Ознакомительная версия.
На М-50 конструкторы впервые отказались от вкладных баков, и топливо заливалось в герметизированные отсеки фюзеляжа и крыла.
Использовались и проверенные ранее технические решения. Это – велосипедное шасси со вздыбливающейся передней тележкой, позволявшей выполнять отрыв на углах атаки больших, чем в начале разбега, щелевые закрылки Фаулера и многое другое, ранее опробованное на самолетах М-4 и 3М. Для сокращения пробега после посадки предусмотрели тормозные лыжи.
Первоначально самолет создавался как средство доставки авиационных бомб, но уже в ходе проектирования на нем пытались предусмотреть размещение крылатых ракет, в частности разрабатывавшуюся в ОКБ трехступенчатую планирующую ракету «45Б» (видимо, речь шла о двух последних ступенях). В 1958 году главный конструктор А.Д. Надирадзе предложил запускать с М-50 баллистические ракеты.
Предметом особого внимания были двигатели. Ведь от них зависело, достигнет ли самолет заданной скорости и проектной дальности. Очень важно было, чтобы удельный расход горючего на крейсерском режиме не превышал 1,1–1,12 кг/кгс в час. Только в этом случае можно было надеяться на получение заданной дальности. Сколько раз в истории авиации случалось, что прекрасный во всех отношениях самолет, созданный под новый разрабатываемый двигатель, оставался в единственном экземпляре из-за отсутствия двигателей или, в лучшем случае, строился с другими, менее подходящими для него двигателями, теряя при этом многие из своих так нужных качеств.
М-50 первоначально рассчитывался под четыре турбовентиляторных НК-6 или ТРД ВД-9А, а затем на основании очередного постановления Совета Министров их заменили двигателями П.Ф. Зубца М16-17 (РД16-17) с расчетной тягой по 21 000 кгс.
М-50 – экспонат Монинского музея ВВС
Двигатель НК-6 еще не раз будет встречаться в этой книге. Поэтому стоит немного на нем задержаться. К началу 1961 года это был самый мощный советский ТРДДФ. При диаметре 1,995 м и сухом весе 3500 кг он первоначально рассчитывался на форсажную тягу 22 000 кгс. Высоким характеристикам в немалой степени способствовало повышение температуры газов перед турбиной до 1130 градусов. Большой диаметр определил количество оборотов, не превышавших 7500 в минуту. В ноябре 1960 года на стенде была получена тяга 22 400 кг при удельном расходе топлива на форсаже 1,72 кг/кгс в час. Однако вскоре выяснилось, что для обеспечения 50-часового ресурса необходимо снизить форсажную тягу до 19 000 кгс, а максимальную – до 13 000 кгс.
После выбора классической схемы самолета требовалось решить задачу по размещению двигателей. Первоначально их расположили на пилонах под крылом, но последующие расчеты с учетом полета машины при сильных порывах воздуха и продувки модели в аэродинамической трубе показали, что крайние мотогондолы будут сильно раскачиваться в боковом направлении. В итоге, по предложению В.А. Федотова и Ю.Е. Ильенко, два двигателя разместили на пилонах под крылом, а два – на торцах крыла.
В декабре 1955-го заказчику предъявили эскизный проект машины, а к 1 мая следующего года построили макет. Почти месяц работала макетная комиссия. Ее возглавлял маршал авиации В.А. Судец. Результаты ее работы оказались для конструкторов неожиданны. В своем заключении комиссия отмечала, в частности: «…получение заданной постановлением СМ СССР дальности полета 11 000-12 000 км на крейсерской скорости 1700–1800 км/ч без дозаправки топливом в полете не обеспечено. При условии использования топлива «ТР», которое в настоящее время проходит государственные испытания, и реализации принятых в расчет весовой отдачи, аэродинамического качества и удельного расхода топлива дальность полета составит примерно 10 000 км, при этом 1200 км начального участка пути самолет пролетает на дозвуковой скорости . [1]
Заданная максимальная практическая дальность полета с двумя дозаправками топливом в воздухе обеспечивалась в пределах 14 000–114 500 км, при этом выполнение дозаправки на дозвуковой скорости и наличие на самолете подвесных баков приводит к необходимости выполнять полет на начальной дистанции 3000 км не только на относительно малой скорости, но и на высотах, не превосходящих 8000 м, что является неприемлемым, так как в этих условиях самолет может быть относительно легко перехвачен средствами ПВО противника. Кроме того, выполнение на самолете «50» боевого полета на максимальную дальность с двумя дозаправками топливом в воздухе может быть обеспечено только при условии нал ич ия на один боевой самолет двух самолетов-заправщи ков, что резко снизит возможности боевого применения на личного парка стратегических бомбардировщиков страны …
Заданная постановлением Совета Министров СССР длина разбега самолета 3000 м без применения стартовых ускорителей не выполняется. Взлет самолета при полете на максимальную дальность практически может быть осуществлен только с применением стартовых ускорителей (так как взлет без ускорителей потребует постройки аэродромов с длиной ВПП 8–9 км) и длина разбега при этом составляет 2800 м. Для эксплуатации самолета с существующих аэродромов необходимо обеспечить длину разбега со стартовыми ускорителями не более 2500 м. Предлагаемые ОКБ-23 МАП другие способы взлета самолета: точечный старт, взлет с гидротележки – представляют интерес для ВВС как более экономичные и обеспечивающие лучшее боевое рассредоточение самолетов стратегической авиации. Указанные новые способы взлета требуют детальной конструктивной проработки и проверки летными испытаниями.
Требования ВВС по обеспечению обороны самолета ОКБ-23 МАП не выполнены. Единая комплексная система обороны самолета не отработана и на макете не представлена.
На самолете не предусматривается установка средств огневой защиты…
Таким образом <…> макет самолета «50» не может быть одобрен».
В связи с этим в МАПе было проведено совещание с участием специалистов научно-исследовательских институтов. По результатам совещания 16 февраля 1956 г. П.В.Дементьев писал Главкому ВВС П.Ф.Жигареву:
«В результате обмена мнениями МАП не может согласиться с отклонением эскизного проекта и макета этого самолета, так как создание дальнего сверхзвукового бомбардировщика с крейсерской скоростью 1700–1800 км/ч является новой необычайной задачей.
При создании самолета «50» должны быть решены сложные технические проблемы: применение новых сплавов, высококалорийных топлив, полупроводниковых приборов, автоматических систем для управления самолетом и другие. Решение этих проблем не может быть осуществлено в течение нескольких месяцев, а потребует длительной проработки и экспериментирования, что обуславливается проектом.
Ознакомительная версия.
