Е.В.Арсеньев - История конструкций самолетов в СССР в 1951-1965 гг

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.