[ezup]

Т-4

	Разработчик: ОКБ Сухого
	Страна: СССР
	Первый полет: 1972
	Тип: Бомбардировщик-ракетоносец

Формирование облика первого ╚трехглавого╩ советского дальнего самолета происходило в начале 60-х годов. Основное назначение сверхзвукового ударно-разведывательного комплекса Т-4 (заводской номер-изделие ╚100╩) заключалось в поиске и уничтожении крупных надводных целей типа авианосцев, ракетоносцев, морских транспортов, наземных объектов стратегического назначения, а также в ведении воздушной разведки. Планировалось, что самолет, имеющий взлетную массу 100-110 тонн при крейсерской скорости 3000-3200 км/ч на высоте 20- 24 км без подвесных топливных баков, будет иметь дальность 6000 километров. Эксплуатация самолета намечалась с аэродромов 1-го класса.

В апреле 1963 г. был закончен предварительный эскизный проект, в котором самолет выполнялся по схеме ╚утка╩ с управляемым передним горизонтальным оперением, с тонким фюзеляжем большого удлинения, имеющим слабовыступающий фонарь, плавно переходящий в гаргрот. Силовая установка состояла из четырех турбореактивных двигателей, которые были установлены попарно в изолированных мотогондолах под крылом. Воздухозаборники каждой из мотогондол были разделены перегородкой и имели вертикальные поверхности торможения.

На самолете предполагалось установить тонкое стреловидное крыло треугольной формы в плане. Передняя кромка воздухозаборников значительно выступала за переднюю кромку консолей крыла. Передняя опора шасси убиралась в нишу, расположенную в фюзеляже; основные опоры шасси - в ниши, расположенные в мотогондолах. Между мотогондолами на трех параллельных точках подвески, одна из которых совпадала с осью симметрии фюзеляжа, размещалось вооружение самолета.

Совместно созданная ВВС СССР и Государственным комитетом по авиационной технике комиссия в период с 21 мая по 3 июня 1963 г. рассмотрела представленные материалы проекта и оценила их положительно. В своем Заключении она отметила, что дальний сверхзвуковой ударно-разведывательный самолет Т-4, предложенный ОКБ П. О. Сухого, по своему назначению, летно-техническим характеристикам, составу радиоэлектронного оборудования и вооружения в основном удовлетворяет требованиям ВВС к современным дальним ударно-разведывательным комплексам и является наиболее перспективным среди самолетов подобного класса. Представленные материалы предлагалось взять за основу для постройки макета и начала рабочего проектирования.

В конце 1963 г. ударно-разведывательный самолет Т-4 отдельным Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР был принят к разработке.

К сотрудничеству с ОКБ П. О. Сухого был привлечен широкий круг научных организаций. Так, в период с 1962 по 1965 гг. в аэродинамических трубах ЦАГИ был проведен большой объем работ по продувке аэродинамических моделей самолета.

В 1961-65 гг., когда в ОКБ окончательно сформировался облик самолета Т-4, было разработано 50 альтернативных вариантов его аэродинамической компоновки. Основное внимание уделялось поиску оптимального варианта для решения главной задачи: самолет должен был выполнять длительный полет на высоте со скоростью втрое превышающей скорость звука.

Аэродинамическая схема ╚утка╩ сразу же привлекла внимание проектировщиков. При этом попытки разработать компоновку самолета по другой перспективной схеме - ╚бесхвостка╩ - повторялись достаточно регулярно, но успеха не имели. Наиболее распространенная ╚нормальная╩ аэродинамическая схема с хвостовым горизонтальным оперением серьезной конкуренции первым двум составить не могла и была забракована в самом начале. В настоящее время не сохранилось даже архивных материалов о работах по такой схеме.

Варьировалась и компоновка на самолете силовой установки. Двигатели на чертежах располагались то в четырех изолированных мотогондолах под крылом и центропланом; то попарно по схеме ╚рядом╩ (╚пакетной╩) в двух изолированных мотогондолах под крылом; то все четыре двигателя в единой центральной мотогондоле по схеме ╚пакет╩. Не были обойдены вниманием и более сложные компоновки, такие, как размещение двух двигателей по схеме ╚пакет╩ в центральной мотогондоле и двух - в изолированных мотогондолах под крылом; двух двигателей по бокам фюзеляжа и двух - в изолированных мотогондолах; по два двигателя по бокам фюзеляжа.

Иногда поиски приводили к оригинальным, редко встречающимся в мировой практике компоновкам. В частности, заслуживает внимания компоновка четырех двигателей в центральной мотогондоле, где двигатели расположены или попарно друг над другом; или пара верхних двигателей находится ближе к обрезу хвостовой части фюзеляжа, чем пара нижних двигателей. Рассматривалось и расположение двигателей в четырех изолированных мотогондолах, когда две мотогондолы находятся над крылом и две - под крылом.

Также тщательно прорабатывались тип и форма воздухозаборников силовой установки. Не обошли вниманием воздухозаборники с горизонтальной и вертикальной поверхностями торможения, осесимметричные воздухозаборники и воздухозаборники, каждый из которых обслуживал один или два двигателя. Способы их компоновки на самолете тоже различались: центральный, боковые,изолированные и их сочетания.

По расположению относительно фюзеляжа в основном рассматривались низкорасположенные центроплан и консоли крыла.

Наиболее удачными с точки зрения взаимного расположения фюзеляжа, воздухозаборников силовой установки, центроплана и консолей крыла оказались аэродинамические компоновки, включающие в себя наплыв - переднюю часть крыла с большой стреловидностью передней кромки. Наплыв плавно переходит в центроплан и консоли крыла и составляет с ними единую несущую поверхность - несущий корпус, имеющий непрерывную переднюю кромку, переднюю кромку с точками перелома (изменение угла стреловидности), с отрицательным поперечным V центроплана и консолей крыла или без него.

Консоли крыла предлагались различного удлинения, сужения, с различной (в т. ч. оживальной) формой законцовки консоли. Часть компоновок включала в себя заднюю кромку консолей обратной стреловидности.

В схеме ╚утка╩ рассматривалось различное по форме и расположению по высоте фюзеляжа переднее горизонтальное оперение (ПГО), как правило, имеющее прямую ось вращения, с механизацией задней кромки и без нее.

Вертикальное оперение (ВО) в основном применялось однокилевое, расположенное на хвостовой части фюзеляжа с небольшим форкилем или без него. Но в некоторых вариантах компоновок возникала и двухкилевая схема вертикального оперения.

Компоновка взлетно-посадочных устройств, главным образом шасси, влияет на геометрические размеры и форму агрегатов, в которых расположены ниши для их уборки. Поэтому проектирование шасси для четырехдвигатель-ного трехмахового самолета оказалось далеко не легким делом.

Проще решался вопрос с уборкой передней опоры шасси (ПОШ). Тут, как известно, два варианта: уборка шасси в фюзеляж и уборка в вертикальный разделяющий центральный воздухозаборник. Для основных опор шасси рассматривались четыре варианта уборки:

в центральную мотогондолу, в ниши между воздушными каналами и внешними панелями гондолы;
в вертикальной клин подкрыльной мотогондолы;
в центроплан;
в отдельные обтекатели, расположенные под центральной мотогондолой или центропланом.

Разнообразными были и решения по установке на ударно-разведывательный самолет основного типа вооружения - управляемых ракет класса ╚воздух-поверхность╩. Предполагалось размещение под самолетом двух или трех точек их подвески.

Основными вариантами были, во-первых, установка управляемых ракет (УР) под центропланом и консолями крыла и фюзеляжем на пусковых устройствах по схеме ╚рядом╩; во-вторых, установка УР под фюзеляжем, над центральной мотогондолой по схеме ╚тандем╩ (друг за другом), как на открытых пусковых устройствах, так и ╚полуутопленными╩ в конструкцию самолета.

Как уже было сказано выше, совместная работа с ЦАГИ позволила к 1963 г. сформировать аэродинамическую компоновку, легшую в основу предварительного эскизного проекта. Окончательный аэродинамический облик самолета сложился в 1965 г. В декабре 1966 г. в срок, установленный заказчиком, ОКБ П. О. Сухого предъявило командованию ВВС СССР полноразмерный макет самолета (длиной 43,7 м с размахом крыла 22 м) и эскизный проект.

Макетной комиссии, назначенной приказом Главкома ВВС, в период с 17 января по 2 февраля был представлен на рассмотрение самолет Т-4 в двух вариантах - ударном и разведывательном.

Комиссия оценила проделанную работу положительно, отметив, что создание самолета Т-4 является важнейшей общегосударственной задачей по оснащению Военно-воздушных сил страны качественно новыми и эффективными ударно-разведывательными средствами.

Окончательная аэродинамическая компоновка самолета, получившего одобрение комиссии, имела следующие черты:

была разработана по аэродинамической схеме ╚утка╩;
несущая поверхность самолета состояла из наплыва, плавно переходящего в центроплан, и центроплана и консолей крыла с прямой механизированной по всему размаху задней кромкой;
тонкий фюзеляж большого удлинения и круглого поперечного сечения был снабжен цельноповоротным, с прямой осью вращения, высокорасположенным относительно фюзеляжа передним горизонтальным оперением; од-нокилевым, с рулем направления с небольшим форкилем, вертикальным оперением; поворотной носовой частью фюзеляжа; гаргротом, расположенным на верхней поверхности фюзеляжа;
двигатели были установлены по схеме ╚пакет╩ в единой мотогондоле, с центральным воздухозаборником с вертикальными поверхностями 'торможения, с вертикальным клином, делящим воздухозаборник на две половины, каждая их которых обслуживает два двигателя;
передняя опора шасси убиралась в вертикальный клин центрального воздухозаборника, основные опоры шасси - в ниши, расположенные в мотогондоле между воздушными каналами и ее внешним бортом;
вооружение самолета устанавливалось на две открытые точки подвески, расположенные параллельно под мотогондолой.

Для обеспечения постройки и стендовой отработки опытных экземпляров самолета решено было подключить к работам Тушинский машиностроительный завод (ТМЗ).

В 1965 г. были выданы технические задания разработчикам на проектирование отдельных агрегатов и систем самолета, а также на натурные стенды. В том же году разработаны чертежи отсеков крыла и фюзеляжа для статических и динамических испытаний и отработки технологий их изготовления.

В 1966 г. было закончено предварительное проектирование и начат выпуск рабочих чертежей. Полный их комплект на первый опытный самолет (изделие ╚101╩) и самолет для статических испытаний (изделие ╚100С╩) был выпущен в 1968 г. В этом же году началась постройка самолета ╚101╩. В 1969 г. была закончена сборка головной и боковой частей фюзеляжа с центропланом, а в 1970 г. сборка агрегатов самолета была закончена полностью.

Почти одновременно в 1968 г. в производство были запущены чертежи планера второго опытного самолета (изделие ╚102╩), затем в 1970 г. - третьего опытного самолета (изделие ╚103╩), а в 1971 г. - четвертого (изделие ╚104╩).

В 1971 г. совместно с Тушинским машиностроительным заводом была завершена постройка первого опытного самолета ╚101╩ и 30 декабря он был перевезен из сборочного цеха ОКБ П. О. Сухого на летно-испытательную базу.

В течение четырех месяцев на самолете проводились доводочные работы, а также отладка и отработка систем, осуществлялись попарные и общие запуски двигателей.

20 апреля 1972 г. самолет был принят экипажем на летные испытания. В ходе испытаний ╚101╩ выполнено восемь рулежек, из которых четыре были скоростными, с разгоном до скорости 260-290 км/ч и с отрывом носового колеса. Скоростные рулежки выполнялись с помощью систем дистанционного управления, с включенными демпферами, при работе внутренней пары двигателей на максимальном форсажном режиме, г внешней пары - на максимальном бесфорсажном режиме. По окончании скоростного участка рулежек двигатели дросселировались до малого газа, выпускался тормозной парашют и производилось торможение самолета. Результаты проведенного эксперимента подтвердили, что система дистанционного управления имеет лучшие характеристики и более предпочтительна для летчика. Учитывая надежность ее работы благодаря четырехкратному резервированию, было принято решение: первый полет выполнять при управлении самолетом посредством дистанционной системы.

Первый полет экспериментального самолета ╚101╩ состоялся 22 августа 1972 г. Его пилотировали заслуженный летчик-испытатель Герой Советского Союза В. Ильюшин и заслуженный штурман Н. Алферов.

Полет проходил при взлетном весе самолета 77300 кг. Шасси в воздухе не убиралось. При взлете внутренние двигатели работали на максимальном форсажном режиме, а внешние - на максимальном бесфорсажном. В полете на высоте 3000 м производилась качественная оценка устойчивости и управляемости самолета и работы силовой установки. Была выполнена имитация посадки самолета пролетом над полосой. Как и было предусмотрено, полет обеспечивался дистанционным управлением. Торможение самолета на пробеге выполнялось основной тормозящей системой и тормозным парашютом. Продолжительность первого полета - 40 минут. Вес топлива составлял 20000 кг.

После первого полета испытания ╚101╩ были приостановлены для замены главных опор шасси на модифицированные с доработанным механизмом разворота тележки при уборки шасси.

Перед вторым полетом, который состоялся 4 января 1973 г., на самолете была выполнена скоростная рулежка. Шасси в полете не убиралось. В горизонтальном полете на высоте 3000 м при скорости 500-550 км/ч выполнялись дачи по крену и тангажу, импульсы рулем направления и элевонами по тангажу, проверялась работа двигателей и системы автоматического управления тягой. Максимальная высота полета 5000 метров, продолжительность- 41 минута, максимальная приборная скорость не превышала 630 км/ч. На снижении был выпущен перископ для проверки обзора через него. Посадка произведена с остатком топлива не более 4000 кг.

В третий раз самолет ╚101╩ поднялся в воздух 14 февраля 1973 г. В полете была произведена попытка уборки шасси. Однако внутрь вошли только передняя и правая основные опоры шасси - левая основная опора шасси осталась снаружи. Выпуск шасси прошел нормально.

По плану летных испытаний первого этапа намечалось 10 полетов самолета ╚101╩, из них практически проведено девять. Первые 5 полетов выполнялись с неубранным шасси. В пятом полете взлетный вес составлял уже 101700 кг. В девятом, который состоялся 6 июля 1973 г., проводилась оценка устойчивости и управляемости самолета в процессе разгона с набором высоты с 10000 м до 12000 м, числа М со значения 0,9 до 1,3 торможения.

Летные испытания первого этапа прошли удачно. В ╚Отчете о проведении заводских летных испытаний самолета Т-4 (заводской шифр ╚101╩)╩, подписанном заместителем главного конструктора, ведущим летчиком-испытателем В. Ильюшиным, сказано, что ╚самолет на рулении прост и хорошо управляем, на взлете устойчив и не имеет тенденции к самопроизвольному рысканию или подъему носа. Очень хороший обзор с опущенной головной частью фюзеляжа значительно облегчает выполнение руления, взлета и посадки самолета. Взлетный угол выдерживается просто, отрыв самолета происходит плавно. После подъема носовой части фюзеляжа полет происходит по приборам. Установленный на самолете перископ дает хороший обзор вперед. Набор высоты прост и не требует от летчика повышенного внимания. В горизонтальном полете самолет управляем хорошо. Разгон и проход скорости звука спокоен, момент прохода М=1 отмечается только по приборам. Заданный режим легко выдерживается элевонами и передним горизонтальным оперением. Интенсивность разгона самолета достаточно хорошая. Заход на посадку и посадка просты. Наличие автомата управлением тяги полностью разгружают летчика от работы двигателями на режиме захода на посадку. Самолет касается земли плавно, без тенденции к ╚козлению╩ или самопроизвольному опусканию носа, на пробеге самолет устойчив и хорошо управляем. Тормозные парашюты и тормозная система, система колес эффективны╩.

Кроме того, следует отметить, что по результатам летных испытаний самолета ╚101╩ полученные летные характеристики совпали с расчетными. Агрегаты планера, изготовленные из титановых сплавов и стали в 1968 г., в течение пяти лет эксплуатации не имели нарушений прочности и герметичности ни по одной из сварных точек.

Сборка экспериментального самолета ╚102╩ была закончена в 1973 г., в четвертом квартале того же года намечалось начать его летные испытания.

На ТМЗ изготовили агрегаты планера для третьего самолета - ╚103╩ - и произвели их окончательную сборку. Летные испытания этого самолета предполагалось начать в третьем квартале 1974 г. В перспективе была сборка и четвертого самолета ╚104╩, а также постройка ╚105╩ и ╚106╩ экспериментальных самолетов.

Первый опытный самолет ╚101╩ в дальнейшем намечалось использовать для отработки бортовых систем, определения устойчивости и управляемости на максимальных скоростях полета и для определения летно-технических характеристик.

Самолет ╚102╩ планировалось использовать для отработки навигационной комплекса, а ╚103╩ - для реальных пусков управляемых ракет. На самолете ╚104╩ предполагалось отработать вопросы применения бомбового вооружения, пуска управляемых ракет, а также провести ряд испытаний для оценки дальности полета. Самолет╚105╩предназначался для отработки систем радиоэлектронного оборудования, а самолет ╚106╩ - для отработки всего ударно-разведывательного комплекса в целом.

Закрытие работ по теме ╚Т-4╩ перечеркнуло все эти планы.

Первый экспериментальный ╚трехмаховый╩ самолет Т-4, совершивший 9 полетов, был в 1982 г. отправлен на вечную стоянку в Монинский музей ВВС. Фрагменты самолета ╚102╩ экспонировались в ангаре Московского авиационного института, но впоследствии были разрезаны и увезены на переплавку.

Такая же судьба постигла и частично собранную машину ╚103╩.

Конструкция и компоновка самолета Т-4.

Планер самолета состоит из следующих агрегатов: фюзеляж, гондолы двигателей, крыло, переднее горизонтальное оперение, киль, основные и передняя опоры шасси.

В свою очередь, фюзеляж, гондолы двигателей и крыло делятся на технологические отсеки.

Фюзеляж самолета состоит из семи основных отсеков: отклоняемой носовой части, кабинного отсека, приборного отсека, отсека центрального топливного бака, хвостового отсека и отсека хвостового парашюта.

В отклоняемой носовой части фюзеляжа под радиопрозрачным обтекателем размещается антенна и радиоэлектронные блоки радиолокационной станции. Перед передней стенкой кабины в отклоняемой носовой части находятся стеллажи с блоками пилотажно-навигационной системы, системы управления оружием, а также агрегаты системы кондиционирования. В отклоняемой носовой части фюзеляжа установлена и штанга дозаправки самолета топливом в воздухе.

В верхней части кабинного отсека размещаются тандемно расположенные кабины летчика и штурмана. Каждая кабина имеет свой откидной люк для аварийного покидания самолета и для посадки экипажа в кабины. В подкабинных отсеках установлены системы жизнеобеспечения экипажа и система охлаждения и кондиционирования.

Основная часть радиоэлектронного оборудования установлена в приборном отсеке. Фюзеляж в зоне приборного отсека по всей его длине имеет круглое сечение диаметром 2000 мм. Длина приборного отсека 6746 мм. Он выполнен герметичным с теплоизоляционным покрытием по всей поверхности отсека.

Следующие по длине фюзеляжа три технологических отсека - топливные баки-отсеки. Они соединены системой трубопроводов. Над баками расположен гаргрот, имеющий форму полуцилиндра. В гаргроте находятся основные транзитные коммуникации самолета.

В хвостовой части фюзеляжа размещается хвостовой отсек, в котором находится четырехкупольная парашютно-тормозная установка (ПТУ). Створки ПТУ раскрываются в стороны.

Под вторым и третьим топливными отсеками расположена центральная часть крыла самолета - центроплан.

Под центропланом установлена гондола с пакетным расположением четырех двигателей.

Гондола технологически делится на переднюю и хвостовые части. Носок передней части гондолы представляет собой вертикальный клин, на котором справа и слева установлены регулируемые створки многоскачкового воздухозаборника. В носке гондолы размещена ниша передней опоры шасси. За нишей передней опоры между воздушными каналами расположен отсек оборудования, в котором находятся агрегаты самолетных систем. В центральной зоне гондолы между воздушными каналами находится расходный топливный бак. По бокам центральной части гондолы под центропланом расположены левая и правая ниши главных опор шасси.

В хвостовой части гондолы находится отсек двигателей с противопожарными перегородками.

В консолях крыла размещены исполнительные органы системы управления элевонами, бортовые аэронавигационные огни.

В киле размещены агрегаты радиоэлектронных комплексов, тросы и исполнительные органы системы управления рулем направления.

Шасси трехопорной схемы с носовым колесом. Такое шасси обеспечивает эксплуатацию самолетов с аэродромов 1-го класса с бетонированным покрытием. Основные стойки шасси снабжены двухосными тележками с четырьмя тормозными колесами. На каждом колесе - спаренная шина. Передняя опора шасси имеет рычажно-подвешенные спаренные колеса со стартовыми тормозами. Механизм управления служит также и демпфером ╚шимми╩.

В конструкции планера применены новые по тем временам высокопрочные металлические материалы:

титановые сплавы ВТ-20, ВТ-22, ВТ-21Л;
нержавеющие стали ВИС-2 и ВИС-5;
конструкционная сталь ВКС-210. Поверхность планера самолета на 69% состояла из панелей, сваренных из листа точечной электросваркой (ТЭС), на 21,6% - из панелей, сваренных из листа сквозным проплавлени-ем, на 9,4% - из фрезерованных плит панелей.

На самолете применена ╚пакетная╩ схема силовой установки с черырьмя опытными двигателями РД36-41 конструкции П. А. Колесова. Для обеспечения надежной работы двигателей на всех режимах работ и скоростей полета самолета применен сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник смешанного сжатия с автозапуском для расчетного числа М=3. Примененное на двигателях многорежимное сверхзвуковое сопло имеет три венца подвешенных створок, образующих дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, которое обеспечивает высокую эффективность тяги во всех диапазонах скоростей полета.

Особенностью силовой установки самолета является то, что каждый воздухозаборник питает воздухом два двигателя.

Основные топливные баки расположены в фюзеляже и центроплане. Топливная система самолета состоит из системы топливопитания - заправки топливом на земле и в воздухе, системы аварийного сброса топлива, системы наддува баков нейтральным газом и системы перекачки топлива, обеспечивающей заданную центровку самолета.

Впервые в отечественной практике была разработана новая топливная система с гидротурбонасосами для подачи топлива к двигателям, перекачки топлива из очередных баков в расходный и для перекачки центровочного топлива.

Для самолета изготовлены теплостойкие агрегаты топливной системы.

На самолете впервые была установлена электрическая дистанционная следящая система управления двигателями, работающая как от рук пилота, так и от автомата тяги.

Кроме указанных систем, силовая установка самолета включает в себя системы пожаротушения, охлаждения, защиты воздухозаборников от обледенения, запуска двигателей на земле и в воздухе, автоматического регулирования воздухозаборников.

Самолет оборудован электрогидравлической дистанционной системой (СДУ). На первых экспериментальных самолетах устанавливалась и резервная механическая система.

Основой системы электроснабжения самолета является система трехфазного переменного тока со стабилизированным напряжением 220/115 В и частотой 400 Гц. В качестве источников тока применены четыре синхронных генератора с масляным охлаждением 60 кВт каждый. Стабилизация частоты достигается работой генератора с гидравлическим приводом постоянных оборотов.

Питание потребителей постоянного тока 27 В и переменного-36 В частотой 400 Гц осуществляется соответственное помощью четырех выпрямительных устройств и двух трехфазных трансформаторов. В качестве аварийных источников используются три аккумуляторных батареи и преобразователь.

Гидросистема самолета состоит из четырех автономных систем {зеленой, синей, коричневой и желтой}, предназначенных для работы органов управления самолетом, уборки-выпуском шасси, подъема и опускания носовой части фюзеляжа, регулирования панелей воздухозаборников, торможения колес, управления разворотом носового колеса и других. Рабочее давление в гидросистеме составляет 280 кг/мг. В гидросистеме применены паяные соединения трубопроводов из стали ВНС-2 и титановые сплавы. Специально для самолета был создан гидрокомплекс, рассчитанный на работу в условиях длительного воздействия высоких температур.

Система жизнеобеспечения самолета включает в себя системы кислородного обеспечения, кондиционирования воздуха и спецснаряжения экипажа.

Кислородная система состоит из двух газификаторов жидкого кислорода, регуляторов бортового унифицированного комплекта кислородных приборов.

Система кондиционирования воздуха состоит из агрегатов трехступенчатого охлаждения воздуха и системы автоматического регулирования заданных параметров.

Основным видом снаряжения экипажа является скафандр.

Радиоэлектронное бортовое оборудование самолета включает в себя два больших комплекса: радиоэлектронный и навигационный.

Радиоэлектронный комплекс выполняет задачи обнаружения целей и прицельного пуска авиационных управляемых ракет, а также задачи связи, разведки и обороны.

Аппаратура радиоэлектронного комплекса разделена функционально на четыре самостоятельных системы:

систему управления ракетами класса ╚воздух - поверхность╩;
систему разведывательного оборудования;
систему радиосвязного оборудования;
систему обороны самолета, включающую в себя средства индивидуальной и групповой защиты.

Навигационный комплекс обеспечивает непрерывное определение местоположения самолета в пространстве, выдачу навигационных данных в систему автоматического управления, выдачу необходимой пилотажной информации экипажу, взаимодействуя при этом с радиоэлектронным комплексом самолета.

Летно-технические характеристики первого экспериментального самолета ╚101╩

Геометрические характеристики самолета ╚101╩ соответствовали характеристикам серийного самолета.

На самолете ╚101╩ планировалось достичь предельных скоростных характеристик на высоте и у земли, заданных для серийного самолета.

Расчетные дальности полета у самолета ╚101╩, вследствие меньшего запаса топлива во внутренних баках самолета, были меньше заданных для серийного самолета.

Взлетные и посадочные массы самолета ╚101╩ были меньше, чем у серийного. Поэтому длины разбега и пробега на БВПП имели меньшую величину и составляли соответственно 900-1050 и 800-900 метров.

Весовые характеристики самолета были следующие:

максимальная взлетная масса, кг 125000
нормальная взлетная масса, кг 114000
масса пустого самолета, кг 55600
масса топлива во внутренних баках, кг 57000

Взлетная тяговооруженность при нормальной взлетной массе была равна 0,56, а взлетная нагрузка на крыло составляла 385 кг/мг.

Нa базе ударно-разведывательного комплекса самолета Т-4 в ОКБ П. О. Сухого в 1967- 1972 гг. проводилась разработка стратегического двухрежимного ударно-разведывательного самолета Т-4МС (заводской шифр - изделие ╚200╩). Разработка была задана Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР в 1967 г.

Самолет Т-4МС создавался с учетом новейших достижений в области аэродинамики, двигателестроения, применения новых конструкционных материалов и технологических процессов.

Учитывая возможности существующих и перспективных средств ПВО в конце 60-х годов пришли к выводу, что наиболее выгодными режимами полетов следует считать:

сверхзвуковой режим на скорости не менее 3200 км/ч на максимально возможной высоте;
режим полета у земли на скорости 1100-1200 км/ч.

Разнообразие поставленных перед самолетом задач предполагало, что такой самолет будет:

иметь большую дальность полета с нормальной боевой нагрузкой;
иметь большую боевую нагрузку в полете на меньшую дальность;
обладать способностью совершать боевые полеты в широком диапазоне скоростей и высот;
иметь на борту высокоэффективное радиоэлектронное оборудование, обеспечивающее решение поставленных боевых задач;
иметь возможность размещения широкой номенклатуры существующего и перспективного вооружения;
обладать способностью базирования на аэродромах 1 -го класса и на полевых аэродромах с грунтовым покрытием.

Этим требованиям наилучшим образом удовлетворял самолет с изменяемой в полете стреловидностью крыла, которая позволяет:

существенно увеличить значение максимального аэродинамического качества при полете на дозвуковых скоростях;
улучшить взлетно-посадочные характеристики самолета;
уменьшить отрицательное воздействие перегрузок на экипаж и конструкцию самолета при полете на больших скоростях у земли.

На начальной стадии проектирования самолета Т-4МС была проанализирована возможность создания стратегического самолета путем применения на самолете Т-4 крыла изменяемой стреловидности, а затем путем последующего масштабного увеличения такого самолета. Попытка реализации этого проекта желанных результатов не дала, поскольку привела к резкому увеличению габаритов и массы самолета и не обеспечила возможности размещения необходимого состава вооружения.

В итоге ОКБ вынуждено было вернуться к поискам новых принципов построения компоновочной схемы самолета, которая удовлетворяла бы следующим основным положениям;

получению максимально возможных объемов при минимальной омываемой поверхности;
обеспечению размещения в грузовых отсеках необходимого состава вооружения;
получению максимально возможной жесткости конструкции с целью обеспечения полетов на больших скоростях у земли;
исключению основных фрагментов силовой установки из общей силовой схемы самолета с целью обеспечения возможности модификации самолета по типу пригоняемых двигателей;
перспективности компоновки с точки зрения возможности поэтапного улучшения летно-технических характеристик самолета.

Компоновкой, удовлетворяющей перечисленным требованиям, и являлась разработанная в ОКБ схема ╚бесхвостки╩ - интегральная схема типа ╚летающее крыло╩ с изменяемой в полете стреловидностью поворотных консолей крыла. Продувки моделей этой компоновки в аэродинамических трубах ЦАГИ показали возможность реализации высоких значений аэродинамического качества как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета. В разработанной компоновке малая площадь поворотных консолей в сочетании с жестким несущим корпусом гарантировала возможность полета на больших скоростях у земли.

Окончательный облик аэродинамической и конструктивно-компоновочных схем самолета сложился к концу 1970 г. и претерпел в дальнейшем незначительные изменения, связанные в основном с более глубокой проработкой конструктивной модели самолета и результатами продувок моделей в аэродинамических трубах.

К концу 1970 г., на четвертом году проектирования самолета, была закончена разработка его аванпроекта, который отправили заказчику и в отраслевые институты МАП на заключение.

Основу аэродинамической компоновки самолета Т-4МС составляет крыло, состоящее из неподвижной части - центроплана, и двух поворотных консолей, которые с помощью шарниров крепятся к центроплану.

В центроплане, который в компоновке выполняет роль несущего корпуса, размещаются кабина экипажа, приборные отсеки, отсеки вооружения, ниши опор шасси и основные топливные емкости самолета. По аэродинамической конфигурации центроплан представляет собой крыло малого удлинения, набранное профилями с относительной толщиной 6%, с деформацией срединной поверхности и круткой сечений, обеспечивающими самобалансировку самолета на режиме крейсерской скорости полета на М=3. Деформация и крутка распространяются и на поворотные консоли крыла.

Поворотные консоли оснащены средствами механизации - закрылками и предкрылками по всему размаху. Отношение закрылков и предкрылков на небольшой угол на режимах дозвукового крейсерского полета приводит к увеличению аэродинамического качества.

Продольное управление самолетом на всех режимах полета осуществляется рулями высоты, расположенными на задней кромке центроплана между гондолами.

Органами поперечного управления служат кренеры, расположенные на верхней поверхности поворотных консолей и с помощью параллелограмного механизма ориентируемые по потоку в процессе изменения стреловидности.

Для обеспечения путевой устойчивости и управления для самолета выбрана двухкилевая схема с цельноповоротными килями, обеспечивающая более высокую эффективность на больших углах атаки и балансировку самолета при отказе двух двигателей.

На самолете установлено 4 двигателя, располагающиеся попарно в двух мотогондолах, расположенных под центропланом. Мотогондолы имеют плоские регулируемые воздухозаборники с горизонтальным клином, разделенные перегородкой и работающие на один двигатель каждый.

Взлетно-посадочные устройства самолета состоят из шасси нормальной трехточечной схемы с носовой опорой и из системы тормозных парашютов.

Главные опоры шасси включают трехосные тележки с шестью тормозными колесами, на каждой из которых установлено по две шины, обеспечивающие эксплуатацию самолета и с грунтовых аэродромов.

На первом этапе силовая установка самолета должна была состоять из четырех двигателей РД36-41, на втором этапе планировалось установить 4 комбинированных двигателя К-101 со взлетной тягой 20 000 кГс каждый. Эти двигатели должны были обладать преимуществами турбореактивного двух-контурного двигателя на дозвуковом крейсерском полете и турбореактивного двигателя на разгоне и сверхзвуковых скоростях.

В состав силовой установки, кроме двигателей с воздухозаборниками и каналами подвода воздуха к двигателям и соплам, входили: системы топли-вопитания двигателей, системы заправки топливом на земле и в воздухе, система аварийного слива топлива, системы наддува топливных баков нейтральным газом, системы охлаждения двигателей, системы пожаротушения, защиты воздухозаборников от обледенения и попадания посторонних предметов. Основные топливные емкости самолета располагались в герметичных баках-отсеках центроплана.

Экипаж самолета, состоящий из трех человек (первый и второй летчики, штурман-оператор), размещался в герметичной кабине, разделенной негерметичной поперечной перегородкой на два отсека; в переднем отсеке установлены рядом два сиденья летчиков. За перегородкой в заднем отсеке у левого борта установлено сиденье штурмана-оператора.

Особенностью компоновки кабины является отсутствие традиционного фонаря. Специфическая конфигурация носовой части центроплана, в которой располагается кабина экипажа, позволяет обеспечить обзор вперед и вбок на крейсерских режимах. Для улучшения обзора вперед-вниз планировалось применить специальные створки, обеспечивающие дополнительный обзор на режимах взлета и посадки.

Экипаж должен был работать в скафандрах, обеспечивающих полет в случае разгерметизации кабины.

Самолетные системы должны были обеспечить полет на заданных режимах, нормальное функционирование силовой установки, вооружения, бортового радиоэлектронного оборудования самолета на земле и в воздухе на всех эксплуатационных режимах.

Система автоматического управления самолета обеспечивает заданные характеристики устойчивости и управляемости, а также необходимые ограничения, предотвращающие непреднамеренный вывод самолета на опасные режимы, и состоит из двух частей: системы дистанционного управления и системы траекторного управления. Электрогидравлическая система дистанционного управления служит для передачи управляющих перемещений ручки и панелей, установленных в кабине летчиков, на золотниковые устройства гидроусилителя. В системе управления самолетом применены четырехканальные рулевые агрегаты и многоцилиндровые рулевые приводы.

Гидравлическая система самолета включает в себя три независимые гидравлические системы - две бустерные и одну общую, которая, так же как и бустерные, состоит из трех независимых подсистем.

Система электроснабжения самолета переменным током стабилизированной частоты идентична системе самолета Т-4.

Аварийное спасение экипажа производится катапультными креслами, обеспечивающими безопасное покидание самолета на всех высотах и скоростях полета, включая режимы взлета и посадки.

Бортовое радиоэлектронное оборудование самолета состоит из следующих составных взаимосвязанных систем; навигационного, пилотажного, оборонно-прицельного комплекса, систем разведения, систем управления ракетами, радиосвязного оборудования, систем обороны самолета, вычислительного комплекса.

Основная масса систем и комплексов радиоэлектронного оборудования должна была быть отработана на самолете Т-4 и перейти на самолет Т-4МС без изменений.

Для размещения различных видов вооружения - управляемых ракет класса ╚воздух-поверхность╩, авиабомб, миноторпедного вооружения, разовых бомбовых кассет, контейнеров с аппаратурой разведки и обороны, на самолете организованы два внутренних отсека вооружения, снабженных теплоизоляцией и системой кондиционирования и обеспечивающих транспортировку и сброс вооружения на любых скоростях и высотах полета самолета.

Размеры отсеков вооружения позволяют осуществить внутреннюю подвеску нормальной боевой загрузки во всех вариантах вооружения (до 9000 кг) и до 36 000 кг авиационных бомб.

Для подвески боевой нагрузки в перегрузочном варианте на самолете имеются дополнительные точки подвески.

В начале 70-х годов в ОКБ П. О. Сухого шла напряженная работа по постройке и летным испытаниям фронтового бомбардировщика Су-24 (первый полет- 1970 г.), по проектированию, постройке и летным испытаниям армейского штурмовика Су-25 (первый полет-1975 г.), по проектированию, постройке и летным испытаниям истребителя завоевания господства в воздухе Су-27 (первый полет - 1977 г.), много сил и внимания уделялось созданию модификаций, в том числе экспортных, истребителя-бомбардировщика Су-17, истребителя-перехватчика Су-15. Поэтому руководство МАП и Заказчик посчитали нецелесообразным, несмотря на высокий технический уровень проекта, поручать дальнейшую работу по созданию стратегического двухрежимного ударно-разведывательного самолета ОКБ П. О. Сухого. Тем более, что работы по ударному разведывательному самолету Т-4 были свернуты.

Ставку сделали на авиационную фирму, для которой тематика и размерность самолета являлись более традиционными - на ОКБ А. К. Туполева. Целенаправленная и упорная работа этого ОКБ и привела в дальнейшем к созданию стратегического бомбардировщика нового поколения Ту-160.

Материал о проекте ╚Т-4╩ Павла Осиповича Сухого будет неполным без рассказа о проводимых в ОКБ в 1967 - 1969 г. г. работах по созданию дальнего сверхзвукового самолета ракетоносца-разведчика Т-4М.

Эта машина - дальнейшее развитие самолета Т-4 в части расширения его боевых возможностей за счет увеличения дальности полета на дозвуковых скоростях, улучшения взлетно-посадочных характеристик, увеличения максимального веса боевой нагрузки и расширения состава применяемого вооружения.

Т-4М мог бы быть первым в мире самолетом с крылом изменяемой стреловидности, рассчитанным на диапазон крейсерских скоростей от М=0,6 до М=3.

При разработке проекта Т-4М большое внимание уделялось максимальной преемственности его с самолетом Т-4. Сохранялись двигательные установки, все самолетные системы и бортовое радиоэлектронное оборудование. Применялись освоенные ранее материалы и типовые конструкторские решения. Использовались хорошо проверенные технологии.

В течение 1967-1969 г. г. было создано около 30 вариантов компоновок этого самолета, отличающихся друг от друга фрагментами аэродинамической и конструктивно-компоновочной схем. Результаты изысканий были оформлены в виде дополнения к эскизному проекту и в конце 1969 г. направлены на заключение Заказчику и отраслевым институтам МАП.

Аэродинамическая компоновка Т-4М была выполнена по схеме ╚утка╩ с крылом изменяемой стреловидности в полете.

Крыло самолета состояло из неподвижной части-центроплана и двух поворотных консолей, которые с помощью шарниров крепились к центроплану. Поворотные консоли изменяли угол стреловидности передней кромки от 15 до 72 градусов и оснащались средствами механизации: по задней кромке - двухсекционными для каждой консоли двухщелевыми выдвижными закрылками и элеронами, а по передней кромке - выдвижными предкрылками по всему размаху консолей.

Над центропланом располагался фюзеляж большого удлинения, имеющий круглое поперечное сечение и отклоняемую на режимах взлета и посадки носовую часть фюзеляжа.

Для обеспечения продольного управления самолетом на головной части фюзеляжа располагалось поворотное горизонтальное оперение, снабженное для повышения эффективности на режимах взлета и посадки выдвижными однощелевыми закрылками.

В хвостовой части фюзеляжа устанавливалось однокилевое с рулем направления вертикальное оперение.

Силовая установка самолета Т-4М принципиально не отличалась от силовой установки Т-4 и включала в себя четыре двигателя РД-36-41, расположенные по схеме ╚пакет╩ в единой мотогондоле с плоскими регулируемыми воздухозаборниками с вертикальными поверхностями торможения, каждый из которых также обслуживал два двигателя.

Топливо в самолете размещалось в десяти емкостях: в пяти топливных баках, расположенных в фюзеляже; в правом и левом топливных баках передней части центроплана; в расходном топливном баке, расположенном в мотогондоле между воздушными каналами и в двух топливных баках, расположенных в поворотных консолях крыла. Суммарный запас горючего во внутренних баках должен был составлять 82000 кг.

Экипаж самолета состоял из трех человек - двух летчиков и штурмана-оператора, которые размещались в кабине, разделенной на два отсека негерметичной поперечной перегородкой. В переднем отсеке по схеме ╚рядом╩ устанавливались катапультные кресла летчиков. В заднем, ближе к левому борту планировалось применить систему дистанционного управления (СДУ) рулевыми поверхностями на всех режимах полета по сигналам перемещения ручки управления и педалей.

Вооружение на Т-4М устанавливалось на двух точках подвески под мотогондолой. Предполагалось применять управляемые ракеты класса ╚воздух-поверхность╩, авиабомбы, авиационные мины, разовые бомбовые кассеты. Подвеска авиабомб осуществлялась в двух вариантах:

основном, включающем в себя авиабомбы общим весом до 8000 кг, размещенные в двух контейнерах, которые унифицированы по габаритам с контейнерами для разведывательной аппаратуры;
дополнительном, с размещением авиабомб на открытой подвеске на многозамковых балочных держателях, с максимальным весом бомбовой нагрузки до 18000 кг.

С грузом бомб, в контейнерах, самолет мог совершать полет на сверхзвуковой скорости.

Разведывательное оборудование, примененное на Т-4М, должно было обеспечить проведение радиотехнической, радиолокационной, инфракрасной, фото- и радиационной разведки. Вся аппаратура упаковывалась в четыре подвесных контейнера.

Конструкторы предполагали поэтапное наращивание уровня летно-технических характеристик самолета Т-4М за счет:

применения двухконтурных двигателей нового поколения с более высокой весовой отдачей и меньшим удельным расходом топлива;
разработки и освоения промышленностью новых конструкционных материалов, в том числе композиционных;
освоения промышленностью производства радиоэлектронного оборудования на твердых схемах, что позволяло в дальнейшем существенно повысить его надежность и снизить вес.

Однако в конце 1969 г. работы над проектом самолета Т-4М были прекращены.

ЛТХ:

Модификация	Т-4
Размах крыльев, м	22.0
Длина, м	44.0
Высота, м	11.2
Площадь крыла, м2	295.7
Масса, кг
пустого самолета	55600
нормальная взлетная, кг	114000
максимальная взлетная, кг	135000
Тип двигателя	4 ТРД РД36-41
Тяга, кгс	4 х 16000
Максимальная скорость, км/ч	3200
Крейсерская скорость, км/ч	3000
Дальность полета, км	7000
Разбег, м	950-1050
Пробег, м	800-900
Практический потолок, м	18000
Экипаж, чел	2
Вооружение:	2 стратегические ракеты воздух-поверхность