Если взглянуть на историю развития тяжелой авиации в Советском Союзе, то обнаружится удивительный пробел После принятия на вооружение в начале 1950-х годов бомбардировщиков «Ту-95», «М-4» и «ЗМ» и до конца 1980-х в СССР не вошел в строй ни один новый самолет этого класса.
Лишь в последнее время образовавшийся вакуум заполнили «Ту-160». Неискушенный человек может подумать, что, кроме Андрея Туполева (ОКБ-156), никто в нашей стране не занимался авиацией стратегического назначения. И будет, разумеется, не прав. В течении упомянутого тридцатилетия были разработаны и доведены до «железа» несколько блестящих и совершенно фантастических проектов, которые намного превосходили все, что имелось у американцев.
Работы по созданию межконтинентального стратегического бомбардировщика нового образца проводились в ОКБ-23 Владимира Мясищева, в ОКБ-256 Павла Цыбина, в группе Роберто Бартини и группе Георгия Бериева.
Наибольших успехов на этом поприще добилось конструкторское бюро, руководимое Владимиром Михайловичем Мясищевым. После нескольких лет вынужденного перерыва 24 марта 1951 года ОКБ-23 возобновило работу специально для создания стратегического бомбардировщика «М-4» (в проекте — «М-25»). Однако это была пока еще дозвуковая машина, а Мясищев мечтал о большем Проект летательного аппарата нового типа начал разрабатываться уже через год после организации ОКБ. «Зазвуковой» бомбардировщик «М-32» с четырьмя турбореактивными двигателями «ВД-5» стал первым инициативным предложением ОКБ-23 Мясищева по созданию сверхзвукового самолета. Экипаж 5 человек При взлетном весе 180 тонн его крейсерская скорость должна была составлять до 11001200 км/ч, а максимальная -1350 км/ч. Ожидалось, что дальность будет в пределах 7000–8000 километров, а практический потолок — 14–15 километров.
Вслед за «зазвуковым» «М-32» по инициативе Мясищева в ОКБ-23 разрабатывался сверхзвуковой бомбардировщик «М-34» — максимальная скорость 1850 км/ч, с практическим потолком 19 350 метров и дальностью 8700 километров.
Поскольку заказа на эти две машины получить не удалось, проектирование было прекращено. 30 июля 1954 года вышло официальное правительственное постановление на разработку сверхзвуковой межконтинентальной авиационной стратегической системы, способной поражать цели на территории США. Первоначально речь шла о создании составного авиационного комплекса, включающего сверхзвуковой самолет-носитель, рассчитанный на скорость 1,5–2 Маха, и ударный подвесной бомбардировщик, вооруженный ядерной бомбой. Радиус действия комплекса должен был обеспечивать поражение целей в США без захода самолета-носителя в активную зону поражения средств американской ПВО, а дальность полета самолетаносителя и подвесного самолета — их возвращение на базы в СССР.
В соответствии с правительственным постановлением в ОКБ Мясищева началась разработка «Разъемного дальнего бомбардировщика 50», состоящего из ударного самолета и носителя с четырьмя турбореактивными двигателями конструкции Александра Микулина Согласно заданию, «М-50» должен был развивать максимальную скорость 1800 км/ч (при крейсерской 1500–1600 км/ч) на высотах 14–15 километров. Практическая дальность полета с бомбовой нагрузкой 5000 килограммов оценивалась в 13 000 километров.
ОКБ выпустило эскизный проект, но 19 июля 1955 года вышло очередное постановление правительства, изменившее направление работ по теме «50». Теперь требовался «чистый» дальний бомбардировщик с повышенной крейсерской скоростью, рассчитанный под четыре турбовентиляторных двигателя «НК-6» или турбореактивных двигателя «ВД-9А».
А мартовским постановлением 1956 года предусматривалась установка нового двигателя «M-16-17».
Ведущим конструктором новой машины назначили Георгия Назарова.
Оптимальная аэродинамическая компоновка самолета выбиралась по результатам испытаний 39 моделей в аэродинамических трубах ЦАГИ. В ходе проектирования рассматривались такие схемы, как «утка» и «бесхвостка». Но конструкторы остановились на классической схеме с треугольным крылом. Причиной такого выбора стало отсутствие необходимых методик расчета указанных выше компоновок, а также необходимость сокращения времени проектирования.
Одним из первых серьезных исследований, связанных с проектом «М-50», стал поиск оптимального размещения двигателей. Требовалось обеспечить наилучшее расположение воздухозаборников, минимизировать аэродинамическое сопротивление и максимально упростить конструкцию. Помимо продувок в аэродинамических трубах, проводились летные испытания крупногабаритных моделей, запускаемых с катапульты или сбрасываемых с самолета-носителя. Помимо этого, использовались методы математического моделирования на ЭВМ. В конце концов решили два двигателя разместить на пилонах под крылом, а два — на концах крыла.
Особой отличительной чертой «М-50» стало то, что на нем буквально все — от двигателей до покрышек колес — проектировалось и делалось наново, без опоры на существовавшие аналоги. Разработка и внедрение новых конструкций, технологий и материалов потребовали скоординированной работы почти 20 ОКБ и НИИ, а также более 10 крупных заводов разных министерств и ведомств. Новым был и подход к проектированию фюзеляжа и крыла, собранных из крупногабаритных панелей. В них обшивка со стрингерами или поясами шпангоутов выполнялась прессованием из титановых сплавов, что позволило получить выигрыш по массе и увеличить производительность труда. Для этого, по заданию ОКБ и АН СССР, были созданы специальные мощные прессы.
В конструкции шасси повторили принцип, проверенный на «М-4» и «ЗМ», — тандемная схема с раздвижной передней опорой. Весьма оригинально решалась проблема торможения на пробеге — с помощью гидропривода из фюзеляжа выдвигались четыре похожие на лыжи стальные балки. При их трении о бетон образовывались целые снопы искр, но такой способ торможения оказался очень эффективным.
На «М-50» впервые в СССР использовалась автоматическая система регулирования положения центра тяжести в полете путем перекачки топлива между фюзеляжными и крыльевыми группами кессон-баков. Необходимость в этом возникла потому, что при переходе на сверхзвуковую скорость изменяется характер обтекания крыла, приводя к появлению пикирующего момента. Новая система позволила уменьшить площадь оперения.
Проблематичным оказалось создание силовой установки.
Так как самолет должен был совершать длительный полет на сверхзвуковой скорости, требовались двигатели с тягой без форсажа не менее 17000 килограммов. Наиболее подходящим оказался двигатель «M-16-17» («РД-16-17»), разработанный в ОКБ Прокофия Зубца.
В конечном виде бомбардировщик «М-50» выглядел следующим образом. Он был выполнен по классической схеме с треугольным высокорасположенным крылом и стреловидным хвостовым оперением. Фюзеляж — полумонокок цилиндрической формы диаметром 2,95 метра при общей длине самолета 57,48 метра. Технологически он делился на следующие агрегаты: передний отсек с носовым обтекателем; гермокабину экипажа; передний топливный отсек; среднюю часть с отсеками для шасси, топливных контейнеров (кессонбаки), спецгрузов (бомб) и центропланом крыла; хвостовую часть с топливными отсеками и парашютным контейнером и узлами крепления оперения. Фонарь кабины был снабжен передним остеклением из двойных наклонных плит закаленного стекла и боковыми иллюминаторами. Бомбовый отсек длиной более 10 метров закрывался створками.
На самолете практически отсутствовали выступающие части (надстройки), за исключением фонаря кабины пилотов.
Проводка системы управления, агрегаты и коммуникации располагались по верху и по низу фюзеляжа и закрывались легкосъемными гаргротами.
Крыло свободнонесущее, треугольной формы в плане, с изломом по передней кромке, размах — 25,1 метра. Большой угол стреловидности корневой части крыла (57°) позволял увеличить строительную высоту бортовой нервюры и обеспечить требуемый запас прочности. В концевой части крыла угол стреловидности — 54°. Технологически крыло делилось на кессон, переднюю часть кессона с носками, хвостовую часть кессона, консоли с носками и хвостовыми частями, пилоны двигателей и обтекатели крыльевых стоек. Кессон и его передняя часть служили топливными баками. Основной силовой элемент крыла — кессон — состоял из трех лонжеронов, прессованных панелей и нервюр.
Механизация крыла состояла из щелевых закрылков типа ЦАГИ, расположенных на внутренних частях консолей крыла. Элероны имели аэродинамическую компенсацию. На верхней поверхности крыла установлены аэродинамические гребни, являющиеся как бы продолжением пилонов двух соответствующих двигательных гондол. Остальные два двигателя располагаются в гондолах, закрепленных на торцевых концах крыла Такое расположение четырех двигателей позволило, с одной стороны, получить аэродинамически «чистое» крыло, обладающее более высокими характеристиками, и, разгрузив его, соответственно уменьшить массу. С другой стороны, использованная компоновка дала возможность применить более эффективные лобовые воздухозаборники.
