Отечественные бомбардировщики 1945-2000 » Туполев

Проект тяжелого бомбардировщика Т-4МС (изделие “200″)

admin — Thu, 02 Sep 2010 15:52:03 +0000

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

Проект тяжелого стратегического бомбардировщика М-18

admin — Sun, 29 Aug 2010 15:53:37 +0000

Разработка самолета-носителя стратегического назначения - работы по "Теме 18" - и ОКБ ЭМЗ были начаты по Приказу МАП №285 от 15 сентября 1969 года с использованием задела по "Теме 20" (проект самолета М-20).
Тяжелый бомбардировщик М-18 разрабатывался в развитие проекта сверхзвукового бомбардировщика
М-20 вариант IV.
Для организации работ на ЭМЗ с привлечением отраслевых НИИ и смежных организаций были выпущены Приказы МАП №134 от 17 сентября и №321 от 9 октября 1970 года.
Перспективный самолет должен был обладать большой дальностью полета на дозвуковой скорости с возможностями кратковременного полета на сверхзвуковом режиме на высоте около 20000 м или совершения полета на малых (300-500 м) высотах на дозвуковой скорости для прорыва зоны ПВО противника протяженностью до 2000 км. Результаты проектных работ по сверхзвуковому многорежимному самолету М-18 с крылом изменяемой стреловидности, выполнявшиеся на конкурсной основе по требованиям ВВС к тяжелому стратегическому бомбардировщику, были признаны лучшими среди аналогичных работ ОКБ ММЗ "Кулон" генерального конструктора П.О.Сухого и ОКБ ММЗ "Скорость" генерального конструктора А.С.Яковлева. Однако было принято решение: для дальнейших работ по сверхзвуковому бомбардировщику передать материалы проекта М-18 в ОКБ ММЗ "Опыт" генерального конструктора А.Н.Туполева. На это решение повлияли такие факторы как малочисленность воссозданного во второй половине 1960-х годов ОКБ В.М.Мясищева (бывшее ОКБ-23) и его загрузка проектированием многоразового космического корабля "Буран".
Разработчик.................................ОКБ ЭМЗ
Генеральный конструктор В.М.Мясищев
Состояние........................проект 1974 года
Экипаж, чел...................................................3
Габаритные размеры, м: - длина...........................................около 44
- размах крыла..............................около 42
- высота (на стоянке)...................около 10
Масса, кг:
- взлетная..............................около 150000
- боевой нагрузки...................около 15000
Тип двигателей.......................................ТРД

Проект межконтинентального стратегического авиационно-ракетного комплекса с МБР типа Р-29 МАРК 2-3

admin — Mon, 16 Aug 2010 16:01:44 +0000

В 1970-е годы КБМ под руководством В.П.Макеева совместно с ОКБ-156 и ОКБ-473 генеральных конструкторов А.Н.Туполева и О.К.Антонова предлагало использовать межконтинентальные морские ракеты и их модификации для создания авиаци-онноракетного комплекса на базе тяжелых самолетов большой грузоподъемности.
Использование таких ракет с самолетов при обеспечении воздушного старта давало возможность увеличения дальности полета и полезной нагрузки, при этом обеспечивалась высокая скрытность и малая уязвимость ракетного оружия при применении противником традиционных средств1.
В 1980-е годы предприятиями оборонной промышленности СССР выполнялась НИР "МАРК" в обеспечение создания ракетного комплекса воздушного базирования2.
Головной организацией по комплексу было КБМ, Генеральный конструктор И.И.Величко2.
В результате длительных исследовательских и проектных работ КБМ в 1990-е годы под руководством И.И.Величко вплотную приблизилось к практическому осуществлению самолетного старта МБР' и к реализации самолетного старта на основе исполь-зования серийных ракет и серийных самолетов-носителей из транспортной авиации. По проекту жидкостную ракету предлагалось установить на специальной тележке в грузовом отсеке самолета. На заданной высоте в расчетной точке старта ракета вытягивалась из самолета парашютной системой, стабилизировалась в вертикальной плоскости, после чего производился запуск основного двигателя и выход ракеты на траекторию1.
По информации, приведенной в публикации М.Первова "Отечественное ракетное оружие 1946-2000 гг.", авиационный ракетный комплекс МАРК создавался на базе морской МБР Р-29РМ.
В качестве основного самолета-носителя перспективной ракеты рассматривался тяжелый транспортный самолет Ан-124, на котором, по расчетам конструкторов, могло размещаться до двух ракет.
КБТМ проектировало наземное оборудование комплекса, эскизный проект был выполнен в 1988 году'. Тема МАРК была закрыта на этапе проекта. Финансовые трудности не позволили довести дело до конца.
Работы, проведенные по НИР "МАРК", стали основой при разработке проектов авиационных ракетно-космических комплексов "Аэрокосмос" с ракетами "Штиль-2А" и "Штиль-ЗА".

Опытный тяжелый бомбардировщик-ракетоносец Ту-95М-5 авиационно-ракетного комплекса К-95-26

admin — Sun, 15 Aug 2010 15:58:04 +0000

Планами создания и развертывания авиационно-ракетного комплекса К-95-26 в составе самолета-носителя Ту-95М-5 с двумя ракетами КСР-5 предполагалось проведение переоборудования 33 (или 36) бомбардировщиков Ту-95 и Ту-95М в носители крылатых ракет КСР-5, соответствующее Постановление СМ №104-36 было принято 13 февраля 1973 года.
Конструкторские работы велись с 1973 года. На заводе №18 в 1976 году один серийный самолет Ту-95М был переоборудован в опытный самолет Ту-95М-5. Устанавливались аппаратура подготовки ракет к пуску "Волга", РЛС "Рубин-1КВ".
Самолет Ту-95М-5 мог вместо ракет нести аналогичную по массе бомбовую нагрузку. В унифицированном хвостовом отсеке устанавливалась аппаратура РЭБ.
Летные испытания и отработка комплекса, проводившиеся с 1976 года, были прекращены в мае 1977 года в связи с выбором варианта модернизации -Ту-95 К-22 и началом работ по самолету-носителю Ту-95МС.
Ту-95М-5 после переоборудования с 1978 года использовался при проведении испытаний ракеты Х-55.
Разработчик......ОКБ-156 (ММЗ "Опыт")*
Генеральный конструктор .. А.Н.Туполев
Главный конструктор..........Н.И.Базенков
Изготовитель____завод №18, Куйбышев
Производство________опытный самолет
Состояние летные испытания проводились в 1976-1977 годах
Код НАТО...................................... (Bear-A )
Экипаж, чел...............................................8-9
Габаритные размеры, м: - длина...............................................46,17+
^jLi\ > -bJZ^:' \ | i_ —"—'i T~^—жзР
Опытный бомбардировщик Ту-95М-5
- размах крыла.................................... 50,04
- высота (на стоянке)........................... 12,5
Площадь крыла, кв.м............................283,7
Угол стреловидн. крыла, гр.............35-33,5,
Масса, кг:
- взлетная нормальная.................... 171000
- взлетная максимальная................ 182000
- посадочная.................................... 135000
- пустого самолета............................ 84300
- боевой нагрузки.........................до 12000
Запас топлива, кг.......88500-100000 (89530)
Тип двигателей........................................ТВД
Марка двигателей.........................НК-12МА
Разработчик.....................................ОКБ-276
Главный конструктор............Н.Д.Кузнецов
Изготовитель................................завод №24
Мощность двигателей, э.л.с:
- максимальная............................4х 15000
- номинальная.................................4 х 6500
(Н=11000 м, М=0,68)
Воздушные винты.............................АВ-60С
Скорость, км/ч:
- максимальная...............................910-920
- крейсерская..................................720-750
- взлетная............................................... 300
- посадочная.......................................... 270
Дальность полета, км:
- с грузом массой 6000 кг..................13200
- практическая....................................14960
- максимальная при испытаниях.......17000
Практический потолок, м.....................11900
Длина разбега/пробега, м..............2100/1540
Оборудование:
- РЛС......................................."Рубин-1КВ"
- сист. подготовки пуска ракет .... "Волга"
- стрельбовая РЛС............ПРС-1 "Аргон"
- сист. дальней навигации .... "Меридиан"
- сист. ближней навигации...........РСБН-2
- радиовысотомер............РВ-4М, РВ-25А
- радиокомпас.................................АРК-11
- станция предупреждения....."Сирена-2"
Вооружение:
- стрелково-пушечн.....Зх2х23-мм АМ-23
- ракетное....................................2х КСР-5
система наведения........ИНС с АРЛГСН
дальность стрельбы, км..............240-400
скорость полета, км/ч......................3200
стартовая масса, кг..................3950-4500
боевая часть.................................ядерная

Проект гиперзвукового ударного самолета “230″ (Ту-260)

admin — Mon, 19 Jul 2010 16:06:38 +0000

В СССР в начале 1970-годов начались исследовательские работы по нескольким проектам гиперзвуковых ударных самолетов различного назначения и класса: межконтинентальные стратегические, фронтовые и т.д. В ОКБ прорабатывались два направления ударный самолет, рассчитанный на крейсерскую скорость М=4, и ударный самолет, рассчитанный на крейсерскую скорость М=6.
Проектирование первого для ММЗ "Опыт" ударного гиперзвукового самолета "230" (Ту-260) было начато в 1983 году под общим руководством А.А.Туполева и А.Л.Пухова. Эскизный проект был выпущен в 1985 году. В результате проведенных проработок из нескольких рассматривавшихся компоновочных схем в качестве базовой для проведения дальнейших работ была выбрана компоновка самолета-бес-
хвостки с треугольным крылом, близкая к проектам Ту-144 и Ту-244. В одном из вариантов силовая установка состояла из четырех комбинированных двигателей типа Д-80.
Конструкция самолета была спроектирована из жаропрочных материалов, выдерживающих длительный кинетический нагрев конструкции в полете при скоростях М=4 (продолжительность полета до 2, 3 ч). Системы жизнеобеспечения и терморегулирования обеспечивали нормальные условия работы в кабине экипажа, требуемую температуру в отсеках оборудования и вооружения.
Разработчик.............................ММЗ "Опыт"
Генеральный конструктор ... А.А.Туполев
Главный конструктор...............А.Л.Пухов
Ведущий по теме...................Ю.А.Фазылов
Состояние.........эскизный проект 1985 года
■(3)
Экипаж, чел........................................
Габаритные размеры, м:
- длина .............................................
- размах крыла................................
- высота (на стоянке).....................
Площадь крыла, кв. м........................
Массы, кг:
- взлетная максимальная.................180000
- пустого самолета....................................(.)
- полной нагрузки.....................................(.)
Запас топлива, кг.................................106000
Тип, марка двигателя.....комбинированный
ТРД/ПВРД, типа Д-80
Разработчик..................................................(.)
Тяга двигателя, кг:
- взлетный режим...............................4 х (.)
- номинальный режим........................4 х (.)
Скорость, км/ч:
- максимальная.........................................(.)
- максимальная у земли...........................(.)
- крейсерская на большой высоте.......М=4
- посадочная..............................................(.)
Дальность полета, км..................8000-10000
Практический потолок, м...........................(.)
Высота крейс. полета, м............25000-27000

Проект воздушно-космического самолета Ту-2000″

admin — Sat, 10 Jul 2010 16:07:48 +0000

Развернутые во второй половине 1950-х годов работы по авиационно-космической тематике в ОКБ-156 были практически полностью свернуты в начале 1960-х годов. Работы по этой тематике возобновились в ОКБ в 1970-е годы, когда в нескольких ОКБ страны были начаты перспективные работы над авиационными воздушно-космическими системами на базе одноступенчатых орбитальных самолетов. Реализация сложной и масштабной программы создания воздушно-космического самолета (ВКС) должна была позволить создать принципиально новый класс летательных аппаратов, способных эффективно решать многие проблемы военного и гражданского характера, дать развитие перспективным технологиям.
Проведенные исследования показали следующее. Обеспечить требования по снижению стоимости вывода полезной нагрузки на орбиту, прекращению засорения ближнего космоса отработанными частями ракет-носителей, уменьшению или отказу от территорий, отчуждаемых для падения отработанных ступеней можно в случае создания и широкого использования одноступенчатых воздушно-космических летательных аппаратов горизонтального взлета и посадки многоразового использования. Одноступенчатым ВКС целесообразно решать все задачи, связанные с выведением грузов малой и средней размерности на относительно низкие орбиты. Эксплуатационная гибкость ВКС позволяет один и тот же летательный аппарат использовать для выполнения практически любого из возможных заданий с помощью системы сменных модулей, предназначенных для размещения целевой нагрузки. Наиболее важным фактором является возможность эксплуатации ВКС подобно самолету, что позволяет значительно сократить количество наземного обслуживающего персонала и исключить сложные элементы наземного комплекса (системы вертикальной сборки, стартовые площадки, специальные мероприятия и помещения для хранения блоков и ступеней ракет и т.д.). Значительно сокращаются затраты на оперативное техническое обслуживание (за счет
сокращения времени на подготовку к повторному вылету), что приближает ВКС по характеристикам эксплуатационной технологичности существующим тяжелым самолетам.
В 1968-1971 годах в ОКБ А.Н.Туполева в проработке находилось несколько технических предложений по ВКС с горизонтальным стартом и посадкой, взлетная масса разрабатывавшихся летательных аппаратов достигала 300 т. В качестве силовой установки предлагалось использовать ЖРД на тепловыделяющих элементах с использованием ЯСУ, а в качестве рабочего тела - водород. Рассматривались варианты многоэтапного вывода полезных нагрузок с ВКС, находящихся на орбите вокруг Земли, на межпланетные орбиты с использованием ионных и плазменных маршевых двигателей. Оригинальные предложения ОКБ не вышли из стадии эскизного проектирования с одной стороны по причине отсутствия заинтересованности военных, с другой-занятостью бюро работами по СПС-1.
С началом работ на Западе по одноступенчатым ВКС, работы но данной тематике оживились и в СССР. К середине 1980-х годов совместно с ЦАГИ, ОКБ Н.Д.Кузнецова, с другими предприятиями и организациями отечественного ВПК ОКБ ММЗ "Опыт" подготовило ряд конкретных технических предложений по созданию авиационно-космической системы иа базе одноступенчатого орбитального самолета с маршевой и корректирующей силовыми установками на основе ЖРД, с наземным или воздушным стартом с тяжелых самолетов-носителей. Следующим этапом в создании одноступенчатого ВКС в ОКБ стало начало проектирования летательного аппарата с маршевой силовой установкой, построенной иа комбинации двигателей: ТРД+ПВРД+ЖРД.
На основе большого объема проведенных в ОКБ научно-технических исследований и технологических проработок одноступенчатого орбитального ВКС был сделан вывод - одноступенчатый ВКС как многоцелевая система, предназначенная для выхода
полезной нагрузки в околоземное пространство, обладающая уникальными свойствами: малым временем реакции, универсальностью, автономностью и гибкостью применения, способен стать реальностью, если решить, в частности, проблемы существенного повышения экономичности силовой установки и значительно поднять относительный запас топлива на взлете летательного аппарата.
ОКБ подготовило несколько проектов, отличавшихся различными техническими решениями в части компоновки летательного аппарата и его силовой установки. Рассматривался и вариант самолета со стартовыми водородными ЖРД и восемью ГПВРД для полета со скоростью М=6. Один из последних проектов, разрабатывающийся с 1986 года, - проект, получивший обозначение "2000" или Ту-2000-самолет с комбинированной силовой установкой (ТРД + ШПВРД + ЖРД).
По мнению ОКБ, на сегодняшний день, существенно повысить экономичность силовой установки при гиперзвуковых скоростях полета, на которые рассчитывается ВКС, можно, используя в качестве окислителя кислород воздуха, а в качестве двигателя -ПВРД. В свою очередь, использование ПВРД требует для ограничения габаритов и массы силовой установки выполнения полета в атмосфере с высокими скоростными напорами. Высокие скоростные и тепловые нагрузки конструкции летательного аппарата требуют увеличения массы пустого аппарата, что целесообразно лишь тогда, когда существенно снижается общая масса бортового запаса топлива. Использование в качестве окислителя атмосферного воздуха позволяет уменьшить секундный расход топлива, однако существенное снижение общей массы ВКС; может быть достигнуто только при условии работы ПВРД в широком диапазоне чисел М полета (широкодиапазонный ПВРД -ШПВРД). Это дает существенную разность между уменьшением массы топлива и увеличением массы конструкции, связанным с использованием ПВРД, и обеспечивает выигрыш в относительной массе полезной нагрузки.
Применение ПВРД требует большую часть разгонной траектории до орбитальной скорости выполнять в плотных слоях атмосферы, что вызывает сильный кинетический нагрев конструкции, особенно передних кромок крыла, воздухозаборника, носка фюзеляжа и всей нижней поверхности ВКС. Расчеты, проведенные в ОКБ, показали, что без применения жидкого водорода в качестве охлаждающего хладагента не удается спроектировать достаточно легкую охлаждаемую конструкцию планера и воздухозаборника, обеспечивать необходимые температурные режимы бортовых систем и оборудования, самих ПВРД, а также обеспечить нормальные условия для экипажа, грузов, в том числе и специальных, а в перспективе для пассажиров. Уникальное сочетание высокой массовой теплотворной способности и высокой удельной теплоемкости водорода позволяют создать более легкие и компактные двигатели с требуемым удельным расходом топлива.
Из условий применения на ВКС основной разгонной силовой установки на базе ПВРД для него наиболее рационально применение комбинированной силовой установки, включающей экономичные ТРД, работающие в диапазоне скоростей, соответствующих диапазону М=0...2,5, ПВРД (ШПВРД), обеспечивающих разгон до М=20...25, и ЖРД для доразгона до орбитальной скорости и маневрирования на орбите.
ВКС должен обладать способностями: совершать взлеты и посадки со стандартных взлетно-посадочных полос длиною до 3000 м; совершать полеты с разворотом на дозвуковой скорости после взлета для выхода в заданную точку начала разгона и перед посадкой для захода на заданный аэродром; осуществлять перелеты для изменения аэродрома базирования; быстро выполнять разгон до заданной скорости и высоты, включая выход на круговую орбиту; выполнять неоднократные орбитальные маневры; выполнять автономный орбитальный полет продолжительностью до суток; выполнять крейсерский полет в атмосфере с гиперзвуковыми скоростями; выполнять торможение со снижением при возвращении с орбиты, в процессе разгона до орбитальных параметров и в процессе снижения выполнять маневрирование для прохода заданной трассы и выхода на заданную орбиту
и заданный аэродром; изменять плоскость орбитального полета.
Из-за сложности решения комплекса научно-технических, технологических и эксплуатационных проблем создания одноступенчатого ВКС в ходе проектирования было решено, что целесообразно практические работы начать с постройки и испытаний экспериментального ВКС несколько меньшей размерности, чем окончательный вариант, необходимость создания которого обусловлена невозможностью натурного моделирования на наземных установках при числах М=6...8 явлений аэротермодинамики, процессов горения в двигательной установке, процессов нагрева конструкции. На этом летательном аппарате должны быть проверены в реальных условиях полета новые концепции и технические решения, заложенные в аэродинамическую схему, силовую установку, конструкцию и теплозащиту планера, самолетных систем, двигателей и оборудования.
Программа по созданию экспериментального ВСК разбита на два этапа: создание экспериментального гиперзвукового самолета (ЭГС) с максимальной скоростью полета до М=5...6 и создание экспериментального ВКС - прототипа одноступенчатого многоразового ВКС, обеспечивающего проведение летного эксперимента во всей области полетов, вплоть до выхода в космос. Создание летательного аппарата по первому этапу укладывается в рамки глубокой модернизации одного из существующих сверхзвуковых летательных аппаратов. В настоящее время в ОКБ определились по основным техническим решениям ВКС второго этапа.
Для ВКС принята аэродинамическая схема "бесхвостка", все элементы ВКС конструктивно интегрированы вокруг силовой установки, состоящей из четырех ТРД, находящихся в хвостовой части, основного разгонного ШПВРД, расположенного под фюзеляжем в задней его части, и двух ЖРД для маневрирования в космическом пространстве, установленных между ТРД. ВКС имеет треугольное крыло относительно небольшой площади и малого удлинения, большую роль в создании подъемной силы играет фюзеляж с плоской нижней поверхностью. Нижняя поверхность фюзеляжа выполняет и следующие функции: обеспечивает внешнее сжатие воздуха, входящего в ШПВРД, является верхней поверхностью замкнутой камеры внутреннего сжатия воздуха
и сгорания топлива, служит верхней профилированной поверхностью сопла с косым срезом. Органы управления -элевоны на крыле и руль поворота на киле. Основной двигатель - ШПВРД включает в себя воздухозаборник внешне-внутреннего сжатия, регулируемые камеры сгорания с косым срезом и многоканальную систему подачи топлива. Воздушные каналы ТРД после достижения скорости М=2..2,5 и начала работы ШПВРД закрываются заслонками, которые в открытом состоянии образуют входное устройство воздухозаборников ТРД. Основной разгонный режим выполняется на ШПВРД.
В носовой части фюзеляжа расположена кабина экипажа на двух членов экипажа. Система автоматического спасения экипажа обеспечивает спасение от земли до максимальных высот. Носовая часть - отделяемая вместе с кабиной - прорабатывалась в двух вариантах: с отделяемой и спасаемой на парашюте кабиной экипажа и катапультируемыми креслами самолетного типа.
За кабиной экипажа находится технический отсек радиоэлектронного оборудования, в этот же отсек убирается передняя стойка шасси. Средняя и задняя части фюзеляжа заняты топливным баком с жидким водородом. Для питания ЖРД окислителем в хвостовой части фюзеляжа установлен кислородный бак. Все двигатели в качестве горючего используют жидкий водород из единой топливной системы.
Шасси ВКС нормальной трехточечной схемы с носовым колесом: передняя стойка со спаренными колесами малого диметра с высоким давлением в пневматиках колес, основные стойки - одноколесные, убирающиеся в фюзеляж в отсеки в районе крыла.
Экспериментальный ВКС второго этапа по предварительным расчетам ОКБ должен иметь взлетную массу в пределах 70-90 т. В окончательном варианте взлетная масса ВКС увеличится до 210-280 т. Подобный аппарат будет доставлять на околоземную орбиту высотой 200^400 км полезный груз в 6-10 т. Компоновочно он будет повторять экспериментальный ВКС, но, в отличие от него, планируется, устанавливать более мощный ШПВРД, число ТРД - увеличить до 6, как и на экспериментальном ВКС устанавливать два ЖРД.
В настоящее время в ОКБ продолжаются исследовательские и экспериментальные работы по программе создания ВКС Ту-2000. На экспериментальном ВКС будут использоваться катапультируемые кресла с предварительным отделением носовой части и кабины экипажа.
Основные проектные данные экспериментального ВКС:
Гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели, предназначенные для использования на ВКС, разрабатываются в ЦИАМ и проходят испытания на беспилотных моделях и в натурных условиях.

Центральный аэрогидродинамический институт им. профессора Н.Е.Жуковского (ЦАГИ)

admin — Thu, 01 Jul 2010 16:28:02 +0000

ЦАГИ-один из крупнейших в стране научно-исследовательских институтов, главное направление в деятельности которого-проведение фундаментальных поисковых и прикладных исследований в области аэродинамики, динамики полёта ипрочностилетательных аппаратов всех типов.
Институт основан в Москве постановлением ВСНХ от 1 декабря 1918 года. Инициатором создания и первым руководителем института был Н.Е.Жуковский, ближайшими его помощниками, руководителями основных подразделений: С. А.Чаплыгин, В.П.Ветчинкин, Г.М.Мусинянц, Г.Х.Сабинин, Б.С.Стеч-кин, А.Н.Туполев, К.А.Ушаков, Б.Н.Юрьев и др. В ЦАГИ выросло много учёных-механиков, возглавивших впоследствии важные научные направления: А.А. Дородницын, М.В.Келдыш, Н.Б.Кочин, М.А.Лаврентьев, С.А.Хрис-тианович и др. В стенах ЦАГИ сформировалась плеяда конструкторов самолётов и вертолётов, ставших затем руководителями самостоятельных конструкторских коллективов: А.Н. Туполев, А.А.Архангельский, Н.И. Камов, М.Л.Миль, В.М.Мясищев, В.М.Пет-ляков. А.И.Путилов, П.О.Сухой и др.
В годы восстановления и реконструкции народного хозяйства в ЦАГИ создавались основы авиационных и других научно-технических дисциплин; разрабатывались конкретные рекомендации в области строительства самолётов, аэросаней, аэроглиссеров, глиссирующих катеров, аэростатов и дирижаблей, гидро-и ветроэнергетических установок; осуществлялись проектирование и постройка первых советский самолётов-монопланов цельнометаллической конструкции.
В 1925 в институте была введена в действие крупнейшая по тому времени аэродинамическая труба, что позволило приступить к исследованию ряда важнейших проблем аэродинамики самолётов. В ЦАГИ выполнены фундаментальные исследования по теории крыла самолёта; заложены основы применения методов теории упругости и строительной механики в решении задач
прочности конструкции самолета; разработаны эффективные методы проектирования воздушных винтов.
Созданные в конце 1920-х годов в ЦАГИ гидравлическая лаборатория и гидроканал обеспечили экспериментальную базу для исследований в области развития гидроавиации, быстроходных судов и строительства гидроэлектростанций. В конце 1920-х годов-начале 1930-х годов было развёрнуто строительство экспериментальных винтокрылых летательных аппаратов-вертолётов и автожиров.
В 1930—1941 годах на базе отделов и лабораторий ЦАГИ были организованы новые научно-исследовательские учреждения: Всесоюзный институт авиационных материалов (ВИАМ), Центральный институт авиационного моторостроения (ЦИАМ); Всесоюзный институт гидромашиностроения (ВИГМ); Центральный ветроэнергетический институт (ЦВЭИ); Лётно-исследовательский институт (ЛИИ).
В 1937-1940годахвпос.Стаханове под Москвой (ныне г.Жуковский) была создана новая экспериментальная база ЦАГИ, включающая большие аэродинамические трубы, трубы больших скоростей и переменной плотности, комплекс установок для исследований прочности авиационных конструкций. Новая базаспособствовала дальнейшему развитию авиационной науки и удовлетворению возраставших потребностей конструкторских бюро, позволила найти болеесовершенныетехническиерешения и новые формы многих элементов самолётов и других летательных аппаратов.
В годы Великой Отечественной войны усилия ЦАГИ были направлены на оказание помощи фронту и разработку теоретических и экспериментальных основ для дальнейшего развития авиационной техники. Результаты исследований позволили увеличить скорость и прочность боевых самолётов, улучшить их манёвренность, взлётно-посадочные характеристики и т. д. В начале войны некоторые подразделения ЦАГИ были эвакуированы в Казань и Новосибирск. В 1946 на базе Новосибирского филиала ЦАГИ был образован Государственный сибирский научно-исследовательский институт авиации (СибНИА).
В послевоенный период в ЦАГИ был осуществлён ряд важнейших исследовании, направленных на коренное техническое перевооружение авиации-создание самолётов с реактивными двигателями, летающих с околозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями. Одновременно велись исследования по уточнению вихревой теории винта самолёта и несущего винта вертолёта. Полученные результаты во многом способствовали успехам советского самолёто- и вертолётостроения.
Результаты систематических исследований ЦАГИ в области аэродинамики, динамики полёта, статической и усталостной прочности и аэроупругости сыграли важную роль при создании реактивных и турбовинтовых самолётов. В ЦАГИ решаются проблемы повышения дальности полёта и экономичности самолётов, их надёжности и ресурса, а также улучшения взлётно-посадочных характеристик. Вместе с КБ спроектированы высокоэкономичные винты для мощных ТВ Д. Значительный вклад ЦАГИ внёс в разработку конструкций боевых многоцелевых самолётов с изменяемой в полёте стреловидностью крыла.
В начале 1990-х годов институт располагал обширной экспериментальной базой, позволявшей проводить исследования по аэродинамике ЛА и аэродинамике силовых установок вплоть до гиперзвуковых скоростей, динамике полёта, характеристик устойчивости и управляемости, прочности и ресурса авиационных конструкций, авиационной акустике и другим направлениям, связанным с созданием новой авиационной техники.
Для проведения испытаний летательных аппаратов различных типов на дозвуковых скоростях институтом используются следующие аэродинамические трубы: Т-101 (одна из крупнейших в мире аэродинамических труб непрерывного действия, предназначенная для испытаний натурных объектов: парашютов, парапланов, дельтапланов и крупномасштабных моделей самолетов и вертолетов с работающими двигателями или их имитаторами, ВКС "Буран" испытывался как модель, выполненная в масштабе 1:3); Т-102 и Т-103 (для отработки взлетно-посадочной механизации самолетов и исследованийхарактеристиклетательных аппаратов на взлетно-посадочных режимах); Т-104 (для проведения испытаний натурных силовых установок, крупномасштабных моделей летательных аппаратов и их элементов, для изучения течения за объектами, оснащенными воздушными винтами); Т-105 (вертикальная аэродинамическая труба для исследований штопорных характеристик летательных аппаратов); Т-129; Т-36И; Т-124 (труба с низкой степенью турбулентности потока)*.
В ЦАГИ имеются аэродинамические трубы околозвуковых, трансзвуковых и сверхзвуковых скоростей: Т-106 (скорость потока в трубе М=0,1 -1,1); Т-107 (М=0,1-0,92, используется для испытаний воздушных винтов); Т-108 (М=0,5-1,15; 1,3; 1,5; 1,7); Т-109 (М=0,4-1,1-3,6);Т-112(М=0,6-1,25; 1,5; 1,7); Т-113 (М=1,75-5,0; 6,0); Т-114 (М=0,6-1,2; 1,5-4,0); Т-115 (М=0,8-1,2; 2,0; 3,0; 4,0); Т-125 (М=0,2-1,1-4); Т-128 (0,15-1,7; используется для изучения флаттера); ТО-1 (М=0,8-1,2; 2; 2,5; 3; 3,5; 4; используется для получения картин обтекания); УВС (М=0,2-1,2; 1,15; 1,3; 1,5; 1,7).
Для проведения исследований на гиперзвуковых скоростях используются аэродинамические трубы: Т-33 (М=3; 4; 5); Т-116 (М=1,8-5; 6; 7; 9; 10); Т-117 (М=10; 12; 14; 18; 20,5); Т-120 (М=4; 6; 8; 9; 10); Т-121 (М=4; 5; 6; 7; 8; 9); ИТ-2 (М=16,3-17,9; для создания потока используются воздух, N2 или С02); УТ-1 (труба Людвига; М=5; 6; 8; 10; 15,5; для создания потока используются воздух, Не или CF4), ГТ-1 (М=17-25, для создания потока используется Не), ГТ-2 (М=8, для создания потока используются воздух, Не или CF4; M= 16-22, для создания потока используется Не); ВАТ-3 (М= 12-20; для создания потока используются N2 или С02).
Для проведения испытаний с моделированием аэродинамического нагрева конструкций используются камеры: Т-34 (М=1-9; Т=4000°К); Т-122 (М=4; 8; Т=5000°К); ВАТ-104 (вакуумная труба; V=4,2 км/с; Т=9000°К); ВТС (вакуумная труба; Т=8000°К; труба используется для отработки конструкционных материалов); Т-123 (М=7-20; 1 -7; Т=4000-5000°К; труба используется для исследований аэродинамики объектов, отработки тепловой защиты и конструкционных материалов).
Для исследований вопросов газовой динамики используются установки ИТ-1; ВАТ-102; ВАТ-103; ВАТ-105; ТЭР.
Для исследований реактивных двигателей созданы аэродинамические трубы: Т-58; Т-131; ТПД (установка переменной плотности потока, с открытой
рабочей частью в камере Эйфеля используется для проведения испытаний моделей воздухозаборников, реактивных сопл и хвостовых частей летательных аппаратов); СВС-1; СВС-2.
В составе экспериментальной базы ЦАГИ имеются подвижные и неподвижные пилотажные стенды и стенды систем управления; стенды статической и динамической прочности, выносливости, аэроупругости, тепловой и акустической прочности натурных конструкций летательных аппаратов и их элементов; стенды для исследований воздухозаборников и реактивных сопел; гидродинамические стенды.
В ЦАГИ имеются баллистические установки, заглушённые и ревер-берационные камеры, стенды авиационной акустики и многие другие испытательные стенды и экспериментальные установки. Для автоматизации экспериментов, а также для проведения теоретических расчётов широко используется современная вычислительная техника.
ЦАГИ награждён орденами Ленина (1945), Октябрьской Революции (1971), Красного Знамени (1933), Трудового Красного Знамени (1926).

Антонов Дмитрий Александрович

admin — Mon, 03 May 2010 16:33:20 +0000

Родился в 1926 году. В 1945 году закончил Московский авиационный Моторостроительный техникум, в 1952 году - МАТИ. С 1947 года ра-ботает в ОКБ А.Н.Туполева. Прошел путь от техника-конструктора до главного конструктора. Участвовал в работах по проектированию и освоению транспортного самолета Ту-104. С 1960 года в качестве руководителя подразделения специального оборудования принимал активное участие в создании дальнего противолодочного комплекса Ту-142,
модификаций Ту-95, самолета ДРЛО Ту-126 и т.д. В 1981 года Д.А.Антонов назначается заместителем главного конструктора по самолетам семейства Ту-95. С 1988 года Антонов - главный конструктор по самолетам Ту-95МС, Ту-142М и Ту-142МЗ.
Д.А.Антонов-лауреат Государственной премии.
Награжден орденом Знак Почета, орденом Почета Российской Федерации, нагрудным знаком Почетный авиастроитель, медалью Трудовая Доблесть.

Базенков Николай Ильич (1901-1973)

admin — Fri, 30 Apr 2010 16:35:11 +0000

Советский авиаконструктор, доктор технических наук, Герой Социалистического Труда.
Начал работать в авиационной промышленности с 1927 года. Окончил МАИ в 1932 году. Работал в КБ завода №22, принимал непосредственное участие в серийном выпуске бомбардировщиков ТБ-3 и СБ. С середины 1930-х годов-заместитель начальника КБ завода №22.В этот период выполняетработу по модификации трех ТБ-3 для полета на Северный полюс (ТБ-3 "Авиаарктика"). В 193 8 году арестован НКВД, работает в ОТБ НКВД ЦКБ-29) по самолету "100" и Пе-2. С 1942 года Базенков заместитель А.Н.Туполева по серийному выпуску
самолета Ту-2. С развертыванием работ по самолету Ту-95, А.Н.Туполев назначает Н.И. Базенкова руководителем работ по самолетам с ТВД (Ту-95 и его модификации: Ту-114, Ту-142).
Н.И.Базенков скончался в Москве в 1973 году.

Близнюк Валентин Иванович

admin — Wed, 24 Mar 2010 16:36:58 +0000

Родился в 1928 году. Окончил МАИ в 19 52 году истогожегода работает в ОКБ А.Н.Туполева. Прошел путь от молодого специалиста до главного конструктора, руководителя всех программ оборонного значения АНТК им. А.Н.Туполева. В.И.Близнюк начал свою творческую деятельность в Отделе техпроектов под руководством СМ.Еге-ра, где в 1950-е годы участвовал в разработке серийных самолетов Ту-16, Ту-95, Ту-22 и их модификаций, опытных самолетов Ту-91, Ту-98, Ту-105, Ту-107, а также перспективных проектов составной ударной системы Ту-108 с подвесным самолетом Ту-100, в исследованиях по низковысотной ударной авиационной системе Ту-132. Во второй половине 1950-х годов был переведен в подразделение ОКБ, руководимое А.А.Туполевым и занимавшееся беспилотной тематикой. В.И.Близнюк непосредственно осуществлял разработку компоновок и технических проектов беспилотного ударного самолета Ту-121 ("С") и беспилотных разведчиков Ту-123 "Ястреб-1" и Ту-139 "Ястреб-2", дальней "планирующей ударной системы Ту-130 ("ДП"), ВКС Ту-136 "Звезда", "беспилотных разведчиков Ту-141 и Ту-143. Как начальник отдела и заместитель главного конструктора руководил разработкой технических проек-тов сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144 и его вариантов. Как главный конструктор руководит работами по самолету Ту-160 и работами по проекту грузового самолета Ту-ЗЗО.
В.И.Близнюк лауреат Государственной премии.
Награжден орденом Трудового Красного Знамени.