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

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.