Аванпроект тяжелого бомбардировщика - самолета-носителя авиа-ционно-ракетного комплекса выполнен в 1969-1970 годах (в некоторых источниках указывается период выполнения работ по проекту - 1967-1972 годы) в соответствии с Постановлением СМ СССР от 28 ноября 1968 года о создании аванпроекта стратегического двухрежимного самолета.
Проект межконтинентального сверхзвукового стратегического бомбардировщика представлен на конкурс в 1972 году совместно с проектами ОКБ генерального конструктора А.Н.Туполева (ММЗ "Опыт") и ОКБ генерального конструктора В.М.Мясищева (ЭМЗ).
Т-4МС разрабатывался как единый самолет дальней и стратегической авиации. В первоначальном варианте была сделана попытка реализовать самолет Т-4МС в компоновочной схеме самолета Т-4М ("100И"). Окончательный облик самолета сложился к концу 1970 года. По результатам продувок моделей в аэродинамических трубах потребовалось доработать компоновку и до конца 1971 года было рассмотрено еще несколько вариантов с изменением конфигурации фюзеляжа (самое радикальное нововведение - была рассмотрена компоновка с горизонтальным оперением).
Продувки моделей Т-4МС в аэродинамических трубах ЦАГИ показали возможность реализации высоких значений аэродинамического качества как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета при использовании интегральной схемы типа "летающее крыло" с изменяемой в полете стреловидностью поворотных консолей крыла. Малая площадь поворотных консолей в сочетании с жестким несущим корпусом гарантировала возможность полета на больших скоростях у земли. Увеличение
аэродинамического качества на режимах дозвукового крейсерского полета достигалось отклонением механизации крыла на малые углы.
Основные комплексы радиоэлектронного оборудования и часть систем должны были быть отработаны на самолете Т-4.
Проект тяжелого бомбардировщика Т-4МС был признан лучшим на конкурсе 1972 года - проекты всех ОКБ были заслушаны на НТС МАП осенью 1972 года. Однако, в связи с загрузкой ОКБ генерального конструктора П.О.Сухого (ММЗ "Кулон") разработкой перспективного фронтового истребителя было предложено передать всю документацию по самолету в ОКБ генерального конструктора А.Н.Туполева (ОКБ от документации отказалось).
Основу аэродинамической компоновки самолета Т-4МС составляет крыло, состоящее из неподвижной части-центроплана (несущего корпуса), и двух поворотных консолей.
В центроплане размещаются кабина экипажа, приборные отсеки, отсеки вооружения, ниши опор шасси и основные топливные емкости самолета. По аэродинамической конфигурации центроплан представляет собой крыло малого удлинения, с профилями с относительной толщиной 6%, с деформацией срединной поверхности и круткой сечений, обеспечивающими самобалансировку самолета на режиме крейсерской скорости полета (М=3). Деформация и крутка распространяются и на поворотные консоли крыла.
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 угла стреловидности консольных частей крыла.
Для обеспечения путевой устойчивости и управления для самолета
выбрана двухкилевая схема с цельнопо-воротными килями, обеспечивающая более высокую эффективность на больших углах атаки и балансировку самолета при отказе двух двигателей.
Шасси нормальной трехточечной схемы с носовой опорой, для сокращения длины пробега введена система 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.
Двигатели расположены попарно в двух мотогондолах, размещенных под центропланом. Мотогондолы имеют плоские регулируемые воздухозаборники с горизонтальным клином, разделенные перегородкой и работающие на один двигатель каждый.
В состав силовой установки входят системы: топливопитания двигателей, заправки топливом на земле и в воздухе, аварийного слива топлива, наддува топливных баков нейтральным газом, охлаждения двигателей, пожаротушения, защиты воздухозаборников от обледенения и попадания посторонних предметов. Основные топливные емкости самолета располагались в герметичных баках-отсеках центроплана.
На первом этапе силовая установка самолета должна была состоять из четырех двигателей РД36-41, на втором этапе планировалось установить четыре комбинированных двигателя К-101 со взлетной тягой 20000 кг каждый. Двигатели К-101 должны были обладать преимуществами турбореактивного двухконтурного двигателя на дозвуковом крейсерском полете и турбореактивного двигателя на разгоне и сверхзвуковых скоростях.
Экипаж самолета, состоящий из трех человек (первый и второй летчики, штурман-оператор), размещется в скафандрах (на случай разгерметизации кабины) в герметичной кабине, разделенной поперечной перегородкой на два отсека. В переднем отсеке установлены рядом два сиденья летчиков, за перегородкой в заднем отсеке у левого борта - сиденье штурмана-оператора. Конфигурация носовой части центроплана 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.
Система автоматического управления в составе систем дистанционного управления и траекторного управления обеспечивает заданные характеристики устойчивости и управляемости, необходимые ограничения, предотвращающие непреднамеренный вывод самолета на опасные режимы. Система дистанционного управления - электрогидравлическая. В системе управления самолетом применены четырехка-нальные рулевые агрегаты и многоцилиндровые рулевые приводы.
Гидравлическая система самолета включает в себя три независимые гидравлические системы - две бустер-ные и одну общую, которая, также 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 систем: навигационного, пилотажного, оборонно-прицельного комплекса, систем разведения, систем управления ракетами, радиосвязного оборудования, систем обороны самолета, вычислительного комплекса.
Для размещения различных видов вооружения - управляемых ракет класса "воздух-поверхность", авиабомб, мин-но-торпедного вооружения, разовых бомбовых кассет, контейнеров с аппаратурой разведки и обороны, на самолете организованы два внутренних отсека вооружения, снабженных теплоизоляцией и системой кондиционирования, обеспечивающих транспортировку и сброс вооружения на любых режимах полета самолета. Бомбы общей массой до 36000 кг размещались во внутренних отсеках, ракетное вооружение - между блоками двигателей на нижней поверхности несущего фюзеляжа и частично в бомбоотсеке.
Разработчик..........................ММЗ "Кулон"
Генеральный конструктор......П.О.Сухой
Главный конструктор.........Н.С.Черняков
Производство......................построен макет
Состояние...........проект 1969-1970 годов
Экипаж, чел...................................................3
Габаритные размеры, м:
- длина...................................................41,2
- размах крыла........................40,825 / 25,0
- высота (иа стоянке).............................8,0
Угол стреловиди. крыла, гр.........25-30-73,1
Площадь крыла, кв.м..................482,3-506,8
Массы, кг:
- взлетная......................................... 170000
- пустого самолета............................62300
- боевой нагрузки норм......................9000
- боевой нагрузки макс...... 36000 (45000)
Запас топлива, кг..................................97000
Тип двигателей........................................ТРД
Марка двигателей................................К-101
Тяга двигателей, кг.......................4 х 20000
Скорость, км/ч:
- максимальная........................ 3200(3500)
- максимальная у земли..................... 1100
- крейсерская на высоте 18000 м...... 3000
- крейсерская на средних высотах...... 900
- крейсерская у земли.......................... 850
Дальность полета, км:
- при полете у земли........................... 1200
- при скорости 3000 км/ч................... 7500
- при сверхзвуковой скор......9000-10000
- при дозвуковой скорости.............. 16000
Практический потолок, м...................24000
Длина разбега, м .................................... 1100
Длина пробега, м......................................950
Вооружение:
- ракетное.................................в вариантах
4 х Х-45
система наведения.....................АРЛГСН
дальность стрельбы, км..............до 1500
скорость полета, км/ч.............7000-9000
стартовая масса, кг......................до 4500
боевая часть.......кумулятивно-фугасная
24 х Х-2000
система наведения............................ИНС
дальность стрельбы, км...... 150 (до 300)
скорость полета................М>1 (около 2)
стартовая масса, кг................около 1000
боевая часть.................................ядерная

Теги: ,