|
|
|
Первые проекты
Начало работ над новым многорежимным
стратегическим авиационным носителем в СССР можно отнести к 1967 году,
когда к работам над ним приступили два отечественных авиационных ОКБ:
ОКБ П.О.Сухого и, только что восстановленное, ОКБ В.М.Мясищева. 28
ноября 1967 года вышло правительственное постановление по новому
самолету. От разработчиков требовалось спроектировать и построить
самолет-носитель, обладающий исключительно высокими летными данными.
Например, крейсерская скорость на высоте 18000 м оговаривалась 3200-3500
км/ч, дальность полета на этом режиме определялась в пределах
11000-13000 км, дальность полета на большой высоте на дозвуковой
скорости и у земли соответственно равнялась 16000-18000 км и 11000-13000
км. Ударное вооружение оговаривалось сменным и включало в себя ракеты
воздушного базирования (4 х Х-45, 24 х Х-2000 и др.), а также
свободнопадающие и корректируемые бомбы различных типов и назначения,
суммарная масса боевой нагрузки достигала 45 тонн. К началу 70-х годов
оба ОКБ, основываясь на требованиях полученного задания и
предварительных ТТТ ВВС, подготовили свои проекты. Оба ОКБ предлагали
четырехдвигательные самолеты с крылом изменяемой стреловидности, но
совершенно разных схем. Первоначально ОКБ П.О.Сухого пыталось
максимально использовать научно-технический задел по своему проекту Т-4
("100"), опытный экземпляр которого в это время находился в
производстве. ОКБ подготовило вариант глубокой модернизации Т-4 с
увеличенными дальностью полета и массой. Модернизированный Т-4М
отличался от Т-4 новым крылом изменяемой стреловидности, заменившим
треугольное крыло, схема "утка" сохранялась.
Самолет Т-4М фирмы Сухого
Т-4М
Т-4М
В 1969-1970 годах исходный проект Т-4М полностью перерабатывается в
проект Т-4МС ("200"), который с Т-4М имел только общие буквы и цифры в
условном обозначении. Новый Т-4МС выполнялся по схеме "бесхвостки" с
фюзеляжем и центральной частью крыла, выполненными как единое целое, по
интегральной части крыла крепились поворотные консоли.
Самолет Т-4МС
Проекция самолета Т-4МС
"Молодое" ОКБ В.М.Мясищева вышло в конце 60-х годов с предложением сразу
по двум проектам - М-18 и М-20. Как и проекты ОКБ О.П.Сухого, оба
мясищевских самолета имели крыло изменяемой стреловидности. Отличия
между проектами М-18 и М-20 заключались в выборе размещения
стабилизатора: для М-20 ОКБ выбрало схему "утка", а для М-18 -
нормальную схему.
Примечательно, что окончательный вариант (а всего их было 4) компоновки
М-20 с крылом изменяемой стреловидности, послуживший основой для проекта
М-18 и Ту-160, был подписан В.М.Мясищевым в 1969 году, за полгода до
утверждения схожей компоновки американского бомбардировщика В-1А.
Проект самолета М-20 вариант III
М-20 вариант IV
М-20 вариант IV
Взлетная масса М-20 вариант IV предполагалась 300 000 – 325 000 кг, с
применением подвесных топливных баков; расчетная взлетная масса доходила
до 345 000 кг. Длина самолета 57,7 м, размах крыла – 26,8 – 55 м.
Стреловидность 15 – 70 градусов. Дальность полета 14700 км (с подвесными
топливными баками 17200 км.). Крейсерская скорость 3200 км/час или число
М более 3. Масса боевой загрузки более 40 т.
Модель самолета М-18
Проекция самолета М-18
Модель самолета М-18 конструкции
Мясищева
Тяжелый бомбардировщик М-18 разрабатывался как развитие проекта
сверхзвукового бомбардировщика М-20 вариант IV. Для организации работ на
ЭМЗ с привлечением отраслевых НИИ и смежных организаций были выпущены
Приказы МАП № 134 от 17 сентября и № 321 от 9 октября 1970 года.
Перспективный самолет должен был обладать большой дальностью полета на
дозвуковой скорости с возможностью кратковременного полета на
сверхзвуковом режиме на высоте около 20000 м или совершения полета на
малых (300-500 м) высотах на дозвуковой скорости для прорыва зоны ПВО
противника протяженностью до 2000 км.
Опережающими темпами создавался наиболее важный и ответственный элемент
конструкции самолета с изменяемой геометрией крыла - оригинальный шарнир
для поворота крыла в полете, его модель прошла прочностные и
динамические исследования в ЦАГИ.
Вскоре задействуются 9 стендов и две летающие лаборатории. Взлетный вес
самолета, в результате проведенных работ, уменьшается на 10%.
В предложениях обоих ОКБ предполагалось использование самолета в
основном варианте многорежимного стратегического
бомбардировщика-ракетоносца, с возможностью модификации в высотный
разведчик или противолодочный самолет. В 1969 году ВВС сформулировали
требования к перспективному стратегическому многорежимному самолету.
Разработку предполагалось вести на конкурсной основе. Помимо ОКБ
П.О.Сухого и ОКБ В.М.Мясищева, решено было привлечь к работам ОКБ
А.Н.Туполева.
До 1970 года ОКБ А.Н.Туполева
участвовало во всех этих перепитиях с новым "стратегом" лишь как
наблюдатель, исправно присутствуя на всех обсуждениях и заседаниях по
теме. Загруженному текущей работой по большому количеству самолетов (во
второй половине 60-х годов ОКБ выпустило на испытания Ту-154, Ту-144,
Ту-22М, Ту-142) руководству ОКБ было не до новых заказов, хотя тема явно
вписывалась в традиционное генеральное направление работ туполевцев. В
1970 году, оценив реальное положение дел и дальнейшие перспективы с
разработкой новой стратегической машины в СССР, взвесив свои возможности
и возможности своих конкурентов, ОКБ А.Н.Туполева приступило к работам
по новому проекту, основываясь на требованиях выдвинутых в 1967 году.
Проектные работы велись в отделении "К" ОКБ под общим руководством
А.А.Туполева, в дальнейшем руководство было возложено на Главного
конструктора В.И.Близнюка, долгие годы до этого работавшего в команде
С.М.Егера, где он участвовал в проектировании системы "135"; затем была
работа в отделении "К", где ему пришлось работать над проектами первых
туполевских беспилотных сверхзвуковых ЛА (самолеты "121" и "123"), а
затем долгие годы работать по СПС-1 Ту-144. Большой вклад в работу над
проектом внес нынешний руководитель работ по Ту-144ЛЛ и СПС-2 Ту-244
А.Л.Пухов.
Пассажирский Ту-244
Пассажирский Ту-244
ОКБ Туполева в этом проекте пошло по проторенной дорожке. Например, в
начале 50-х годов ОКБ, опираясь на работы группы немецких пленных
специалистов, создающих к тому времени уникальный двигатель ЮМО-022,
очень убедительно (и в противовес всем мировым исследованиям и
направлениям в области строительства авиационных двигателей) доказывало
бесперспективность применения ТРД на дальних самолетах. Многие
специалисты считают, что это решение отбросило отечественное
двигателестроение и нашу тяжелую авиацию (как военную, так и гражданскую
на многие годы назад - более 30 лет). Если проект самолета не
укладывался в требуемые параметры, то Туполев просто менял эти
требования, пользуясь своей прекрасной организаторской и пробивной
способностью, энергией и умением достичь поставленной цели. Так,
например, не вкладываясь в установленные требования прочнистов, Туполев
сумел убедить их в снижении нормативов по прочности крыла для будущего
Ту-95 (в то время как ОКБ 23 под руководством В.М.Мясищева разрабатывало
новое гибкое крыло для самолета М4, укладываясь в параметры требуемой
прочности). Особая борьба у Туполева шла с КБ Мясищева, производивших
самолеты М4, 3М, 3МД; последний из них к началу 60-х годов по всем
параметрам бил самолеты Ту-95. Но, тем не менее, КБ Мясищева оказалось
закрыто, а на свет появилось новое детище Ту-95МС. Так и в случае с проектом Ту-160. Имея огромные наработки по Ту-244, ОКБ
стало доказывать бесперспективность применения самолета с изменяемой
геометрией крыла для стратегического ракетоносца, подстраивая тем самым
требования МО СССР под свой самолет. Прежде всего Туполев доказал
заказчику целесообразность снижения требований к максимальному значению
крейсерского числа М, хотя при этом пришлось пойти на уменьшение
скорости реакции стратегической системы. ОКБ решило, в отличие от своих
конкурентов, ограничить крейсерское число М нового стратега на уровне
2,3. Несколько забегая вперед, можно сказать, что тенденция проталкивания
собственных разработок в ущерб общему авиастроению страны, консерватизм
- были характерны всему управленческому аппарату ОКБ Туполева и это
впоследствии негативно отразится на начинке Ту-160, где вместо
современного оборудования будет устанавливаться аппаратура морально
устаревшая еще до своей установки в самолет. И в перспективе недавних
радужных заявлений бывшего Министра Обороны России Иванова о разработке новой
авионики для самолета, можно также предположить, что оборудование будет
задействовано с какого-нибудь уже опробованного Ту-204 и адаптировано
для военных целей. Чего-то принципиально нового ожидать не стоит. Хотя и
это для нашей стратегической авиации будет прорывом, так как
альтернативы просто нет. А неудачная попытка воспользоваться проектом
Ту-244 обязательно будет продолжена в новом проекте. И похоже что
разработка самолета Ту-360 - это как раз продолжение этой истории. Наработки ОКБ по проекту Ту-244 позволяли надеяться на получение на
крейсерском сверхзвуковом режиме аэродинамического качества в пределах
7-9, а на дозвуковом режиме до 15, что в сочетании с перспективными
экономичными двигателями давало реальную возможность приблизиться к
заданным дальностям полета (например, согласно материалам проекта Ту-244
1973 года с ТРД, имеющими на крейсерском сверхзвуковом режиме удельный
расход топлива 1,23 кг/кгс час, обеспечивалась расчетная дальность на
сверхзвуковом режиме полета 8000 км). Взвесив все за и против, в ОКБ начали готовить аванпроект самолета по
схеме "бесхвостки" с плавным сопряжением крыла и фюзеляжа, что было
попыткой "дешево и сердито" приспособить под новые задачи задел
предыдущих проектов. С 1970 по 1972 годы подготовили несколько
вариантов, проходивших в ОКБ под шифрами Ту-160М (Л-1), (Л-2) и т.д.,
изделие "70" или внутрифирменное обозначение "К". К 1972 году аванпроект
закончили и предоставили его ВВС.
Модель Ту-160 представленная фирмой
Туполева
Проекции Туполевского Ту-160
Все ОКБ провели большую работу по
сравнительному исследованию использования крыла с постоянной и с
переменной стреловидностью. Возможности выбора варианта самолета с
крылом изменяемой стреловидности имело множество преимуществ, но
приводило к увеличению массы и к значительному усложнению конструкции за
счет введения поворотного узла консолей крыла. Основным требованием,
предъявляемым к тяжелому многорежимному самолету, являлось обеспечение
большой дальности полета по сложному профилю с преодолением зоны ПВО на
большой высоте со сверхзвуковой скоростью или у земли с дозвуковой
скоростью полета. При этом основной полет к цели до зоны действия ПВО
должен был выполнятся на оптимальных высотах с дозвуковой скоростью. К
дополнительному требованию можно отнести необходимость обеспечения
эксплуатации самолета с ВПП ограниченных размеров (аэродромы 1-го
класса). Совмещение указанных свойств в одном самолете представляло
сложную техническую задачу. Достичь компромиссного решения между
дозвуковыми и сверхзвуковыми характеристиками самолета можно было путем
применения крыла изменяемой стреловидностью, а также использованием
двигателей комбинированной схемы: одноконтурного на сверхзвуке и
двухконтурного на дозвуке (последнее, естественно, распространяется и на
самолеты с фиксированной стреловидностью крыла). Сравнительные
исследования, проведенные в ходе выбора оптимальной конфигурации тяжелых
многорежимных самолетов с крылом фиксированной стреловидности и с крылом
изменяемой стреловидности выявили следующие основные преимущества и
особенности использования такого крыла. При полете с дозвуковой
скоростью, аэродинамическое качество самолета с крылом изменяемой
стреловидности примерно в 1,2-1,5 раза выше, чем у самолета с
фиксированной стреловидностью. При полете со сверхзвуковой скоростью
аэродинамическое качество самолета с крылом изменяемой стреловидности в
сложенном положении практически равно аэродинамическому качеству
самолета с крылом фиксированной стреловидности. Существенным недостатком
крыла с изменяемой стреловидностью является увеличение массы самолета
вследствие наличия шарнира и механизма поворота консолей крыла. Согласно
проводившимся расчетам, потеря массы на шарнирном узле, превышающая 4%
взлетной массы, полностью дискредитировала идею самолета с крылом
изменяемой стреловидности для тяжелого самолета. При использовании
однотипных двигателей дальность полета на дозвуковой скорости на средних
высотах самолета с крылом изменяемой стреловидности примерно на 30-35%,
а на малой высоте на 10% получалась выше, чем у самолета с крылом
фиксированной стреловидности. Дальности полета на сверхзвуковой скорости
самолетов обеих конфигурации получались приблизительно одинаковыми.
Дальность полета на малой высоте самолета с крылом изменяемой
стреловидности получалась приблизительно на 15% больше, чем для самолета
с крылом фиксированной стреловидности. Самолет с крылом изменяемой
стреловидности в сложенном положении более был приспособлен для полетов
на малых высотах за счет меньшей несущей способности крыла по углу атаки
и больших удельных нагрузках на него. Взлетно-посадочные характеристики
самолета с изменяемой стреловидностью крыла были лучше. Как отмечалось
выше, важным вопросом при создании тяжелых сверхзвуковых стратегических
самолетов является выбор максимального значения скорости сверхзвукового
полета. В ходе исследований проводилась сравнительная оценка дальности
полета самолета с крылом изменяемой стреловидности, рассчитанного на
полет с крейсерской сверхзвуковой скоростью, соответствующей М=2,2 и
М=3. Снижение скорости до М=2,2 позволяло значительно увеличить
дальность полета за счет меньших удельных расходов топлива двигателей и
большего значения аэродинамического качества. Помимо этого, конструкция
планера самолета, рассчитанного на М=3, предполагала выполнение ее из
титановых сплавов, что приводило к удорожанию самолета на 15-20% и к
возникновению дополнительных проблем технологического и
эксплуатационного характера.
|
|
©
Александр
Вишняков 2007 |
|
|
|
|
|