Авиация и космонавтика 2004 11 - [10]
Основные данные бомбардировщика В-58:
Максимальная скорость полета 2100 км/ч (М=2)
Крейсерская скорость полета 1000 км/ч
Практический потолок более 21000 м
Максимальная дальность полета 7000-8000 км
Взлетный вес 75000 кг
Длина самолета 29,5 м
Размах крыла 17,4 м
Площадь крыла 133 кв.м
Максимальное аэродинамическое качество при М=2 6,0
В настоящее время выдано задание на производство 31 самолета, из них в 1957 году построено 7 бомбардировщиков, которые проходят всесторонние летные испытания.» При улучшении базовой конструкции самолета «105» основная ставка была сделана на совершенствование аэродинамической схемы самолета с целью получения заявленных летных характеристик, а в перспективе – с получением новых более мощных двигателей, значительного улучшения их. Основным инструментом совершенствования аэродинамики самолета должно было стать использование в аэродинамической компоновке самолета «правила площадей». Первые работы в этом направлении ОКБ проводило совместно с ЦАГИ в конце 40-х начале 50-х годов, во многом использовались германские трофейные материалы и работы компоновщиков ОКБ по «обжатию» фюзеляжей и мотогондол на самолетах Ту-2, «77», Ту-14 и Ту-1 6, давшие положительный практический эффект на больших скоростях. Одновременно на основании опыта проектирования первого самолета «105» в новой машине дорабатывались или полностью переделывались многие элементы конструкции самолета. Постепенно в ходе проектирования на кульманах конструкторов ОКБ прорисовывался самолет, во многом отличавшийся от своего прототипа – самолета «105».
Рабочее проектирование нового сверхзвукового бомбардировщика, получившего по ОКБ шифр «самолет 105А», началось в августе 1 957 г.
Первоначальный проект аэродинамической компоновки предусматривал лишь обжатие фюзеляжа на участке крыло-фюзеляж, компоновка и форма крыла в плане оставались практичеки без изменений. В ходе проектирования с целью максимального использования эффекта «правила площадей» и получения дополнительных свободных объемов крыла под топливо, крыло было также полностью перепроектировано: отказались от наплыва-утолщения в его корневой части, в котором в первом варианте размещались основные стойки шасси. ОКБ вернулось к крыльевым шассийным гондолам-обтекателям, постановка которых, в данном случае, отвечала «правилу площадей», выполняя функции тел вытеснения. По передней кромке крыла в его корневой части ввели небольшой наплыв, улучшавший при полетах в трансзвуковой зоне характеристики устойчивости и управляемости самолета.
Модель самолета «106» с двигателями НК-10
Модель самолета «105А» с двигателями ВД-7М
Конструктивные улучшения должны были дать значительную экономию массы пустого самолета (41 300 кг для самолета «105А», против 47000 кг самолета «105». Расчеты, сделанные в январе-феврале 1958 года для самолета «105А» (официальный шифр Ту-22) с крылом площадью 145,6 кв.м в варианте компоновки крыла еще без крыльевых гондол с двигателями ВД-7М, НК-6 и НК-1 0, дал следующие результаты:
Тип двигателей ВД-7М '" НК-6 НК-10
Взлетная масса, кг 85000 84000 -
Масса топлива, кг 40000 40000 -
Максимальная скорость полета на высоте 1 1000 м, км/ч 1530 1900 2050
Длина разбега, м 2250 1600 1600
Практическая дальность полета
при М=0,9 (950 км/ч), км 5850 5700 5800
при М = 1,2 (1300 км/ч), км 2400 3050 3900
при М = 1,5 (1500 км/ч), км 1800 2640 3200
На этот период ОКБ-276 обещало дать двигатель НК-6 с максимальной взлетной тягой 22000 кгс, при удельном расходе топлива 1,7 кг/кгс ч и тягой 12000 кгс на высоте 11000 м при скорости 1400 км/ч, с удельным расходом топлива 1,6 кг/кгс ч, при сухой массе двигателя 3200 кг.
Вариант с двигателями НК-10 появился в проработках ОКБ в 1 957 году, после того как ОКБ-276 предоставило ОКБ-156 материалы по нему. Проект НК-10 был развитием НК-6 и должен был иметь максимальную взлетную тягу 26000 кгс, при удельном расходе топлива 1,5 кг/кгс ч., на высоте 14000 м при скорости 2500 км/ч – 20000 кгс и 1,83 кг/кгс ч и на высоте 11000 м при скорости 2500 км/ч – 15500 кгс и 1,42 кг/кгс ч., сухая масса НК-10 составляла 3400 кг. Эти первые прикидки по самолету «1 05А» с НК -10 стали отправными для работ по проекту однорежимного ударного самолета, рассчитанного на крейсерский длительный полет со скоростями, соответствующими М = 2,5-3,0, вскоре выделившимися в отдельную тему и получившую обозначение по ОКБ – самолет «125» (Ту-125).
Проблему увеличения дальности полета, помимо повышения аэродинамического качества на крейсерском дозвуковом режиме и улучшения экономичности двигателей, можно было решить за счет введения системы дозаправки топливом в полете. При этом в случае заправки от Ту-16 дальности полета на М=0,9 получались следующие: при одной заправке на прямом пути – 7400-7800 км; при одной заправке на обратном пути – 7800-8200 км; при двух заправках на прямом и обратном пути- 10000-10500 км.
В случае заправки от Ту-95: при двух дозаправках на прямом и обратном пути дальность получалась 1400015000 км. При условии полета на М=0,9 до первой дозаправки и после второй дозаправки и при полете (1800-1900 км) на М = 1,3 между дозаправками – 10200-10800 км.
