Тяжелый стратегический бомбардировщик М-4 был создан к началу 1953 года в результате работ ОКБ-23 по проекту СДБ, начатых в 1951 году.
Для отработки велосипедной схемы шасси, системы управления с использованием необратимых бустеров, двигателей и катапультных кресел в реальных полетных условиях были
созданы летающие лаборатории на базе тяжелых бомбардировщиков Ту-4 (летающие лаборатории "ШР", "УР", "ДР"). Отработка наиболее важных узлов и деталей будущего тяжелого бомбардировщика М-4 велась на заводе №23 на натурной центральной секции фюзеляжа со средними частями крыла (изделие "ИМ").
Первый полет опытного самолета М-4 (изделие "М") состоялся 20 января 1953 года, позднее к проведению испытаний подключили дублер самолета (изделие "ДМ"). Государственные испытания первого экземпляра бомбардировщика М-4 были закончены 30 июля 1954 года.
На самолете "ДМ" были внесены изменения в конструкцию: установлена вздыбливающаяся носовая стойка шасси, которая была принята для серийных самолетов; увеличена на 6,9 м2 площадь закрылков и площадь неподвижной части крыла на 5,75 м2 за счет спрямления задней кромки на участке закрылков. Фюзеляж был укорочен на 1 м при изменении компоновки топливных баков в хвостовой части.
Постановление СМ о начале серийного производства бомбардировщика М-4 было принято 19сентября 1953года, серийный выпуск самолетов начат заводом №23 в 1954 году.
Всего было построено 2 опытных, 32 серийных самолета-бомбардировщика типа М-4 и один экземпляр планера самолета для проведения статических испытаний.
Часть самолетов М-4 использовалась для проведения летных испытаний, отработки различной авиационной техники, и в силу проведенных доработок в качестве боевых самолетов не использовалась.
Первый прототип самолета М-4 использовался в качестве ЛЛ для отработки двигателей ВД-7 и системы заполнения топливных баков нейтральным газом. Второй прототип - "ДМ" использовался как ЛЛ для проведения испытаний автоматической системы обеспечения устойчивости бомбардировщика М-50 в летных условиях.
Капитальный ремонт самолетов М-4 производился рязанским АРЗ. В ходе плановых ремонтов на АРЗ и в ТЭЧ эскадрилий с 1957 года на самолетах устанавливались двигатели РД-ЗМ-500А.
Самолеты М-4 были списаны в начале 1970-х годов.
Самолет М-4 - цельнометаллический моноплан классической схемы с высокорасположенным стреловидным крылом. Максимальное аэродинамическое качество самолета - 17,45.
Фюзеляж - полумонокок круглого сечения диаметром 3,5 м и длиной 45,6 м технологически делился на носовую часть с передней гермокабиной, среднюю часть, включавшую центроплан крыла, хвостовую часть и кормовою кабину.
В передней гермокабине размещался экипаж, основное пилотажно-нави-гационное оборудование и приборы управления вооружением.
В средней части фюзеляжа находились: бомбоотсек, ниши уборки основных опор шасси, верхняя и нижняя стрелковые установки, контейнер спасательных лодок, кислородное, противопожарное и другое оборудование. Люки под бомбовое вооружение и шасси усиливались продольными бимсами. В отсеках шасси, центроплане и под ним размещались 14 мягких топливных баков, в бомбоотсеке была предусмотрена возможность размещения двух дополнительных подвесных баков.
В хвостовой части фюзеляжа расположены шесть мягких топливных баков, снарядные ящики кормовой пушечной установки, фотооборудование, отсек сигнальных средств,тормозной парашют и аппаратура постановки помех.
В кормовой гермокабине находился кормовой стрелок, управлявший хвостовой пушечной установкой.
Все члены экипажа в аварийных ситуациях катапультировались вниз.
Основными конструкционными материалами фюзеляжа были алюминиевые сплавы В-95 и Д-16Т.
Крыло — свободнонесущей кессонной конструкции с углом стреловидности по линии фокусов 35°. Угол установки крыла 2,5° (в корневом сечении), угол поперечной V-образности 1°50'. Крыло технологически делилось
на центроплан, составлявший единое целое со средней частью фюзеляжа, корневые части, в которых размещалась силовая установка, и две отъемные концевые части.
Основным силовым элементом крыла был кессон, образованный передним и задним лонжеронами, нервюрами и силовыми панелями пошивки со стрингерным набором. Носки крыла съемные, и под ними проходил горячий воздух противо-обледенительной системы. Концевые обтекатели крыльевых опор шасси одновременно были противофлат-терными грузами. Внутри кессона крыла
размещались мягкие топливные баки. Реальная предполетная заправка топлива в баки самолета ограничивалась 123600 л.
Механизация крыла состояла из посадочных щитков под мотогондолами и выдвижных закрылков типа ЦАГИ. Элероны двухсекционные с внутренней весовой и аэродинамической компенсацией. Внутренние секции элеронов имели триммеры.
Хвостовое оперение — однокиле-вое, стреловидное, кессонной конструкции. Горизонтальное оперение с рулем высоты имело угол поперечной V-образности 10° и стреловидность по линии фокусов 33,5°. Стабилизатор состоял из двух половин, состыкованных по оси самолета. Вертикальное оперение-киль стреловидностью 35° по линии фокусов и руль высоты.
В бомбоотсеке самолета предполагалось размещать до двух бомб калибра 9000 кг (реально устанавливалась только одна), трех бомб калибра 6000 кг (на практике устанавливалось только две) или любые свободнопадающие бомбы калибра 250 кг и более суммарной массой до 24000 кг.
Система пушечного вооружения СПВ-25 самолета спроектирована КБ МАЗ "Дзержинец". Шесть пушек АМ-23 (НР-23) в трех башенных ус-тан овках с дистанционным управлением: верхняя - ДБ-ЗЗА, нижняя - ДБ-34А, кормовая - ДБ-35А наводились командиром огневых установок и кормовым стрелком с использованием радиолокационного, телевизионного или оптического прицелов. Пушки верхней башни ДБ-33 и нижней - ДБ-34 имели боекомплект по 250 снарядов на ствол, хвостовой установки ДБ-35 - по 500 снарядов на ствол*.
Шасси - велосипедной схемы, состояло из двух главных четырехколесных тележек и двухколесных свободно-ориентирующихся крыльевых опор. Для маневрирования при движении на земле передняя пара колес передней тележки могла поворачиваться на углы 4° с помощью гидравлической рулевой машины, тележка допускала разворот на углы до 27° в обе стороны. Передняя тележка была оснащена механизмом "вздыбливания" для увеличения угла атаки самолета при достижении скорости отрыва при разбеге по ВПП. Колеса задней тележки имели тормоза. Подкрыльные опоры шасси самоориентирующиеся. Все стойки шасси убирались вперед, против полета.
Из-за ограничений по прочности шасси при поиске возможных путей увеличения взлетной массы бомбардировщика рассматривался вариант с установкой двух сбрасываемых (на парашютах) четырехколесных опор под крылом за двигателями. Главная и крыльевые стойки шасси в этом случае находились в убранном положении и должны были использоваться только при посадке.
На этапе эскизного проекта для обеспечения взлета самолета массой 183000 кг со взлетной полосы длиной около 2000 м были разработаны стартовые ускорители "СУМ" с ЖРД, но ускорители, выпущенные заводом №41, не прошли испытаний из-за конструктивных дефектов.
Для сокращения пробега на самолете использовалась трехкупольная парашютная тормозная система. Парашюты выпускались в момент касания колесами земли.

Теги: ,