Работы по созданию сверхзвукового "разъемного" дальнего бомбардировщика "50" начались в ОКБ-23 главного конструктора В.М.Мясищева по Постановлению СМ СССР от 30 июля 1954 года.
"Разъемный" бомбардировщик должен был состоять из самолета-носителя с четырьмя двигателями, разрабатывавшимися в ОКБ главных конструкторов В.А.Добрынина и А.А.Микулина, и ударного самолета (самолета-снаряда).
По техническому заданию самолет-носитель должен был обладать дальностью полета с 5000 кг бомб - до 13000 км, скоростью - до 1800 км/ч, задавалась крейсерская скорость -1500-1600 км/ч на высоте 15000 м.
Постановлением СМ от 19 июля 1955 года задавалась разработка самолета-бомбардировщика с двигателями НК-6 или ВД-9, а дополнительным мартовским Правительственным Постановлением 1956 года предусматривалась возможность установки на самолете двигателей Ml6-17 (РД16-17 конструкции ОКБ главного конструктора П.Ф.Зубца).
Конструкторами ОКБ-23 совместно с учеными ЦАГИ было проработано около 40 вариантов компоновочной схемы бомбардировщика с различными вариантами крыла и расположения двигателей. На ранних стадиях проекта исследовались варианты самолета со стреловидным крылом, самолеты схемы "утка" и "бесхвостка". Рассматривались различные комбинации и варианты установки двигателей ВД-9, НК-6, АЛ-9.
Первый полет прототипа бомбардировщика, получившего обозначение М-50А, состоялся 27 октября 1959 года. Из-за установки на самолете нештатных двигателей (два ВД-7БА и два ВД-7МА) испытания самолета велись только иа дозвуковых скоростях с ограничением взлетной массы до 115000 кг. Расчетную сверхзвуковую скорость развить не удалось из-за тяги двигателей не, соответствовавшей проекту.
На серийные самолеты предполагалось устанавливать двигатели типа "16-17" (М16-17 или РД16-17) с тягой по 17000-18000 кг, эти же двигатели
были установлены на втором строившемся самолете.
В 1958 году было принято решение об освобождении ОКБ-23 от предъявления бомбардировщика М-50 на государственные испытания. Одновременно ставилась задача по использованию двух строящихся экземпляров самолета М-50 (самолета М-50А с двигателями типа ВД-7 и самолета М-50Б с двигателями Ml6-17) для отработки элементов тяжелого бомбардировщика М-52 и комплекса ракетного вооружения.
Самолет М-50А - цельнометаллический высокоплан классической схемы. При постройке самолета впервые в СССР были использованы цельнотянутые с последующим фрезерованием панели обшивки.
Фюзеляж - полумонокок цилиндрической формы диаметром 2,95 м -технологически делился на агрегаты: передний отсек с носовым обтекателем; гермокабину экипажа (пилот и штурман сидели друг за другом), передний топливный отсек; среднюю часть с отсеками для шасси, топливных контейнеров, спецгрузов (вооружения) и
центропланом крыла; хвостовую часть с топливными отсеками и парашютным контейнером и узлами крепления оперения.
На самолете практически отсутствовали выступающие части (надстройки), за исключением фонаря кабины пилотов. Проводка системы управления, агрегаты, коммуникации располагались по верху и по низу фюзеляжа и закрывались легкосъемными гаргротами.
Крыло свободнонесущее, треугольной формы в плане, с изломом по передней кромке. Больший угол стреловидности у корневой части крыла (57°), позволял увеличить строительную высоту бортовой нервюры и обеспечить требуемый запас прочности. В концевой части крыла угол стреловидности 54°. Крыло набиралось из симметричных профилей относительной толщиной 3,5% у корня и 4% - в концевых частях. Угол установки крыла 2°, а поперечной V-образности -3°.
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 шасси. Кессон и его передняя часть служили топливными баками. Основной силовой элемент крыла - кессон - состоял из трех лонжеронов, прессованных панелей и нервюр.
Крыло изготовлено, в основном, из алюминиевого сплава В-95, отдельные узлы выполнялись из стали ЗОХГСНА. Механизация крыла - щелевые закрылки типа ЦАГИ. Элероны имели аэродинамическую компенсацию.
Оперение самолета состояло из цельиоповоротного киля кессонной конструкции с углом стреловидности 54° по передней кромке и цельно-поворотного стабилизатора стреловидностью 54°.
При создании самолета М-50 решались проблемы разработки и создания автоматической бортовой системы управления АБСУ-50 практически "нейтральным" по устойчивости самолетом. На серийных самолетах предполагалось: использование электродистанционной системы управления без дублирования жесткими механическими тягами (тяги потребованию ЦАГИ были установлены на самолете М-50А), системы дозаправки топливом в полете, применение хвостовой пушечной дистанционно управляемой установки, размещение экипажа в кабине с поперечным расположением кресел. В АБСУ было включено устройство выдерживания заданного запаса продольной устойчивости путем отслеживания смещения аэродинамического фокуса относительно центра тяжести (ЦТ) и смещения ЦТ. Рассматривались варианты изменения положения ЦТ за счет мгновенного сбросаспецгрузов, деформации планера, изменения скорости и высоты полета.
Для обучения пилотированию самолета был создан аналоговый тренажер.
Смещение аэродинамического фокуса при переходе от дозвуковых скоростей полета к сверхзвуковым по предложению Л.З.Минкииа парировалось за счет быстрой перекачки топлива из одной группы баков в другую. На самолете М-50 не имелось вкладных топливных баков, топливо заливалось в герметизированные отсеки крыла и фюзеляжа. Рассматривался вариант самолета с системой дозаправки в воздухе - самолет мог принять до 55 т топлива (дальность полета в этом случае увеличивалась до 15000 км) от самолета-танкера, разрабатывавшегося на базе М-50.
Шасси — велосипедной схемы с двумя главными четырехколесными опорами и двумя крыльевыми двухколесными стойками. На передней опоре использовалась вздыбливающаяся тележка. На задней основной опоре шасси предусмотрена установка тормозной лыжи.
В качестве ракетного вооружения на бомбардировщике М-50 предполагалось использовать сверхзвуковую КР М-61, разрабатывавшуюся ОКБ-23, при ее размещении на внешней подвеске бомбардировщика. Дальность пуска ракеты предполагалось довести до 1000 км.
Макетная комиссия в декабре 1955 года в заключении отмечала, что заданная дальность в 11000-12000 км приполетесоскоростью 1700-1800 км/ч без проведения дозаправки топливом в полете не достигается. Заданная максимальная дальность полета с двумя дозаправками в воздухе составляет 14000-145000 км, но выполнение дозаправки на дозвуковой скорости и наличие на самолете подвесных топливных баков приводит к необходимости полет на 3000 км от аэродрома старта вести на дозвуковой скорости на высотах до 8000 м, что делает самолет уязвимым для ПВО противника.
Требовалось обеспечить возможность эксплуатации самолета с существовавших аэродромов - взлет с ускорителями самолета с максимальной взлетной массой должен был происходить после разбега длиной не более 2500 м. С целью рассредоточения боевых ударных самолетов типа М-50 и снижения их уязвимости от упреждающего удара противника ОКБ-23 предлагало для самолета М-50 реализовать точечный старт, взлет с гидротележки, но все предложенные решения требовали отработки и проверки в ходе летных испытаний.
Работы по бомбардировщику М-50 были прекращены осенью 1960 года при расформировании ОКБ-23.

Теги: , ,