Многорежимный ударный самолет ОКБ В.М. Мясищева М-18
Разработка проекта самолета М-18 выполнялась согласно планам исследований по прогнозированию перспектив развития комплексов стратегической, дальней авиации и авиации ВМФ на 1976-85 гг, утвержденным заместителем министра авиационной промышленности и главнокомандующим ВВС в 1972 г. При разработке использовались результаты исследований, экспериментальных работ и предварительного проектирования по стратегическому многоцелевому самолету М-20, выполненных согласно Постановлению ЦК КПСС и СМ СССР от 28.11.1967 г.
В течение 1971-1973 гг. были проведены проектные изыскания и расчеты, направленные на уточнение концепции и состава многоцелевого комплекса, а также на улучшение летно-технических характеристик самолета. В частности, была уменьшена взлетная масса самолета с 230 т до 210 т, для обеспечения возможности базирования самолета на аэродромах I класса с бетонным покрытием. Были также расширены функции автоматической бортовой системы управления.
Таблица 8.
Технические характеристики
Параметры Характеристики
Максимальная взлетная масса, т 210
Нормальная взлетная масса, т 175
Практическая дальность полета на сверхзвуке, км 12000
Практическая дальность полета на скорости 850 км/ч 16000
Максимальная скорость полета, км/ч 3200
Высота полета над целью, км 18-24
Длина разбега при взлете, м н.д.
Удельная нагрузка на крыло, кгс/м2 660
Площадь крыла, м2 318
Тяговооруженность взлетная 0,48
Двигатели, количество/тип 4 х ТРДЦФ К102
Тяга двигателей (форсажная), кгс 4 x 25000
Число членов экипажа, чел. 3-4
Также как и при создании аванпроекта самолета М-20, главное внимание разработчиков было направлено на выполнение основных требований, определяющих военную полезность и выживаемость стратегической авиации в условиях войны. Именно эти требования и обусловили принятие весьма важных ограничений, отразившихся на выборе схемы, общей размерности, параметров компоновки, режимов полета при преодолении ПВО, снижения эффективной поверхности рассеяния и теплового излучения самолета, его энергетики и взлетной массы.
На основании всестороннего изучения проблемы преодоления ПВО вероятного противника был сделан вывод, что первый М-18 должен обладать такими высотно-скоростными характеристиками, которые несколько превышали бы возможности системы ПВО западных стран, с тем, чтобы вынудить их вкладывать крупные средства в ее развитие.
Таким образом самолет стратегического авиационного комплекса М-18 должен был обладать возможностью летать со скоростью, соответствующей М=2,7-3,0 на высотах 18-24 км в зонах с сильной системой ПВО.
В результате проектных изысканий, для самолета М-18 была выбрана аэродинамическая схема с изменяемой стреловидностью крыла и небольшой удельной нагрузкой на крыло.
На основе ударного самолета предполагалось создание модификаций: разведывательного, самолета обеспечения и противолодочного.
Материал из отчета о проведении первого этапа заводских летных испытаний самолета Т-4
Рулежки самолета
В процессе испытаний самолета "101" было выполнено восемь рулежек, два прерванных взлета и один подлет.
Рулежки проводились с целью оценки качества управления самолетом по курсу в процессе выруливания и руления ни скорости от 20 км/ч до 290 км/ч, качественной оценки управления по тангажу при подъеме носа на угол тангажа до 9о и удержания этого угла, а также оценки эффективности тормозной системы и тормозного парашюта.
Управление самолетом по курсу осуществлялось посредством:
-торможения основных колес, переднее колесо находилось в режиме самоориентирования;
- поворота переднего колеса от системы управления стойкой в режиме работы "Взлет-посадка" и "Рулежка".
Оценка качества управления самолетом проводилась при включенной системе дистанционного или механического управления.
В процессе испытаний из выполненных 8 рулежек, 4 рулежки были скоростными, с разгоном до скорости 260-290 км/ч с отрывом переднего колеса. Скоростные рулежки выполнялись при управлении самолетом посредством системы дистанционного управления с включенными демпферами, при работе внутренних двигателей на максимальном форсажном режиме, а внешних - на максимальном бесфорсажном режиме.
"Нос" самолета поднимался плавным взятием ручки на себя при скорости 200-220 км/ч, на угол 10°(до угла тангажа 9°) и удерживался на этом угле до 5°. После этого двигатели дросселировались до малого газа, выпускался тормозной парашют и производилось торможение самолета.
Читать дальше