М-4 (самолёт)

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску
М-4
Bv m4 02.jpg
М-4 на авиабазе Украинка, 2004 год.
Тип стратегический бомбардировщик
Разработчик Флаг СССР ОКБ-23
Производитель Флаг СССР Завод № 23
Главный конструктор В. М. Мясищев
Первый полёт 20 января 1953 года
Начало эксплуатации 28 февраля 1955 года
Конец эксплуатации 1993 год (заправщики)
Статус снят с вооружения
Эксплуатанты ВВС СССР
Годы производства 19541956
Единиц произведено 2 (опытных) +
32 (серийных)
Варианты
Commons-logo.svg Изображения на Викискладе
«2М»; («М-4»); «Изделие 103»; по кодификации НАТО: «Bison-А» — первая серийная базовая модель семейства советских реактивных, дозвуковых стратегических бомбардировщиков разработки ОКБ Мясищева — марки «М». Составляющие полного обозначения: «2М» — войсковое обозначение в системе ВВС; «М-4» — шифр проекта в ОКБ-23; «Изделие 103» — шифр конструкторско-технологической документации в системе МАП в серийном производстве (в опытном производстве «Изделие 25»). На базе проекта «М-4» было создано несколько опытных и серийных вариантов и две серийные модификации: «3М»(«М-6») и «3МД» («М-6Д»).
Проектирование самолёта «25» («Изделия 25») велось на конкурсной основе и в единые сроки с турбовинтовым самолётом «95» — в противовес создаваемым, так же на конкурсной основе, американским аналогам фирмы Боинг — B-52 и фирмы Конвэр — YB-60… В отличие от американского конкурса, завершившегося принятием на вооружение только машины фирмы Боинг, в серийное производство и на вооружение ДА СССР были приняты обе конкурирующие машины, которые в течение всего периода доводки и модернизации оставаясь конкурентами — буквально подстраховывали и дополняли друг друга в плане обеспечения ядерного паритета со стороны СССР. Самолёт «2М» превосходил «Ту-95» по скорости полёта на всех режимах (включая полёт на предельно малой высоте), по величине бомбовой нагрузки, обладал меньшей радиолокационной заметностью, но, без дозаправки в воздухе — уступал ему в дальности полёта исключительно по причине большого удельного расхода топлива двигателей марки АМ-3. Поэтому, в учебно — тренировочных полётах, при условии возвращения на исходную базу — самолёт «2М» по сравнению с «Ту-95» — обладал несколько меньшим оперативно-тактическим радиусом действия.


М-4 (самолёт «25»; изделие «103»; по кодификации НАТО: Bison — «Бизон») — советский реактивный стратегический бомбардировщик. Создавался одновременно с Ту-95, отличаясь от него большей скоростью и бомбовой нагрузкой, но меньшим радиусом действия исключительно по причине высокого удельного расхода топлива двигателями марки АМ-3. В процессе серийного производства многократно модифицировался в направлении повышения лётно-технических характеристик.

История создания[править | править код]

В 1946 году ОКБ-482 В. М. Мясищева (с подачи Туполева и Ильюшина) было расформировано с мотивировкой — по экономическим соображениям. Все помещения и производственную базу передали Ильюшину, а людей из КБ и завода распределили по предприятиям Авиапрома, где должности для В. М. Мясищева не нашлось и он был вынужден определиться на работу в МАИ, первоначально в должности декана самолётостроительного факультета, но по причине конфликта с руководством институтского парткома, с понижением в должности, был переведен заведующим кафедрой самолётостроения. Стремясь возвратиться к конструкторской работе в системе Авиапром, Мясищев внёс предложение о составлении «Плана научно-исследовательских работ МАИ совместно с ЦАГИ по перспективным вопросам самолётостроения». Значительный объём этого плана занимал раздел: «Параметрические исследования самолётов», с целью получения объективных данных о возможности создания дальнего стратегического бомбардировщика с реактивными двигателями и со стреловидным крылом большого удлинения. В то время не было единого мнения о возможности создания такого самолёта, некоторые авторитетные авиационные специалисты МАП и ВВС, крупные учёные и конструкторы, включая А. Н. Туполева, эту возможность отрицали[1].

Предварительный проект «СДБ»[править | править код]

В основе концепции разработки предварительного проекта «Скоростной дальний бомбардировщик» («СДБ») заложена объективная потребность ускоренной доставки по так называемому: «трансполярному маршруту» — свободно-падающего ядерного заряда максимальной мощности (максимальной массы) в любую точку на территории США, путём реализации новейших научно-технических достижений в областях аэродинамики стреловидного крыла большого удлинения и воздушно-реактивных двигателей большой мощности. Фактор скорости определял подлётное время, а значит и вероятность нанесения упреждающего удара.

В 1948 году в МАИ и ЦАГИ приступили к первым наработкам по теме: «Скоростной дальний бомбардировщик» («СДБ»). В течение полутора-двух лет (1948—1950 гг.) В. М. Мясищев и авиационный инженер Г. Н. Назаров — ввели тему «СДБ» в практику научно-исследовательских работ инженерного состава кафедры самолётостроения, аспирантов и студентов МАИ. Работа по теме «СДБ» включала производство объёмных расчётов, графических построений, предварительных эскизов и схем. Инициативные проработки «СДБ» на кафедре самолётостроения учебного института (МАИ) велись поэтапно. Были рассмотрены многие варианты аэродинамической компоновки, объёмно-весовой и конструктивно-силовой схем самолётов подобного и других классов и видов[2]. В частности, анализировались проектные аэродинамические компоновки английского и американского тяжёлых стратегических реактивных бомбардировщиков Vickers Valiant и XB-47, а также советского опытного бомбардировщика «150». При этом, предполагалось, что «СДБ» будет значительно превосходить рассматриваемые аналоги по полезной нагрузке и дальности полёта, а значит по габаритным размерам и максимальной взлётной массе.

Однако, для реализации проекта «СДБ» пока ещё не было реального двигателя. Поэтому для расчётов использовались явно завышенные проектные высотно-скоростные характеристики гипотетического ТРД под условным обозначением «АМ-ТКРД-03» («А.Микулин — Турбо-Компрессорный Реактивный Двигатель — 03»). Реальные характеристики этого двигателя под маркой «АМ-3» (в частности характеристики по удельному расходу топлива) были определены только в 1950 г. и фактически явились главной причиной необходимости переработки предварительного проекта «СДБ» в направлении дальнейшего увеличения габаритных размеров и проектной взлётной массы.
При выборе аэродинамической компоновки «СДБ» наибольший интерес представляли уже построенные перспективные опытные самолёты «150» и XB-47, которые в силу сложившихся обстоятельств, были созданы в значительной степени благодаря использованию научно-технических разработок германских специалистов.

Предварительный проект «СДБ» разрабатывался в МАИ, в качестве инициативного технического предложения и представлял собой — цельнометаллический свободнонесущий моноплан, нормальной аэродинамической схемы; со стреловидным, высоко расположенным крылом большого удлинения; со стреловидным, одно килевым Т-образным хвостовым оперением; с шасси велосипедного типа; с четырьмя гипотетическими турбореактивными двигателями марки АМ-ТКРД-03, расположенными в обтекаемых гондолах на пилонах под крылом. Крыло по передней и задней кромкам имеет переменную (двойную) стреловидность, с образованием в корневой части базовой трапеции развитых наплывов — обеспечивающих повышение жёсткости силовой конструкции крыла. Углы стреловидности крыла по передней кромке (в зоне переднего наплыва — до излома) — 45º, в концевых зонах — 40º, по линии фокусов (по линии 25 % длин местных хорд) — 35°; по размаху крыло имеет аэродинамическую крутку (потребный набор по размаху аэродинамических профилей различной относительной толщины и кривизны) и геометрическую крутку (от 0° в бортовых сечениях до −3° — в концевых); задние кромки омываемых потоком консолей крыла заняты взлётно-посадочной механизацией, в виде выдвижных, одно щелевых закрылков и элеронами. Передний и задний наплывы в корневой зоне базовой трапеции крыла обеспечивают возможность существенного повышения жёсткости силовой конструкции крыла с учётом уровня воспринимаемых погонных нагрузок и значительно расширяют ассортимент приемлемых аэродинамических профилей для набора по размаху крыла в зонах передних и задних наплывов. Четыре гондолы двигателей установлены на пилонах под крылом и разнесены по размаху крыла, для его разгрузки в полёте и значительно вынесены вперёд относительно передней кромки крыла — с целью выполнения функций противофлаттерных грузов. Две внутренние гондолы двигателей подвешены на пилонах под корневыми частями крыла, две внешние гондолы двигателей — установлены непосредственно под концевыми частями крыла и снабжены нижними обтекателями, для размещения в них боковых опор велосипедного шасси в убранном положении — по аналогии с американским опытным бомбардировщиком XB-47 . Такой вариант установки гондол двигателей не нарушает конструктивной целостности и жёсткости силовых кессонов консолей крыла. Фюзеляж в средней части имеет цилиндрическую форму, в носовой и хвостовой частях имеет овальные поперечные сечения; фюзеляж собирался из пяти технологических секций, стыкующихся межу собой болтами по фланцевым шпангоутам; в носовой части фюзеляжа расположена гермокабина экипажа, в остальном объёме располагались: отсеки шасси; грузовой (бомбовый) отсек; топливные баки; «россыпью» — агрегаты самолётных функциональных систем и бортовое оборудование; кормовая гермокабина и кормовая стрелковая установка. Бомбовый отсек — образован пространством средней части фюзеляжа и ограничен в продольном отношении отсеками шасси — обеспечивал подвеску вертикальным пакетом — двух бомб максимального калибра (например ФАБ-9000). Экипаж в составе семи человек: в носовой гермокабине — 6 человек (два пилота, штурман-бомбардир, два блистерных стрелка, радист); в кормовой гермокабине — кормовой стрелок[3].

29 августа 1949 г. в СССР, на башне, был взорван первый экспериментальный атомный заряд РСД-1 он был, в принципе пригоден для сброса с самолёта. В основе проекта были использованы данные по американской плутониевой бомбе «Фэтмэн» «Fat Man» («Толстяк»), испытанной над Нагасаки.
29 сентября 1949 г. в СССР с бомбардировщика Ту-4 в испытательных целях была сброшена атомная бомба весом более 5000 кг;
В декабре 1949 г. (фактически с отставанием на один год от установленного срока), бомбардировщик Б-4 под обозначением Ту-4 был запущен в крупносерийное производство (Есть мнение, что дата запуска самолёта в серию была приурочена к 70-летию И. В. Сталина) — всего было заказано 1000 машин. Выпуск Ту-4 шёл нарастающими темпами на заводах № 22 (Казань), № 18 (Куйбышев) и № 23 (Москва). Таким образом, дальняя авиация ВВС СССР, на первых порах, обеспечивалась носителями атомной бомбы[4].
В декабре 1949 г. в связи с запуском в крупносерийное производство самолёта Ту-4, и в связи с завершением разработки самого мощного ТРД марки «АМ-3» — ОКБ-156 А. Н. Туполева, в инициативном порядке — приступило к предварительной разработке проекта «среднего» реактивного стратегического бомбардировщика «88» в качестве противовеса американскому «В-47».

В начале 1950-х гг., последовала ответная реакция США: фирмы Boeing и Convair приступили к конкурсной разработке проектов реактивного межконтинентального стратегического бомбардировщика со стреловидным гибким крылом большого удлинения. При этом фирма Боинг максимально использовала опыт создания реактивного дальнего бомбардировщика В-47, по сути повторив его аэродинамическую компоновку, с одновременным увеличением габаритных размеров, но при этом величина относительного удлинения крыла была сокращена с 9,42 до 8,56. Это обстоятельство обеспокоило военно-политическое руководство СССР, и целесообразность запуска в серию самолёта «85» подверглась сомнению со стороны ВВС, по причине его недостаточной крейсерской скорости, по сравнению с перспективными американскими реактивными самолётами аналогичного назначения. Фактор скорости определял подлётное время к цели и вероятность успешного преодоления зон ПВО противника… К американским разработкам А. Н. Туполев отнёсся более чем критически, расценивая их как технический блеф, с учётом того, что с весны 1948 г. в ОКБ-156, совместно с ЦАГИ, велись научно-исследовательские разработки по тяжёлым и сверхтяжёлым самолётам со стреловидным крылом большого удлинения… Эти исследования убедительно показали, что увеличение габаритного размаха стреловидного крыла, а значит и его массы, неизбежно приводит к снижению продольной и поперечной жёсткости его конструктивно-силовой схемы, которая становилась весьма уязвимой к воздействию изгибно-крутильных колебаний в полёте. Существующие разработки ЦАГИ по этой теме, пока ещё не раскрывали в полной мере методы расчёта гибкого стреловидного крыла на трансзвуковых скоростях полёта… На этом основании следовал вывод: «Нет надёжного метода расчёта гибкого стреловидного крыла — нет и самолёта…». Тем не менее, внешняя политическая обстановка требовала скорейшего усиления стратегической составляющей Военно-воздушных сил СССР[5].

В начале 1950 г. на заседании научно-технического совета (НТС) ЦАГИ были заслушаны доклады В. М. Мясищева и Г. Н. Назарова, по результатам параметрических исследований стратегического самолёта с «трансполярной дальностью». В работе НТС участвовали: академик А. И. Макаревский (председатель), крупные учёные (в будущем академики) С. А. Христианович, В. В. Струминский, Г. С. Бюшгенс и другие специалисты. Доклады иллюстрировали выполненные исследовательские работы по теме «СДБ», которые по объёму и содержанию фактически — вполне соответствовали техническому предложению и предварительному проекту «СДБ». В результате НТС ЦАГИ вынес решение о возможности создания стратегического бомбардировщика с представленными характеристиками: размах крыла — 50 м,, площадь крыла — 300 м²,, длина самолёта — 44 м,, наибольшая взлётная масса — 140 т,, нормальная взлётная масса — 110 т, расчётная дальность полёта — 12000 км (с бомбовой нагрузкой 5 т), наибольшая бомбовая нагрузка — 20 т (при любом варианте подвески бомб калибром от 0,5 т до 9 т), скорость полёта к цели 800÷850 км/ч.[6].

Сразу же по завершении работы заседания НТС ЦАГИ — В. М. Мясищев, немедленно, предоставил в секретариат МАП техническое предложение по «СДБ» с положительным заключением НТС ЦАГИ… В связи с тем, что ЦАГИ являлся головным НИИ МАП — министр Авиапрома — М. В. Хруничев (вопреки своему субъективно предвзятому отношению к инициативной деятельности В. М. Мясищева) — был вынужден оперативно связаться с Кремлём и немедленно передать все необходимые материалы И. В. Сталину[7].…

Относительно «СДБ», Сталин решил сначала услышать мнение А. Н. Туполева, авторитет которого в Кремле был высок, вызвал к себе Туполева и задал ему вопрос относительно возможности создания в кратчайшие сроки межконтинентального реактивного бомбардировщика, в качестве ответных мер на разработки американцев. Туполев ответил, что в связи с низкой экономичностью имеющихся ТРД, создание такого самолёта невозможно, в первую очередь, по причине очень большого потребного полётного запаса топлива. Сталин выдержал паузу, подошёл к столу, приоткрыл лежащую на нём папку, перелистал несколько страниц и произнес: «Странно. А вот другой наш конструктор докладывает, что это возможно, и берется решить задачу»… На этом разговор был завершён. Туполев понимая, что Сталин крайне не удовлетворён его ответом, и предчувствуя, что тема по его самолёту «85» будет закрыта, сообщил содержание разговора со Сталиным своему заместителю Л. Л. Керберу[8]… Складывалась ситуация аналогичная истории с бомбардировщиком ТУ-4, когда В. М. Мясищев внёс техническое предложение о копировании В-29, а его практическое воплощение было поручено А. Н. Туполеву, с закрытием программы по его самолёту «64».

Ужесточение ТТЗ на проектирование «СДБ»[править | править код]

Тем временем И. В. Сталин, раздосадованный мнением А. Н. Туполева относительно невозможности реализовать проект «СДБ», немедленно приказал Главкому ВВС срочно разработать тактико-техническое задание на проектирование межконтинентального реактивного бомбардировщика, на основании технического предложения В. М. Мясищева по «СДБ», но с внесением необходимых корректировок. Сталину доложили о том, что американские фирмы Боинг и Конвэр на конкурсной основе уже проектируют межконтинентальные реактивные бомбардировщики со стреловидным крылом большого удлинения. Поэтому Сталин принял решение привлечь к созданию аналогичного самолёта на этапе разработки предварительного проекта (аванпроекта) не только ОКБ-156 Туполева, но и конкурирующую инициативную группу В. М. Мясищева в МАИ (работающую на энтузиазме, а значит при минимальных материальных затратах), с последующим обсуждением этих проектов на уровне руководства ВВС и МАП.

Вскоре, для обсуждения разработанного ВВС ТТЗ на проектирование межконтинентального реактивного бомбардировщика со стреловидным крылом большого удлиненния, на совещание в Кремль был приглашён Туполев (Мясищева не пригласили). Ознакомившись с ТТЗ, Туполев заявил: «Я никогда не буду делать такой самолёт потому, что флаттер больших стреловидных крыльев совершенно не изучен, и на околозвуковых скоростях его преодолеть невозможно!» При этом он привёл вполне обоснованные доводы, связанные с результатами советских научных исследований на основании расчётов и экспериментов. Информацию о В-52 он назвал блефом из-за океана и в завершение сказал: «Я и так делаю дальний реактивный бомбардировщик „88“ с ТРД (будущий Ту-16), а поршневого „85“ нам хватит на многие годы…»… И. В. Сталин раздражённо сказал: «Не получится — поможем, не хотите — заставим!»… А. Н. Туполев: «А я не умею!»… «А вот Мясищев, тот хочет! Он занимается какими-то делами в МАИ и даже вышел с предложением на Хруничева сделать стратегический бомбардировщик со стреловидным крылом…»[9].

В итоге волевым решением И. В. Сталина разработанное заказчиком (ВВС) ТТЗ на разработку предварительное проекта межконтинентального реактивного бомбардировщика было утверждено и выдано практически одновременно ОКБ-156 А. Н. Туполева и инициативной группе во главе с В. М. Мясищевым, пока работающей в инициативном порядке (то есть даром!) в стенах МАИ и ЦАГИ (ОКБ-23 было официально сформировано 24 марта 1951 года). Утверждённое ТТЗ определяло: применение четырёх ТРД марки АМ-3; скорость полёта 900÷1000 км/час; боевую нагрузку 5000 кг; практическую дальность полёта (с боевой нагрузкой 5000 кг) — не менее 13000 км; срок поступления самолёта в ВВС — не позднее 1954 г. (прогнозируемый год начала ядерного конфликта с США). [3] По сравнению с техническим предложением В. М. Мясищева по «СДБ», ТТЗ ВВС определив конкретный тип двигателей (АМ-3) ужесточило требования к скорости полёта к цели с 800÷850 км/ч, до 900÷1000 км/ч и к дальности полёта (с боевой нагрузкой 5000 кг), с 12000 до 13000 км. Поэтому инициативной группе В. М. Мясищева предстояло в годичный срок переработать аванпроект «СДБ» в соответствии с требованиями заказчика.

ТРД марки «АМ-3» (проект «АМРД-03») был разработан в 1949 г. в ОКБ-300 под руководством Главного конструктора А. А. Микулина, специально для самолёта «88». В 1950 г. были изготовлены и проходили испытания первые рабочие экземпляры АМ-3 — в то время самые мощные в мире ВРД.

Этапу предварительного конкурсного проектирования межконтинентальных носителей в инициативной группе В. М. Мясищева и в ОКБ-156 Туполева, предшествовала разработка оптимальной конструктивно-силовой схемы для стреловидного крыла большого удлинения: лёгкой, прочной и долговечной… Для определения внешних нагрузок действующих на крыло, был использован метод расчёта с учётом его деформации в полёте для статических случаев нагружения, предложенный руководителем отдела прочности ОКБ-156 — А. М. Черёмухиным, с учётом результатов исследований, ранее выполненных группой В. М. Мясищева совместно с ЦАГИ.

Конкурсный проект: «1М»; («М-2»)[править | править код]

Обозначения: «1М» («Первая машина»[10]) — шифр проектного варианта; «М-2» («Мясищев — второй»[11]) — шифр проектного варианта, впоследствии принятый в ОКБ-23;

Второй вариант предварительного проекта стратегического бомбардировщика межконтинентальной дальности, под обозначениями «1М» («М-2») — соответственно «Первая машина» («Мясищев — второй»), явился дальнейшим развитием первого варианта предварительного проекта «СДБ» — с учётом повышения предъявляемых к проекту тактико-технических требований — разработанных заказчиком (ВВС) и в соответствии с единым тактико-техническим заданием (ТТЗ) заказчика (ВВС) — для инициативной группы В. М. Мясищева и для ОКБ-156 А. Н. Туполева.

Предварительный проект «1М» («М-2») был разработан инициативной группой инженеров МАИ под руководством В. М. Мясищева, в тесном взаимодействии с ЦАГИ, и впоследствии был положен в основу эскизного проекта перспективного бомбардировщика, в процессе формирования его общей схемы и конструкции — разрабатываемого на заводе № 23, под обозначением «2М» («М-4»). [АК 1996-01(31)]

Развитие предварительного проекта «1М» (М-2), относительно проекта «СДБ» — осуществлялось в следующих направлениях: увеличение мощности силовой установки (вместо ТРД марки АМ-ТКРД-03 — установка более мощных ТРД марки АМ-03); увеличение боевой нагрузки и вместимости грузоотсека; увеличения дальности и скорости полёта. В этой связи, общая аэродинамическая компоновка планера, крыло и хвостовое оперение были доработаны по результатам продувок модели «СДБ» в аэродинамической трубе Т-1 МАИ и расчётов на прочность в ЦАГИ.


Второй вариант предварительного проекта стратегического бомбардировщика, под обозначенем «1М», был разработан инициативной группой инженеров МАИ под руководством В. М. Мясищева, в тесном взаимодействии с ЦАГИ, в соответствии с единым тактико-техническим заданием заказчика (ВВС) для инициативной группы В. М. Мясищева и для ОКБ-156 А. Н. Туполева. Вариант «1М» явился развитием предварительного проекта «СДБ» в направлении увеличения: мощности силовой установки, боевой нагрузки, вместимости грузоотсека, дальности и скорости полёта. Общая аэродинамическая компоновка планера, крыло и хвостовое оперение были доработаны по результатам продувок модели «СДБ» в аэродинамической трубе Т-1 МАИ и расчётов на прочность в ЦАГИ. Отличительные особенности варианта «1М»: крыло в плане имело наплыв только по передней кромке; все четыре ТРД АМ-3 установлены на пилонах под крылом, пилоны должны были выполнять функцию аэродинамических перегородок на верхней поверхности крыла, принятая конструктивно-силовая схема крыла — гибкий стреловидный кессон, подверженный продольным и крутильным деформациям (допустимое вертикальное перемещение законцовки крыла — более 2 метров). Применение гибкого кессона должно было значительно снизить проектную массу конструкции крыла. Киль сдвинут вперёд в зону больших строительных высот фюзеляжа, площадь киля увеличена на 7 % за счёт удлинения хорд в направлении передней кромки, с целью обеспечения потребного статического момента. Горизонтальное оперение при неизменной конфигурации и конструкции сдвинуто назад, для обеспечения потребного статического момента, с учётом предполагаемого увеличения проектной площади крыла, в соответствии с вероятным увеличением проектной максимальной взлётной массы, вследствие перспективного расширения диапазона функциональных возможностей самолёта и совершенствования его бортовых систем. Общая внутренняя компоновка фюзеляжа сохранена без существенных изменений, но обводы фюзеляжа, с целю увеличения полезного объёма, были образованы исключительно круглыми поперечными сечениями, диаметром по миделю — 3,5 м, увеличена ёмкость фюзеляжных топливных баков (с учётом применения менее экономичных ТРД АМ-3), увеличен полезный объём грузоотсека, с учётом размещения трёх бомб калибра 9000 кг и большего количества бомб меньшего калибра.[АК 1996-01(32)]

В марте 1951 г. конкурсные предварительные проекты (аванпроекты) скоростных межконтинентальных бомбардиовщиков, реактивный — разработки инициативной группы В. М. Мясищева (проект «1М») и турбовинтовой — разработки ОКБ-156 А. Н. Туполева (проект «95»), были представлены на рассмотрение комиссии в составе представителей ВВС и МАП. Ознакомившись с представленными на рассмотрение конкурсными аванпроектами, командование ВВС и руководство Авиапрома, склонялись в пользу силовой установки с ТРД (проект «М-1» Мясищева, с диаметром миделевого сечения фюзеляжа 3,5 м)… Тогда А. Н. Туполев (Он уже всё предварительно согласовал со Сталиным), в присутствии представителей высшего руководства ВВС и Авиапрома запальчиво заявил:… «Мясищев, мой ученик, он с этим заданием не справится»… В ответ, В. М. Мясищев парировал: «Справлюсь только потому, что я Ваш ученик»… В результате комиссия представителей ВВС и МАП — постановила продолжать дальнейшую конкурсную проработку обоих проектов, и окончательное решение по серийному производству, принять по результатам Государственных испытаний опытных прототипов самолётов с ТРД и ТВД.[12][АК 1995-10(с.9)]

Эскизное и рабочее проектирование машины «2М» («М-4») «изделие 25»[править | править код]

Принятые обозначения: «2М» («Вторая машина») — шифр проектного варианта в системе ВВС; «М-4» («Мясищев — четвёртый») — шифр проектного варианта в ОКБ-23; «Изделие 25» — шифр конструкторско-технологической документации в системе МАП на этапе опытного производства;
Примечание: Параллельно, в ОКБ-23, на базе предварительного проекта «1М» («М-1»)- разрабатывался альтернативный эскизный проект — в варианте высотного бомбардировщика, под обозначением «2М» («М-3»).

24 марта 1951 года было подписано постановление правительства о воссоздании ОКБ В. М. Мясищева (ОКБ-23) на территории завода № 23 для опытного и серийного производства стратегического бомбардировщика.[АК 1996-01(31)]

Опытное производство обычно включает последовательное выполнение следующих этапов: эскизное проектирование, в завершении которого утверждается натурный макет самолёта; рабочее проектирование (подетальная разработка рабочих чертежей самолёта) и почти параллельно — постройка первого опытного прототипа; заводские испытания и доводка опытного прототипа.

По инициативе В. М. Мясищева, опытным предприятиям МАП было разослано директивное указание о срочном выделении требуемого контингента специалистов для заполнения штата ОКБ-23 и завода № 23 с непременным возвращением тех конструкторов и производственников, которые прежде работали под началом Мясищева на заводе № 482. Для завода № 23 был объявлен дополнительный набор рабочих и служащих, а также молодых специалистов из вузов и техникумов всех требуемых специальностей. К моменту освоения производственных площадей завода № 23, в штате предприятия числилось более 4000 человек. [АК 1996-01(31)]

Разработку эскизного проекта В. М. Мясищев поручил Л. Л. Селякову. В кратчайший срок необходимо было определить главные параметры нового гигантского самолёта — его схему. В то время просматривались две схемы будущих тяжёлых бомбардировщиков: первая — английская, с расположением двигателей в крыле у фюзеляжа и нормальным трёхколёсным шасси (по ней создавался Ту-16), и вторая — американская, с расположением двигателей на пилонной подвеске под крылом и велосипедным шасси. В предложенном для реализации проекте самолёта были отражены как английская, так и американская схемы.

Эскизный проект стратегического бомбардировщика получил в ОКБ-23 обозначение «2М» или «М-4», теме (программе) был присвоен шифр «25», соответственно на заводе № 23, создаваемому опытному прототипу самолёта было присвоено заводское обозначение «изделие 25». («самолёт 25») Тема «25» была объявлена ударной для смежных предприятий и учреждений МАП и прочих ведомств военно-промышленного комплекса СССР.[АК 1996-01(31)]

С самого начала работ, по распоряжению главного конструктора — В. М. Мясищева, в ОКБ-23 были тщательно проработаны многие аспекты проектирования в условиях конкретной производственной базы, которая унаследовала производственно — технологическую оснастку серийного производства Ту-4. Потребовалось качественное изменение многих процессов как с точки зрения технологии изготовления и сборки, так и в соответствии с новыми представлениями мирового самолётостроения.

По результатам продолжающихся аэродинамических исследований в ЦАГИ, для обеспечения заданной дальности полёта 12000 км — по сравнению с проектом «2М», были внесены изменения в общую компоновочную схему самолёта с целью увеличения его аэродинамического качества. В частности, была уменьшена стреловидность крыла и применены новые высоконесущие аэродинамические профили. Уменьшение стреловидности крыла было обусловлено стремлением повысить его аэродинамическое качество, с учётом результатов новых экспериментов, согласно которым наибольшие значения коэффициента подъёмной силы крыла (Су) (при неизменных площади и профилировки крыла) соответствовали углам стреловидности 33÷35º по линии фокусов (0,25 % длин хорд), в достаточно широком диапазоне углов атаки и при скоростях, соответствующих околозвуковому установившемуся режиму полёта. Для крыла самолёта «М-4» был принят угол стреловидности 35º по линии 0,25 % хорд. С учётом необходимости установки на самолёт самых мощных на тот период турбореактивных двигателей марки «АМ-3» (альтернативы не было), но имеющих и самые большие удельные расходы топлива на всех режимах полёта — для обеспечения заданной дальности полёта была увеличена ёмкость крыльевых баков — за счёт уменьшения сужения крыла и соответствующего увеличения внутреннего объёма крыльевого кессона; была увеличена ёмкость фюзеляжных баков — за счёт увеличения его длины более чем на 4 м; соответственно, для обеспечения равенства нагрузок на основные опоры — была увеличена база шасси. Указанные конструктивные изменения привели к значительному приросту взлётной массы проектируемой машины по сравнению с предшествующими предварительными разработками. В свою очередь, в целях обеспечения приемлемой нагрузки на крыло — пришлось в очередной раз увеличить площадь крыла до 326,35 м², при этом, в связи с уменьшением сужения крыла — для обеспечения его изгибно-крутильной жёсткости, пришлось повсеместно усилить крыльевой кессон. Соответствующим образом были перепроектированы агрегаты горизонтального и вертикального оперения. Принимая во внимание весьма удачную аэродинамическую компоновку самолёта Ту-16, главный проектировщик ОКБ-23 (ведущий конструктор по машине) — Л. Л. Селяков, предложил реализовать для М-4 аналогичное расположение двигателей — в корне крыла, с огибанием спаренных горизонтальных пакетов ТРД продольными силовыми элементами центроплана — поверху и понизу. Строительная высота горизонтальных пакетов двигателей была существенно меньше, чем толщина корневых участков крыла, по сравнению с аналогичным соотношением у Ту-16, и поэтому обеспечивалась возможность более плавного сопряжения консолей крыла с гондолами двигателей и фюзеляжем — без высоких ступеней. Для защиты обшивки фюзеляжа от нагрева выходными газами ближайших к бортам (внутренних) двигателей, в сопловых обтекателях гондол двигателей предусматривались более глубокие подрезы обечаек поверху и понизу с целью обеспечения расширения газовых потоков и ослабления их температурных полей за счёт размывания по вертикали. При этом, «размытие» выходных газовых струй в узкие пучки повышало аэродинамическую эффективность так называемых «активных зализов» в зонах сопряжения консолей крыла с внешними гондолами и внутренних гондол с корпусом (фюзеляжем) — ослабляя вредное влияние интерференции потоков, что было эффективнее, чем струи одиночных ТРД на самолёте Ту-16. Таким образом, омываемые потоком консоли крыла полностью освобождались от пилонов с гондолами двигателей, а с учётом реализации велосипедной схемы шасси — крыло освобождалось и от обтекателей шасси и становилось — «аэродинамически чистым». Обтекатели вспомогательных опор шасси, установленные вместо аэродинамических законцовок, выполняли функции противофлаттерных грузов и концевых шайб — снижающих индуктивное сопротивление крыла.

Ещё на стадии разработки предварительного проекта «СДБ» Мясищев рекомендовал для бомбардировщика велосипедное шасси как наиболее выгодное по следующим показателям: выпускаемое из приземистого фюзеляжа (а не из высоко расположенного крыла — предпочтительного для любого бомбардировщика), велосипедное шасси — наиболее лёгкое из-за относительно коротких стоек; расчётная относительная масса велосипедного шасси для «СДБ» составила 3÷3,5 % от массы самолёта, в то время как расчётная относительная масса 3-х опорной схемы шасси составила 4 ÷ 6,5 %; велосипедная схема шасси — избавляет крыло от обтекателей шасси — создающих дополнительное аэродинамическое сопротивление, и самое главное — избавляет крыло от ударных нагрузок при рулении, взлёте и особенно при посадке; по сравнению с другими схемами, велосипедное шасси наиболее предпочтительно для эксплуатации самолёта на грунтовых аэродромах. Благодаря реализации схемы велосипедного шасси в предварительных проектах «СДБ» и «1М» на переднюю опору приходилось 40 %, а на заднюю — 60 % проектной максимальной взлётной массы, составляющей, соответственно 140 и 155 т. При таком распределении нагрузки ещё обеспечивалась возможность базирования бомбовоза с максимальной взлётной массой 155 т. на действующих аэродромах со стандартной толщиной железобетонного покрытия. Однако, в процессе эскизного проектирования самолёта «М-4» возникла устойчивая тенденция увеличения его расчётной взлётной массы, при которой потребовалось разгрузить заднюю опору — догрузив переднюю опору шасси. Поэтому в процессе эскизного проектирования машины «М-4» на заводе № 23, основное внимание конструкторов отдела проектов (начальник Л. Л. Селяков) и отдела шасси (начальник Г. И. Архангельский) было уделено определению основных параметров шасси с равно нагруженными стойками основного шасси. Одинаковое распределение взлётной массы самолёта на основные стойки шасси — создавало благоприятные условия для совмещения положения геометрического центра бомбового отсека (центра масс полезной (целевой) нагрузки) с центром масс самолёта и определяло условия для распределения сосредоточенных масс от топлива, оборудования и прочей начинки фюзеляжа, а также для определения положения центра масс самой конструкции самолёта, таким образом, что бы эти массы распределились практически поровну как между колёсными опорами, так и за пределами отсеков шасси в нос и в корму. Для тяжёлых самолётов с велосипедным шасси условие равномерного распределения взлётного веса между основными опорами является важнейшим преимуществом — с точки зрения обеспечения базирования машины на располагаемых аэродромах со стандартной толщиной железобетонного покрытия.

На основании проведенного анализа динамики движения самолётов с велосипедным шасси по ВПП, выявленной по результатам их лётной эксплуатации, были проведены мероприятия по повышению устойчивости бомбардировщика на рулении, посадке и особенно на взлёте — при разбеге, когда скорость движения самолёта по ВПП и масса имеют наибольшие значения. В частности — удержание машины от рыскания по ВПП на взлёте и посадке, было обеспечено выносом боковых опор шасси на предельно возможное удаление от задней тележки шасси и центра тяжести самолёта.

Для отработки схемы и систем велосипедного шасси — наиболее соответствующей взлётной массе проектируемого самолёта, была создана летающая лаборатория Ту-4ЛЛ (методом доработки серийного бомбардировщика Ту-4). По аналогии с неосуществлённым проектом ЛЛ-УТБ-2, для Ту-4ЛЛ была спроектирована и изготовлена из стальных труб — мощная несущая сварная ферменная конструкция — позволяющая изменять положение задней стойки велосипедного шасси относительно центра масс летающей лаборатории. Программа испытательных полётов Ту-4ЛЛ, выполненная задолго до начала лётных испытаний опытного прототипа «М-4» — полностью подтвердила предположения и расчёты разработчиков систем шасси и позволила отработать технику пилотирования тяжёлого самолёта с велосипедным шасси на взлётно-посадочных режимах полёта. Лётчики-испытатели ЛИИ МАП, изучив особенности велосипедного шасси, высоко оценили роль летающей лаборатории Ту-4ЛЛ. Кроме того, был создан специальный моделирующий стенд-тренажёр, на котором пилоты отрабатывали навыки автоматического взлёта применительно к М-4. Он помог многим пилотам преодолеть психологический барьер — подавить естественное рефлекторное желание — взятием штурвала на себя — «помочь» машине взлететь.

5 июня 1951 г. был утверждён эскизный проект «среднего» стратегического реактивного бомбардировщика «88» разработки ОКБ А. Н. Туполева, что практически означало начало разработки в ОКБ-156 его рабочего проекта (подетальных чертежей для постройки первого опытного прототипа).
Со второй половины 1951 г. рабочее проектирование самолёта «88» — оказало непосредственное влияние на процессы рабочего проектирования «тяжёлого» стратегического межконтинентального бомбардировщика как в ОКБ −156 («самолёт 95»), так и в ОКБ-23 («самолёт 25»).

30 ноября 1951 года, через полгода работы по проекту «25»[13], Мясищев утвердил протокол макетной комиссии. Это означало, что эскизный проект «самолёт 25» — завершён разработкой и на его основе ОКБ — 23 приступило к разработке рабочего проекта «самолёта 25» и к постройке его первого опытного прототипа (под шифром: «изделие 25»).

На период постройки, доводки и внедрения самолёта в серийное производство на заводе № 23, в ОКБ-23 и в экспериментальном комплексе предприятия работали уже около 10000 человек. [АК 1996-01(31)]

Первый опытный самолёт (заводской номер 4300001) был заложен 15 мая 1952 года и при работе в три смены закончен осенью. Полоса заводского аэродрома была небольшой, поэтому самолёт разобрали на агрегаты, перевезли на базу ОКБ в Жуковском (ЛИИ), где он снова был собран. Свой первый десятиминутный полёт М-4 совершил 20 января 1953 года — спустя два месяца после первого полёта Ту-95; его поднял в воздух экипаж летчика-испытателя Ф. Ф. Опадчего (второй пилот А. Н. Грацианский, штурман А. И. Помазунов, радист И. И. Рыхлов, бортинженер Г. А. Нефёдов, ведущие инженеры А. И. Никонов и И. Н. Квитко). В рамках первого этапа заводских испытаний М-4 выполнил 28 полётов[14], а после доработок ещё 18. Первый опытный самолёт М-4 с двигателем АМ-3 имел дальность полёта 9050 км на скорости 800 км/час.

19 сентября 1953 года вышло постановление о выпуске в 1954—1955 годах на заводе № 23 опытной серии из одиннадцати самолётов.

Почти весь комплект вооружения и оборудования был установлен на второй опытной машине (заводской номер 4300003). Самолёт впервые поднялся в воздух в январе 1954 года под управлением экипажа Б. К. Галицкого.

30 апреля 1954 года первый опытный самолёт был передан на государственные совместные испытания (ГСИ) в ГК НИИ ВВС, но прежде, 1 мая, он был продемонстрирован на воздушном параде над Красной площадью.

На государственных испытаниях в ВВС была зафиксирована дальность полёта самолёта 9800 км. Последующими работами по доводке самолёта удалось получить дальность полёта 10 500 км.

Из построенных серийно 32 самолётов три погибли вместе с экипажами, причем вскоре после постройки. Одна катастрофа произошла при перегонке в строевую часть из-за попадания в грозу. Другая — во время приёмо-сдаточных испытаний из-за пожара, возникшего в результате разрушения ослабленного топливопровода, с которого в борьбе за уменьшение веса сняли «лишние» узлы крепления. Третья случилась при облёте самолёта заводским экипажем (командир — Илья Пронин, второй пилот — Валентин Коккинаки, младший брат знаменитых летчиков-испытателей) из-за аэродинамических особенностей М-4 при взлёте.

Конструкция[править | править код]

С целью уменьшения веса использовалась крупнопанельная сборка, что сильно усложняло производство самолёта. Также особенностью было т. н. «аэродинамически-чистое» крыло (отсутствие гондол для шасси и двигателей на крыле) и как следствие — «велосипедное» шасси, которое делало необыкновенно трудной посадку самолёта и практически невозможной модернизацию бомбоотсеков и использование внешней подвески. Например заряд «царь-бомбы» был сброшен с Ту-95 из-за невозможности его доставить на М-4.

Эксплуатация[править | править код]

М-4 поступил на вооружение на несколько месяцев раньше американского B-52[15][Прим. 1].

Главной базой самолётов стал приволжский аэродром Энгельс, специально модернизированный под новый самолёт; 201-ю ТБАД возглавил генерал-майор С. К. Бирюков. За первые три года эксплуатации в дивизии произошло множество аварий и не менее шести катастроф[15].

В дальнейшем были переоборудованы в самолёты-заправщики M-4-II.

Тактико-технические характеристики[править | править код]

Myasishchev M-4.svg

Приведённые данные соответствуют серийному М-4 1954 года выпуска.

Источник данных: Мороз С. «Мясищев М-4/3М»

Технические характеристики
Лётные характеристики
Вооружение
  • Стрелково-пушечное: 3 × 2×23 мм пушки АМ-23 в верхней, нижней и кормовой установках
  • Боевая нагрузка:  
    • нормальная: 5 000 кг
    • максимальная: 24 000 кг

См. также[править | править код]

Родственные разработки

Примечания[править | править код]

  1. Сходный по параметрам, но несравненно более надежный Boeing B-47 Stratojet был принят на вооружение в 1951 г. (первый полет - 1947 г.)

Сноски[править | править код]

  1. Журнал: «Авиация и Космонавтика» 1996 г. № 01. Статья: «Первый реактивный стратегический». Ивнамин Султанов. стр.30
  2. Журнал: «Авиация и Космонавтика» 1996 г. № 01. Статья: «Первый реактивный стратегический». Ивнамин Султанов. стр. 31
  3. Журнал: «Авиация и Космонавтика» 1996 г. № 01. Ивнамин Султанов. «Первый реактивный стратегический». стр. 31,32
  4. Журнал: «Авиация и Космонавтика» 1996 г. № 01. Статья: «Первый реактивный стратегический». Ивнамин Султанов. стр. 29
  5. Журнал: «Авиация и Космонавтика» 1996 г. № 01. Статья: «Первый реактивный стратегический». Ивнамин Султанов. стр. 31
  6. Журнал: «Авиация и Космонавтика» 1996 г. № 01. Ивнамин Султанов. «Первый реактивный стратегический». 30,31
  7. Журнал: «Авиация и Космонавтика» 1996 г. № 01. Статья: «Первый реактивный стратегический». Ивнамин Султанов. стр.31
  8. Журнал: «Авиация и Космонавтика» 1996 г. № 01. Статья: «Первый реактивный стратегический». Ивнамин Султанов. стр.31
  9. Журнал: «Авиация и Космонавтика» 1996 г. № 01. Статья: «Первый реактивный стратегический». Ивнамин Султанов. стр.31
  10. Журнал: «Авиация и Космонавтика» 1996 г. № 01. Ивнамин Султанов. «Первый реактивный стратегический» стр.31
  11. Журнал: «Авиация и Космонавтика» 1996 г. № 01. Ивнамин Султанов. «Первый реактивный стратегический» стр.31
  12. Журнал «Авиация и космонавтика» 1995 г. № 10 стр.9
  13. В дальнейшем он получил индекс «103М».
  14. О крайне сложном 13-м полёте, едва не закончившемся катастрофой, рассказано в книге Стефановский П. М. Триста неизвестных. — М., Воениздат, 1968.
  15. 1 2 М4 — авиационная энциклопедия «Уголок неба»
  16. Арсеньев Е. В., 2000.

Источники[править | править код]

  • Сергей Мороз. Мясищев М-4/3М. — 2-ое, переработанное. — М: «Архив-пресс», 2000. — 52 с. — 900 экз.
  • Арсеньев Е. В. Глава 6. Самолёты и ракеты ОКБ В. М. Мясищева // История конструкций самолётов в СССР 1951 - 1965 гг. — М: Машиностроение, 2000.
  • Журнал: «Авиация и Космонавтика» 1993 г. № 05. Статья: «Первенец стратегической». Гордон, В.Кудрявцев. стр.21÷23 →[АК 1993-05(21÷23)]
  • Журнал: «Авиация и Космонавтика» 1995 г. № 06. Техническая Информация. стр. 3÷6. [2]→[АК 1995-06 ТИ (3÷6)]
  • Журнал: «Авиация и Космонавтика» 1996 г. № 01. Статья: «Первый реактивный стратегический». Ивнамин Султанов. стр. 29÷38 →[АК 1996-01(29÷38)]

Внешние ссылки[править | править код]