Ту-160 (стратегический бомбардировщик)
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 в высотном полете 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 - Т-4МС, М-18 и М-20.
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 присутствовало во всех этих перепитиях с новым “стратегом” лишь как наблюдатель, исправно участвуя во 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.
Новый проект ОКБ первоначально получает шифр “156″, просуществовавший не более одной недели. Вскоре условное обозначение по ОКБ меняется на “160″ (Ту-160) - самолет “К” или изделие “70″. На начальном этапе проектирования работы в ОКБ по теме шли практически в инициативном порядке без особой огласки, и о них знал весьма ограниченный круг людей в самом ОКБ и в МАП. На этом этапе у ОКБ были полностью развязаны руки в выборе возможной аэродинамической схемы и конкретных компоновочных решений будущего самолета. В ОКБ решили сделать ставку на использование огромного уникального опыта, полученного при проектировании СПС, и попытаться на этой базе создать стратегический многорежимный носитель, по своим техническим решениям отличающийся от проектов Т-4МС, М-18 и М-20. Совокупность заданных в постановлении 1967 года летных характеристик самолета-носителя ставило перед ОКБ сложнейшую и во многом практически трудноосуществимую задачу. На первом этапе решили принять за определяющие облик самолета характеристики сверхзвуковой дальности полета и крейсерской скорости полета на этом режиме. Следует отметить, что одновременно с началом проектирования Ту-160 в отделе “К” проводились исследования по поиску дальнейших путей развития СПС-1 Ту-144, давшие старт работам по сверхзвуковому пассажирскому самолету второго поколения СПС-2 Ту-244. Естественно, часть наработок по Ту-244 использовалась при выборе аэродинамической компоновки Ту-160. Таким образом, на первом этапе выбор ОКБ остановился на модифицированной схеме “бесхвостка”, которая с успехом использовалась для проектов Ту-144 и Ту-244. 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 г. с ТРД, имеющими на крейсерском сверхзвуковом режиме удельный расход топлива 1,23 кг/кгс час. обеспечивалась расчетная дальность на сверхзвуковом режиме полета 8000 км). Схема “бесхвостка” в сочетании с силовой установкой соответствующей мощности гарантировала наращивание скорости полета, основные проблемы при этом связывались с применением новых конструкционных материалов и технологий. способных обеспечить длительный полет в условиях высоких температур. Стремясь снизить степень технического риска по новому проекту, ОКБ решило все-таки, в отличие от своих конкурентов, ограничить крейсерское число М нового “стратега” на уровне 2,3.
Что касается выбора варианта самолета с крылом изменяемой стреловидности, то его выбор привносил множество преимуществ, но приводил 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 выполняется 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 стреловидности, 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 поднять 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 15-20% удорожанию самолета и к возникновению дополнительных проблем технологического и эксплуатационного характера. Поэтому в ходе дальнейшего развития концепции многорежимного сверхзвукового самолета удалось доказать заказчику целесообразность снижения требований к максимальному значению крейсерского числа М, хотя при этом пришлось пойти на уменьшение скорости реакции стратегической системы.
Взвесив все за и против, в ОКБ начали готовить аванпроект самолета по схеме “бесхвостки”. С 1970 по 1972 годы подготовили несколько вариантов, проходивших по ОКБ под шифрами Ту-160М (Л-1), (Л-2) и т.д. К 1972 году аванпроект закончили и предоставили его ВВС. Одновременно ВВС приняло к рассмотрению проекты ОКБ В.М.Мясищева и ОКБ П.О.Сухого. Все три проекта представлялись в рамках конкурса, проводимого МАП в 1972 году с целью получения наилучшего решения по перспективному стратегическому самолету. Можно сказать, что все три проекта, разработанные в рамках конкурса МАП (Т-4МС, Ту-160 “бесхвостка” и М-18) являлись как бы дополнением друг друга и представляли три взгляда на одну проблему.
Результаты рассмотрения предложенных проектов ОКБ П.О.Сухого, ОКБ В.М.Мясищева и ОКБ А.Н.Туполева, а также анализ работ в США по В-1 склонили чашу весов в пользу мясищевского М-18, его поддержали ЦАГИ и НТС МАП. Однако это ОКБ не располагало необходимой производственной базой и было малочисленным для реализации такого сложного проекта. По решению руководства МАП и других инстанций это задание передается для выполнения в более мощное ОКБ А.Н. Туполева. Проект ОКБ П.О.Сухого Т-4МС сняли с рассмотрения в основном из-за высокой степени технического риска и из-за нежелания ВВС загружать это ОКБ сложной работой, которая наверняка оттянула бы его конструкторские и производственные силы от столь важных для ВВС проектов, как Т-6 (Су-24), Т-8 (Су-25) и Т-10 (Су-27) - проектами, над которыми при поддержке ВВС в это время работали суховцы.
После всех этих событий, решивших дальнейшую судьбу отечественного многорежимного самолета, ОКБ А.Н.Туполева приступило к проектированию самолета Ту-160 с крылом изменяемой стреловидности. Варианты с фиксированным крылом дальнейшего развития не получили. В том же 1972 году ОКБ, ЦАГИ, другие организации и предприятия отечественного ВПК, а также и научно-исследовательские институты ВВС приступили к выполнению широкой программы по оптимизации схемы, параметров будущего самолета, его силовой установки, выбору конструкционных материалов и разработке необходимых технологий, выбору оптимальной структуры и взаимосвязи комплексов и систем бортового оборудования и вооружения. Всего работами по Ту-160 в СССР, в той или иной форме, занималось около 800 предприятий и организаций различного профиля.
После выбора основной схемы самолета, силы ОКБ сконцентрировались на отработке конкретных элементов самолета и комплекса. В качестве двигателей для силовой установки первоначально остановились на НК-25, однотипных с теми, что предназначались для Ту-22М3. По тяговым характеристикам двигатель в основном удовлетворял разработчиков Ту-160, а вот удельные расходы топлива необходимо было снижать, иначе межконтинентальной дальности получить не удалось бы, даже при самой идеальной аэродинамике. Как отмечалось выше, в это время ОКБ Н.Д.Кузнецова приступило к проектированию нового двухконтурного трехвального ДТРДФ НК-32, который при той же взлетной форсажной тяге 25000 кгс и бесфорсажной 13000 кгс должен был иметь удельный расход топлива на дозвуковом режиме 0,72-0,73 кг/кгс ч и на сверхзвуке - 1,7 кг/кгс ч. Проект НК-32 имел в своей основе многие основные узлы идентичные с НК-25, что в значительной степени гарантировало реальность нового двигателя. Мясищевцы в своем проекте М-18 остановились на компоновке двигателей и мотогондол, близкой к В-1. Несмотря на это, в ОКБ А.Н.Туполева решили все-таки провести цикл работ по поиску оптимального варианта. Совместно с ЦАГИ на 14 моделях провели большое количество продувок различных вариантов компоновок силовой установки на самолете. Подходы были самые неожиданные. Например, в проработке находились: четырехдвигательный вариант со спаренными в вертикальной плоскости двигателями в мотогондолах с горизонтальным клином, трехдвигательный вариант с осесимметричными воздухозаборниками, несколько вариантов со спаренными мотогондолами по типу примененных на Ту-22М3 и т.д. Окончательно выбрали вариант спаренной подкрыльевой установки двигателей с двухмерными, многорежимными подкрыльевыми воздухозаборниками с вертикальным клином. Аналогичные воздухозаборники прошли всестороннюю летную проверку на Ту-144. Однако в отличие от Ту-144, процесс проектирования двигателя, мотогондол, воздухозаборников и выбор размещения их на Ту-160 рассматривался и самолетчиками, и двигателистами взаимосвязно, что позволило уйти от многих недостатков присущих силовой установке Ту-144.
Как и для предварительных проектов “бесхвосток”, для окончательного варианта компоновки планера выбрали <интегральную> схему, объединявшую наплывную переднюю часть крыла и фюзеляж в единый агрегат. Все это сочеталось с поворотными консолями крыла с углами поворота от 20 до 65 градусов и хвостовым оперением нормальной схемы с дифференциально отклоняемым стабилизатором и килем с верхней управляемой частью. Для повышения аэродинамического качества самолета при различных положениях консолей в ОКБ разработали систему специальных подвижных шторок, а впоследствии в серии внедрили поворотный гребень, позволивший оптимизировать аэродинамику участка сочленения поворотной части крыла с его неподвижной частью. Для оценки совершенства принятых аэродинамических решений совместно с ЦАГИ был выполнен большой объем продувок на 11 специально подготовленных моделях самолета. Продувки показали, что удалось получить максимальное аэродинамическое качество на крейсерском дозвуковом режиме полета в пределах 18,5-19, а на сверхзвуке более 6,0.
Вопросы, связанные с общей компоновкой самолета, решались в неразрывной связи с проблемами конструктивными и технологическими. Основные нагрузки воспринимала центральная фюзеляжеобразующая цельносварная титановая балка, вокруг нее группировались все остальные элементы планера. Оригинальная технология изготовления столь большого конструктивного элемента, как титановая балка, основывалась на процессе электронно-лучевой сварки в нейтральной среде, которая до настоящего времени относится к уникальным технологиям и по праву может считаться национальным приоритетом страны. Поворотные части крыла, узлы поворота и привода по своей схеме и техническим решениям в общем повторяли принятые для Ту-22М, однако значительное увеличение размеров и нагрузок на них потребовало существенных доработок конструкции и увеличения мощности приводов. При выборе схемы хвостового оперения рассматривались варианты с цельноповоротным стабилизатором, расположенным на вершине киля, и киль с нормальным рулем поворота, среднее расположение стабилизатора с разделением руля поворота на две секции, в окончательном варианте приняли оригинальную схему с двухсекционным килем, состоявшим из нижней неподвижной части, к которой крепился цельноповоротный стабилизатор, и верхней подвижной части киля. Подобное решение позволило в условиях ограниченных объемов разместить мощные рулевые электрогидроусилители и шарнирные привода отклоняемых плоскостей хвостового оперения.
Достаточно долго решался вопрос со схемой расположения грузоотсеков в фюзеляже. Первоначально в качестве варианта рассматривалось расположение двух грузоотсеков в центральной части фюзеляжа рядом, что давало минимальный разброс центровок при сбросе боевых грузов, но одновременно увеличивало мидель фюзеляжа и добавляло сложностей с проектированием оптимальных мотогондол. В дальнейшем от спаренных грузоотсеков отказались и перешли к двум расположенным друг за другом по длине фюзеляжа отсекам.
Самолет предполагалось строить с широким использованием современных материалов: 38% конструкции выполнялось из титановых сплавов, 58% - из алюминиевых, 15% - из высококачественных стальных сплавов и 3% - из композиционных материалов.
При построении системы управления самолетом впервые в отечественной практике создания тяжелых самолетов была использована электродистанционная система (ЭДСУ) передачи информации на привода органов управления с использованием строевой ручки летчиков.
Совместно с Государственным научно-исследовательским институтом авиационных систем и другими организациями ОКБ вело поиск наиболее эффективной системы ракетного вооружения. Помимо сверхзвуковых маловысотных ракет