t4

ОКБ им. Сухого Т-4 Сотка
Сверхзвуковой ударный ракетоносец

В 1961 году был объявлен конкурс на создание ударного ракетоносца для уничтожения авианосных кораблей противника. В конкурсе участвовали три конструкторских бюро: А.Н. Туполева, А.С. Яковлева и П.0. Сухого. Научно-техническим советом, в состав которого входили ведущие специалисты многих министерств и ведомств, лучшим был признан и рекомендован к дальнейшей проработке проект самолета Т-4 (более известного как “сотка”), представленный ОКБ П.0. Сухого.

Вскоре началось его эскизное проектирование. Параллельно проводились первые продувки моделей в аэродинамических трубах ЦАГИ (Центральный аэрогидродинамический институт).

В апреле 1963 года был завершен предварительный эскизный проект самолета Т-4, который затем рассмотрела комиссия ВВС. А в декабре 1963 года ЦК КПСС и Совет Министров СССР приняли решение о продолжении работ над проектом самолета. Приказом министра авиационной промышленности для совместной деятельности с ОКБ П.0. Сухого были привлечены отраслевые научно-исследовательские организации. В первом квартале 1964 года окончательный эскизный проект самолета был рассмотрен и одобрен комиссией ВВС и Государственным комитетом по авиационной технике.

Для обеспечения постройки и стендовых испытаний опытных экземпляров Т-4 к работе подключается Тушинский машиностроительный завод (ТМЗ) под техническим руководством ОКБ П.О.Сухого. Параллельно проводятся исследования аэродинамической компоновки будущего самолета, а также отработка его различных систем совместно с научно-исследовательскими институтами авиационной промышленности. В конструкторском бюро проектируются отсеки, агрегаты, лабораторные стенды систем “сотки”.

В 1964 году специально к показу “высоким” чиновникам строится первый полномасштабный деревянный макет с воздухозаборником — так называемым обратным клином.

Большой вклад а поиск наиболее оптимального облика самолета Т-4 внес проектный отдел ОКБ П.0. Сухого. В результате в августе 1965 года найдена новая, окончательная компоновка ракетоносца, которая прошла утверждение ЦАГИ и ЦИАМом (Центральный институт авиационного моторостроения) и принята как основная к дальнейшей работе по теме.

В это же время проводилась проверка аэродинамики “сотки” на летающих лабораториях, созданных на базе самолета Су-9, имевших обозначение — “100Л”.

Вовсю также готовились чертежи отсеков крыла и фюзеляжа, предназначенных для статических и динамических испытаний. Одновременно согласовывается с разработчиками и получает утверждение МАП (Министерство авиационной промышленности) график создания комплекса Т-4.

Уже в начале 1966 года готов эскизный проект самолета с учетом замечаний ВВС.

В этом же году вышло постановление о продолжении работ и постройке трех опытных самолетов совместно с ТМЗ. ОКБ, закончив предварительное проектирование самолета, сразу же приступило к выпуску рабочих чертежей. Одновременно начато строительство второго полноразмерного макета будущей машины; оно завершено в начале 1967 года. На ТМЗ и в ОКБ П.0. Сухого готовят стенды для испытаний агрегатов и элементов конструкции. А ЦАГИ совместно с ЛИИ (Летно-исследовательский институт) проводят испытания крыла нового самолета с острой передней кромкой на летающей лаборатории “100Л”.

В 1967 году во время летных испытаний различных систем самолета впервые использовались летающие лаборатории (ЛЛ), созданные на базе самолетов Су-7У и Ту-22: на них отрабатывались системы автоматического управления и РЛС. Продолжались также испытательные полеты на ЛЛ “100Л-1” и “100Л-2”, на которых было выполнено соответственно 20 и 15 полетов.

В 1968 году закончен выпуск чертежей на самолеты “101”и“100С” (индекс “С” присваивался самолетам, предназначенным для прочностных статических испытаний). Параллельно запушены в производство чертежи опытного самолета “102”, с усовершенствованной конструкцией вертикального оперения, консолей крыла и гондол — с целью уменьшения трудоемкости их изготовления.

К началу 1969 года на ТМЗ уже велась сборка планеров самолетов “101” и “100 С”, шло изготовление частей конструкции опытного самолета “102”.

В этот период проводилась большая работа по исследованию новых материалов для самолета. В частности, изучались вопросы свариваемости титановых сплавов ВТ-21 и ВТ-22 в сочетании с ВТ-20 и ОТ-4, вибропрочности и надежности сварных трубопроводов высокого давления из титановых сплавов. Усовершенствовались технологии сварки сплавов ВИЛ-3 и ВИС-2, получения и применения радиопрозрачного материала для обтекателя РЛС, а также герметиков и высокотемпературной резины.

На Тушинском машиностроительном заводе в 1970 году построены планеры самолетов “101” “100 С”. Окончательная сборка “сто первой” машины осуществлялась в ОКБ П.0. Сухого, а статические испытания самолета — в ЦАГИ. В ЛИИ на летающих лабораториях Ту-16 и “100ЛДУ” доводились система автоматического управления двигателем (АСДУ-3 ОА) и сам двигатель РД-36-41.

К этому моменту скомплектован наземный экипаж для летных испытаний и начато его обучение.

В декабре 1971 года, после перебазирования самолета “101 ” в г. Жуковский на летно-испытательную станцию (ЛИС), в ОКБ П.0. Сухого начался монтаж самолета “102”. На ТМЗ, & свою очередь, приступили к изготовлению агрегатов уже третьей и четвертой опытных машин. Самолет “ 103” должен был иметь более легкий и технологичный в производстве киль.

До июня 1972 года на ЛИС продолжалась доработка самолета “101”. После чего выполнили 8 рулежек, два прерванных взлета и один подлет. Рулежки проводились с целью оценки качества управления самолетом по курсу в процессе выруливания и на скорости от 20 до 290 км/ч.

22 августа 1972 года состоялся первый полет опытного ударного ракетоносца Т-4, который впервые в практике отечественного и мирового самолетостроения проводился с применением системы электродистанционного управления полетом и автомата тяги.

С этой даты начался первый этап летных испытаний самолета Т-4, который успешно завершился в июле 1973 года. Всего за это время было выполнено 9 полетов, по результатам которых была произведена оценка устойчивости самолета, систем выпуска-уборки шасси и торможения самолета в полете, работы силовой установки. Была достигнута скорость 1,3 М на высоте 10 000 м и максимальная высота 12000 м.

Полеты позволили выявить и некоторые недостатки (в частности, в гидросистеме и системе управления двигателями), которые предполагалось устранить после окончания первого этапа. Но работы по самолету “101” постепенно начали “сворачиваться”. “Сверху” в отношении к самолету повеяло холодом. Тем не менее 22 января 1974 года “101-я” машина совершила свой десятый полет.

На этом программа создания современнейшего самолета Т-4 оказалась прерванной из-за резко отрицательного отношения к ней руководства страны и МАП. Судьба “сотки” была предрешена...

Техническое описание самолета

Самолет Т-4 был выполнен по аэродинамической схеме “бесхвостка” с передним горизонтальным оперением. Фюзеляж самолета большого удлинения имел отклоняющуюся носовую часть, позволяющую улучшить обзор из кабины летчика на дозвуковых режимах полета, при заправке топливом в полете и на режимах взлета и посадки.

В верхней части кабинного отсека тандемно размещались кресла летчика и штурмана, органы управления самолетом, двигателями и приборы прицельного и навигационно-пилотажного оборудования. Каждое место оборудовалось откидным люком для аварийного покидания самолета и посадки экипажа.

В подкабинных отсеках находились агрегаты системы жизнеобеспечения и узлы подвески отклоняемой носовой части фюзеляжа.

Радиоэлектронное оборудование (РЭО) самолета в основном размещалось в закабинном отсеке. Для обеспечения работоспособности радиоэлектронного оборудования в длительном сверхзвуковом полете приборный отсек, был герметичным, с теплоизоляционным покрытием изнутри. Там находились блоки станции активных помех, инфракрасного пеленгатора, радиолокационной станции, самолетного ответчика, бортовой цифровой вычислительной станции, аппаратуры управления ракетами, систем радиотехнической разведки, госопознавания, связи, астроинерциальной,ближней и дальней навигации и т.д.

Три топливных отсека располагались за отсеком РЭО. Над ними в горгроте были проложены коммуникационные линии самолетных систем. В хвостовой части фюзеляжа размещалась четырехкупольная парашютно-тормозная установка. Под фюзеляжем и центропланом крыла отведено место для гондолы с четырьмя пакетио расположенными двигателями.

Носок передней части гондолы имел вид вертикального клина, на котором слева и справа устанавливались регулируемые створки многосотового воздухозаборника и сам воздухозаборник. В носке гондолы находилась ниша передней опоры шасси. В центральной зоне гондолы между воздушными каналами находился расходный топливный бак, а по ее левому и правому бортам — ниши главных опор шасси. В хвостовой части гондолы размещался пакет двигателей, отделенных друг от друга противопожарными перегородками.

Крыло самолета, имевшее треугольную в плане форму с изломом по передней кромке, конструктивно и технологически делилось на центроплан и консоли крыла. Профиль крыла — симметричный с относительной толщиной 2,7%.

Центральная часть крыла представляла собой многобалочную конструкцию с часто расположенным поперечным набором (нервюрами) и панелями обшивки, подкрепленными стрингерами. Она, в свою очередь, состояла из 2 частей — герметичной передней, где располагался топливный бак, и негерметичной задней.

Каждая консоль крыла — сварной конструкции, элементы которой изготавливались из титановых сплавов.

Вертикальное оперение самолета имело трапециевидную форму в плане с углом стреловидности по передней кромке 51 градус. В его состав входили киль и руль направления, разделявшийся по высоте на две части.

Переднее горизонтальное оперение (ПГО) трапециевидной формы в плане, со стреловидностью по передней кромке 55 градусов, было выполнено цельноповоротным и состояло из взаимозаменяемых правой и левой консолей.

Шасси самолета — трехопорной схемы, с носовым колесом. Основные опоры снабжались двухосными тележками с четырьмя спаренными колесами. Передняя опора шасси имела рычажно-подвешенные колеса со стартовыми тормозами. Самолет оборудовался двумя системами управления: электро-гидравлической (СДУ) и резервной механической. При необходимости переключение систем производилось одновременно в продольном, поперечном каналах, а также в канале руля направления. СДУ являлась основной системой управления самопетом, обеспечивавшей необходимые характеристики устойчивости и управляемости. Четырехкратное дублирование дистанционной системы гарантировало ее надежную работу без ухудшения характеристик при двух последовательных отказах любого типа.

Механическая система — обычного типа. В каждом ее канале устанавливался автомат натяжения тросов и механизм переключения систем. Одноименные каналы СДУ и механической системы имели общие загрузочные устройства и механизмы триммерного эффекта.

На самолете применена пакетная схема силовой установки с четырьмя одновальными турбореактивными двигателями РД-36-41 и двумя каналами воздухозаборника, каждый из которых питал два двигателя. Эти моторы отличали развитая механизации компрессора в виде регулируемых передних и задних направляющих аппаратов, охлаждаемые рабочие лопатки турбины, форсажная камера и регулируемое сверхзвуковое сопло. Впервые в практике отечественного авиадвигателестроения на двигателях РД-36-41 нашли применение системы: розжига форсажной камеры путем вспрыска топлива через турбину (“огневая дорожка”); аварийного слива с использованием форсажного насоса двигателя для подачи сливаемого топлива на срез сопла, а также автоматического дистанционного управления двигателями.

В состав вооружения самолета планировалось включить управляемые ракеты класса “воздух — поверхность” — Х-45, неуправляемое бомбардировочное вооружение, а также контейнеры с разведывательным оборудованием и индивидуально-групповой защиты комплекса обороны.

Вооружение, подвесные топливные баки и контейнеры планировалось установить на пяти внешних точках подвески: трех под мотогондолой и двух под консолями крыла.

Самолет Т-4, построенный по последнему слову науки и техники того времени, и сегодня мало в чем уступил бы своим младшим братьям. Однако был неоправданно забыт, и увидеть его теперь можно только на открытой площадке Монинского музея авиации.

Тактико-технические характеристики самолета:

Размах крыльев - 22,0 м
Длина - 44,0 м
Высота - 11,2 м
Площадь крыла - 295,7 кв.м
Масса, кг
- пустого самолета - 55600
- нормальная взлетная - 114000 кг
- максимальная взлетная - 135000 кг
Тип двигателя - 4 х РД36-41
Тяга - 4 х 16000 кгс
Максимальная скорость - 3200 км/ч
Крейсерская скорость - 3000 км/ч
Дальность полета - 7000 км
Разбег - 950-1050 м
Пробег - 800-900 м
Практический потолок - 18000 м
Экипаж - 2 чел

Вооружение: 2 стратегические ракеты "воздух-поверхность".