Содержание

«История конструкций самолетов в СССР 1951-1965 гг»

Глава 6. Самолеты ОКБ В.М. Мясищева

Сверхзвуковые дальние бомбардировщики М-50 и М-52

    М-50 ("50", М-50А) (рис. 149, 150) - сверхзвуковой дальний бомбардировщик. 19 июля 1955 г. вышло постановление Совета Министров СССР, в соответствии с которым в ОКБ-23 официально началось создание самолета "50". Требуемая дальность Полета с крейсерской скоростью 1700...1800 км/ч составляла 11 000...12 000 км без дозаправки и 14 000... 15 000 км с дозаправкой топливом в полете. Главным конструктором системы "50" в ОКБ-23 был Я.Б. Нодельман, ведущим конструктором - Ю.Н. Труфанов.
    Обеспечение заданных характеристик самолета было возможно при значительном снижении массы оборудования и сокращении числа членов экипажа по сравнению с самолетами аналогичного назначения. Анализ предъявляемых требований показал, что их реализация возможна только при полной автоматизации процессов пилотирования, навигации и решения боевых задач. На основе перспектив развития средств автоматизации, связи, управления, вооружения ряд функций, выполняемых обычно членами экипажа, стало возможным переложить на автоматику и сократить экипаж до двух человек.
    Совместно с ЦАГИ были проанализированы более 30 вариантов схем и компоновок, в том числе тандемная, "бесхвостка", "утка". Выбор был сделан в пользу обычной схемы с треугольным крылом и стреловидным однокилевым оперением.
    Основными аэродинамическими особенностями, обеспечивающими совершенство аэродинамической компоновки самолета, являлись:

    Аэродинамическая компоновка самолета обеспечивала возможность длительного полета со сверхзвуковыми скоростями на больших высотах. Расчетное значение аэродинамического качества самолета составляло 5,5 при крейсерском полете со скоростью, соответствующей М = 1,7.
    В процессе работ решался ряд принципиально новых вопросов:

    Для успешной реализации этих задач были применены новейшие технологические достижения, в частности:

    Расчетные характеристики самолета "50" были исключительно высокими. При массе пустого самолета 59 600 кг нормальная взлетная масса составляла 238 000 кг с ПТБ, максимальная с ПТБ и применением стартовых ускорителей для сокращения длины разбега достигала 253 000 кг. Полный запас топлива мог составить 170000 кг, практическая дальность полета - 11 000... 12 000 км без дозаправки и 14 000...15 000 км с дозаправкой топливом в полете (при переливе 55 000 кг топлива). Крейсерский полет проходил со скоростью 1700...1800 км/ч, максимальная скорость в районе цели составляла 1900...2000 км/ч, практический потолок - 15 000...16 000 м. Длина разбега самолета с ускорителями 2800 м, длина пробега с тормозным парашютом 1200 м.
    В качестве силовой установки изучались двигатели РД16-17, НК-6, ВД-9, АЛ-9 числом от двух до десяти. Окончательно выбрали ТРД РД16-17, большая тяга и высокая экономичность которого обеспечивали сверхзвуковой крейсерский полет без применения форсированных режимов. РД16-17 (М16-17) разрабатывались в ОКБ-16 П.Ф. Зубца и должны были обладать выдающимися для своего времени характеристиками: максимальная тяга 18 500 кгс, удельный расход топлива 1,1... 1,12 кг/(кгс*ч); тяга модификация двигателя с форсажной камерой сгорания могла возрасти до 21 000 кгс.
    Эскизный проект самолета "50" являлся итогом большой научно-исследовательской и проектно-конструкторской работы ОКБ, проведенной в широкой кооперации со многими отечественными научными и производственными организациями. Агрегаты и приборы нового самолета создавались почти двадцатью ОКБ и НИИ и десятью заводами.
    В декабре 1955 г. эскизное проектирование самолета было завершено. В начале 1956 г. построили макет, и 1 мая 1956 г. он был предъявлен на рассмотрение заказчика. Расчетные скоростные характеристики полностью соответствовали заданным, однако дальность полета самолета без дозаправки была несколько снижена и составляла 10 000 км. Дальность 14 000...14 500 км достигалась с двумя дозаправками топливом в полете. После изучения представленных материалов макетной комиссией были высказаны замечания относительно недостаточной дальности полета самолета и большой длины разбега без применения ускорителей.
    На проведенном в начале 1956 г. в МАП совещании специалистов НИИ и организаций, входящих в кооперацию по самолету "50", отмечалось, что "создание дальнего бомбардировщика со сверхзвуковой крейсерской скоростью является новой необычайной задачей; в процессе работ должны быть решены сложные технические проблемы: применение новых сплавов, высококалорийных топлив, полупроводниковых приборов, автоматических систем для управления самолетом и др. Решение этих проблем потребует длительной проработки и экспериментирования, что обуславливается проектом".
    19 сентября 1956 г. макет самолета был утвержден. Было запланировано строительство опытной серии из трех машин:

    Экипаж самолета - летчик и штурман - размещался в одной гермокабине. Рабочие места экипажа с бронезащитой располагались тандемно - друг за другом, посадка и катапультирование осуществлялись через люки в нижней части фюзеляжа.
    Планер самолета представлял собой цельнометаллический моноплан с высокорасположенным крылом.
    Фюзеляж типа полумонокок цилиндрической формы диаметром 2,95 м, с длинной заостренной носовой частью. Технологически фюзеляж делился на передний отсек с радиолокационным и вспомогательным оборудованием; герметическую кабину экипажа; передний топливный отсек; среднюю часть с отсеками шасси, топливных контейнеров, спецгрузов и центральной частью крыла; хвостовую часть с размещением топливных отсеков и оборудования, тормозных парашютов и креплением оперения. Проводка системы управления, различные агрегаты и коммуникации располагались по верху и по низу фюзеляжа и закрывались специальными гаргротами, имеющими съемные части, обеспечивающие эксплуатационные подходы для осмотра и проведения текущих работ.
    Крыло - свободнонесущее, треугольной формы в плане со стреловидностью 54...57*, обеспечивающей условия дозвукового обтекания у передней кромки. Из условий компоновки и прочности для увеличения строительных высот крыла стреловидность корневой части больше, чем концевой. Крыло набиралось из сверхзвуковых симметричных профилей. Угол обратного поперечного V -3*, угол установки 2*.
    Технологически крыло делилось на кессон, переднюю часть кессона с носками, хвостовую часть кессона, консоли с носками и хвостовыми частями, пилоны двигателей и обтекатели подкрыльных стоек. Кессон и его передняя часть представляли собой заливаемые топливные емкости. Кессон являлся основным силовым элементом крыла и состоял из трех лонжеронов, прессованных панелей и нервюр. Конструкция крыла выполнялась в основном из сплава В-95 с отдельными узлами из стали. Механизация крыла - выдвижные щелевые взлетно-посадочные закрылки типа ЦАГИ и элероны с внутренней аэродинамической компенсацией.
    Для уменьшения сопротивления и аэродинамического нагрева были применены крупногабаритные прессованные панели обшивки, обеспечившие максимальную гладкость поверхности. Это позволило впервые отказаться от вкладных баков и использовать внутренние объемы крыла и фюзеляжа для непосредственной заливки топлива в их герметизированные отсеки.
    Хвостовое оперение однокилевое, цельнометаллическое, свободнонесущее, трапециевидной формы, поворотное. Применение цельноповоротного оперения обеспечило высокоэффективную управляемость с малыми потерями аэродинамического качества самолета в целом и, несмотря на значительные конструктивные проблемы, уменьшило его площадь и массу. Вертикальное и горизонтальное оперения - кессонной конструкции, стреловидностью 54* по передней кромке и относительной толщиной профиля 3...4 %.
    Шасси самолета - убирающееся, велосипедной схемы с масляно-воздушной амортизацией. Оно состояло из двух главных (передней и задней) и двух подкрыльных опор, установленных на концевых нервюрах крыла. Применение велосипедной схемы позволило использовать достаточные объемы для размещения главных опор шасси внутри фюзеляжа, не увеличивая мидель и не нарушая аэродинамику самолета. Велосипедное шасси было тщательно отработано на самолетах М-4 и ЗМ, что позволило улучшить конструкцию, не увеличивая массу агрегатов шасси.
    Большая мощность двигателей, потребная для сверхзвукового полета, определяла и их значительные габаритные размеры, что затрудняло их компоновку во внутренних объемах крыла или фюзеляжа. В результате была принята компоновка двигательной установки из четырех изолированных гондол, в каждой из которых совмещены двигатель и воздухозаборник, имеющий механизацию в виде выдвижной передней части обечайки для регулирования площади входного сечения и горла воздухозаборника. Две гондолы расположили посередине полуразмаха крыла на пилонах, две - на концах крыла. На концевых двигателях предусматривалась возможность реверса. Управление двигателями осуществлялось с помощью системы автоматического электродистанционного управления. Отработка системы проводилась на специально построенном стенде и на самолете ЛЛ ЗМ.
    Для взлета самолета с максимальной взлетной массой планировалось применение стартовых ускорителей, которые создавались на основе ускорителей самолета М-4. Были проведены их стендовые и летные испытания на ЛЛ Ту-4. Для сокращения пробега после посадки потребовались дополнительные средства торможения. На основной опоре шасси устанавливались тормозные лыжи, выпускавшиеся на пробеге.
    Предлагались нетрадиционные способы взлета самолета: точечный старт, взлет с гидротележки. Они представляли интерес Для ВВС как более экономичные и обеспечивающие лучшее боевое рассредоточение самолетов стратегической авиации, но требовали детальной конструктивной проработки и проверки летными испытаниями.
    М-50 имел бомбовый отсек с ограниченным (по сравнению с М-4 и ЗМ) числом вариантов оснащения, но достаточным для поражения любой стратегической цели. Предусматривалось бомбометание только с помощью радиолокационного прицела, обладающего повышенной дальностью обнаружения цели. В варианте ракетоносца самолет мог нести до четырех крылатых ракет, расположенных по бортам фюзеляжа по две перед и за крылом для соблюдения правила площадей. Изучалась возможность применения разрабатывавшейся в ОКБ планирующей ракеты "45Б" с дальностью автономного полета до 2500 км.
    В связи с высокой сверхзвуковой скоростью полета самолета оборонительное вооружение предусматривалось только для защиты задней полусферы. Планировалась установка кормовой башни с пушкой НР-23, управляемой с помощью электропривода от радиолокационного прицела над стрелковой установкой. Дополнительно предусматривались постановка помех и выброс дипольных отражателей.
    М-50 - первый в СССР самолет с полностью автоматизированной системой управления. Была создана единая комплексная система автоматического управления САУ-50, которая явилась прототипом для многих последующих разработок подобных систем.
    Установленная на самолете комплексная система приборно-навигационного оборудования КСБ-1 была первой отечественной автоматизированной системой самолетовождения и решения боевых задач.
    В состав оборудования входили также: связная радиостанция "Планета", командная РСИУ-ЗМ и аварийная "Кедр-С", переговорное устройство СПУ-6, радиовысотомеры больших и малых высот РВ-5 и РВ-25, самолетный запросчик-ответчик СРЗО-2, ответчик СОД, аппаратура защиты хвостовой части "Сирена-2".
    На базе М-50 изучались проекты самолетов различного назначения. Пассажирский вариант рассчитывался на размещение 100... 125 человек в фюзеляже с увеличенным объемом. Этот же самолет предполагалось модифицировать в заправщик с жесткой системой заправки. Проектировался беспилотный самолет-снаряд "51" с межконтинентальной дальностью и боезарядом большой мощности.
    В ОКБ П.Ф. Зубца начались стендовые и летные (на ЛЛ Ту-16) испытания РД16-17, но доводка его по разным причинам затянулась и сроки поставки двигателя на М-50 были отодвинуты. Чтобы не задерживать начало летных испытаний первого самолета, на опытный экземпляр самолета М-50 временно установили двигатели ВД-7А тягой по 11 000 кгс.
    Первый опытный М-50А являлся экспериментальным самолетом-бомбардировщиком, предназначенным для отработки аэродинамической компоновки, оборудования, силовых установок, самолетных систем, включая режимы продолжительного полета на сверхзвуковой скорости (при установке всех двигателей ВД-7М).
    Первый полет М-50А состоялся 27 октября 1959 г. Пилотировали его летчики-испытатели ОКБ Н.И. Горяинов и А.С. Липко. Полет продолжительностью 35 мин проходил по кругу в районе аэродрома. Все этапы взлета, полета и посадки были выполнены в точном соответствии с полетным заданием. Агрегаты, аппаратура и бортовые системы работали нормально. По отзывам летчиков, самолет показал высокие летные, пилотажные и взлетно-посадочные характеристики, полностью подтверждающие проектные разработки.
    В процессе создания опытных самолетов в ОКБ изучались также пути совершенствования и модификации М-50. Эти работы нашли свое отражение в проекте самолета М-52.

    М-52 ("50В") (рис. 151) - сверхзвуковой дальний бомбардировщик и ракетоносец, модификация самолета М-50. Разработка системы дальнего действия М-52К, предназначенной для поражения площадных и морских целей, велась в соответствии с постановлением Совета Министров СССР от 31 июля 1958 г. В состав системы входили: самолет М-52, крылатая ракета Х-22 и системы управления и наведения К-22У. Силовая установка самолета состояла из четырех бесфорсажных двигателей РД-16-17Б (М16-17Б) тягой по 18 500 кгс. Самолет взлетной массой 165 000...200 000 кг должен был преодолевать 8000...10 000 км со скоростью 2000...2200 км/ч с боевой нагрузкой 9000...10 000 кг.
    Первоначально основным отличием М-52 от М-50 было размещение всех двигателей на пилонах под крылом с увеличенными размахом и удлинением. Но впоследствии расположение двигателей оставили прежним. Существенные изменения коснулись крыла и фюзеляжа. Конструкция крыла была усовершенствована, форма в плане стала трапециевидной. Фюзеляж перекомпонован, длина его уменьшена по сравнению с М-50 на 4,1 м. В конструкцию ряда агрегатов и систем были внесены улучшения, существенно не отразившиеся на массе самолета.
    Применение кессонной конструкции в крыле малого удлинения на М-50 оказалось неэффективным. После перераспределения массы между поясами лонжеронов и панелями обшивки крыла масса крыла М-52 была снижена примерно на 15 %.
    Экипаж М-52 состоял из трех человек для учебно-тренировочной машины и двух человек - для боевой. Компоновка кабины была изменена, и места членов экипажа бомбардировщика расположили рядом. Для спасения экипажа при аварийном покидании самолета во всем диапазоне скоростей (от взлетной до максимальной) предназначались катапультные кресла, выстреливавшиеся вверх. Защита членов экипажа от воздействия набегающего воздушного потока обеспечивалась скафандрами.
    На М-52 было установлено обычное вертикальное оперение с рулем направления. На вершине киля разместили дополнительное балансировочное горизонтальное оперение, отклоняемое только на кабрирование. Система управления САУ-52 была усовершенствована, и масса ее была значительно снижена по сравнению с системой управления М-50.
    В состав оборудования ввели пилотажно-навигационную систему КСБ-1. Вооружение самолета кроме свободно падающих авиабомб калибра до 5000 кг, реактивных торпед РАТ-52М и морских мин включало две ракеты Х-22, а впоследствии и ракеты Х-44 класса "воздух - поверхность", размещавшиеся по бокам фюзеляжа. В этом случае в бомбоотсеке планировалась установка дополнительного топливного бака. На М-52, как и на М-50, согласно требованиям ВВС предусматривалась установка оборонительного вооружения: кормовой стрелковой установки ДБ-52 с пушками АО-9М и прицельной станцией "Криптон".
    При расчетной взлетной массе 165 000 кг практический радиус действия самолета с двумя ракетами Х-22 составлял 2300 км без дозаправки. В случае дозаправки топливом полетная масса самолета возрастала до 215 000 кг, практический радиус действия - до 3750 км. При полете с одной ракетой этот параметр достигал соответственно 2650 и 4050 км.
    Заправщик 3МТ, разрабатывавшийся на базе самолета ЗМ, не мог обеспечить дозаправку М-52К в полете, поскольку его максимальная скорость по прибору ограничивалась 600 км/ч, а минимальная скорость системы - 560...570 км/ч. Запаса скорости 30...40 км/ч было недостаточно для маневрирования в строю заправки. Предлагался проект заправщика на базе самолета "50", предназначенного для дозаправки топливом в полете боевой машины на сверхзвуковой скорости и высотах на менее 10 000 м. Также предлагалось разработать самолет-заправщик на базе М-52.
    Для взлета самолета с перегрузочной массой была предложена установка дополнительной подфюзеляжной сбрасываемой опоры шасси. Она могла воспринимать до 85 000 кг взлетной массы, обеспечивая перед отрывом угол атаки 13,5* при скорости 430 км/ч. Предусматривалось спасение дополнительного шасси на парашюте с повторным использованием. При установке сбрасываемой четырехколесной тележки шасси взлетная масса могла достигнуть 248 000 кг. Взлет осуществлялся с использованием двух стартовых ускорителей Су-50 с тягой по 17 000 кгс, длина разбега не превышала 2950 м. На передней тележке основного шасси предполагалась установка тормозной лыжи для сокращения пробега.
    Рассматривался также вариант точечного старта с помощью специального взлетного устройства и восьми ускорителей суммарной тягой около 360 000 кгс. Наклон ускорителей под углом 53* к горизонту обеспечивал отрыв самолета с места, разгон в течение 15 с до скорости 550 км/ч и набор высоты 300 м на дистанции 1500...2000 м. Ожидалось, что применение точечного старта при рассредоточении мест базирования значительно повысит живучесть дальней авиации в условиях внезапного нападения. Взлетная масса системы М-52К в этом случае доводилась до 271 000 кг. Для сокращения послепосадочного пробега предлагалось использовать аэрофинишер.
    В целях улучшения летных характеристик на дублере М-52Д ("50Д") было доработано крыло: увеличена площадь и введена крутка. На концевых двигателях были установлены дополнительные аэродинамические поверхности, увеличивавшие эффективное удлинение крыла. В результате проведенных мероприятий по улучшению аэродинамики качество самолета могло составить 5,66 при крейсерском полете с М = 1,7. Для улучшения взлетных характеристик и уменьшения дистанции разгона до сверхзвуковой скорости на М-52Д предполагалось установить двигатели РД16-17М тягой на форсированном режиме 20 000 кгс и расходом топлива на номинальном режиме 1,17 кг/(кгс*ч). Для удовлетворения жестких требований заказчика по обеспечению базирования самолета с аэродромов 1 класса взлетная масса самолета с двигателями РД16-17М была ограничена до 185 000 кгс. Радиус действия М-52Д при взлетной массе 185 000 кг с одной ракетой Х-22 без дозаправки топливом в полете составлял 3000 км. При полете на максимальную дальность после дозаправки топливом полетная масса самолета могла достигать 239 000 кг.
    Заводские испытания опытного М-50А должны были завершиться к середине 1961 г. Постройку М-52 должны были закончить в 1961 г., М-52Д - в середине 1962 г. Совместные испытания опытной системы планировалось провести в 1962 - 1963 гг. Одновременно был запланирован выпуск первой серии из десяти самолетов.
    Когда первый опытный самолет М-52 ("50В") был построен, он был перевезен на территорию ЛИиДБ. Ввиду отсутствия двигателей РД16-17, которые к этому времени еще не были доведены, летные испытания самолета не проводились. После закрытия ОКБ доводка и летные испытания М-50А были прерваны, работы по М-52 и постройка дублера прекращены.
    В 1962 г. В.М. Мясищев, будучи начальником ЦАГИ, предложил возобновить работы по М-52. В качестве силовой установки могли быть использованы двигатели ВД-7М или НК-6 с тягой по 22 000 кгс (в 1961 г. были изготовлены пять опытных ТРДД). Постройка, летные испытания и доводка самолета могли продлиться более трех лет. Значительная сроки и объем работ были неприемлемы, и предложение В.М. Мясищева не приняли.
    Самолеты М-50 и М-52 долгое время стояли на аэродроме ЛИиДБ. В 1968 г. М-50 перевезли в Монино, а М-52 в 1970-х гг. уничтожили.
    Наряду с работами по самолетам ЗМ, М-50 и их модификациям в ОКБ велось изучение возможностей создания перспективных стратегических носителей с более высокими ЛТХ. В процессе проектирования прорабатывались различные варианты компоновок нового самолета с четырьмя и шестью ТРД.
    31 мая 1958 г. вышло постановление Совета Министров СССР о создании стратегического комплекса М-56К в составе сверхзвукового носителя М-56 и крылатых ракет. М-56К предназначался для поражения ракетами Х-44 или Х-22 крупных промышленных центров вероятного противника. Самолет проектировался в двух вариантах: ударный М-56К и стратегический разведчик М-56Р. Ракета Х-44 с дальностью автономного полета 2500...3000 км разрабатывалась в ОКБ-256 под руководством П.В. Цыбина, Х-22 с дальностью 500 км - в ОКБ-155 под руководством М.И. Гуревича.
    М-56 был одним из наиболее перспективных проектов ОКБ-23. К самолету предъявлялись исключительно высокие требования: М-56 должен был успешно выполнять боевые задачи даже в условиях применения противником перспективных средств ПВО, включая зенитные ракеты. Требовалось обеспечить крейсерскую скорость полета 2700...3200 км/ч. Радиус действия системы М-56К должен был достигать 8000...9000 км, практический потолок -24 000...25 000 м.
    Схема самолета М-56 - "утка" с широким несущим фюзеляжем, по бокам которого устанавливались шесть двигателей: по три в двух пакетах, к которым крепились небольшие несущие поверхности и консоли двухкилевого вертикального оперения. Впервые предлагалось оригинальное решение балансировки: переднее горизонтальное оперение на дозвуковых скоростях освобождалось от жесткой связи с фюзеляжем и работало во флюгерном режиме, при переходе на сверхзвуковые скорости связь оперения и фюзеляжа восстанавливалась и осуществлялась автоматическая балансировка самолета без применения системы перекачки топлива.
    Первоначально на самолет предполагалось установить четыре двигателя НК-10, но в процессе проектирования в качестве силовой установки были выбраны шесть ТРД РД16-17М или РД17-117Ф. Расчетный радиус действия М-56 с размещением в грузовом отсеке крылатой или баллистической ракеты с дальностью пуска до 2000 км составлял 6000...7000 км при скорости полета 2700...3000 км/ч.
    Эскизное проектирование М-56К завершилось к середине 1960 г., был построен макет. Первый полет опытного самолета планировался на середину 1963 г. После объединения ОКБ-23 и ОКБ-52 главного конструктора В.Н. Челомея в соответствии с постановлением СМ СССР от 3 октября 1960 г. работы по М-56К и М-56Р были прекращены.
    В процессе работ по самолету "54" с треугольным крылом и четырьмя ТРД, установленными на пилонах под крылом, были проведены тщательные аэродинамические исследования с большим числом продувочных испытаний моделей на флаттер и воздействие динамических нагрузок.
    В 1958 - 1960 гг. коллективом ОКБ-23 совместно с НИИ ГВФ и другими научно-исследовательскими институтами впервые в нашей стране был разработан эскизный проект и проведено частичное макетирование сверхзвукового пассажирского самолета на 100... 140 человек.
    Самолет "53" рассчитывался на крейсерский бесфорсажный полет со скоростью 1800 км/ч на высоте 13 000...16 000 м. Дальность полета в перегрузочном варианте с полным запасом топлива и коммерческой нагрузкой 5000 кг составляла 6500 км. Максимальная коммерческая нагрузка 12 000 кг. Максимальная скорость полета 2000 км/ч. Самолет проектировался по схеме "утка" с крылом двойной стреловидности, стреловидным двухкилевым вертикальным и треугольным передним горизонтальным оперениями. Изучался также вариант с крылом оживальной формы в плане. Был проведен широкий спектр продувочных испытаний аэродинамических моделей.
    Опытный самолет планировалось построить в 1964 г. и передать его в опытную эксплуатацию ГВФ в 1965 г. Серийное производство должно было развернуться на заводе № 23, и до середины 1968 г. предполагалось выпустить 65 серийных машин. Коммерческая эксплуатация самолета ГВФ должна была начаться в 1966 г.
    В 1958 г. велись работы по нескольким проектам СПС "55", отличавшимся размерностью и летными характеристиками. Максимальная взлетная масса СПС "55В" достигала 245 000 кг. Силовая установка должна была состоять из шести ТРД ВК-15М. Максимальная пассажировместимость 100...120 человек. Рейсовая дальность полета со скоростью 2650 км/ч на высоте 18 000...22 000 м с коммерческой нагрузкой 5000 кг при 5 % запасе топлива могла составить 6500 км. Схема "55В" - "утка" с треугольным крылом малого удлинения, треугольными двухкилевым вертикальным и передним горизонтальным оперениями. Были выпущены аэродинамические модели и проведены их испытания, показавшие высокое аэродинамическое качество разработанной схемы.
    После закрытия ОКБ-23 работы по проектам пассажирских самолетов были прекращены, материалы исследований переданы в ОКБ А.Н. Туполева, которому в 1963 г. и было поручено создание СПС.
    В конце 1950-х гг. в ОКБ-23 было начато проектирование пилотируемого воздушно-космического самолета "48". Он представлял собой гиперзвуковой самолет, выводимый на орбиту ракетой Р-7 ОКБ-1 С.П. Королева. В декабре 1959 г. работы официально утвердили. Исследования по проекту "48" велись в тесном сотрудничестве со специалистами ОКБ-1 и НИИ-1 М.В. Келдыша. Ракетоплан многоразового применения стартовой массой около 3500 кг выводился на орбиту высотой до 500 км. Воздушно-космический самолет проектировался по схеме "бесхвостка" с несущим фюзеляжем и треугольным крылом. Его длина составляла около 10 м, размах крыла - 7,5 м. Масса оборудования составляла 600 кг, масса полезной нагрузки - 700 кг. При атмосферном спуске с орбиты с высоты 40 км возможность бокового маневра самолета составляла до 100 км, по дальности -до 200 км. При установке ТРД резервная дальность маневра увеличивалась на 100 км. Решался широкий круг вопросов, связанных с обеспечением теплозащиты и прочности конструкции. Впервые был предложен метод клееного плиточного теплозащитного покрытия. Стендовые испытания в выхлопной струе ТРД показали надежность такого покрытия. К концу 1960 г. предполагалось построить макет, а к середине 1962 г. - первый опытный ракетоплан.
    В планах перспективных работ ОКБ-23 были предусмотрены исследования по ЛА с ядерной силовой установкой. Работы велись в 1959 г. в сотрудничестве с Институтом ядерных реакторов и ОКБ А.М. Люлька. Стратегические бомбардировщики проектов "60" и "62" с ядерным ракетным двигателем (ЯРД) должны были обладать практически неограниченной дальностью полета.
    Проектировался околозвуковой гидросамолет "70" с взлетной массой 200 000 кг с межконтинентальной дальностью полета, предусматривалась его дозаправка топливом от подводных лодок. Он представлял собой летающую лодку с крылом большой стреловидности, двумя ТРД в хвостовой части фюзеляжа и двумя на пилонах над крылом.
    1 октября 1959 г. в состав ОКБ-23 было переведено ОКБ-256 главного конструктора П.В. Цыбина, в котором велись работы по созданию сверхзвукового самолета-разведчика Р-020. В ОКБ-23 были разработаны вопросы прочности конструкции самолета, в том числе вопросы прочности крыла малого удлинения и динамических нагрузок в плане обеспечения защиты от воздействия явлений флаттера. Была также разработана уникальная конструкция топливной системы самолета. Она должна была обеспечивать нормальную работу двигателя до высот 30...35 км и при воздействии различных по направлению перегрузок при эволюциях самолета на скоростях, превышающих в три-четыре раза скорость звука.
    В 1950-х гг. в ОКБ-23 проводился значительный объем исследований по многим перспективным направлениям развития авиационной техники: проходил испытания М-50, серийно производился ЗМ, строился опытный М-52, проектировались бомбардировщик М-56, СПС М-53, ракетоплан М-48. Тематика проектно-поисковых и опытно-конструкторских работ ОКБ включала в себя: стратегические самолеты; фронтовые сверхзвуковые разведчики; транспортные самолеты; ракетопланы - беспилотные и пилотируемые с ЖРД и ЯРД, а также крылатые и баллистические ракеты, ракеты-носители и аппараты связи с ИСЗ.
    Осенью 1960 г. было принято решение о переводе коллектива ОКБ-23 в качестве филиала №1 в ОКБ-52. В.Н. Челомея и назначении В.М. Мясищева начальником ЦАГИ. Все работы по авиационной тематике бывшего ОКБ-23 были прекращены. Серийное производство ЗМ было свернуто, летные испытания М-50 и НМ-1 прерваны, а опытных М-52 и Р-020 не проводились. (Впоследствии и сами самолеты были уничтожены.) Закрытие ОКБ-23 повлекло за собой также прекращение многих перспективных работ смежных организаций.

Рейтинг@Mail.ru Топ-100