4 марта 1954 г. П.В. Цыбин направил в правительство предложение о создании пилотируемого сверхзвукового дальнего бомбардировщика со скоростью полета 3000 км/ч, практическим потолком 30 000 м и дальностью 14 000 км. Работы над аванпроектом реактивного самолета под руководством П.В. Цыбина велись в Бюро новой техники ЦАГИ группой специалистов в составе В.Б. Шаврова, А.С. Кондратьева, О.В. Елисеева, И.К. Костенко и др.

Несмотря на возможно завышенные характеристики, проект вызвал большой интерес. 23 мая 1955 г. вышло постановление об организации ОКБ-256 на базе завода № 256 в г. Подберезье и постройке PC. В руководство ОКБ вошли П.В. Цыбин, главный конструктор, и его заместители: А.Г. Голяев - по общим вопросам, Б.А. Меркулов - по науке, И.А. Яковлев - по спецоборудованию и системам, - а также В.Б. Шавров, начальник конструкторского отдела. Для формирования штата создаваемого ОКБ главным конструкторам других ОКБ было дано указание выделить людей, был открыт широкий прием сотрудников, в ОКБ-256 направлялись по распределению молодые специалисты.

На этапе аванпроекта разрабатывался самолет с передним и хвостовым оперениями и тонким трапециевидным крылом малого удлинения с двумя прямоточными воздушно-реактивными двигателями (ПВРД) на концах. На расстоянии 50 км до цели хвостовая часть самолета с оперением, представлявшая собой крылатую бомбу на основе изделия 244Н, должна была отделяться и планировать на цель, а самолет должен был возвращаться на аэродром базирования.

При работе над эскизным проектом схему самолета изменили на обычную, бомбу разместили под фюзеляжем в полуутопленном положении. Собственная дальность полета PC по расчетам не превысила 7500 км, поэтому предусматривались применение воздушного старта с самолета-носителя Ту-95Н (на удалении до 4000 км от места базирования) с последующим набором высоты и разгоном до 3000 км/ч с помощью двух спаренных ускорителей с ЖРД и крейсерский полет на маршевых СПВРД (РД-013 тягой по 4400...4500 кгс, разрабатывавшихся в ОКБ-670 М.М. Бондарюка). Расчетная суммарная дальность полета PC составляла 12 500...13 500 км. Эскизный проект был выпущен 31 января 1956 г.

После успешных пусков межконтинентальных баллистических ракет работы по крылатым носителям ядерного оружия были сокращены. В ОКБ-256 разработка PC была прекращена, но продолжено проектирование его варианта 2РС - стратегического разведчика для ведения оперативной разведки на возможном театре военных действий и в тылу вероятного противника. Ввиду задержки работ по Ту-95Н рассматривалась возможность самостоятельного аэродромного старта для 2РС. Проект был доработан и обозначен ЗРС. Для взлета под фюзеляж ЗРС предполагалось установить четыре стартовых ускорителя, а под крыло для увеличения дальности полета - два сверхзвуковых ПТБ. Прекращение разработки Ту-95Н и отказ от воздушного старта привели к замене силовой установки и шасси на ЗРС. Работы были продолжены над проектом под обозначением РСР.

Реактивный самолет-разведчик РСР (проект)

31 августа 1956 г. вышло постановление правительства о выпуске РСР с двумя ТРДДФ Д-21 (вариант двигателя Д-20 с форсажной камерой) тягой 4750 кгс на форсированном режиме разработки ОКБ-19 П.А. Соловьева. 15 января 1957 г. ВВС сформулировали ТТТ к самолету. РСР должен был стать первым в мире самолетом со сверхзвуковой крейсерской скоростью полета для проведения разведки на удалении 1700 км от аэродрома базирования (скорость 2700 км/ч при высоте над целью 25 500 м) в любое время суток. Эскизный проект был закончен 26 июня 1957 г.

РСР должен был достигать скорости звука на высоте 8500 м через 4 мин после старта и набирать высоту 20 000 м через 15 мин после взлета. После сброса ПТБ на высоте 10 700 м и набора крейсерской высоты 25 500 м РСР должен был выполнять длительный установившийся полет со скоростью, соответствующей М = 2,65. Максимальная высота полета 26 700 м (при скорости до 2800 км/ч), дальность 3760 км. Полет РСР должен был проходить в режиме радио- и радиолокационного молчания. Изучались меры снижения радиолокационной заметности самолета. Для уклонения от ракет противника предусматривались выполнение маневра с перегрузкой до 2,5 (горка с динамическим потолком 42 км), а также постановка радиопомех.

РСР - одноместный среднеплан с трапециевидным крылом малого (1,67) удлинения с углом стреловидности 58° по передней кромке, со сверхзвуковым аэродинамическим профилем, образованным двумя трапециями с острыми передними и задними кромками, относительной толщиной 2,5 %. Крыло было дополнено небольшими аэродинамическими поверхностями с внешней стороны гондол двигателей. Механизация крыла: элероны и закрылки относительной площадью 4 и 7,7 % соответственно. Конструкция крыла 16-лонжеронная с набором нервюр и обшивкой в основном из алюминиевых сплавов, для увеличения жесткости крыла на кручение часть обшивки и конструкция элеронов выполнялись из алюминиево-бериллиевого сплава.

Аэродинамическое качество самолета - 5,3 при М = 2,65 и угле атаки 5° на высоте 22 000...25 000 м.

Балансировка обеспечивалась автоматической перекачкой топлива и порядком выработки баков. Центровка самолета: на взлете - 25 %, на маршевом участке - 45 %, на посадке - 26,4 % САХ. Масса планера 3920 кг, силовой установки - 1800 кг, оборудования - 1880 кг, топлива - 10 700 кг.

Хвостовое оперение - цельноповоротное: киль и горизонтальное оперение относительной толщиной 3,5 %, подобные крылу. Материал - алюминиево-бериллиевый сплав. В системе управления были гидроусилители, жесткие тяги, валы и механизмы загрузки.

Фюзеляж большого (18,6) удлинения с цилиндрической центральной частью диаметром 1,5 м и коническими носовой и хвостовой частями состоял из восьми отсеков: носового кока, приборного отсека, отсека кабины с двойной оболочкой и теплоизоляцией, переднего несущего топливного бака, средней части с гермоотсеком для фотооборудования, хвостового двухсекционного несущего топливного бака, рулевого отсека и кормового топливного бака. Для обеспечения работы фотоаппаратуры в нижней поверхности гермоотсека имелась плоская прозрачная панель, закрываемая сдвижной шторкой.

Летчик в скафандре с автономной аварийной системой кондиционирования размещался в гермокабине, давление в которой у земли равнялось 780 мм рт. ст., на максимальной высоте -460 мм рт. ст. Предусматривалось катапультирование. Остекление фонаря кабины было образовано плоскими панелями. За фонарем вдоль фюзеляжа до киля тянулся гаргрот для проводки коммуникаций.

В фюзеляже размещались также: расходный топливный бак, турбоагрегат, бак с пропаном (для охлаждения оборудования в сочетании с теплоизоляцией), тормозной парашют.

В целях снижения массы конструкции от сверхзвуковых ПТБ отказались - обычные ПТБ (2x1300 кг) использовались на дозвуковом участке полета (дальность полета не снизилась).

Высокая весовая отдача самолета (54,6 %) достигалась повсеместным облегчением конструкции, что реализовывалось отчасти из-за малого ресурса - 200...250 ч до появления деформаций в 0,2 % (в то время считалось, что для самолетов такого класса вероятность успешного завершения есть всего у трех боевых вылетов). Температура обшивки при М = 2,56 могла достигать 220 °С, но расчетные нагрузки на конструкцию в течение полета снижались пропорционально падению ее прочности от нагрева, а штатная перегрузка не превышала 1,2, поэтому основным материалом были алюминиевые сплавы. Сталь использовалась в особо ответственных зонах. При сборке применялись клепка, сварка, а болтовые соединения использовались минимально.

Из-за сложностей в получении двигателей Д-21 решено было использовать ТРДФ Р-11Ф разработки ОКБ С.К. Туманского со сверхзвуковыми воздухозаборниками с центральным конусом.

Шасси РСР - велосипедного типа с поддерживающими лыжами-костылями под гондолами двигателей и хвостовой опорой-костылем. Передняя опора со сдвоенными колесами, основная - с четырехколесной тележкой и лыжей между спаренными колесами, ограничивавшей проседание пневматиков при посадке. РСР мог эксплуатироваться с аэродрома 2 класса.

Точность самолетовождения при полете по маршруту с использованием радиолокационных ориентиров через 500 км не хуже ±10 км, а при выходе в район цели с использованием комплекса автоматических навигационных систем, включавшего в себя астроинерциальную систему в сочетании с гировертикалью, курсовой системой, единым пилотажно-навигационным прибором, радиолокационным визиром и автопилотом, - до 3...5 км.

Разведывательное и оборонительное оборудование состояло из радиолокационного прицела с фотоприставкой и станции радиоразведки в носовом коке, предназначенных для разведки промышленных центров с расстояния 250 км и обнаружения РЛС противника на расстоянии 125 % от дальности их действия; фотоаппаратуры, устанавливаемой на платформе в гермоотсеке длиной 3,5 м за передним топливным баком (АФА-33, АФА-34, АФА-40: две камеры с фокусным расстоянием 1000 мм и две - 200 мм или одна - 1800 мм и две - 200 мм); оптического прицела для контроля; станции предупреждения о радиолокационном облучении; оборудования для создания активных и пассивных радиопомех.

Изучались также следующие проекты вариантов РСР: РСС -беспилотный реактивный самолет-снаряд для использования на самолете-носителе А-57, проектировавшемся Р.Л. Бартини; РГСР - разрабатывавшийся В.Б. Шавровым проект гидросамолета. В 1958 г. по договоренности с С.П. Королевым в ОКБ-256 велись работы над проектом пилотируемого планирующего возвращаемого с орбиты космического аппарата.

В целях изучения характеристик РСР в дозвуковом диапазоне скоростей, отработки конструкции и бортовых систем в 1956 г. было начато проектирование самолета НМ-1 (натурная модель).

Пилотируемый самолет-аналог НМ-1

По размерам и конструкции в целом модель НМ-1 (рис. 219, 220) подобна РСР. Двигатели АМ-5. Полезная нагрузка состояла из различной исследовательской аппаратуры. Центровка самолета 25,5 % САХ обеспечивалась балансировочным грузом, расположенным в более короткой, чем у РСР, носовой части (из-за отсутствия боевых систем). Фюзеляж состоял из трех частей: носовой, центральной и хвостовой. В фюзеляже размещались два топливных бака и бак для гидросмеси, в хвостовой части - тормозной парашют. Шасси НМ-1: основная опора в виде лыжи, расположенная впереди центра масс, хвостовое колесо, две поддерживающие опоры под гондолами двигателей, двухколесная взлетная тележка, крепившаяся к лыже. После взлета на высоте 150 м предусматривался сброс тележки с парашютом.

Постройку НМ-1 закончили в середине 1958 г. Первая рулежка и подлет (самолет пробыл в воздухе 17 с) были произведены 1 октября 1958 г. Из-за сомнений в прочности шасси и в связи с наступлением зимы первый полет состоялся только 7 апреля 1959 г. (летчик-испытатель Амет-Хан Султан). Скорость НМ-1 в первом полете - до 500 км/ч, высота 1500 м, время полета 12 мин. Следующие два полета состоялись 3 и 9 июня 1959 г. Всего за 1959-1960 гг. на НМ-1 были совершены 32 полета продолжительностью от 11 до 40 мин на высотах 1000...4000 м со скоростью до 500 км/ч (большей получить не удалось из-за недостаточной тяги ТРД).

В результате предварительных летных испытаний было установлено следующее: самолет устойчиво выдерживает направление взлета; органы управления эффективны начиная со скорости 60 км/ч; при разбеге и пробеге при скорости 100...200 км/ч есть тряска; взлет затруднен из-за большого усилия на ручке; имеются покачивания по крену в полете; самолет обладает хорошей летучестью при посадке; по управлению, выполнению взлета, построению расчета на посадку и выполнению посадки НМ-1 проще, чем самолеты марок Су и МиГ. В дальнейшем летные испытания НМ-1 были остановлены.

Рис. 219. Экспериментальный самолет НМ-1

Рис. 220. Схема экспериментального самолета НМ-1

Сверхзвуковой самолет-разведчик Р-020 ("Игла")

С учетом результатов испытаний НМ-1 в проект РСР были внесены коррективы, направленные на улучшение управляемости и повышение надежности систем. В рабочих чертежах самолет Р-020 (рис. 221, 222) геометрически отличался от РСР, хотя общая компоновка в целом была сохранена.

Полный комплект рабочей документации был передан на завод № 99 в г. Улан-Удэ, где было развернуто серийное производство. К концу 1963 г. планировалось построить 30 самолетов. Войсковая эксплуатация первых пяти самолетов должна была начаться в 1962 г. Изготовление первого опытного образца Р-020 началось на заводе № 256, но закончено не было: производственные площади были переданы заместителю А.И. Микояна по беспилотной ракетной тематике А.Я. Березняку.

1 октября 1959 г. ОКБ-256 было переведено в ОКБ-23 главного конструктора В.М. Мясищева. Документация была переоформлена, и постройка опытной партии из трех Р-020 была продолжена на заводе ОКБ-23. 29 сентября 1960 г. первый опытный самолет был выведен на аэродром ЛИИ в г. Жуковском. Там же началась его подготовка к испытаниям.

Рис. 221. Самолет-разведчик Р-020

К тому времени на заводе № 99 были построены три самолета Р-020 и подготовлены к сборке еще несколько комплектов агрегатов. Но после закрытия ОКБ-23 их производство было прекращено, готовые самолеты и задел уничтожены. Опытный образец Р-020 в полуразобранном состоянии был передан в МАИ на кафедру самолетостроения в качестве учебного пособия (впоследствии от него остались лишь некоторые агрегаты).

В 1974 г. П.В. Цыбин стал заместителем главного конструктора, а затем научным консультантом по теме "Буран". В последние годы жизни П.В. Цыбин руководил научно-исследовательскими работами по созданию воздушно-космического самолета.

Рис. 222. Схема самолета-разведчика Р-020

В октябре 1960 г. В.М. Мясищев был отстранен от должности главного конструктора и переведен на должность начальника ЦАГИ, а ОКБ-23 вошло в состав ОКБ-52 В.Н. Челомея. Работы по Р-020 прекратились из-за несоответствия основной тематике ОКБ-52.

К середине 1961 г. весь состав бывшего ОКБ-256 был переведен в подчинение Министерства среднего машиностроения (МСМ). П.В. Цыбин перешел на работу в ОКБ С.П. Королева, где под его руководством были созданы беспилотная модификация космического корабля "Восток", спутник связи "Молния" и космический корабль "Союз".

Таблицы к главе 9