Авиация и космонавтика 2001 02

Двигатель РВД по конструктивной схеме был близок к ТВД, но, в отличии от последнего, у РВД примерно 50% энергии приходилось на винт, а 50% на реактивную тягу сопла. Этим типом двигателей в СССР в начале 50- х годов занимались ОКБ под руководством А.Д.Швецова и ОКБ под руководством Н.Д.Кузнецова. Проект разработки ОКБ-276 получил обозначение П-8 и предназначался для одного из вариантов сверхзвукового стратегического носителя самолета "108". Проект ОКБ-19 предназначался для высотного скоростного самолета на базе Ту- 96. Расчетный потолок этой машины должен был составлять 16000 м, а скорость на этой высоте -1000 км/час, при этом суммарная тяга РВД оценивалась в 5 тонн и распределялась между винтом и соплом почти поровну, тяга винта – 2,6 тонны при коэффициенте полезного действия винта 0,8, тяга реактивного сопла – 2,4 тонны. Двигатель проектировался таким образом, что на номинальном режиме до расчетной высоты в 16000 м и скорости 1000 км/ час мощность винтовой установки оставалась постоянной и равной 12000 л.с., а после высоты 16000 м она падала пропорционально плотности воздуха. В свою очередь, реактивная тяга двигателя росла по мере набора высоты до 16000 м. и при скорости 1000 км/час достигала 2.4 тонны. Выше 16000 м. тяга падала также пропорционально плотности воздуха. Таким образом, суммарная тяга РВД также росла до расчетной высоты. На расчетном высотно-скоростном режиме РВД имел удельный расход топлива 0.8 кг/кгс час, для сравнения, ВД-5 на аналогичном режиме имел удельный расход топлива 1,0 кг/кгс час.

Под двигатели РВД были рассмотрены возможные варианты компоновок этих двигателей на базовом самолете Ту-96 в крыле и на пилонах под крылом. Для РВД наиболее приемлемым оказался вариант установки 4-х двигателей на пилонах под крылом. Модель подобного самолета прошла серию продувок в аэродинамических трубах ЦАГИ.

Сложности создания принципиально нового типа двигателей РВД и неопределенность со сроками их появления заставило ОКБ 156 заняться проектированием самолета "99" под 4 двигателя ВД7 со статической тягой 13 тонн каждый. Расчетная дальность при этом достигла 12000-13000 км, что превышало полученные дальности полета самолета М-4 с двигателями АМ-ЗА. Максимальная расчетная скорость самолета "99" с двигателями ВД-7 получалась равной 950-1000 км/час.

В этот период ОКБ-23 занялось кардинальной модернизацией самолета М- 4 в самолет ЗМ, установив на нем двигатели ВД-7 и значительно улучшив аэродинамику. Дальность полета новой модификации самолета должна была превысить 13000 км. Делать практически однотипный самолет с ЗМ было нерационально. Кроме того острота момента с ТВД НК явно пошла на убыль, НК-12 надежно работали на первых "95-ых"и решено было свернуть работы по проекту "99" и сосредоточиться на сверхзвуковых тяжелых авиационных носителях.

Бурное развитие средств противовоздушной обороны обострило перед пилотируемыми стратегическими ударными средствами проблему выживания в прямом и в переносном смысле для всего класса самолетов бомбардировочной авиации. Традиционный самолет- бомбардировщик должен был или преобразиться и приспособиться к новым условиям, или сойти со сцены вооруженной борьбы. Одним из направлений работ за выживание этого класса самолетов стало создание авиационных ракетных комплексов, состоящих из межконтинентальных дозвуковых самолетов-носителей, несущих сверхзвуковые крылатые ракеты (самолеты-снаряды) или баллистические ракеты класса "воздух-поверхность". Такая комбинация давала возможность весьма уязвимому от средств ПВО самолету- носителю наносить удар по стратегическим целям, не входя в активную зону ПВО, где его могли перехватить истребители-перехватчики и ЗРК.

Еще на этапе проектирования самолета Ту-95 предполагалось использовать его как составную часть авиаци- онно-ракетного комплекса, так как он имел большую дальность полета, значительную грузоподъемность и компоновку, удобную для подвески под фюзеляж в грузоотсеке крупного самолета-снаряда. Последнее стало решающим фактором при выборе между самолетами Ту-95 и М-4 и ЗМ в пользу первого для модификации в самолет- ракетоноситель.

Ту-95 К №6800404 с самолетом-снарядом Х-20 на испытаниях по этапу Главного конструктора, 1957 г.

Компоновочная схема фюзеляжа серийного Ту-95К

Работы по авиационно-ракетному комплексу на базе самолета Ту-95 начались в 1954 году. ПСМ СССР № 412- 182 от 11 марта 1954 года по комплексу К-20 обязывало ОКБ-156 А.Н.Туполева и ОКБ-155 А.И.Микояна разработать самолет-носитель на базе бомбардировщика Ту-95МА и самолет-снаряд Х-20. Носитель получил обозначение Ту-95К. Систему наведения само- лета-снаряда поручалось разработать КБ-1 под руководством В.М. Шабанова.

Название комплекса К-20 и ракеты Х-20 имели в своей основе предполагавшееся первоначально армейское обозначение самолета "95" – Ту-20, не принятое для самолета в связи с тем, что к принятию на вооружение самолета Ту-95 были подготовлены и выпущены горы технологической, эксплуатационной и прочей документации с индексом "95" и решено было оставить название Ту-95 в соответствии с реестром ОКБ-156. Индекс "20" сохранился в названии комплекса, ракеты и системы управления. В конце 50-х годов информация о комплексе К-20 просочилась на Запад и там достаточно долго в печати Ту-95 обозначали как Ту-20 (что было не так уж далеко от истины).

Проектирование самолета Ту-95К началось весной 1954 года. Эскизный проект был подписан Туполевым 26 октября 1954 года. Через год был подготовлен и согласован с заказчиком макет самолета. Изменения коснулись передней герметической кабины и грузоотсека, перекомпонованного для размещения в полуутопленном положении ракеты Х-20. Была изменена конфигурация фюзеляжных топливных баков и введен один дополнительный топливный бак для питания силовой установки Х-20.

В носовой части кабины теперь располагалась двухантенная радиолокационная станция "ЯД" слежения и наведения ракеты Х-20 на цель. В грузоотсеке был размещен балочный держатель БД-206, предназначенный для транспортировки и пуска ракеты. В полетном положении БД-206 вместе с ракетой был поднят, а носовая часть X- 20 закрыта обтекателем. При пуске балочный держатель с ракетой опускался и ракета стартовала с самолета. После пуска ракеты грузоотсек закрывался створками. Продувки моделей, проведенные в ЦАГИ, показали, что аэродинамическое качество самолета с подвеской уменьшается при полете на крейсерском режиме всего на 3%, а характеристики устойчивости и управляемости практически не менялись по сравнению с Ту-95. Последующие летные испытания самолета с подвеской подтвердили эти результаты.