Ударно-разведывательный самолет Т-4 - Ильдар Бедретдинов

Разработка проекта самолета М-18 выполнялась согласно планам исследований по прогнозированию перспектив развития комплексов стратегической, дальней авиации и авиации ВМФ на 1976-85 гг, утвержденным заместителем министра авиационной промышленности и главнокомандующим ВВС в 1972 г. При разработке использовались результаты исследований, экспериментальных работ и предварительного проектирования по стратегическому многоцелевому самолету М-20, выполненных согласно Постановлению ЦК КПСС и СМ СССР от 28.11.1967 г.

В течение 1971-1973 гг. были проведены проектные изыскания и расчеты, направленные на уточнение концепции и состава многоцелевого комплекса, а также на улучшение летно-технических характеристик самолета. В частности, была уменьшена взлетная масса самолета с 230 т до 210 т, для обеспечения возможности базирования самолета на аэродромах I класса с бетонным покрытием. Были также расширены функции автоматической бортовой системы управления.

Таблица 8.

Технические характеристики

Параметры Характеристики

Максимальная взлетная масса, т 210

Нормальная взлетная масса, т 175

Практическая дальность полета на сверхзвуке, км 12000

Практическая дальность полета на скорости 850 км/ч 16000

Максимальная скорость полета, км/ч 3200

Высота полета над целью, км 18-24

Длина разбега при взлете, м н.д.

Удельная нагрузка на крыло, кгс/м2 660

Площадь крыла, м2 318

Тяговооруженность взлетная 0,48

Двигатели, количество/тип 4 х ТРДЦФ К102

Тяга двигателей (форсажная), кгс 4 x 25000

Число членов экипажа, чел. 3-4

Также как и при создании аванпроекта самолета М-20, главное внимание разработчиков было направлено на выполнение основных требований, определяющих военную полезность и выживаемость стратегической авиации в условиях войны. Именно эти требования и обусловили принятие весьма важных ограничений, отразившихся на выборе схемы, общей размерности, параметров компоновки, режимов полета при преодолении ПВО, снижения эффективной поверхности рассеяния и теплового излучения самолета, его энергетики и взлетной массы.

На основании всестороннего изучения проблемы преодоления ПВО вероятного противника был сделан вывод, что первый М-18 должен обладать такими высотно-скоростными характеристиками, которые несколько превышали бы возможности системы ПВО западных стран, с тем, чтобы вынудить их вкладывать крупные средства в ее развитие.

Таким образом самолет стратегического авиационного комплекса М-18 должен был обладать возможностью летать со скоростью, соответствующей М=2,7-3,0 на высотах 18-24 км в зонах с сильной системой ПВО.

В результате проектных изысканий, для самолета М-18 была выбрана аэродинамическая схема с изменяемой стреловидностью крыла и небольшой удельной нагрузкой на крыло.

На основе ударного самолета предполагалось создание модификаций: разведывательного, самолета обеспечения и противолодочного.

Материал из отчета о проведении первого этапа заводских летных испытаний самолета Т-4 Рулежки самолета

В процессе испытаний самолета "101" было выполнено восемь рулежек, два прерванных взлета и один подлет.

Рулежки проводились с целью оценки качества управления самолетом по курсу в процессе выруливания и руления ни скорости от 20 км/ч до 290 км/ч, качественной оценки управления по тангажу при подъеме носа на угол тангажа до 9о и удержания этого угла, а также оценки эффективности тормозной системы и тормозного парашюта.

Управление самолетом по курсу осуществлялось посредством:

-торможения основных колес, переднее колесо находилось в режиме самоориентирования;

- поворота переднего колеса от системы управления стойкой в режиме работы "Взлет-посадка" и "Рулежка".

Оценка качества управления самолетом проводилась при включенной системе дистанционного или механического управления.

В процессе испытаний из выполненных 8 рулежек, 4 рулежки были скоростными, с разгоном до скорости 260-290 км/ч с отрывом переднего колеса. Скоростные рулежки выполнялись при управлении самолетом посредством системы дистанционного управления с включенными демпферами, при работе внутренних двигателей на максимальном форсажном режиме, а внешних - на максимальном бесфорсажном режиме.

"Нос" самолета поднимался плавным взятием ручки на себя при скорости 200-220 км/ч, на угол 10°(до угла тангажа 9°) и удерживался на этом угле до 5°. После этого двигатели дросселировались до малого газа, выпускался тормозной парашют и производилось торможение самолета.

В результате проведенных рулежек подтвердилось, что система дистанционного управления имеет лучшие характеристики и более предпочтительна для летчика. Учитывая ее надежность работы благодаря четырехкратному дублированию, было принято решение, первый полет выполнять при управлении самолетом посредством дистанционной системы.

При включенном стартовом торможении самолет удерживался от движения при увеличении оборотов двух двигателей до максимальных бесфорсажных и двух до 90%. Вес самолета при этом был 78,3 т.

Наземные испытания самолета "101"

После окончания доработок и выполнения отработки основных систем было проведено взвешивание самолета.

Взвешивание пустого самолета производилось в трех положениях, а затем было выполнено контрольное взвешивание с заправленными топливными баками 2Ф и 2МГ (в конфигурации 1-го полета) в стояночном положении самолета.

Вес пустого самолета с центровочным грузом равным 1340 кг, составил 57717 кг, а центровка пустого самолета 22,9%.

Наземные испытания для проверки работы и доводки систем самолета проводились по специальным рабочим программам, составленным в соответствии с программой заводских испытаний самолета Т-4, утвержденной генеральным конструктором П.О. Сухим и согласованным с начальником ЛИИ В.В. Уткиным.

Полеты самолета "101"

Полет № 1

1. Полет №1 состоялся 22 августа 1972 г.

2. Взлетная масса самолета 77,3 т.

3. Угол установки ПГО на взлете и посадке +4°.

4. Шасси в полете не убиралось.

5. Торможение самолета на пробеге выполнялось основной тормозной системой и тормозным парашютом.

6. При взлете внутренние двигатели работали на максимальном форсажном режиме, а внешние на максимальном бесфорсажном режиме.

7. В полете на высоте 3000 м производилась качественная оценка устойчивости и управляемости самолета и работы силовой установки.

8. В полете была выполнена имитация посадки самолета пролетом над полосой.

9. Продолжительность полета - 40 мин.

10. Максимальная приборная скорость в полете не болееVпр = 600 км/час.

11. Заправка самолета топливом составляла 20 т.

12. Управление самолетом на взлете и посадке обеспечивалось СДУ-4.

13. Замечание летчика: наблюдалась вибрация левой плоскости ГО.

14. При заходе на посадку производилось включение автомата управления тягой.

15. Стабилизация самолета по курсу в процессе разбега и пробега проводилась поворотом переднего колеса посредством системы СУС-7А.

После первого полета испытания были приостановлены для замены главных опор шасси на модифицированные с доработанным механизмом разворота тележки при уборке шасси.

Попутно с заменой шасси были произведены следующие доработки:

1. Подключение топливной системы и системы ИГ в полном объеме.

2. Доработка ОЧК и ПЧК по новой теории, при этом для уменьшения пх самолета выполнен главный переход стреловидности передней кромки от угла 75° на ПЧК и 60° на ОЧК. Установлен демпфер на вал ПГО для демпфирования колебаний левой консоли переднего горизонтального оперения.

3. Замена мягкого топливного бака на бак с усиленными фланцами для устранения просачивания топлива в местах деформации фланцев.

Перед вторым полетом самолета была выполнена скоростная рулежка.

Полет № 2

1. Полет № 2 состоялся 4 января 1973 г. (почти через 4,5 месяца после первого полета).

2. Взлетная масса самолета 78,7 т.

3. Шасси в полете не убиралось.

4. В полете производилась оценка устойчивости и управляемости самолета, работы силовой установки и систем самолета.

5. В горизонтальном полете на высоте 3000 м при скорости 500-550 км/час выполнялись "дачи" по крену и тангажу и импульсы рулем направления и элевонами по тангажу, проверялась работа двигателей и системы автоматического управления тягой (АУТ).

6. Продолжительность полета - 41 мин.

7. По замечаниям летчика наблюдалась вибрация левой консоли ПГО.

8. Режимы работы двигателя, как в полете № 1.

9. Угол установки ПГО на взлете и посадке +4°.

10. Торможение самолета на пробеге также как и в 1 -ом полете выполнялось основной тормозной системой и парашютом.