Ту-160
Ту-160
Московский государственный авиационный институт
(Технический университет)
РЕФЕРАТ
Ту-160 Black Jack
Межконтинентальный стратегический многорежимный ракетоносец
Москва 2001.
Ту-160 («160», «К», «70») Black Jack
Межконтинентальный стратегический многорежимный ракетоносец
Начало работ над новым многорежимным стратегическим авиационным
носителем в СССР можно отнести к 1967 году, когда к работам над ним
приступили два отечественных авиационных ОКБ: ОКБ П.О.Сухого и только что
восстановленное ОКБ В.М.Мясищева. 28 ноября 1967 года вышло
правительственное постановление по новому самолету. От разработчиков
требовалось спроектировать и построить самолет-носитель, обладающий
исключительно высокими летными данными. Например, крейсерская скорость на
высоте 18000 м оговаривалась 3200-3500 км/ч, дальность полета на этом
режиме определялась в пределах 11000-13000 км, дальность полета в высотном
полете на дозвуковой скорости и у земли соответственно равнялась 16000-
18000 км и 11000-13000 км. Ударное вооружение оговаривалось сменным и
включало в себя ракеты воздушного базирования (4 х Х-45, 24 х Х-2000 и
др.), а также свободнопадающие и корректируемые бомбы различных типов и
назначения, суммарная масса боевой нагрузки достигала 45 тонн. К началу 70-
х годов оба ОКБ, основываясь на требованиях полученного задания и
предварительных ТТТ ВВС, подготовили свои проекты. Оба ОКБ предлагали
четырехдвигательные самолеты с крылом изменяемой стреловидности, но
совершенно разных схем - Т-4МС, М-18 и М-20.
В 1969 году ВВС сформулировали требования к перспективному
стратегическому многорежимному самолету. Разработку предполагалось вести на
конкурсной основе. Помимо ОКБ П.О.Сухого и ОКБ В.М. Мясищева, решено было
привлечь к работам ОКБ А.Н. Туполева.
До 1970 года ОКБ А.Н.Туполева присутствовало во всех этих перепитиях с
новым «стратегом» лишь как наблюдатель, исправно участвуя во всех
обсуждениях и заседаниях по теме. Загруженному текущей работой по большому
количеству самолетов (во второй половине 60-х годов ОКБ выпустило на
испытания Ту-154, Ту-144, Ту-22М, Ту-142) руководству ОКБ было не до новых
заказов, хотя тема явно вписывалась в традиционное генеральное направление
работ туполевцев. В 1970 году, оценив реальное положение дел и дальнейшие
перспективы с разработкой новой стратегической машины в СССР, взвесив свои
возможности и возможности своих конкурентов, ОКБ А.Н. Туполева приступило к
работам по новому проекту, основываясь на требованиях выдвинутых в 1967
году. Проектные работы велись в отделении «К» ОКБ под общим руководством
А.А. Туполева, в дальнейшем руководство было возложено на Главного
конструктора В.И.Близнюка, долгие годы до этого работавшего в команде
С.М.Егера, где он участвовал в проектировании системы «135»; затем была
работа в отделении «К», где ему пришлось работать над проектами первых
туполевских беспилотных сверхзвуковых ЛА (самолеты «121» и «123»), а затем
долгие годы работать по СПС-1 Ту-144. Большой вклад в работу над проектом
внес нынешний руководитель работ по Ту-144ЛЛ и СПС-2 Ту-244 А.Л.Пухов.
Новый проект ОКБ первоначально получает шифр «156», просуществовавший
не более одной недели. Вскоре условное обозначение по ОКБ меняется на «160»
(Ту-160) - самолет «К» или изделие «70». На начальном этапе проектирования
работы в ОКБ по теме шли практически в инициативном порядке без особой
огласки, и о них знал весьма ограниченный круг людей в самом ОКБ и в МАП.
На этом этапе у ОКБ были полностью развязаны руки в выборе возможной
аэродинамической схемы и конкретных компоновочных решений будущего
самолета. В ОКБ решили сделать ставку на использование огромного
уникального опыта, полученного при проектировании СПС, и попытаться на этой
базе создать стратегический многорежимный носитель, по своим техническим
решениям отличающийся от проектов Т-4МС, М-18 и М-20. Совокупность заданных
в постановлении 1967 года летных характеристик самолета-носителя ставило
перед ОКБ сложнейшую и во многом практически трудноосуществимую задачу. На
первом этапе решили принять за определяющие облик самолета характеристики
сверхзвуковой дальности полета и крейсерской скорости полета на этом
режиме. Следует отметить, что одновременно с началом проектирования Ту -160
в отделе «К» проводились исследования по поиску дальнейших путей развития
СПС-1 Ту-144, давшие старт работам по сверхзвуковому пассажирскому самолету
второго поколения СПС-2 Ту-244. Естественно, часть наработок по Ту-244
использовалась при выборе аэродинамической компоновки Ту-160. Таким
образом, на первом этапе выбор ОКБ остановился на модифицированной схеме
«бесхвостка», которая с успехом использовалась для проектов Ту-144 и Ту-
244. Наработки ОКБ по проекту Ту-244 позволяли надеяться на получение на
крейсерском сверхзвуковом режиме аэродинамического качества в пределах 7-9,
а на дозвуковом режиме до 15, что в сочетании с перспективными экономичными
двигателями давало реальную возможность приблизиться к заданным дальностям
полета (например, согласно материалам проекта Ту-244 1973 г. с ТРД,
имеющими на крейсерском сверхзвуковом режиме удельный расход топлива 1,23
кг/кгс час. обеспечивалась расчетная дальность на сверхзвуковом режиме
полета 8000 км). Схема «бесхвостка» в сочетании с силовой установкой
соответствующей мощности гарантировала наращивание скорости полета,
основные проблемы при этом связывались с применением новых конструкционных
материалов и технологий. способных обеспечить длительный полет в условиях
высоких температур. Стремясь снизить степень технического риска по новому
проекту, ОКБ решило все-таки, в отличие от своих конкурентов, ограничить
крейсерское число М нового «стратега» на уровне 2,3.
Что касается выбора варианта самолета с крылом изменяемой
стреловидности, то его выбор привносил множество преимуществ, но приводил к
увеличению массы и к значительному усложнению конструкции за счет введения
поворотного узла консолей крыла. Основным требованием, предъявляемым к
тяжелому многорежимному самолету, являлось обеспечение большой дальности
полета по сложному профилю с преодолением зоны ПВО на большой высоте со
сверхзвуковой скоростью или у земли с дозвуковой скоростью полета. При этом
основной полет к цели до зоны действия ПВО должен был выполняется на
оптимальных высотах с дозвуковой скоростью. К дополнительному требованию
можно отнести необходимость обеспечения эксплуатации самолета с ВПП
ограниченных размеров (аэродромы 1-го класса). Совмещение указанных свойств
в одном самолете представляло сложную техническую задачу. Достичь
компромиссного решения между дозвуковыми и сверхзвуковыми характеристиками
самолета можно было путем применения крыла изменяемой стреловидности, а
также использованием двигателей комбинированной схемы: одноконтурного на
сверхзвуке и двухконтурного на дозвуке (последнее, естественно,
распространяется и на самолеты с фиксированной стреловидностью крыла).
Сравнительные исследования, проведенные в ходе выбора оптимальной
конфигурации тяжелых многорежимных самолетов с крылом фиксированной
стреловидности и с крылом изменяемой стреловидности выявили следующие
основные преимущества и особенности использования такого крыла. При полете
с дозвуковой скоростью аэродинамическое качество самолета с крылом
изменяемой стреловидности примерно в 1,2-1,5 раза выше, чем у самолета с
фиксированной стреловидностью. При полете со сверхзвуковой скоростью
аэродинамическое качество самолета с крылом изменяемой стреловидности в
сложенном положении практически равно аэродинамическому качеству самолета с
крылом фиксированной стреловидности. Существенным недостатком крыла с
изменяемой стреловидностью является увеличение массы самолета вследствие
наличия шарнира и механизма поворота консолей крыла. Согласно проводившимся
расчетам, потеря массы на шарнирном узле, превышающая 4% взлетной массы,
полностью дискредитировала идею самолета с крылом изменяемой стреловидности
для тяжелого самолета. При использовании однотипных двигателей дальность
полета на дозвуковой скорости на средних высотах самолета с крылом
изменяемой стреловидности примерно на 30-35%, а на малой высоте на 10%
получалась выше, чем у самолета с крылом фиксированной стреловидности.
Дальности полета на сверхзвуковой скорости самолетов обеих конфигурации
получались приблизительно одинаковыми. Дальность полета на малой высоте
самолета с крылом изменяемой стреловидности получалась приблизительно на
15% больше, чем для самолета с крылом фиксированной стреловидности. Самолет
с крылом изменяемой стреловидности в сложенном положении более был
приспособлен для полетов на малых высотах за счет меньшей несущей
способности крыла по углу атаки и больших удельных нагрузках на него.
Взлетно-посадочные характеристики самолета с изменяемой стреловидностью
крыла были лучше. Как отмечалось выше, важным вопросом при создании тяжелых
сверхзвуковых стратегических самолетов является выбор максимального
значения скорости сверхзвукового полета. В ходе исследований проводилась
сравнительная оценка дальности полета самолета с крылом изменяемой
стреловидности, рассчитанного на полет с крейсерской сверхзвуковой
скоростью, соответствующей М=2,2 и М=3. Снижение скорости до М=2,2
позволяло значительно поднять дальность полета за счет меньших удельных
расходов топлива двигателей и большего значения аэродинамического качества.
Помимо этого, конструкция планера самолета, рассчитанного на М=3,
предполагала выполнение ее из титановых сплавов, что приводило к 15-20%
удорожанию самолета и к возникновению дополнительных проблем
технологического и эксплуатационного характера. Поэтому в ходе дальнейшего
развития концепции многорежимного сверхзвукового самолета удалось доказать
заказчику целесообразность снижения требований к максимальному значению
крейсерского числа М, хотя при этом пришлось пойти на уменьшение скорости
реакции стратегической системы.
Взвесив все за и против, в ОКБ начали готовить аванпроект самолета по
схеме «бесхвостки». С 1970 по 1972 годы подготовили несколько вариантов,
проходивших по ОКБ под шифрами Ту-160М (Л-1), (Л-2) и т.д. К 1972 году
аванпроект закончили и предоставили его ВВС. Одновременно ВВС приняло к
рассмотрению проекты ОКБ В.М.Мясищева и ОКБ П.О.Сухого. Все три проекта
представлялись в рамках конкурса, проводимого МАП в 1972 году с целью
получения наилучшего решения по перспективному стратегическому самолету.
Можно сказать, что все три проекта, разработанные в рамках конкурса МАП (Т-
4МС, Ту-160 «бесхвостка» и М-18) являлись как бы дополнением друг друга и
представляли три взгляда на одну проблему.
Результаты рассмотрения предложенных проектов ОКБ П.О.Сухого, ОКБ
В.М.Мясищева и ОКБ А.Н.Туполева, а также анализ работ в США по В-1 склонили
чашу весов в пользу мясищевского М-18, его поддержали ЦАГИ и НТС МАП.
Однако это ОКБ не располагало необходимой производственной базой и было
малочисленным для реализации такого сложного проекта. По решению
руководства МАП и других инстанций это задание передается для выполнения в
более мощное ОКБ А.Н. Туполева. Проект ОКБ П.О.Сухого Т-4МС сняли с
рассмотрения в основном из-за высокой степени технического риска и из-за
нежелания ВВС загружать это ОКБ сложной работой, которая наверняка оттянула
бы его конструкторские и производственные силы от столь важных для ВВС
проектов, как Т-6 (Су-24), Т-8 (Су-25) и Т-10 (Су-27) - проектами, над
которыми при поддержке ВВС в это время работали суховцы.
После всех этих событий, решивших дальнейшую судьбу отечественного
многорежимного самолета, ОКБ А.Н.Туполева приступило к проектированию
самолета Ту-160 с крылом изменяемой стреловидности. Варианты с
фиксированным крылом дальнейшего развития не получили. В том же 1972 году
ОКБ, ЦАГИ, другие организации и предприятия отечественного ВПК, а также и
научно-исследовательские институты ВВС приступили к выполнению широкой
программы по оптимизации схемы, параметров будущего самолета, его силовой
установки, выбору конструкционных материалов и разработке необходимых
технологий, выбору оптимальной структуры и взаимосвязи комплексов и систем
бортового оборудования и вооружения. Всего работами по Ту-160 в СССР, в той
или иной форме, занималось около 800 предприятий и организаций различного
профиля.
После выбора основной схемы самолета, силы ОКБ сконцентрировались на
отработке конкретных элементов самолета и комплекса. В качестве двигателей
для силовой установки первоначально остановились на НК-25, однотипных с
теми, что предназначались для Ту-22М3. По тяговым характеристикам двигатель
в основном удовлетворял разработчиков Ту-160, а вот удельные расходы
топлива необходимо было снижать, иначе межконтинентальной дальности
получить не удалось бы, даже при самой идеальной аэродинамике. Как
отмечалось выше, в это время ОКБ Н.Д.Кузнецова приступило к проектированию
нового двухконтурного трехвального ДТРДФ НК-32, который при той же взлетной
форсажной тяге 25000 кгс и бесфорсажной 13000 кгс должен был иметь удельный
расход топлива на дозвуковом режиме 0,72-0,73 кг/кгс ч и на сверхзвуке -
1,7 кг/кгс ч. Проект НК-32 имел в своей основе многие основные узлы
идентичные с НК-25, что в значительной степени гарантировало реальность
нового двигателя. Мясищевцы в своем проекте М-18 остановились на компоновке
двигателей и мотогондол, близкой к В-1. Несмотря на это, в ОКБ А.Н.Туполева
решили все-таки провести цикл работ по поиску оптимального варианта.
Совместно с ЦАГИ на 14 моделях провели большое количество продувок
различных вариантов компоновок силовой установки на самолете. Подходы были
самые неожиданные. Например, в проработке находились: четырехдвигательный
вариант со спаренными в вертикальной плоскости двигателями в мотогондолах с
горизонтальным клином, трехдвигательный вариант с осесимметричными
воздухозаборниками, несколько вариантов со спаренными мотогондолами по типу
примененных на Ту-22М3 и т.д. Окончательно выбрали вариант спаренной
подкрыльевой установки двигателей с двухмерными, многорежимными
подкрыльевыми воздухозаборниками с вертикальным клином. Аналогичные
воздухозаборники прошли всестороннюю летную проверку на Ту-144. Однако в
отличие от Ту-144, процесс проектирования двигателя, мотогондол,
воздухозаборников и выбор размещения их на Ту-160 рассматривался и
самолетчиками, и двигателистами взаимосвязно, что позволило уйти от многих
недостатков присущих силовой установке Ту-144.
Как и для предварительных проектов «бесхвосток», для окончательного
варианта компоновки планера выбрали «интегральную» схему, объединявшую
наплывную переднюю часть крыла и фюзеляж в единый агрегат. Все это
сочеталось с поворотными консолями крыла с углами поворота от 20 до 65
градусов и хвостовым оперением нормальной схемы с дифференциально
отклоняемым стабилизатором и килем с верхней управляемой частью. Для
повышения аэродинамического качества самолета при различных положениях
консолей в ОКБ разработали систему специальных подвижных шторок, а
впоследствии в серии внедрили поворотный гребень, позволивший
оптимизировать аэродинамику участка сочленения поворотной части крыла с его
неподвижной частью. Для оценки совершенства принятых аэродинамических
решений совместно с ЦАГИ был выполнен большой объем продувок на 11
специально подготовленных моделях самолета. Продувки показали, что удалось
получить максимальное аэродинамическое качество на крейсерском дозвуковом
режиме полета в пределах 18,5-19, а на сверхзвуке более 6,0.
Вопросы, связанные с общей компоновкой самолета, решались в неразрывной
связи с проблемами конструктивными и технологическими. Основные нагрузки
воспринимала центральная фюзеляжеобразующая цельносварная титановая балка,
вокруг нее группировались все остальные элементы планера. Оригинальная
технология изготовления столь большого конструктивного элемента, как
титановая балка, основывалась на процессе электронно-лучевой сварки в
нейтральной среде, которая до настоящего времени относится к уникальным
технологиям и по праву может считаться национальным приоритетом страны.
Поворотные части крыла, узлы поворота и привода по своей схеме и
техническим решениям в общем повторяли принятые для Ту-22М, однако
значительное увеличение размеров и нагрузок на них потребовало существенных
доработок конструкции и увеличения мощности приводов. При выборе схемы
хвостового оперения рассматривались варианты с цельноповоротным
стабилизатором, расположенным на вершине киля, и киль с нормальным рулем
поворота, среднее расположение стабилизатора с разделением руля поворота на
две секции, в окончательном варианте приняли оригинальную схему с
двухсекционным килем, состоявшим из нижней неподвижной части, к которой
крепился цельноповоротный стабилизатор, и верхней подвижной части киля.
Подобное решение позволило в условиях ограниченных объемов разместить
мощные рулевые электрогидроусилители и шарнирные привода отклоняемых
плоскостей хвостового оперения.
Достаточно долго решался вопрос со схемой расположения грузоотсеков в
фюзеляже. Первоначально в качестве варианта рассматривалось расположение
двух грузоотсеков в центральной части фюзеляжа рядом, что давало
минимальный разброс центровок при сбросе боевых грузов, но одновременно
увеличивало мидель фюзеляжа и добавляло сложностей с проектированием
оптимальных мотогондол. В дальнейшем от спаренных грузоотсеков отказались и
перешли к двум расположенным друг за другом по длине фюзеляжа отсекам.
Самолет предполагалось строить с широким использованием современных
материалов: 38% конструкции выполнялось из титановых сплавов, 58% - из
алюминиевых, 15% - из высококачественных стальных сплавов и 3% - из
композиционных материалов.
При построении системы управления самолетом впервые в отечественной
практике создания тяжелых самолетов была использована электродистанционная
система (ЭДСУ) передачи информации на привода органов управления с
использованием строевой ручки летчиков.
Страницы: 1, 2, 3, 4
|