.

Топливо в самолете "100 И" размещалось в 10 топливных баках: в 5 , расположенных в фюзеляже, в правом и левом топливных баках передней части центроплана, в расходном топливном баке, расположенном в мотогондоле между воздушными каналами, в двух топливных баках (правом и левом), расположенным в поворотных консолях крыла.

Суммарный запас топлива во внутренних баках самолета составлял 82000 кг.

Самолет был оснащен системой дозаправки топливом в полете. Штанга дозаправки располагалась в носовой части фюзеляжа. Заправку топливом в полете планировалось осуществлять от однотипного самолета или самолета-заправщика на базе самолета Ил-76. Заправка должна была происходить на высоте 8-9 км при скорости соответствующей числу М=0,75-0,8 на рубеже 1200-1300 км. При этом самолет-заправщик должен был отдавать не менее 20 т топлива со скоростью перекачки 2500-3000 л/мин.

Аварийный слив топлива осуществлялся форсажными насосами двигателей через специальные коллекторы, на каждом двигателе.

Система наддува баков предназначали для поддержания избыточного давления с целью обеспечения бескавитационной работы топливной системы во всем диапазоне высот. Для наддува баков использовался азот. Его запас на борту самолета составлял 160 кг. Азот хранился на борту в газификаторах в жидком состоянии, что должно было обеспечить малый вес системы наддува.

Радиоэлектронное оборудование

Радиоэлектронный комплекс самолета Т-4М практически идентичен радиоэлектронному комплексу самолета Т-4.

Навигационный комплекс самолета Т-4М являлся дальнейшим развитием навигационного комплекса самолета Т-4.

Система радиосвязного оборудования самолета Т-4М, в отличие от самолета Т-4, обеспечивала дальность действия радиосвязи до 10000 км и ведение внутренней и внешней связи тремя членами экипажа.

Вооружение самолета

Вооружение на самолете Т-4М устанавливалось на двух точках подвески под мотогондолой.

На самолете Т-4М планировалось применить управляемые ракеты класса "воздух-поверхность" – Х-45, Х-2000 и ТУС-2 и др., авиабомбы, авиационные мины, разовые бомбовые кассеты, зажигательные баки.

Подвеску авиабомб планировалось осуществить в двух вариантах:

– основном, включающем авиабомбы общим весом до 8000 кг, размещающихся в 2 контейнерах, унифицированных по габаритам с контейнером для разведывательной аппаратуры;

– дополнительным, с размещением авиабомб на открытой подвеске на многозамковых балочных держателях, с максимальным весом бомбовой нагрузки до 18000 кг.

С бомбовой нагрузкой, размещенной в контейнерах, самолет мог совершать полет на сверхзвуковой скорости.

Разведывательное оборудование, применяемое на самолете, должно было обеспечить проведение радиотехнической, радиолокационной, инфракрасной, фото– и радиационной разведки. Разведывательное оборудование должно было размещаться в четырех подвесных контейнерах.