Авиация и космонавтика 1996 01 - [20]

С самого начала работ в ОКБ-23 главный кон-сгруктор принял решение о тщательной переработке многих аспектов проектирования в условиях конкретной производственной базы, которая досталась в наследство от серийного производства Ту-4. Потребовалось коренное изменение многих процессов как с точки зрения технологии изготовления и сборки, так и в соответствии с новыми представлениями самолетостроения вообще. Что касается самого бомбардировщика, то его общая компоновочная схема была изменена радикальным образом. По результатам длительных аэродинамических исследований ЦАГИ было принято решение: для обеспечения дальности полета 12 ООО км увеличить аэродинамическое качество самолета. В связи с этим была уменьшена стреловидность крыла, а также применены новые высоконесущие профили. По примеру удачной компоновки самолета Ту-1б главный проектировщик ОКБ- 23 Л. Л. Селя ко в предложил использовать подобное расположение двигателей в корне крыла с обходом продольных силовых элементов центроплана поверху и понизу спарок ТРД. Строительная высота горизонтальных пакетов двигателей была существенно меньше, чем толщина корневых участков крыла по сравнению с аналогичным соотношением у прототипа (Ту-16). Это дало возможность осуществить сопряжение крыла и фюзеляжа более плавно, без глубоких ступенек. Выходные газовые струи при этом были «размыты* в узкие пучки, что позволило сформировать так называемые «активные* зализы стыка корпуса с крылом, которые для ослабле-ш1я ннтерференнии потоков оказались эффективнее, чем струи одиночных ТРД на бомбардировщике Туполева. При идентичных переоборудованиях бомбардировщиков в пассажирекие самолеты низконяанной схемы опять же более плоские скоростные потоки газов, выхо дящих из сопл четырех ТРД (на М-6П) были бы также более эффективны для снижения сопротивления интерференции по сравнению с выходными струями у Ту-104.

Для зашиты обшивки фюзеляжа от нагрева выходными газами ближайших к бортам двигателей их сопла получили глубокие подрезы обечаек повсрху и понизу с целью расширения газовых потоков и ослабления их температурных полей за счет размывания но всртикали. Уменьшение стреловидности крыла было обусловлено повышением аэродинамического качества по результатам новых экспериментов, согласно которым наибольшие значения cv (при прочих равных условиях: площадь и профняировка крыла) соответствуют стреловидности 33 - 35' по линии фокусов в достаточно широких пределах по углу атаки и при скоростях, приемлемых для околозвукового установившегося полета. Для крыла М-4 был выбран угол стреловидности 35* по линии 0,25% хорд. Лишенное пилонов с гоняолами ТРД крыло стало аэродинамически чистым, и только обтекатели вспомогательных опор шасси,"дополнительно работающие против флаттера, оставались на нем в качества пристроек. Они замыкали концы крыла и увеличивали поперечный габарит самолета, однако при этом снижали индуктивное сопротивление крыла, работая как концевые шайбы. Реальная конструкция самолета и расходные характеристики двигателей АМ-ЗА, конечно же, не могли не утяжелить бомбардировщик по сравнению с проектом. Конструкторам пришлось еще раз увеличить площадь крыла до 326,35 мг, а для обеспечения изгибно-крутильной жесткости повсеместно усилить его при уменьшении сужения. Аналогичным образом были переделаны и агрегаты хвостового оперения. Для получения заданной дальности полета потребовалось увеличить запас топлива, поэтому, кроме увеличения емкости крыльевых баков, был удлинен фюзеляж более чем на 4 м. Для обеспечення раванства нагрузок на стойки шасси была уваличена его база. После анализа динамики движения по ВПП, выявленной по результатам летной эксплуатации других машин с велосипедными шасси, были провалены мероприятия по повышению устойчивости бомбардировщика на рулении, посадке и особенно на взлете, когда скорость движения и масса М-4 должны быть наибольшими. Этому способствовало размещение боковых опор шасси на предельно возможном удалении от задней тележки шасси и центра тяжести самолета, чем обеспечивалось удержание машины от рыскания по ВПП на взлете и посадке.

После окончательной сборки самолета и наземной отладки его систем максимальная взлетная масса М-4 составлала более!80 т против расчетной массы по проекту *1М», равной 155 т. Первый полет его состоялся 20 января 1953 г. (В-52 полетел 15 апреля 1952 г.). Несмотря на создание стратегического бомбардировщика на два месяца раньше установленного срока (от момента начала работ до постройки М-4 Сталин давал Мясищсву два года), не удалось достичь ни заданной дальности полета (12 ООО км), ни обогнать Америку с се бомбовозом В-52. Тем не менее М-4 был запущен в серийное производство с обязательством в ближайшее время получить проектную дальность и добиться реального паритета в соперничестве с США.

Совсршснствование машины оказалось не таким интересным делом для конструкторов, как ее создание, поскольку нет ничего хуже, чем догонять… Экономичность двигателей А. А. Микулина тогда оставляла желать лучшего, поэтому главный консгруктор ОКБ-23 почти с самого начала работ не упускал из виду состояние дел по двухко.ггурному двигателю В. А. Добрынина ВД-7. По мере выпуска первых пробных и опыт.гых образцов этих ТРДД Мясищев решительно сориентировался на применение их для своего бомбардировщика. Пока первые стендовые экземпляры претендовали на кондиционность и начали понемногу выдавать авансы по поводу своей надежности, самолетчики развернули проектирование и ко] [струирование новых отсеков цегггроплана крыла и двигательных гондол. Габариты новых «движков» заставили перекомпоновать центральный моноблок (или, как его еще называли, «крест»), который при сборке ко mi Die кто ват с я автономно и предстал в завср-е пени и работ над ним в виде громадной сборочной единицы, средняя часть фюзеляжа длиной 23 м с neinpo-Планом крыла размахом в 20 м. Все, что в процессе окончательной сборки самолета пристыковывалось к этому «кресту», также было обновленным в значительной мере. Носовая часть фюзеляжа была перекомпонована и удлинена почти на мегр, консоли крыла, в очередной раз увеличенные по размаху и няощади, опять получили обновленную профилировку и были избавлены от последних переломов по задней кромке. С учетом ряда изменений конструкции хвостовой части корпуса, подкилевой надстройки и устранения поперечного V стабилизатора можно с полной определенностью утверждать, что по сравнению с ггредыдущей серийной моделью М-4 переделанный бомбардировщик с новыми двигателями ВД-7 фактически являлся новым типом и получил очередное обозначение «ЗМ», или М-6. К моменту подготовки машины для проведения летных испытаний полного комплекта силовой установки получить не удалось. ВД-7 был еще «сырым» двигателем, и надежно работавшие ТРДД, имеющие стабилыгые характеристики по тяге и по оборотам, можно было пересчитать по пальцам. Поэтому первый самолет второй серии М-4 № 201, привсденный к полновесному состоянию новою самолета по конструкции и устройству агрегатов и систем, вынужденно был оснашен временной составной силовой установкой из разнотипных двигателей. Левая пара из-за общности автоматики и топливных систем была предстаалена двигателями АМ-ЗМ, а правая пара по абсолютно таким же признакам состояла из ВД-7. Обе силовые группы были отрегулированы по реактивной тяге до одинаковых значении, соответствующих адекватным положениям рычагов управления в кабине летчика и стрелочно-цифровой индикации на приборных досках пилотов. Надо отдать должное изобретательности В. М. Мясищева, принявшего такое неординарное решение с целью ускорения подготовки первой летной машины «ЗМ» к заводским испытаниям. Первый полет новой модели стратегического бомбардировщика М-6 состоался 27 марта 1956 г. К началу серийного выпуска М-6 с четырьмя ВД-7Б успели «набежать» новые усовершенствования по самолету в целом, реализация которых привела к вы-hvckv последней серийной модификации самолета ЗМД».