Проект самолета Т-4МС, предложенный ОКБ Сухого, имел достаточно оригинальную компоновочную схему, главная особенность которой состояла в отсутствии привычного фюзеляжа, который заменил несущий центроплан, сформированный крыльевыми профилями, к которому присоединялись относительно небольшие поворотные крыльевые консоли.
Проект самолета М-18, предложенный ОКБ Мясищева, разработанный в ходе достаточно длительного поиска оптимальной компоновки по темам «20» и «18», которые это ОКБ прорабатывало с 1968 года, был близок к решениям, использованным американцами при создании В-1.
Проект ОКБ Туполева «160» в его первоначальном исполнении выполнялся по схеме «бесхвостка» с треугольным крылом неизменяемой стреловидности и был логическим развитием схемы Ту-144 в сторону значительного увеличения размеров и масс.
Все три проекта являлись кок бы естественным дополнением друг друга, и все три концепции имели право на существование, хотя каждая из них имела свои достоинства и недостатки.
Как отмечалось выше, одним из основных требований, предьявляемых в тот период к многорежимному тяжелому самолету, являлось обеспечение большой длительности полета по сложному профилю с преодолением зоны ПВО на большой высоте со сверхзвуковой скоростью или при полете у земли с большой дозвуковой скоростью. При этом основной полет к цели должен был происходить на оптимальных высотах с дозвуковой крейсерской скоростью. Дополнительным требованием являлись условия эксплуатации самолета с аэродромов I класса с ограниченными ВПП.
Совмещение указанных свойств в одном самолете являлось (до и является до сих пор) сложной технической задачей, так как для получения подобной многорежимности требуется и многорежимный самолет, конструктивные особенности которого позволяли бы ему сравнительно легко адаптировать его компоновку к тем или иным условиям полета.
Если характеристики однорежимного самолета оптимизированы для выполнения одной основной задачи, практически для одного основного полетного режима, то характеристики многорежимного самолета должны быть гибкими желательно по всему диапазону выполнения задания. Подобного можно достичь, обеспечив разумный компромисс между дозвуковыми и сверхзвуковыми характеристиками самолета и его силовой установки.
Одним их средств такого компромисса в компоновочных решениях самолетов в 60-70-х годах XX века стало использование крыла изменяемой стреловидности, нашедшего достаточно широкое применение в серийных самолетах фронтовой авиации – советских самолетах Су-17, Су-24, МиГ-23, американских F-111, F-14, европейском «Торнадо». Сюда можно также добавить работы по созданию двигателей изменяемого цикла.
По большому счету, подобный подход не нов. Кок только появились первые самолеты с изменяющимися по ходу полета элементами, то можно было говорить о многорежимности конструкции. Сюда можно отнести и ставшие традиционными средства механизации крыла (закрылки, щитки, предкрылки, интерцепторы), и убирающееся в полете шасси, и регулируемые входные устройства силовой установки, а также многое другое, чем обзавелись самолеты за прошедшие 100 лет.
Для оценки пределов целесообразной зоны существования тяжелых многорежимных самолетов зададимся режимами их использования.
Указанный самолет предназначен для полета с крейсерской дозвуковой скоростью (М-0,8) на наивыгоднейшей высоте с большой дозвуковой скоростью. Крейсерский полет он должен выполнять на скорости, соответствующей числу М-3,0 на большой высоте (проекты T-4M1-4MC, М-20 и первые проекты по теме Ту-160) или М-2,2 (проект М-18, В-1 А и Ту-160 в окончательной конфигурации).
Соответственно при анализе возможных аэродинамических компоновок рассмотрим возможность использования на многорежимном тяжелом самолете крыла изменяемой стреловидности и жесткого крыла большой стреловидности малого удлинения.
Как показали экспериментальные исследования моделей многорежимных самолетов с одинаковой площадью крыла в аэродинамических трубах ЦАГИ, на дозвуковых скоростях обтекания аэродинамическое качество самолетов с крылом изменяемой стреловидности примерно в полтора раза, а взлетные характеристики в два раза лучше, чем у самолета с жестким крылом малого удлинения.
В случае крейсерского полета со сверхзвуковой скоростью самолет с крылом изменяемой стреловидности в сложенном положении по аэродинамическому качеству идентичен самолету с жестким крылом малого удлинения.
Сразу следует оговорить, что серьезным естественным недостатком самолета с крылом изменяемой стреловидности является увеличение массы за счет внедрения в конструкцию шарнира и механизмов поворота крыла. Однако анализ полученных в ходе исследований зависимостей показал, что оптимальная нагрузка на крыло у самолета с изменяемой стреловидностью значительно выше, чем у самолета с жестким крылом. При этом потребная тяговооруженность первого для обеспечения заданной длины разбега меньше, чем у второго.
Уменьшение тяговооруженности приводит к снижению массы и уменьшению миделя силовой установки.
Большее значение удельной нагрузки на крыло (меньшая площадь крыла) и меньшая масса силовой установки самолета с крылом изменяемой стреловидности в значительной степени компенсирует увеличение массы конструкции самолета из-за наличия узла поворота крыла. Как следствие, при одинаковой взлетной массе и постоянной длине разбега, весовая отдача самолета по топливу для обеих компоновок имеет близкое значение. В то же время аэродинамическое качество на дозвуковой скорости полета для самолета с крылом изменяемой стреловидности значительно больше, чем у самолетов с жестким крылом.
