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

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.