Стратегические бомбардировщики М-4 и ЗМ

24 марта 1951 г. вышло постановление Совета Министров СССР, а 26 марта 1951 г. - приказ МАП об организации ОКБ-23 на базе завода № 23 в Филях (г. Москва) в целях создания скоростных дальних бомбардировщиков. Главным конструктором нового ОКБ был назначен В.М. Мясищев, штат формировался за счет бывших сотрудников завода № 482, привлечения новых специалистов из различных ОКБ, приема выпускников МАИ, ХАИ и других авиационных институтов. На аэродроме ЛИИ в подмосковном городе Жуковский организовывалась летно-испытательная и доводочная база (ЛИиДБ).

С первого же дня существования ОКБ коллектив с энтузиазмом взялся за создание самолета, не имевшего аналогов в практике отечественного самолетостроения, значительно превосходящего по размерам, массе и летным характеристикам все ранее построенные в стране тяжелые самолеты. Работа началась с формирования общего вида самолета. В течение четырех месяцев разработки эскизного проекта был проведен значительный объем проектных исследований и выпущено большое число моделей различных компоновок будущего самолета для испытаний в ЦАГИ. Окончательная компоновка и основные летно-технические характеристики самолета были утверждены В.М. Мясищевым.

Для достижения расчетных летно-технических характеристик требовалось создать самолет с высоким значением аэродинамического качества и легкой, способной выдерживать большие полетные нагрузки конструкцией. Была разработана уникальная конструкция гибкого стреловидного крыла большого удлинения, при относительно малой массе, способная воспринимать значительные эксплуатационные нагрузки.

Двигатели размещались в развитых корневых частях крыла. Это делало крыло аэродинамически чистым, обладающим высокими несущими способностями, а расположение двигателей за силовым кессоном и на расстоянии от фюзеляжа облегчало при необходимости их замену. Воздушные каналы проектировались с учетом возможности установки в будущем более мощных двигателей с большим расходом воздуха. Сопла двигателей были повернуты во внешнюю сторону от самолета, что способствовало отводу выхлопных газов от поверхности фюзеляжа и оперения.

После изучения нескольких вариантов шасси: трехопорного, многоопорного, велосипедного - было выбрано велосипедное шасси. Оно имело простую и прочную конструкцию при наименьшей массе. Полностью убираемое в фюзеляж, оно не требовало дополнительных гондол, нарушающих чистоту аэродинамики крыла.

Впервые в СССР на тяжелом самолете для снижения нагрузок на органах управления от рулевых поверхностей система управления выполнялась по необратимой бустерной схеме. Также впервые в практике отечественного самолетостроения была разработана автоматизированная система программной выработки топлива для обеспечения центровки самолета.

Структура нового ОКБ претерпевала изменения и совершенствовалась в процессе развертывания работ по самолету. В руководство ОКБ в 1951-1960 гг. входили: Г.Н. Назаров, В.М. Барышев, Н.М. Гловацкий, М.Н. Петров, Л.Л. Селяков, К.В. Рогов, Я.Б. Нодельман, Л.М. Роднянский, Е.С. Фельснер, Б.Г. Легаев, Б.А. Стопачинский, И.П. Сорокин, В.И. Левицкий.

Одновременно с ходом проектно-конструкторских работ проводился широкий спектр лабораторно-стендовых и летных проверок конструкций до начала летных испытаний первого опытного самолета. Для отработки кинематики шасси был построен натурный стенд. На стенде силовой установки с натурным двигателем АМ-3 были смонтированы топливная и масляная системы, система запуска и управления двигателем, а также испытательное приборно-измерительное оборудование. Воздухозаборники двигателей испытывались в реальной компоновке крыла для исключения вредного взаимовлияния на этапах запуска, останова и рабочих режимов. Также отрабатывались на специальном стенде системы и агрегаты шасси. Для прочностных испытаний в ЦАГИ был изготовлен опытный экземпляр узла стыка крыла с фюзеляжем - ИМ. Он представлял собой отсек фюзеляжа с центропланом и корневыми частями крыла. Всесторонние испытания ИМ показали соответствие его прочностных характеристик расчетным нагрузкам. Эти упреждающие общее проектирование самолета разработка и испытание части конструкции позволили также получить надежные исходные данные для конструирования динамически подобных моделей самолета, заранее провести экспериментальные и теоретические исследования по флаттеру и динамическим нагрузкам. В результате были подтверждены высокие противофлаттерные свойства стреловидного крыла самолета.

Были разработаны методики и впервые проведены расчетные исследования динамических нагрузок упругого крыла самолета при взлете, действии порывов ветра в полете и при посадке.

Преобладающая часть экспериментальных работ и работ, связанных с производством, выполнялась в цехах завода № 23. Там же изготавливались модели, макеты и опытные образцы.

Для летных испытаний системы необратимого бустерного управления, впервые в СССР установленной на тяжелом самолете, уточнения параметров велосипедного шасси и отработки взлета самолета с таким типом шасси, изучения характеристик силовой установки была построена серия летающих лабораторий.

ШР, УР, ДР - летающие лаборатории на базе самолета Ту-4. Это был первый производственный заказ, размещенный на заводе новым ОКБ. Летающая лаборатория Ту-4ШР предназначалась для летных испытаний шасси велосипедной схемы. Собственное шасси Ту-4 заменили на велосипедное с основными опорами с четырехколесными тележками и новыми подкрыльными опорами. В дальнейшем на ЛЛ Ту-4ШР проводились летные испытания взлетных ускорителей для самолета М-4. Кормовая стрелковая установка и кабина стрелка демонтировались, и на их месте устанавливался испытываемый ускоритель.

Ту-4УР - летающая лаборатория для летных исследований особенностей системы необратимого бустерного управления.

Ту-4ДР - летающая лаборатория для летных испытаний силовой установки и двигателей нового самолета. Испытываемый двигатель устанавливался в гондоле на специальной подвеске в полуутопленном положении в бомбоотсеке Ту-4. В полете гондола полностью опускалась из фюзеляжа ЛЛ в рабочее положение.

30 ноября 1951 г. Государственная макетная комиссия утвердила проектные материалы и макет самолета М, который должен был стать первым в СССР реактивным стратегическим бомбардировщиком. Рабочее проектирование самолета завершилось к 1 апреля 1952 г. 15 мая 1952 г. началась сборка первого опытного самолета.

М-4 (М, "25") - дальний скоростной бомбардировщик (рис. 141, 142). Согласно постановлению Совета Министров СССР новый самолет должен иметь четыре ТРД АЛ-5 тягой по 5000 кгс или АМ-3 по 8000 кгс, его скорость должна составлять 850... 900 км/ч, а дальность с бомбовой нагрузкой (в том числе ядерной) калибром до 9000 кг - до 12 000 км.

Так как двигатели АЛ-5 не обеспечивали выполнения всех заданных характеристик, они были заменены на АМ-ЗА. АМ-ЗА -первый отечественный серийный ТРД большой тяги. Проектирование двигателя началось в 1949 г., государственные испытания завершились в 1952 г., серийное производство было развернуто на московском авиамоторостроительном заводе № 300 (главный конструктор А.А. Микулин). Для своего времени это был самый мощный ТРД в мире. При максимальной тяге 8700 кгс удельный расход топлива составлял 1,0 кг/(кгс*ч). Несмотря на относительно малый начальный ресурс (100 ч) надежность АМ-ЗА была на порядок выше, чем у ТВД аналогичного класса - НК-12.

Рис. 141. Дальний бомбардировщик М-4

Экипаж самолета: левый летчик-командир, правый летчик, бортинженер, штурман-бомбардир, оператор прицела РБП-4 -стрелок, стрелок-радист, кормовой стрелок. Экипаж размещался в двух гермокабинах: передней и кормовой. В кормовой кабине находился стрелок кормовой пушечной установки, в передней -все остальные члены экипажа.

Рис. 142. Схема дальнего бомбардировщика М-4

Рабочие места членов экипажа имели броневую защиту. Кресла всех членов экипажа (собственной разработки ОКБ-23) - катапультируемые вниз через люки в нижней части кабины. Все члены экипажа имели надежные средства спасения при необходимости покидания самолета как над сушей, так и над морем.

Планер самолета представлял собой цельнометаллический моноплан со среднерасположенным стреловидным крылом, однокилевым стреловидным оперением и убирающимся шасси велосипедной схемы.

Фюзеляж самолета - полумонокок круглого поперечного сечения с максимальным диаметром 3,5 м и длиной 45,6 м. Форма центральной части фюзеляжа - цилиндрическая, переходящая в коническую в хвостовой части и обтекаемую - в носовой части. По длине фюзеляж имел три технологических разъема, которые делили его на четыре части: носовую (переднюю герметическую кабину); среднюю, включавшую в себя кессон центроплана крыла; хвостовую; кормовую герметическую кабину.

В передней герметической кабине размещались экипаж, основное пилотажно-навигационное оборудование, радиооборудование и приборы управления вооружением.

В средней части фюзеляжа находились бомбоотсек, отсеки передней и задней опор шасси и были установлены верхняя и нижняя стрелковые установки, контейнер спасательных лодок, кислородное, противопожарное оборудование, агрегаты гидросистемы, системы наддува кабин и другое оборудование. Для усиления нижней части фюзеляжа по краям вырезов под люки шасси и бомбоотсека проходили два мощных продольных бимса, на которых находились узлы крепления бомбодержателей, створок бомболюка и шасси. В отсеках шасси, внутри кессона центроплана и под ним размещались 14 мягких топливных баков. В бомбоотсеке могли устанавливаться два дополнительных металлических подвесных топливных бака.

В хвостовой части фюзеляжа размещались шесть мягких топливных баков, снарядные ящики кормовой пушечной установки, фотоустановка, грузовой отсек для сигнальных средств, тормозной парашют, механизмы управления, аппаратура постановки помех.

В кормовой герметической кабине размещались кормовой стрелок, оборудование и приборы управления огнем. На задней стенке кабины монтировалась кормовая пушечная установка.

Каркас фюзеляжа состоял из поперечного набора шпангоутов и продольного набора стрингеров, изготовленных из прессованных профилей из сплавов В-95 и Д16Т. Обшивка в виде отдельных панелей с продольным набором стрингеров приклепывалась к каркасу впотай.

Крыло самолета стреловидное, свободнонесущее, кессонной конструкции. Угол стреловидности крыла 35° по линии четвертей хорд, угол установки 2°30', угол обратного поперечного V - 1°50'. Полное удлинение крыла составляло 7,82, относительная толщина профиля - около 15 %. Сильноразвитая по объему корневая часть уменьшала расчетный размах гибкого крыла, повышая его жесткость на изгиб и кручение, что дало возможность создать легкое крыло с гибкими концевыми частями. При относительно малой массе оно хорошо противостояло влиянию флаттера и легко воспринимало болтаночные нагрузки.

Крыло по размаху имело четыре разъема и делилось на пять основных частей: центральную, составлявшую одно целое со средней частью фюзеляжа; две корневые, в которых размещались двигатели с воздухозаборными тоннелями; две отъемные концевые.

Силовой основой крыла являлся мощный кессон, образованный передним и задним лонжеронами балочного типа, средними частями нервюр, верхними и нижними силовыми панелями обшивки с продольным стрингерным набором. Носки крыла -съемные, секции носков корневой части крыла, прилегающие к фюзеляжу, представляли собой воздухозаборники двигателей. Под обшивкой носков проходил горячий воздух противообледенительной системы. В хвостовых отсеках корневых частей крыла размещались по два двигателя. Профиль крыла в местах установки двигателей дорабатывался для обеспечения лучших условий обтекания. Узлы крепления двигателей устанавливались на силовых нервюрах, воздух к двигателям подводился по тоннелям, проходившим через лонжероны крыла. Стенки лонжеронов в местах пересечения с тоннелями представляли собой массивные штамповки. На отъемных частях крыла устанавливались концевые обтекатели подкрыльных опор шасси, выполнявшие роль противофлаттерных грузов.

Внутренние объемы кессона крыла использовались для размещения мягких топливных баков. Всего в крыле были установлены 50 баков. Конструкция крыла выполнялась в основном из алюминиевых и магниевых сплавов.

Механизация крыла состояла из отклоняющихся посадочных щитков, выдвижных закрылков и элеронов. Посадочные щитки устанавливались под гондолами и в убранном положении вписывались в обводы капотов двигателей. Взлетно-посадочные закрылки монтировались на монорельсах под хвостовыми отсеками корневой и отъемной частей крыла. Между внешними закрылками и обтекателями подкрыльевых опор шасси устанавливались двухсекционные элероны с внутренней весовой и аэродинамической компенсацией, внутренние секции элеронов снабжались триммерами.

Хвостовое оперение самолета - однокилевое, стреловидное, кессонной конструкции. Такой тип конструкции обеспечивал необходимую жесткость и прочность с точки зрения флаттера и весовой отдачи. Горизонтальное оперение, вынесенное вверх относительно фюзеляжа, располагалось над кормовой герметической кабиной. Стреловидность горизонтального оперения составляла 33°30' по линии четвертой хорд, угол поперечного V - 10°. Стабилизатор состоял из двух половин, состыкованных по оси самолета. Конструкция включала в себя кессон, съемный носок и несъемную хвостовую часть. В носке находились каналы для прохода нагретого воздуха противообледенительной системы.

Стреловидность вертикального оперения составляла 35° по линии четвертей хорд. Киль по конструкции был подобен стабилизатору. Рули направления и высоты имели осевую аэродинамическую и весовую компенсацию. Для уменьшения шарнирного момента на рулях устанавливались триммеры, одновременно выполнявшие роль сервокомпенсаторов.

Шасси - убираемое, велосипедной схемы, с масляно-воздушной амортизацией - состояло из двух главных опор, установленных на фюзеляже и двух подкрыльных опор, закрепленных на концевых нервюрах крыла. Главные опоры размещались примерно на равном расстоянии от центра масс самолета, и стояночная нагрузка распределялась между ними поровну. На главных стойках устанавливались четырехколесные тележки с колесами 1700х550В. Для маневрирования самолета при движении по земле была создана оригинальная конструкция управляемой передней опоры. С помощью гидравлической рулевой машины передняя пара колес тележки поворачивалась в горизонтальной плоскости на угол ± 4°. Боковые силы, возникающие на повернутых передних колесах, разворачивали всю тележку. Это облегчало управление тележкой и сокращало потребную мощность рулевой машины. Тележка могла быть повернута на угол ± 27°. Колеса задней тележки были снабжены тормозами. Подкрыльные опоры, свободно ориентирующиеся, имели по два нетормозных рычажно подвешенных колеса 660х160В. Все опоры убирались вперед: главные - в фюзеляж, подкрыльные - в концевые обтекатели крыла. Система управления всеми механизмами уборки и выпуска шасси автоматизированная.

Тормозной парашют являлся составной частью основной системы торможения самолета на пробеге. Самолет был оборудован трехкупольной системой тормозных парашютов. Парашюты выпускались при посадке самолета в момент касания колесами земли.

Планами опытного строительства предусматривалась постройка трех опытных самолетов: первого - для проведения летных испытаний по оценке аэродинамических характеристик, второго - для статических испытаний на прочность, третьего - для летных испытаний систем вооружения и оборудования. Четвертый построенный самолет должен был стать первым серийным М-4.

Сборка первого опытного самолета М завершилась осенью 1952 г. В ноябре машину передали на заводские испытания.

Самолет в расстыкованном виде был перевезен на барже по Москве-реке на территорию ЛИиДБ, где был вновь собран. Начались наземная отработка его систем и подготовка к летным испытаниям. Позже решено было перегонять серийные машины с заводского аэродрома своим ходом. После отработки методики взлета самолета с минимальной массой экипаж летчика Б.К. Галицкого на третьей летной машине 16 декабря 1954 г. совершил перелет с заводского аэродрома в Филях на аэродром ЛИиДБ в г. Жуковский. Впоследствии таким путем перегонялись все серийные машины.

20 января 1953 г. на первом опытном самолете экипаж в составе летчиков-испытателей Ф.Ф. Опадчего, А.Н. Грацианского, штурмана-испытателя А.И. Помазунова, радиста-испытателя И.И. Рыхлова, бортинженера Г.А. Нефедова, ведущих инженеров И.И. Квитко и А.И. Никонова выполнил первый полет. Полет проходил по кругу в зоне аэродрома. Самолет пробыл в воздухе около 10 мин.

Со времени выхода постановления правительства об организации работ до первого вылета прошел всего лишь один год и десять месяцев. Первым полетом начался этап заводских летных испытаний самолета, продолжившийся до мая 1953 г., когда испытания были приостановлены для устранения замечаний и проведения доработок. Возобновились летные испытания в сентябре того же года. За период заводских испытаний первый опытный самолет совершил 46 полетов, налетав 147 ч 15 мин. Была достигнута максимальная скорость 962 км/ч, техническая дальность полета составила 10 700 км.

30 марта 1954 г. первый опытный самолет был предъявлен в ГК НИИ ВВС на государственные испытания. Но в связи с подготовкой к Первомайскому параду и участию в нем они начались только 4 мая. В процессе государственных испытаний была достигнута максимальная скорость 950 км/ч на высоте 6700 м, дальность составила 6500 км с полной боевой нагрузкой и 9800 км с 5000 кг бомб, практический потолок - 12 500 м, длина разбега самолета - 2610 м.

Государственные испытания завершились 30 июля 1954 г. В заключении по результатам испытаний отмечалось, что в целом летно-технические данные самолета соответствуют заданным за исключением максимальной технической дальности и длины разбега самолета без ускорителей. По технике пилотирования самолет был доступен летчикам средней квалификации, летавшим на самолетах Ту-4 и Ту-16, и позволял производить нормальную эксплуатацию на высотах до практического потолка в диапазоне скоростей от минимальной до соответствующей М = 0,85. Решение о принятии самолета М-4 на вооружение ВВС могло быть вынесено после проведения государственных испытаний на втором летном экземпляре самолета пушечного и бомбардировочного вооружения, а также других систем, не установленных и не испытанных на первом экземпляре самолета.

По результатам испытаний в конструкцию второго летного экземпляра самолета - ДМ (дублера М) были внесены изменения. Носовая часть фюзеляжа была укорочена на 1 м, оборудование и топливные баки перенесены в хвостовую часть, увеличена площадь закрылков на 6,9 м2, площадь крыла возросла на 5,75 м2. Для сокращения длины разбега передняя тележка была оборудована механизмом "вздыбливания". При разбеге по мере возрастания подъемной силы и уменьшения нагрузки на шасси передняя тележка под действием специального амортизатора поворачивалась (вздыбливалась) в плоскости симметрии самолета. Высота передней опоры увеличивалась, и тем самым возрастал угол атаки крыла на 3°, что позволяло сократить длину разбега. Велосипедное шасси с передней вздыбливающейся тележкой обеспечивало наибольшую устойчивость самолета при движении по ВПП и автоматическое выдерживание длины разбега. Впоследствии первая опытная машина была дооборудована этой системой и она устанавливалась на всех серийных самолетах.

Самолет ДМ полностью укомплектовали бортовым радиоэлектронным оборудованием, в состав которого входили: радиостанции 1-РСБ-70М, РСИУ-ЗМ, переговорное устройство СПУ-10, автоматический радиокомпас АРК-5, радиолокационные прицелы РБП-4 в носовой части и ПРС-1 у кормового стрелка, ответчик СРО-1, маркерный радиоприемник МРП-48, радиовысотомеры больших и малых высот РВ-2 и РВ-17, автопилот АП-5. Были установлены прицельная станция ПС-53, оптический бомбоприцел ОПБ-llp и аэрофотоаппаратура. Оборонительная система пушечного вооружения СПВ-25 включала в себя шесть пушек АМ-23 калибра 23 мм, попарно размещенных в верхней, нижней и кормовой башнях.

Наступательное вооружение размещалось на внутренней подвеске в отсеке средней части фюзеляжа. Оно могло состоять из бомб калибра до 9000 кг общей массой до 24 000 кг, торпед, мин. Фотоавиабомбы и цветные ориентирные бомбы подвешивались в отсеке в хвостовой части фюзеляжа.

В конструкции ДМ впервые в СССР применялся в крупных масштабах по тем временам новый высокопрочный сплав В-95 (на верхней панели кессона крыла по всему размаху).

1 апреля 1954 г. начались заводские испытания ДМ. Первый полет совершил экипаж Б.К. Галицкого. В процессе заводских испытаний были выполнены 32 полета. Из-за длительных доводочных работ испытания проходили почти год в связи со сложностями продления ресурса двигателей АМ-ЗА до 150 ч. Применение вздыбливающейся передней опоры шасси и закрылков большей площади привело к сокращению длины разбега самолета до 2000...2200 м.

Еще до завершения полного цикла испытаний ввиду острой необходимости стратегического самолета для ВВС и в связи с задержками в работе над самолетом Ту-95 с ТВД было развернуто серийное производство самолета М-4 на заводе № 23. Проводившиеся в процессе испытаний требовавшиеся доработки осуществлялись также и на серийных машинах.

26 марта 1955 г. ДМ был передан на государственные испытания, которые начались только 10 мая. Одновременно в них участвовала и уже построенная к этому времени одиннадцатая серийная машина. Испытания бомбардировочного и пушечного вооружения завершились 29 июля 1956 г.

На ДМ проводились также испытания минно-торпедного вооружения, завершившиеся в декабре 1956 г. В его состав входили комплекты по шесть торпед РАТ-52М или мин типа "Лира", "Серпей", АПМ, АМД-2М, ИГДМ. Дальность полета с 5 % запасом топлива составила 8450 км при крейсерской скорости 800 км/ч.

По результатам государственных испытаний летные характеристики серийной машины по сравнению с опытной изменились незначительно. Требовалось сократить длину разбега самолета и, самое главное, увеличить дальность полета.

Для сокращения длины разбега решено было использовать стартовые ускорители с ЖРД конструкции ОКБ А.М. Исаева. Наземные огневые испытания разработанного в ОКБ-23 ускорителя СУМ проходили на специально построенном стенде, летные - на переоборудованном самолете - летающей лаборатории Ту-4ШР. СУМ работал с использованием вытеснительной системы подачи компонентов топлива и элементов двигательной установки ракеты В-205 ОКБ С.А. Лавочкина. Серийно ускорители планировалось производить на заводе № 41. Испытания на опытном самолете М-4 показали сложность практического применения СУМ, и в строевых частях ускорители не использовались.

Увеличение дальности полета могло быть достигнуто за счет повышения топливной эффективности самолета или использования дозаправки топливом в полете. После изучения различных типов дозаправки топливом в полете выбор был сделан в пользу системы "штанга-конус". Работы велись в ОКБ-23 совместно со специалистами ОКБ № 918 С.М. Алексеева. Решение теоретических вопросов и экспериментальная отработка проходили совместно с ЦАГИ и ЛИИ МАП. Для летных испытаний системы дозаправки использовались ЛЛ на базе Ил-28 и МиГ-19. Созданная в 1950-х гг. система дозаправки топливом в полете применялась практически без изменений до наших дней.

Заправляемый самолет оборудовался приемником топлива, устанавливаемым в носовой части фюзеляжа перед кабиной экипажа и управлявшимся летчиками. Самолет-заправщик оборудовался дополнительным топливным баком и комплексным агрегатом заправки, устанавливавшимися в бомбоотсеке. Управление комплексным агрегатом заправки осуществлялось бортинженером и кормовым стрелком. Комплексный агрегат заправки (КАЗ) состоял из лебедки, шланга с конусом, следящей системы. Все оборудование было съемным, и при необходимости заправщик можно было переоборудовать в бомбардировщик.

Процесс дозаправки осуществлялся на высоте 5000...6000 м при скорости полета 600 км/ч и продолжался около 20 мин. В момент контакта самолеты находились на расстоянии около 30 м, заправщик выше заправляемого примерно на 20 м. Летчик заправляемого самолета с дистанции между штангой и конусом около 0,3 м производил выпуск выдвижной части телескопической штанги. Попадая в воронку конуса, штанга фиксировалась замками конуса и возвращалась с конусом в исходное положение. Автоматически начинался процесс дозаправки. После окончания заправки за счет увеличения скорости заправщика происходила расцепка конуса со штангой, после чего шланг с конусом убирался в бомболюк заправщика.

Опытная система дозаправки топливом была установлена на первый серийный самолет М-4, в заправщик оборудована вторая серийная машина (рис. 143).

Государственные испытания системы дозаправки топливом в полете начались 27 сентября 1956 г., но были приостановлены для устранения замечаний и проведения доработок. В следующем году они проводились на двух переоборудованных серийных машинах: 15-й - заправляемой и 16-й - заправщике. Ранее в ходе заводских испытаний был выполнен полет на дальность с двумя дозаправками в воздухе. В ходе полета заправляемому самолету было передано в первую дозаправку около 35 000 кг топлива, во вторую - 24 000 кг; дальность полета составила 14 500 км. Государственные испытания системы дозаправки топливом в полете завершились в июне 1958 г.

Рис. 143. Бомбардировщик М-4, оборудованный системой дозаправки

К этому времени уже шло серийное производство самолета ЗМ с более высокими летно-техническими характеристиками, и было принято решение переоборудовать в заправщики все построенные ранее самолеты М-4.

M-4-II - самолет-заправщик на базе серийного бомбардировщика М-4. Предназначался для дозаправки в воздухе самолетов ЗМ и Ту-95. Топливо общей массой 41 400 кг для передачи заправляемому самолету размещалось в 10 топливных баках. Устанавливались дополнительное противопожарное и светотехническое оборудование и система самозаправки, позволявшая использовать весь запас топлива заправщика для его двигателей. Установка системы дозаправки топливом в полете потребовала оборудования всех самолетов радиотехническими системами "Свод - Встреча" и замены командных радиостанций РСИУ-4В на РСИУ-5.

В процессе эксплуатации самолета М-4 двигатели АМ-ЗА постепенно вырабатывали свой ресурс и нуждались в замене. Так как АМ-ЗА уже не производились, решено было поставить на самолет более мощные и экономичные РД-ЗМ тягой 9500 кгс, а впоследствии - РД-ЗМ-500 с режимом чрезвычайной тяги, разработанные в ОКБ П.Ф. Зубца и представлявшие собой модификацию АМ-ЗА. Удельный расход топлива РД-ЗМ-500 был несколько снижен по сравнению с АМ-ЗА и составлял 0,97 кг/(кгс*ч).

В ходе работ по М-4 изучались также возможности его модификации. Разрабатывался проект высотного фоторазведчика "25Ф" с двигателями АМ-ЗА и увеличенной площадью крыла. При взлетной массе 120 000 кг дальность полета могла составить 7500 км, а высота полета над целью - 16 500 м. Полезной нагрузкой самолета являлась только различная разведывательная и фотоаппаратура. Изучалась двухдвигательная модификация самолета "26" с ВД-5. Расчетная взлетная масса самолета составляла около 160 000 кг, дальность полета с 5000 кг бомб могла достигнуть 11 850 км. Предусматривалось применение двух стартовых ускорителей тягой по 9000 кгс.

В соответствии с постановлением Совета Министров СССР на базе М-4 разрабатывался проект самолета МК - носителя крылатых ракет К-20. Также велись работы по проектам совершенно новых типов самолетов: двухдвигательного транспортного "27" с ТРД и ТВД; высотного фоторазведчика "30" с двумя ТРД АМ-9, дальностью полета 5350 км и потолком над целью 17 250 м; экспериментального истребителя "33" с двигателем АМ-5, треугольными крылом и оперением.

Значительный объем работ был выполнен по проекту высотного стратегического бомбардировщика 2М ("28"). Он представлял собой моноплан с высокорасположенным стреловидным крылом и велосипедным шасси. Фюзеляж самолета с овальным поперечным сечением имел более вместительный бомбоотсек, чем у М-4. Силовая установка состояла из четырех ТРД ВД-5, размещавшихся в отдельных гондолах на пилонах под крылом. Номенклатура вооружения самолета была расширена по сравнению с М-4. Заданная дальность полета с 5000 кг бомб достигала 12 500 км, потолок над целью - 17 300 м, максимальная скорость - до 970 км/ч при взлетной массе 185000 кг. Предусматривалось применение подвесных топливных баков.

Был построен макет самолета, и в январе 1953 г. состоялось рассмотрение его комиссией ВВС. Осенью 1954 г. все работы по проектированию и постройке 2М были прекращены, дальнейшие работы развернулись по модификации самолета М-4, требовавшей значительно меньших усилий на организацию производства и обеспечивающей достижение практически таких же характеристик.

Рис. 144. Дальний бомбардировщик ЗМ, оборудованный подвесными топливными баками

В июле 1954 г. вышло постановление Совета Министров СССР о создании стратегического бомбардировщика М-6 с двигателями ВД-7, в качестве резервных предусматривалась установка двигателей ВК-9 или AM-13.

ЗМ (М-6, "36") - дальний скоростной бомбардировщик (рис. 144, 145). Предназначался для нанесения мощных бомбовых ударов (в том числе ядерными боеприпасами) по отдаленным стратегическим центрам и морским объектам противника. Значительная практическая дальность полета (15 000... 16 000 км с одной дозаправкой топливом в полете) позволяла использовать самолет как межконтинентальный стратегический бомбардировщик. Вооружение самолета могло включать в себя бомбовую нагрузку калибра до 9000 кг, а также торпеды и мины. Кроме стандартных приборов самолетовождения имелось новейшее по тому времени радио-, радиолокационное и аэронавигационное оборудование и мощное оборонительное пушечное вооружение. Это позволяло производить эффективное бомбометание с больших высот как днем, так и ночью при любых метеорологических условиях в составе соединений или одиночно без сопровождения истребителями.

Рис. 145. Схема дальнего бомбардировщика ЗМ

Самолет ЗМ являлся модификацией серийного бомбардировщика М-4. Основная цель модификации состояла в увеличении дальности полета, что было достигнуто:

• за счет замены двигателя АМ-ЗА на ВД-7, имевший меньший удельный расход топлива, увеличенную взлетную тягу, меньшие габаритные размеры и массу;
• изменения аэродинамической компоновки крыла (увеличены площадь и удлинение, изменены профили, введена крутка), что дало возможность получить прирост аэродинамического качества с 17,45 до 18,70;
• увеличения запаса топлива на самолете и весовой отдачи по топливу.

Как показывал опыт эксплуатации реактивных бомбардировщиков, в частности М-4, надежная и устойчивая работа ТРД, не требующих регулировки в полете, возможность ведения самолета с помощью автопилота и автоматизация управления основными системами силовой установки дали возможность отказаться от бортинженера как самостоятельного члена экипажа. В связи с изменением функций членов экипажа на самолете ЗМ передняя гермокабина была перекомпонована и улучшены условия работы экипажа (обеспечивалось перемещение сидений летчиков в положение для отдыха, вводилось зональное охлаждение для обеспечения лучших температурных условий и др.). Компоновка кабины самолета предусматривала установку более совершенного оборудования, производство которого тогда только осваивалось. Это должно было еще больше упростить функции экипажа и сделать возможным дальнейшее сокращение его численности.

На самолете ЗМ для улучшения его эксплуатационных и технических характеристик подверглись изменениям некоторые агрегаты и системы (основная опора шасси, гидросистема, управление рулем высоты и др.), а также устанавливались новое радиосвязное и навигационное оборудование, аппаратура постановки радиопомех.

Несмотря на ряд изменений в конструкции самолета ЗМ, существенно повысивших его характеристики, переход в серийном выпуске с самолета М-4 на ЗМ не потребовал значительной перестройки производства. Основные агрегаты самолета: фюзеляж, кормовая кабина, киль, первая отъемная часть крыла, установка двигателей, подкрыльные опоры шасси - сохранились практически без изменений, и производство их не отличалось от производства соответствующих агрегатов самолета М-4.

Носовая часть фюзеляжа была перекомпонована и удлинена, место штурмана перенесено, организован передний негерметичный отсек для оборудования, оптический бомбовый прицел размещен под фюзеляжем. В результате гермокабина по сравнению с М-4 уменьшилась, что привело к общему облегчению конструкции.

В переднем негерметичном отсеке размещалось радиолокационное оборудование и устанавливалась приемная штанга для дозаправки топливом в полете. В передней гермокабине размещались шесть членов экипажа, пилотажно-навигационное и радиооборудование, приборы управления огнем и бомбометанием.

Значительное удлинение крыла (8,03) и совершенство аэродинамических форм самолета позволили достичь выдающегося (даже для современных самолетов) значения аэродинамического качества - 18,7. В связи с увеличением размаха крыла угол поперечного V менялся от -1°50' до -0°50', отъемные части имели отрицательную крутку. Механизация крыла по типу М-4, но площадь выдвижных закрылков увеличена.

Горизонтальное оперение без поперечного V начиная со второй машины - с управляемым переставным стабилизатором.

Конструкция шасси была доработана с учетом опыта эксплуатации М-4.

В состав оборудования самолета входили: автопилот АП-15, автоматические радиокомпасы АРК-5, радиовысотомеры РВ-2 и РВ-17, система дальней навигации СПИ-1, аппаратура СП-50 "Материк", дистанционный астрокомпас ДАК-ДБ, запросчик-ответчик СРЗО-2 и ответчик СРО-2, станция помех СПС-2.

Силовая установка самолета должна была состоять из четырех одноконтурных одновальных ТРД ВД-7. Проектирование двигателя началось в 1952 г. в Рыбинском КБ моторостроения под руководством главного конструктора ОКБ-36 В.А. Добрынина. В конструкции двигателя применялись многие принципиально новые для того времени технические решения ряда узлов и систем. ВД-7 развивал максимальную тягу в 11 000 кгс, удельный расход топлива составлял 0,73...0,8 кг/(кгс*ч). Испытания опытного двигателя проходили на ЛЛ Ту-4ДР. Отработка всей силовой установки в целом осуществлялась на переоборудованном самолете ДМ. Серийное производство модификации ВД-7Б с ограниченной до 9500 кгс тягой было развернуто в 1958 г. и продолжалось до 1967 г.

В начале осени 1955 г. постройка первого опытного ЗМ завершилась, и 3 ноября расстыкованный самолет был перевезен по Москве-реке на аэродром ЛИИ. Первый полет, положивший начало заводским испытаниям самолета ЗМ, состоялся 27 марта 1956 г. Пилотировал самолет экипаж летчика-испытателя М.Л. Галлая (второй пилот Н.И. Горяинов). В связи с задержкой доводки двигателей ВД-7 для экономии времени испытания решено было проводить с двигателями АМ-ЗА. Завершились заводские испытания в январе 1957 г. В процессе дальнейших испытаний на самолет установили два двигателя ВД-7, а два АМ-ЗА оставили - из-за сомнений в надежности работы ВД-7.

Планер второго опытного самолета предназначался для статических испытаний.

В сентябре 1957 г. завершились заводские испытания третьего построенного самолета ЗМ, силовая установка которого состояла полностью из ВД-7.

Самолет был передан на государственные испытания 30 января 1957 г., но из-за недостаточной надежности двигателей ВД-7 испытания затянулись и завершающий этап начался 16 января 1958 г. Они проводились на трех первых летных машинах ЗМ. Первый опытный самолет, дооборудованный всеми двигателями ВД-7, предназначался для оценки летных характеристик, второй -для испытаний вооружения и оборудования, третий - для отработки системы дозаправки топливом в полете. В январе 1958 г. на пятом летном экземпляре самолета прошли испытания катапультные установки членов экипажа. Одиннадцатый построенный самолет был принят как эталон для серии.

Требуемая дальность полета самолета обеспечивалась применением дозаправки топливом в полете и использованием подвесных топливных баков общей емкостью 13 000 л (см. рис. 144). Баки устанавливались под крылом в районе отсеков двигателей на держателях Дер5-48. Взлетная масса самолета в таком варианте достигала 202 000 кг, а дальность полета с 5000 кг бомб без дозаправки - 12 000 км.

В феврале 1957 г. летчики ОКБ совершили один из сверхдальних перелетов на ЗМ продолжительностью более 20 ч. Самолет экипажа летчика-испытателя Н.И. Горяинова дважды (в том числе ночью) в течение полета дозаправлялся топливом от самолетов-заправщиков, пилотируемых Б.М. Степановым и Ф.Ф. Опадчим. 19 июля того же года состоялся полет на дальность самолета ЗМ с подвесными топливными баками. Маршрут протяженностью 12 050 км был пройден за 15ч 15 мин без дозаправки топливом в полете.

В течение испытаний в ОКБ-23 ни одна опытная машина не была потеряна. В связи с острой необходимостью нового самолета для ВВС серийное производство ЗМ началось до завершения испытаний. К концу 1956 г. на заводе № 23 завершился серийный выпуск М-4 и были выпущены первые 15 самолетов ЗМ. В 1959 г. планировалось выпустить 20 самолетов, в 1960 г. -60 серийных машин.

На базе бомбардировщика ЗМ изучались проекты самолетов различного назначения. В 1956 г. велись работы по проекту транспортного самолета "29" (М-6П) с двигателями ВД-7. Пассажирский вариант рассчитывался для перевозки 170...180 человек на дальность до 8000 км. Новый фюзеляж самолета с увеличенным объемом позволял транспортировать практически всю номенклатуру гражданских и военных грузов того времени массой до 40 000 кг. Для дозаправки топливом в полете самолета М-50 предназначался ЗМТ. Расчетная взлетная масса самолета могла достигать 248 000 кг при использовании дополнительной сбрасываемой взлетной опоры шасси.

Многие характеристики самолетов М-4 и ЗМ превосходили мировые достижения того времени. Первый рекордный полет на самолете ЗМ совершил 16 сентября 1959 г. экипаж под командованием Н.И. Горяинова. Грузы массой 5 и 10 т были подняты на высоту 15 317 м. 29 октября того же года экипаж Б.М. Степанова установил сразу несколько мировых достижений: подъем на высоту 13 121 м грузов массой 15, 20, 25, 30, 35, 40, 45, 50, 55 т. В общей сложности на самолетах М-4 и ЗМ установлены 19 мировых рекордов. В таблицу мировых рекордов ФАИ самолеты М-4 и ЗМ внесены под обозначениями 103М и 201М соответственно.

Достигнутые успехи коллектива ОКБ-23 в создании новой авиационной техники и существенный вклад в повышение обороноспособности страны были отмечены правительством СССР. В 1957 г. ОКБ-23 наградили орденом Ленина, группе его сотрудников в составе В.М. Мясищева, Г.И. Назарова, В.М. Барышева, Л.М. Роднянского, Л.Л. Селякова, Ф.Ф. Опадчего была присуждена Ленинская премия. В.М. Мясищев, к тому времени генеральный конструктор, был удостоен звания Героя Социалистического Труда.

3MC-I, ЗМС-II - самолеты с двигателями РД-ЗМ-500. Из-за недоведенности двигателя ВД-7 на части самолетов в начале серийного производства устанавливались двигатели АМ-ЗА. Впоследствии после выработки ресурса они заменялись двигателями РД-ЗМ-500, как и ранее на М-4. Летные характеристики несколько ухудшились по сравнению с ЗМ. Дальность полета с 5000 кг бомб без дозаправки составляла 9440 км. Часть самолетов была переоборудована в заправщики ЗМС-II по типу М-4. Максимальная дальность полета заправщика ЗМС-II с отдачей в полете 40 000 кг топлива составляла 4000 км.

3MH-I, ЗМН-II - самолеты с двигателями ВД-7Б. Для обеспечения требуемой надежности работы двигатель ВД-7 был модифицирован, его тяга уменьшена с 11 000 до 9500 кгс, ресурс доведен до 200 ч. После завершения доводки двигатель ВД-7Б устанавливался на серийные самолеты 3MH-I и переоборудованные в заправщики ЗМН-II. Самолет ЗМН-II был способен передать 46 000 кг топлива при собственной дальности полета 5500 км.

В 1963 г. в опытном порядке на одном самолете провели испытания двигателя ВД-7П, взлетная тяга которого была доведена до 11 300 кгс. Позднее изучалась возможность установки на самолет более экономичных двухконтурных ТРД, дальность полета могла увеличиться до 16 500 км, но в связи с малым остатком ресурса и большим объемом необходимых доработок решение о переоборудовании самолетов принято не было.

ЗМЕ - в 1958 г. на заводе ОКБ-23 проводились работы по оснащению самолета ЗМ новым оборудованием. Была улучшена компоновка кабины и отсеков, установлены новая радиолокационная аппаратура "Аргон", демпфер рыскания, усовершенствованный автопилот АП-15, обновлена система управления стрелковым вооружением.

В апреле 1959 г. самолет ЗМЕ поступил на испытания в ЛИиДБ. В целях сокращения сроков выполнения программы испытаний было принято решение о совмещении летно-конструкторских испытаний с испытаниями заказчика. Первые полеты выполнялись экипажем ЛИиДБ, последующие - смешанным экипажем, завершающие несколько полетов - экипажем ГК НИИ ВВС. В начале 1960 г. после завершения межведомственных летных испытаний Государственная комиссия подписала акт о передаче ЗМЕ в эксплуатацию. К этому времени в ОКБ подготовили более совершенную модификацию самолета - ЗМД, которая позднее и была запущена в серийное производство, а ЗМЕ остался в единственном экземпляре.

Рис. 146. Дальний бомбардировщик ЗМД

ЗМД (М-6К) (рис. 146, 147). 1 августа 1958 г. вышло постановление Совета Министров СССР о создании на базе самолета ЗМ с двигателями ВД-7Б носителя крылатых ракет К-10, К-14 или Х-22. На самолете провели доработки, улучшающие аэродинамику. В целях повышения летных характеристик самолета изменили профиль носка крыла, что несколько увеличило площадь крыла, уменьшили площадь руля направления. Была перекомпонована носовая часть фюзеляжа: ей придали удлиненную коническую форму и перенесли заправочную штангу для плавного сопряжения с фюзеляжем, что улучшило обтекаемость носовой части самолета. Компоновку рабочих мест экипажа улучшили, бортовое оборудование заменили более современным, как ранее на ЗМЕ, и установили радиолокационный прицел "Рубин".

Рис. 147. Схема дальнего бомбардировщика ЗМД

Практическая дальность полета с бомбовой нагрузкой 5000 кг и дополнительными топливными баками достигала 13 000 км, с одной дозаправкой топливом в полете - 16 000 км.

Были подготовлены две опытные машины, и после проведения совместных испытаний было принято решение о замене в серийном производстве самолета ЗМ самолетом ЗМД. Всего до закрытия ОКБ-23 построили девять самолетов ЗМД. Это была последняя строившаяся серийно модификация самолета ЗМ, так как в 1960 г. производство было прекращено и больше не возобновлялось.

С 1956 по 1960 г. были выпущены 90 самолетов ЗМ всех модификаций, считая опытные. Из них 30 машин - с двигателями АМ-ЗА, остальные с ВД-7.

М-4Р, ЗМНР, ЗМСР, ЗМДР - самолеты с обновленным радиоборудованием. Заводские испытания проходили в апреле 1963 г. на переоборудованном самолете ЗМСР-II. Вновь устанавливаемая радиотехническая и навигационная аппаратура включала РСБН-2СВ, АРК-42, РСИУ-5В, ДИИС-1. После завершения испытаний новым оборудованием было укомплектовано еще несколько серийных машин разных модификаций.

ЗМ-5 - опытный самолет-ракетоносец, переоборудованный из серийного 3MH-I. В начале 1970-х гг. было принято решение изучить характеристики ЗМ в качестве носителя крылатых ракет КСР-5. Оборудование самолета было обновлено. Устанавливались новые радиолокационный прицел "Рубин-1КВ", оптический прицел ОПБ-112 и навигационно-бомбардировочный автомат, радиовысотомер РВ-5, новые радиостанции Р-847Т с приемником Р-876Т, Р-832М, радиосистема дальней навигации РСДН-ЗС, аппаратура ЗАС, доработанный автопилот АП-15, оборудование постановки активных и пассивных помех.

Государственные испытания завершились в 1975 г. Несмотря на существенно расширенные возможности нового самолета решения о переоборудовании серийных самолетов принято не было из-за малого остатка ресурса последних, а вновь организовывать серийный выпуск представлялось невозможным и нецелесообразным.

Крылатая ракета "40" ("Буран")

Одновременно с работами по совершенствованию и модификации самолета М-4 проектным отделом ОКБ-23 изучались перспективы развития стратегической авиации, в частности велись работы над проектами самолетов "31", "32", "34".

"31", "31Б" - проекты бомбардировщиков с околозвуковой скоростью полета. Расчетная взлетная масса "31" 182000 кг, бомбовая нагрузка 12 000 кг, дальность полета с 5000 кг бомб 8500 км, максимальная скорость 1100 км/ч на высоте 11 000 м. Силовая установка должна была состоять из четырех ТРД ВД-5. Самолет "31Б" отличался большей взлетной массой - 268 000 кг, расчетная дальность полета с грузом 5000 кг составляла 10 000 км. Особенностью этих проектов являлось применение крыла большой стреловидности.

"32" - сверхзвуковой бомбардировщик с взлетной массой 180 000 кг с четырьмя ТРД ВД-5 и треугольным крылом. Расчетная максимальная скорость полета 1350 км/ч, дальность 7700 км.

"34" - сверхзвуковой бомбардировщик с еще более высокими летными данными. Максимальная скорость полета 1850 км/ч, практический потолок 19 350 м. Достижение этих характеристик должно было обеспечить применение перспективных ТРД.

Исследования по этим проектам легли в основу выдающейся работы ОКБ, которая была проведена по созданию сверхзвуковых: крылатой ракеты "40", бомбардировщиков "50", "52", "56"; проектированию пассажирского самолета "53", ракетоплана "48" и др. Эти работы явились началом многих новых направлений развития отечественной авиационной науки и техники.

В начале 1950-х гг. группой ученых НИИ-1 МАП под руководством академика М.В. Келдыша была теоретически обоснована возможность создания сверхзвукового беспилотного ЛА. Он представлял собой ракетно-самолетную систему с большой дальностью полета и значительной грузоподъемностью. В апреле 1953 г. по инициативе В.М. Мясищева в ОКБ-23 началось проектирование системы "40".

"40" ("Буран") (рис. 148) - двухступенчатая сверхзвуковая межконтинентальная крылатая ракета (МКР). 20 мая 1954 г. вышло постановление Совета Министров СССР в соответствии с которым в ОКБ-301 С.А. Лавочкина и ОКБ-23 В.М. Мясищева официально начались работы по созданию межконтинентальных крылатых ракет. Главным конструктором системы "40" в ОКБ-23 был Г.Н. Назаров, ведущим конструктором -Д.Ф. Орочко.

МКР "40" - беспилотный крылатый аппарат с вертикальным пуском (стартовой массой 125 000 кг), состоящий из стартовой "41" и маршевой "42" ступеней. Блок ускорителей "41" - четыре ЖРД ОКБ В.П. Глушко стартовой тягой по 55 000 кгс, расположенные вокруг корпуса ступени "42". Силовая установка "42" -СПВРД ОКБ М.М. Бондарюка крейсерской тягой 10 600 кгс.

Маршевая ступень - "42" представляла собой сверхзвуковой самолет с тонким треугольным крылом стреловидностью 70° по передней кромке и прямой задней кромкой, площадью 98 м2 и крестообразным хвостовым оперением с аэродинамическими рулями. Носовая часть аппарата являлась сверхзвуковым диффузором с центральным телом, в котором находился боевой заряд массой 3500 кг. Внутри цилиндрического фюзеляжа проходил канал воздухопровода СПВРД и размещались кольцевые топливные баки. Системы астронавигации и управления находились в отсеке верхней части фюзеляжа.

Начальный участок полета МКР "40" осуществлялся с помощью ускорителей с ЖРД. После достижения скорости запуска СПВРД происходило разделение ступеней. Крейсерский полет проходил на высоте 18 000...20 000 м со скоростью, соответствующей М = 3,1. При подлете к району цели головная часть с боезарядом отделялась и самостоятельно достигала цели. Дальность полета системы составляла 8500 км. Высокая точность поражения цели обеспечивалась астроинерциальной системой наведения. Предполагалось провести испытания пилотируемого варианта для исследования особенностей управления полетом гиперзвуковых ЛА.

Рис. 148. Схема МКР "40" ("Буран")

В процессе создания МКР "40" решалось множество принципиально новых теоретических вопросов и конструктивно-технологических задач. Совместно с ВИАМ и НИАТ создавались автоматические станки и технология точечной и роликовой электросварки тонкой стальной обшивки корпуса ракеты. Были разработаны рулевые приводы и их смазка, обеспечивающие работоспособность системы управления до + 400° С.

Были проведены расчеты напряженно-деформированного состояния треугольного крыла "40", впервые в СССР применен новый алгоритм прочностного расчета, разработанный в ОКБ и явившийся предшественником метода конечных элементов. С помощью составленных программ в 1955 - 1959 гг. были впервые в СССР выполнены расчеты напряжений в трапециевидном крыле самолета "50" и собственных колебаний самолета.

В процессе проектирования "40" и "50" впервые в мире разработаны методы моделирования прочностных и динамических свойств авиационных конструкций и технология производства конструктивно-подобных моделей в масштабе 1:10...1:4 из коррозионно-стойкой стали и алюминиевых сплавов (с элементами толщиной до 0,1 мм).

Были созданы уникальные конструктивно-подобные модели крыла самолета "50" и впервые в мире проведены их испытания на флаттер в околозвуковом и сверхзвуковом потоках путем катапультирования ракетными ускорителями и сброса автоматических ЛЛ с самолета (совместно с ЛИИ МАП). В сотрудничестве с ЦАГИ велась разработка расчетных условий нагружения крыла "40" и "50", что облегчило возможность получения высокой отдачи конструкции. Эти работы легли в основу современных норм прочности беспилотных и пилотируемых сверхзвуковых крылатых ЛА.

В ноябре 1957 г. постановлением правительства работы по МКР "40" были прекращены, а подготовленные к испытаниям два экземпляра МКР "40" были уничтожены.

Сверхзвуковые дальние бомбардировщики М-50 и М-52

М-50 ("50", М-50А) (рис. 149, 150) - сверхзвуковой дальний бомбардировщик. 19 июля 1955 г. вышло постановление Совета Министров СССР, в соответствии с которым в ОКБ-23 официально началось создание самолета "50". Требуемая дальность Полета с крейсерской скоростью 1700...1800 км/ч составляла 11 000...12 000 км без дозаправки и 14 000... 15 000 км с дозаправкой топливом в полете. Главным конструктором системы "50" в ОКБ-23 был Я.Б. Нодельман, ведущим конструктором -Ю.Н. Труфанов.

Рис. 149. Экспериментальный бомбардировщик М-50

Рис. 150. Схема М-50

Обеспечение заданных характеристик самолета было возможно при значительном снижении массы оборудования и сокращении числа членов экипажа по сравнению с самолетами аналогичного назначения. Анализ предъявляемых требований показал, что их реализация возможна только при полной автоматизации процессов пилотирования, навигации и решения боевых задач. На основе перспектив развития средств автоматизации, связи, управления, вооружения ряд функций, выполняемых обычно членами экипажа, стало возможным переложить на автоматику и сократить экипаж до двух человек.

Совместно с ЦАГИ были проанализированы более 30 вариантов схем и компоновок, в том числе тандемная, "бесхвостка", "утка". Выбор был сделан в пользу обычной схемы с треугольным крылом и стреловидным однокилевым оперением.

Основными аэродинамическими особенностями, обеспечивающими совершенство аэродинамической компоновки самолета, являлись:

• тонкое треугольное крыло малого удлинения;
• стреловидные цельноповоротные горизонтальное и вертикальное оперения, обеспечивающие высокие характеристики устойчивости и управляемости самолета во всем расчетном диапазоне высот и скоростей полета;
• изолированные гондолы ТРД со сверхзвуковыми воздухозаборниками, расположенные на пилонах под крылом (при соответствующем угле установки оси двигателя) и на концах крыла (с использованием эффекта концевых "шайб", повышающего аэродинамическое качество самолета);
• электродистанционная система управления самолетом с необратимыми гидроусилителями оперения и элеронов в комбинации с автоматом усилий (Особенностью системы управления являлось наличие автомата центровок и автомата продольного управления, предназначенных соответственно для обеспечения заданной центровки самолета в зависимости от числа М полета и для искусственного повышения запаса продольной устойчивости самолета на всех режимах полета при отключенном автопилоте.);
• велосипедное шасси с вздыбливающейся передней тележкой, позволяющее увеличить угол атаки самолета при отрыве и сократить длину разбега.

Аэродинамическая компоновка самолета обеспечивала возможность длительного полета со сверхзвуковыми скоростями на больших высотах. Расчетное значение аэродинамического качества самолета составляло 5,5 при крейсерском полете со скоростью, соответствующей М = 1,7.

В процессе работ решался ряд принципиально новых вопросов:

• разработка гондол двигателей с воздухозаборниками;
• обеспечение устойчивости и управляемости самолета на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях;
• обеспечение максимального аэродинамического качества на основе предложенного автомата центровки.

Для успешной реализации этих задач были применены новейшие технологические достижения, в частности:

• конструкционный набор из стрингеров и обшивки в виде крупногабаритных прессованных с последующим фрезерованием панелей;
• проводка систем управления с вращающимися элементами, исключающими деформацию, обеспечивающая безотказную работу и надежно защищающая от возникновения колебаний.

Расчетные характеристики самолета "50" были исключительно высокими. При массе пустого самолета 59 600 кг нормальная взлетная масса составляла 238 000 кг с ПТБ, максимальная с ПТБ и применением стартовых ускорителей для сокращения длины разбега достигала 253 000 кг. Полный запас топлива мог составить 170000 кг, практическая дальность полета - 11 000... 12 000 км без дозаправки и 14 000...15 000 км с дозаправкой топливом в полете (при переливе 55 000 кг топлива). Крейсерский полет проходил со скоростью 1700...1800 км/ч, максимальная скорость в районе цели составляла 1900...2000 км/ч, практический потолок - 15 000...16 000 м. Длина разбега самолета с ускорителями 2800 м, длина пробега с тормозным парашютом 1200 м.

В качестве силовой установки изучались двигатели РД16-17, НК-6, ВД-9, АЛ-9 числом от двух до десяти. Окончательно выбрали ТРД РД16-17, большая тяга и высокая экономичность которого обеспечивали сверхзвуковой крейсерский полет без применения форсированных режимов. РД16-17 (М16-17) разрабатывались в ОКБ-16 П.Ф. Зубца и должны были обладать выдающимися для своего времени характеристиками: максимальная тяга 18 500 кгс, удельный расход топлива 1,1... 1,12 кг/(кгс*ч); тяга модификация двигателя с форсажной камерой сгорания могла возрасти до 21 000 кгс.

Эскизный проект самолета "50" являлся итогом большой научно-исследовательской и проектно-конструкторской работы ОКБ, проведенной в широкой кооперации со многими отечественными научными и производственными организациями. Агрегаты и приборы нового самолета создавались почти двадцатью ОКБ и НИИ и десятью заводами.

В декабре 1955 г. эскизное проектирование самолета было завершено. В начале 1956 г. построили макет, и 1 мая 1956 г. он был предъявлен на рассмотрение заказчика. Расчетные скоростные характеристики полностью соответствовали заданным, однако дальность полета самолета без дозаправки была несколько снижена и составляла 10 000 км. Дальность 14 000...14 500 км достигалась с двумя дозаправками топливом в полете. После изучения представленных материалов макетной комиссией были высказаны замечания относительно недостаточной дальности полета самолета и большой длины разбега без применения ускорителей.

На проведенном в начале 1956 г. в МАП совещании специалистов НИИ и организаций, входящих в кооперацию по самолету "50", отмечалось, что "создание дальнего бомбардировщика со сверхзвуковой крейсерской скоростью является новой необычайной задачей; в процессе работ должны быть решены сложные технические проблемы: применение новых сплавов, высококалорийных топлив, полупроводниковых приборов, автоматических систем для управления самолетом и др. Решение этих проблем потребует длительной проработки и экспериментирования, что обуславливается проектом".

19 сентября 1956 г. макет самолета был утвержден. Было запланировано строительство опытной серии из трех машин:

• первый самолет (М-50А) предназначался для проведения предварительных летных испытаний;
• планер второго - для статических испытаний на прочность;
• на третьем экземпляре самолета (М-50Б) планировалось установить полный комплекс бортового оборудования, двигатели РД16-17 и систему дозаправки топливом в полете.

Экипаж самолета - летчик и штурман - размещался в одной гермокабине. Рабочие места экипажа с бронезащитой располагались тандемно - друг за другом, посадка и катапультирование осуществлялись через люки в нижней части фюзеляжа.

Планер самолета представлял собой цельнометаллический моноплан с высокорасположенным крылом.

Фюзеляж типа полумонокок цилиндрической формы диаметром 2,95 м, с длинной заостренной носовой частью. Технологически фюзеляж делился на передний отсек с радиолокационным и вспомогательным оборудованием; герметическую кабину экипажа; передний топливный отсек; среднюю часть с отсеками шасси, топливных контейнеров, спецгрузов и центральной частью крыла; хвостовую часть с размещением топливных отсеков и оборудования, тормозных парашютов и креплением оперения. Проводка системы управления, различные агрегаты и коммуникации располагались по верху и по низу фюзеляжа и закрывались специальными гаргротами, имеющими съемные части, обеспечивающие эксплуатационные подходы для осмотра и проведения текущих работ.

Крыло - свободнонесущее, треугольной формы в плане со стреловидностью 54...57°, обеспечивающей условия дозвукового обтекания у передней кромки. Из условий компоновки и прочности для увеличения строительных высот крыла стреловидность корневой части больше, чем концевой. Крыло набиралось из сверхзвуковых симметричных профилей. Угол обратного поперечного V -3°, угол установки 2°.

Технологически крыло делилось на кессон, переднюю часть кессона с носками, хвостовую часть кессона, консоли с носками и хвостовыми частями, пилоны двигателей и обтекатели подкрыльных стоек. Кессон и его передняя часть представляли собой заливаемые топливные емкости. Кессон являлся основным силовым элементом крыла и состоял из трех лонжеронов, прессованных панелей и нервюр. Конструкция крыла выполнялась в основном из сплава В-95 с отдельными узлами из стали. Механизация крыла - выдвижные щелевые взлетно-посадочные закрылки типа ЦАГИ и элероны с внутренней аэродинамической компенсацией.

Для уменьшения сопротивления и аэродинамического нагрева были применены крупногабаритные прессованные панели обшивки, обеспечившие максимальную гладкость поверхности. Это позволило впервые отказаться от вкладных баков и использовать внутренние объемы крыла и фюзеляжа для непосредственной заливки топлива в их герметизированные отсеки.

Хвостовое оперение однокилевое, цельнометаллическое, свободнонесущее, трапециевидной формы, поворотное. Применение цельноповоротного оперения обеспечило высокоэффективную управляемость с малыми потерями аэродинамического качества самолета в целом и, несмотря на значительные конструктивные проблемы, уменьшило его площадь и массу. Вертикальное и горизонтальное оперения - кессонной конструкции, стреловидностью 54° по передней кромке и относительной толщиной профиля 3...4 %.

Шасси самолета - убирающееся, велосипедной схемы с масляно-воздушной амортизацией. Оно состояло из двух главных (передней и задней) и двух подкрыльных опор, установленных на концевых нервюрах крыла. Применение велосипедной схемы позволило использовать достаточные объемы для размещения главных опор шасси внутри фюзеляжа, не увеличивая мидель и не нарушая аэродинамику самолета. Велосипедное шасси было тщательно отработано на самолетах М-4 и ЗМ, что позволило улучшить конструкцию, не увеличивая массу агрегатов шасси.

Большая мощность двигателей, потребная для сверхзвукового полета, определяла и их значительные габаритные размеры, что затрудняло их компоновку во внутренних объемах крыла или фюзеляжа. В результате была принята компоновка двигательной установки из четырех изолированных гондол, в каждой из которых совмещены двигатель и воздухозаборник, имеющий механизацию в виде выдвижной передней части обечайки для регулирования площади входного сечения и горла воздухозаборника. Две гондолы расположили посередине полуразмаха крыла на пилонах, две - на концах крыла. На концевых двигателях предусматривалась возможность реверса. Управление двигателями осуществлялось с помощью системы автоматического электродистанционного управления. Отработка системы проводилась на специально построенном стенде и на самолете ЛЛ ЗМ.

Для взлета самолета с максимальной взлетной массой планировалось применение стартовых ускорителей, которые создавались на основе ускорителей самолета М-4. Были проведены их стендовые и летные испытания на ЛЛ Ту-4. Для сокращения пробега после посадки потребовались дополнительные средства торможения. На основной опоре шасси устанавливались тормозные лыжи, выпускавшиеся на пробеге.

Предлагались нетрадиционные способы взлета самолета: точечный старт, взлет с гидротележки. Они представляли интерес Для ВВС как более экономичные и обеспечивающие лучшее боевое рассредоточение самолетов стратегической авиации, но требовали детальной конструктивной проработки и проверки летными испытаниями.

М-50 имел бомбовый отсек с ограниченным (по сравнению с М-4 и ЗМ) числом вариантов оснащения, но достаточным для поражения любой стратегической цели. Предусматривалось бомбометание только с помощью радиолокационного прицела, обладающего повышенной дальностью обнаружения цели. В варианте ракетоносца самолет мог нести до четырех крылатых ракет, расположенных по бортам фюзеляжа по две перед и за крылом для соблюдения правила площадей. Изучалась возможность применения разрабатывавшейся в ОКБ планирующей ракеты "45Б" с дальностью автономного полета до 2500 км.

В связи с высокой сверхзвуковой скоростью полета самолета оборонительное вооружение предусматривалось только для защиты задней полусферы. Планировалась установка кормовой башни с пушкой НР-23, управляемой с помощью электропривода от радиолокационного прицела над стрелковой установкой. Дополнительно предусматривались постановка помех и выброс дипольных отражателей.

М-50 - первый в СССР самолет с полностью автоматизированной системой управления. Была создана единая комплексная система автоматического управления САУ-50, которая явилась прототипом для многих последующих разработок подобных систем.

Установленная на самолете комплексная система приборно-навигационного оборудования КСБ-1 была первой отечественной автоматизированной системой самолетовождения и решения боевых задач.

В состав оборудования входили также: связная радиостанция "Планета", командная РСИУ-ЗМ и аварийная "Кедр-С", переговорное устройство СПУ-6, радиовысотомеры больших и малых высот РВ-5 и РВ-25, самолетный запросчик-ответчик СРЗО-2, ответчик СОД, аппаратура защиты хвостовой части "Сирена-2".

На базе М-50 изучались проекты самолетов различного назначения. Пассажирский вариант рассчитывался на размещение 100... 125 человек в фюзеляже с увеличенным объемом. Этот же самолет предполагалось модифицировать в заправщик с жесткой системой заправки. Проектировался беспилотный самолет-снаряд "51" с межконтинентальной дальностью и боезарядом большой мощности.

В ОКБ П.Ф. Зубца начались стендовые и летные (на ЛЛ Ту-16) испытания РД16-17, но доводка его по разным причинам затянулась и сроки поставки двигателя на М-50 были отодвинуты. Чтобы не задерживать начало летных испытаний первого самолета, на опытный экземпляр самолета М-50 временно установили двигатели ВД-7А тягой по 11 000 кгс.

Первый опытный М-50А являлся экспериментальным самолетом-бомбардировщиком, предназначенным для отработки аэродинамической компоновки, оборудования, силовых установок, самолетных систем, включая режимы продолжительного полета на сверхзвуковой скорости (при установке всех двигателей ВД-7М).

Первый полет М-50А состоялся 27 октября 1959 г. Пилотировали его летчики-испытатели ОКБ Н.И. Горяинов и А.С. Липко. Полет прдолжительностью 35 мин проходил по кругу в районе аэродрома. Все этапы взлета, полета и посадки были выполнены в точном соответствии с полетным заданием. Агрегаты, аппаратура и бортовые системы работали нормально. По отзывам летчиков, самолет показал высокие летные, пилотажные и взлетно-посадочные характеристики, полностью подтверждающие проектные разработки.

В процессе создания опытных самолетов в ОКБ изучались также пути совершенствования и модификации М-50. Эти работы нашли свое отражение в проекте самолета М-52.

Рис. 151. Схема М-52

М-52 ("50В") (рис. 151) - сверхзвуковой дальний бомбардировщик и ракетоносец, модификация самолета М-50. Разработка системы дальнего действия М-52К, предназначенной для поражения площадных и морских целей, велась в соответствии с постановлением Совета Министров СССР от 31 июля 1958 г. В состав системы входили: самолет М-52, крылатая ракета Х-22 и системы управления и наведения К-22У. Силовая установка самолета состояла из четырех бесфорсажных двигателей РД-16-17Б (М16-17Б) тягой по 18 500 кгс. Самолет взлетной массой 165 000...200 000 кг должен был преодолевать 8000...10 000 км со скоростью 2000...2200 км/ч с боевой нагрузкой 9000...10 000 кг.

Первоначально основным отличием М-52 от М-50 было размещение всех двигателей на пилонах под крылом с увеличенными размахом и удлинением. Но впоследствии расположение двигателей оставили прежним. Существенные изменения коснулись крыла и фюзеляжа. Конструкция крыла была усовершенствована, форма в плане стала трапециевидной. Фюзеляж перекомпонован, длина его уменьшена по сравнению с М-50 на 4,1 м. В конструкцию ряда агрегатов и систем были внесены улучшения, существенно не отразившиеся на массе самолета.

Применение кессонной конструкции в крыле малого удлинения на М-50 оказалось неэффективным. После перераспределения массы между поясами лонжеронов и панелями обшивки крыла масса крыла М-52 была снижена примерно на 15 %.

Экипаж М-52 состоял из трех человек для учебно-тренировочной машины и двух человек - для боевой. Компоновка кабины была изменена, и места членов экипажа бомбардировщика расположили рядом. Для спасения экипажа при аварийном покидании самолета во всем диапазоне скоростей (от взлетной до максимальной) предназначались катапультные кресла, выстреливавшиеся вверх. Защита членов экипажа от воздействия набегающего воздушного потока обеспечивалась скафандрами.

На М-52 было установлено обычное вертикальное оперение с рулем направления. На вершине киля разместили дополнительное балансировочное горизонтальное оперение, отклоняемое только на кабрирование. Система управления САУ-52 была усовершенствована, и масса ее была значительно снижена по сравнению с системой управления М-50.

В состав оборудования ввели пилотажно-навигационную систему КСБ-1. Вооружение самолета кроме свободно падающих авиабомб калибра до 5000 кг, реактивных торпед РАТ-52М и морских мин включало две ракеты Х-22, а впоследствии и ракеты Х-44 класса "воздух - поверхность", размещавшиеся по бокам фюзеляжа. В этом случае в бомбоотсеке планировалась установка дополнительного топливного бака. На М-52, как и на М-50, согласно требованиям ВВС предусматривалась установка оборонительного вооружения: кормовой стрелковой установки ДБ-52 с пушками АО-9М и прицельной станцией "Криптон".

При расчетной взлетной массе 165 000 кг практический радиус действия самолета с двумя ракетами Х-22 составлял 2300 км без дозаправки. В случае дозаправки топливом полетная масса самолета возрастала до 215 000 кг, практический радиус действия - до 3750 км. При полете с одной ракетой этот параметр достигал соответственно 2650 и 4050 км.

Заправщик ЗМТ, разрабатывавшийся на базе самолета ЗМ, не мог обеспечить дозаправку М-52К в полете, поскольку его максимальная скорость по прибору ограничивалась 600 км/ч, а минимальная скорость системы - 560...570 км/ч. Запаса скорости 30...40 км/ч было недостаточно для маневрирования в строю заправки. Предлагался проект заправщика на базе самолета "50", предназначенного для дозаправки топливом в полете боевой машины на сверхзвуковой скорости и высотах на менее 10 000 м. Также предлагалось разработать самолет-заправщик на базе М-52.

Для взлета самолета с перегрузочной массой была предложена установка дополнительной подфюзеляжной сбрасываемой опоры шасси. Она могла воспринимать до 85 000 кг взлетной массы, обеспечивая перед отрывом угол атаки 13,5° при скорости 430 км/ч. Предусматривалось спасение дополнительного шасси на парашюте с повторным использованием. При установке сбрасываемой четырехколесной тележки шасси взлетная масса могла достигнуть 248 000 кг. Взлет осуществлялся с использованием двух стартовых ускорителей Су-50 с тягой по 17 000 кгс, длина разбега не превышала 2950 м. На передней тележке основного шасси предполагалась установка тормозной лыжи для сокращения пробега.

Рассматривался также вариант точечного старта с помощью специального взлетного устройства и восьми ускорителей суммарной тягой около 360 000 кгс. Наклон ускорителей под углом 53° к горизонту обеспечивал отрыв самолета с места, разгон в течение 15 с до скорости 550 км/ч и набор высоты 300 м на дистанции 1500...2000 м. Ожидалось, что применение точечного старта при рассредоточении мест базирования значительно повысит живучесть дальней авиации в условиях внезапного нападения. Взлетная масса системы М-52К в этом случае доводилась до 271 000 кг. Для сокращения послепосадочного пробега предлагалось использовать аэрофинишер.

В целях улучшения летных характеристик на дублере М-52Д ("50Д") было доработано крыло: увеличена площадь и введена крутка. На концевых двигателях были установлены дополнительные аэродинамические поверхности, увеличивавшие эффективное удлинение крыла. В результате проведенных мероприятий по улучшению аэродинамики качество самолета могло составить 5,66 при крейсерском полете с М = 1,7. Для улучшения взлетных характеристик и уменьшения дистанции разгона до сверхзвуковой скорости на М-52Д предполагалось установить двигатели РД16-17М тягой на форсированном режиме 20 000 кгс и расходом топлива на номинальном режиме 1,17 кг/(кгс*ч). Для удовлетворения жестких требований заказчика по обеспечению базирования самолета с аэродромов 1 класса взлетная масса самолета с двигателями РД16-17М была ограничена до 185 000 кгс. Радиус действия М-52Д при взлетной массе 185 000 кг с одной ракетой Х-22 без дозаправки топливом в полете составлял 3000 км. При полете на максимальную дальность после дозаправки топливом полетная масса самолета могла достигать 239 000 кг.

Заводские испытания опытного М-50А должны были завершиться к середине 1961 г. Постройку М-52 должны были закончить в 1961 г., М-52Д - в середине 1962 г. Совместные испытания опытной системы планировалось провести в 1962 - 1963 гг. Одновременно был запланирован выпуск первой серии из десяти самолетов.

Когда первый опытный самолет М-52 ("50В") был построен, он был перевезен на территорию ЛИиДБ. Ввиду отсутствия двигателей РД16-17, которые к этому времени еще не были доведены, летные испытания самолета не проводились. После закрытия ОКБ доводка и летные испытания М-50А были прерваны, работы по М-52 и постройка дублера прекращены.

В 1962 г. В.М. Мясищев, будучи начальником ЦАГИ, предложил возобновить работы по М-52. В качестве силовой установки могли быть использованы двигатели ВД-7М или НК-6 с тягой по 22 000 кгс (в 1961 г. были изготовлены пять опытных ТРДД). Постройка, летные испытания и доводка самолета могли продлиться более трех лет. Значительная сроки и объем работ были неприемлемы, и предложение В.М. Мясищева не приняли.

Самолеты М-50 и М-52 долгое время стояли на аэродроме ЛИиДБ. В 1968 г. М-50 перевезли в Монино, а М-52 в 1970-х гг. уничтожили.

Наряду с работами по самолетам ЗМ, М-50 и их модификациям в ОКБ велось изучение возможностей создания перспективных стратегических носителей с более высокими ЛТХ. В процессе проектирования прорабатывались различные варианты компоновок нового самолета с четырьмя и шестью ТРД.

31 мая 1958 г. вышло постановление Совета Министров СССР о создании стратегического комплекса М-56К в составе сверхзвукового носителя М-56 и крылатых ракет. М-56К предназначался для поражения ракетами Х-44 или Х-22 крупных промышленных центров вероятного противника. Самолет проектировался в двух вариантах: ударный М-56К и стратегический разведчик М-56Р. Ракета Х-44 с дальностью автономного полета 2500...3000 км разрабатывалась в ОКБ-256 под руководством П.В. Цыбина, Х-22 с дальностью 500 км - в ОКБ-155 под руководством М.И. Гуревича.

М-56 был одним из наиболее перспективных проектов ОКБ-23. К самолету предъявлялись исключительно высокие требования: М-56 должен был успешно выполнять боевые задачи даже в условиях применения противником перспективных средств ПВО, включая зенитные ракеты. Требовалось обеспечить крейсерскую скорость полета 2700...3200 км/ч. Радиус действия системы М-56К должен был достигать 8000...9000 км, практический потолок -24 000...25 000 м.

Схема самолета М-56 - "утка" с широким несущим фюзеляжем, по бокам которого устанавливались шесть двигателей: по три в двух пакетах, к которым крепились небольшие несущие поверхности и консоли двухкилевого вертикального оперения. Впервые предлагалось оригинальное решение балансировки: переднее горизонтальное оперение на дозвуковых скоростях освобождалось от жесткой связи с фюзеляжем и работало во флюгерном режиме, при переходе на сверхзвуковые скорости связь оперения и фюзеляжа восстанавливалась и осуществлялась автоматическая балансировка самолета без применения системы перекачки топлива.

Первоначально на самолет предполагалось установить четыре двигателя НК-10, но в процессе проектирования в качестве силовой установки были выбраны шесть ТРД РД16-17М или РД17-117Ф. Расчетный радиус действия М-56 с размещением в грузовом отсеке крылатой или баллистической ракеты с дальностью пуска до 2000 км составлял 6000...7000 км при скорости полета 2700...3000 км/ч.

Эскизное проектирование М-56К завершилось к середине 1960 г., был построен макет. Первый полет опытного самолета планировался на середину 1963 г. После объединения ОКБ-23 и ОКБ-52 главного конструктора В.Н. Челомея в соответствии с постановлением СМ СССР от 3 октября 1960 г. работы по М-56К и М-56Р были прекращены.

В процессе работ по самолету "54" с треугольным крылом и четырьмя ТРД, установленными на пилонах под крылом, были проведены тщательные аэродинамические исследования с большим числом продувочных испытаний моделей на флаттер и воздействие динамических нагрузок.

В 1958 - 1960 гг. коллективом ОКБ-23 совместно с НИИ ГВФ и другими научно-исследовательскими институтами впервые в нашей стране был разработан эскизный проект и проведено частичное макетирование сверхзвукового пассажирского самолета на 100... 140 человек.

Самолет "53" рассчитывался на крейсерский бесфорсажный полет со скоростью 1800 км/ч на высоте 13 000...16 000 м. Дальность полета в перегрузочном варианте с полным запасом топлива и коммерческой нагрузкой 5000 кг составляла 6500 км. Максимальная коммерческая нагрузка 12 000 кг. Максимальная скорость полета 2000 км/ч. Самолет проектировался по схеме "утка" с крылом двойной стреловидности, стреловидным двухкилевым вертикальным и треугольным передним горизонтальным оперениями. Изучался также вариант с крылом оживальной формы в плане. Был проведен широкий спектр продувочных испытаний аэродинамических моделей.

Опытный самолет планировалось построить в 1964 г. и передать его в опытную эксплуатацию ГВФ в 1965 г. Серийное производство должно было развернуться на заводе № 23, и до середины 1968 г. предполагалось выпустить 65 серийных машин. Коммерческая эксплуатация самолета ГВФ должна была начаться в 1966 г.

В 1958 г. велись работы по нескольким проектам СПС "55", отличавшимся размерностью и летными характеристиками. Максимальная взлетная масса СПС "55В" достигала 245 000 кг. Силовая установка должна была состоять из шести ТРД ВК-15М. Максимальная пассажировместимость 100...120 человек. Рейсовая дальность полета со скоростью 2650 км/ч на высоте 18 000...22 000 м с коммерческой нагрузкой 5000 кг при 5 % запасе топлива могла составить 6500 км. Схема "55В" - "утка" с треугольным крылом малого удлинения, треугольными двухкилевым вертикальным и передним горизонтальным оперениями. Были выпущены аэродинамические модели и проведены их испытания, показавшие высокое аэродинамическое качество разработанной схемы.

После закрытия ОКБ-23 работы по проектам пассажирских самолетов были прекращены, материалы исследований переданы в ОКБ А.Н. Туполева, которому в 1963 г. и было поручено создание СПС.

В конце 1950-х гг. в ОКБ-23 было начато проектирование пилотируемого воздушно-космического самолета "48". Он представлял собой гиперзвуковой самолет, выводимый на орбиту ракетой Р-7 ОКБ-1 С.П. Королева. В декабре 1959 г. работы официально утвердили. Исследования по проекту "48" велись в тесном сотрудничестве со специалистами ОКБ-1 и НИИ-1 М.В. Келдыша. Ракетоплан многоразового применения стартовой массой около 3500 кг выводился на орбиту высотой до 500 км. Воздушно-космический самолет проектировался по схеме "бесхвостка" с несущим фюзеляжем и треугольным крылом. Его длина составляла около 10 м, размах крыла - 7,5 м. Масса оборудования составляла 600 кг, масса полезной нагрузки - 700 кг. При атмосферном спуске с орбиты с высоты 40 км возможность бокового маневра самолета составляла до 100 км, по дальности -до 200 км. При установке ТРД резервная дальность маневра увеличивалась на 100 км. Решался широкий круг вопросов, связанных с обеспечением теплозащиты и прочности конструкции. Впервые был предложен метод клееного плиточного теплозащитного покрытия. Стендовые испытания в выхлопной струе ТРД показали надежность такого покрытия. К концу 1960 г. предполагалось построить макет, а к середине 1962 г. - первый опытный ракетоплан.

В планах перспективных работ ОКБ-23 были предусмотрены исследования по ЛА с ядерной силовой установкой. Работы велись в 1959 г. в сотрудничестве с Институтом ядерных реакторов и ОКБ А.М. Люлька. Стратегические бомбардировщики проектов "60" и "62" с ядерным ракетным двигателем (ЯРД) должны были обладать практически неограниченной дальностью полета.

Проектировался околозвуковой гидросамолет "70" с взлетной массой 200 000 кг с межконтинентальной дальностью полета, предусматривалась его дозаправка топливом от подводных лодок. Он представлял собой летающую лодку с крылом большой стреловидности, двумя ТРД в хвостовой части фюзеляжа и двумя на пилонах над крылом.

1 октября 1959 г. в состав ОКБ-23 было переведено ОКБ-256 главного конструктора П.В. Цыбина, в котором велись работы по созданию сверхзвукового самолета-разведчика Р-020. В ОКБ-23 были разработаны вопросы прочности конструкции самолета, в том числе вопросы прочности крыла малого удлинения и динамических нагрузок в плане обеспечения защиты от воздействия явлений флаттера. Была также разработана уникальная конструкция топливной системы самолета. Она должна была обеспечивать нормальную работу двигателя до высот 30...35 км и при воздействии различных по направлению перегрузок при эволюциях самолета на скоростях, превышающих в три-четыре раза скорость звука.

В 1950-х гг. в ОКБ-23 проводился значительный объем исследований по многим перспективным направлениям развития авиационной техники: проходил испытания М-50, серийно производился ЗМ, строился опытный М-52, проектировались бомбардировщик М-56, СПС М-53, ракетоплан М-48. Тематика проектно-поисковых и опытно-конструкторских работ ОКБ включала в себя: стратегические самолеты; фронтовые сверхзвуковые разведчики; транспортные самолеты; ракетопланы - беспилотные и пилотируемые с ЖРД и ЯРД, а также крылатые и баллистические ракеты, ракеты-носители и аппараты связи с ИСЗ.

Осенью 1960 г. было принято решение о переводе коллектива ОКБ-23 в качестве филиала № 1 в ОКБ-52. В.Н. Челомея и назначении В.М. Мясищева начальником ЦАГИ. Все работы по авиационной тематике бывшего ОКБ-23 были прекращены. Серийное производство ЗМ было свернуто, летные испытания М-50 и НМ-1 прерваны, а опытных М-52 и Р-020 не проводились. (Впоследствии и сами самолеты были уничтожены.) Закрытие ОКБ-23 повлекло за собой также прекращение многих перспективных работ смежных организаций.

Таблицы к главе 6