Авиация и космонавтика 2006 01

Количество и тип двигателей

– но первом этапе 4 х РД36-41

– на втором этапе…. 4 х К-101

Тяга двигателей (форсажная), кгс

– на первом этапе 4x16150

– на втором этапе 4x20000

Тяговооруженность взлетная

– на первом этапе 0,38

– на втором этапе 0,47

Удельная взлетная нагрузка на полную площадь центроплана и поворотной консоли, кг/м 2 335

Длина самолета, м 41,2

Высота самолета, м 8,0

Размах, м

– центроплана 14,4

– при стреловидности ПИК 30' 40,8

– при максимальном угле ПЧК 7'2° 25,0

Колея шасси, м 6,0

База шасси, м 12,0

Площадь поворотных консолей крыла, м 2

– при максимальном угле стреловидности 73,1

– при минимальном угле стреловидности 97,5

Площадь центроплана, м 2 409,2

Полная площадь центроплана и поворотных консолей крыла, м 2

– при максимальном угле стреловидности 482, 3

– при минимальном угле стреловидности 506, 8

Угол стреловидности по передней кромке центроплана, град 72

Угол стреловидности по передней кромке поворотных консолей крыла, град

– максимальный 72

– минимальныи 30

Удлинение по полной площади центроплана и поворотных консолей крыла при

– при максимальном угле стреловидности 1,14

– при минимальном угле стреловидности 3,3

Вес пустого самолета, кг 123000

Нормальный взлетный вес, кг… 170000

Вес топлива во внутренних баках, кг.. 97000

Боевая нагрузка, кг

– нормальная (во внутренних грузовых отсеках) 9000

– максимальная, с недозаправкой топлива (во внутренних грузовых отсеках и на наружных подвесках) 45000

Максимальная скорость полета, км/ч

– у земли 1100

– на высоте 3200

Крейсерская скорость полета, км/ч

– на высоте более 18 км 3000-3200

– на средних высотах 800-900

– у земли 850

Максимальная дальность полета с двигателями К-101 на крейсерской скорости с нормальной боевой загрузкой без дозаправки топливом в воздухе, км

– на высотах более 18 км 9000

– на средних высотах.. 14000

Длина разбега, м 1100

Длина пробега, м 950

Число членов экипажа, чел 3

Вооружение:

– ракеты «воздух-земля» большой дальности 4

– ракеты «воздух-земля» малой дальности 24

– бомбы общим весом, кг 45000

Как отмечалось выше, еще одним предприятием, начавшим проектирование по теме многорежимного стратегического самолета, стало восстановленное в середине 60-х годов ОКБ Генерального конструктора Владимира Михайловича Мясищева (ЭМЗ), которому еще в конце 1968 года Приказом МАП в соответствии с тактико-техническими требованиями ВВС было поручено разработать аванпроект стратегического многорежимного многоцелевого самолета-ракетоносца с возможностью его использования в трех различных по назначению вариантах.

Коллектив ЭМЗ приступил к работам, которые велись по так называемой теме «20» (многорежимного бомбардировщика-ракетоносца М-20). Основной ударно-разведывательный вариант самолета предназначался для нанесения ракетно-ядерных и бомбовых ударов по удаленным стратегическим объектам и ведения стратегической разведки. Второй вариант (рейдер) должен был обеспечивать борьбу с трансокеанскими воздушными перевозками и самолетами ДРЛО. Третий вариант должен был представлять собой дальний противолодочный самолет, предназначенный для поиска и уничтожения подводных лодок на удалениях до 5000-5500 км. Общая максимальная дальность полета самолета на дозвуковой скорости должна была составлять 16000-18000 км.

Ударный вариант самолета М-20 разрабатывался под требования 1967 года в нескольких компоновочных вариантах с использованием различных современных подходов к проектированию самолетов подобного класса и назначения. В качестве силовой установки предполагалось использовать ТРДДФ, разрабатывавшиеся ОКБ Н.Д.Кузнецова (НК-32 или НК-54). Были подготовлены четыре возможных реализации компоновок М-20, каждая из которых включало в себя до десятка и более вариантов:

Владимир Михайлович Мясищев, Генеральный конструктор сначала ОКБ23, а затем экспериментального машиностроительного завода (ЭМЗ) в г Жуковском

Один из проектов самолета М-20

Проект М-20 по схеме 'летающее крыло' с управлением ламинарным обтеканием

Вариант I – базировался на основе компоновочных схем М-20-1, М-20- 2, М-20 -5, М-20-6. Расчетная взлетная масса самолетов данного варианта определялась в пределах до 150000 кг;

Вариант II – на основе компоновочных схем М-20-7, М-20-9 (проект на основе использования технологии обеспечения ламинарного обтекания крыла). М-20-10. М-20-11, М-20-14, М- 20-15;

Вариант III-разрабатывался на основе компоновочных схем М-20-16, М- 20-17, М-20-18 М-20-19. М-20-21;

Вариант IV – но основе компоновочных схем М-20-22, М-20-23 и М- 20-24 с системой контроля за обтеканием крыло. Взлетная масса самолетов донного варианта достигала 30000-325000 кг, а в случае применения подвесных топливных баков, взлетная масса доходила до 345000 кг.

Следует отметить, что проблемами внедрения системы контроля за обтеканием крыла занимались не только мясищевцы. На начальном этапе развития проекта Ту-160, когда самолет рассматривался в варианте с жестким крылом, подобное техническое решение предполагалось и для Ту-160. Некоторое представление о широте поисков компоновочных схем и решений можно получить по Приводимым схемам проекта М-20.

Выполнив предварительную часть работы, В.М.Мясищев продолжал считать главной целью своего возрожденного ОКБ перспективную задачу создания скоростного тяжелого самолета. Имея масштабные исследования по теме «20», В.М.Мясищев добился включения ЭМЗ в конкурс по созданию сверхзвукового многорежимного стратегического самолета-носителя. Соответствующие Приказы МАП вышли 15 сентября 1969 года, 17 сентября и 9 октября 1970 года Начались новые роботы по теме «18» (самолет М-18). За основу были взяты наработки по вариантам М-20 с крылом изменяемой стреловидности.

15 февраля 1971 года В.М.Мясищев выступил с докладом перед представителями различных НИИ и ОКБ касательно проведенных коллективом ЭМЗ совместно с ЦАГИ, а также различными НИИ Министерства обороны, радиопромышленности и оборонной промышленности исследований Мясищев отметил в докладе основные особенности технического задания по новому самолету, о именно:

– увеличение боевой нагрузки при нормальном полетном весе в 1,8 раза;

– необходимость установки специального оборудования, необходимого для преодоления ПВО потенциального противника;