Реферат: Ту-160

Реферат: Ту-160

Московский государственный авиационный институт

(Технический университет)

РЕФЕРАТ

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.

Совместно с Государственным научно-исследовательским институтом авиационных

систем и другими организациями ОКБ вело поиск наиболее эффективной системы

ракетного вооружения. Помимо сверхзвуковых маловысотных ракет предлагалось

создать для самолетов подобного класса дозвуковые маловысотные крылатые ракеты

с корреляционной системой навигации по рельефу местности. На основании этих

работ совместно с МКБ «Радуга» были подготовлены технические предложения

по крылатой ракете в нормальном и стратегическом вариантах с обычной и ядерной

боевыми частями для поражения слабоконтрастных наземных и морских целей (

Х-55 и Х-55СМ). Руководством МАП и ВВС принимается решение стратегическим

вариантом ракеты не заниматься. Это положение сохранялось до 1976 года, когда

стало ясно, что США усиленно разрабатывают ракету такого же назначения

(ALCM-B), и работы по Х-55СМ продолжились. Исходя из предпосылки о

неопределенности геополитической и военной ситуации в будущем (что стало

жесткой реальностью для России в 90-е годы), вопрос о системе вооружения Ту-160

предполагалось решать с учетом его многофункциональности. Планировалось

вооружать самолет сверхдальними ракетами, дальними, средней дальности,

управляемым и неуправляемым оружием ближнего действия, а также иметь ракетную

огневую оборону. Приоритет отдавался оружию, обеспечивающему поражение целей, в

том числе и слабоконтрастных, без входа в ПВО вероятного противника и

размещаемому во внутренних отсеках самолета. Бортовой комплекс оборудования

должен был обеспечивать навигацию и применение широкой номенклатуры бортового

вооружения. По системе обороны Ту-160 ВВС первоначально традиционно настаивали

на оснащении самолета кормовой стрелково-пушечной установкой (многоствольная

пушка ГШ-6-30), ОКБ удалось убедить военных отказаться от этого требования и за

счет экономии массы и свободных внутренних объемов усилить бортовую систему

РЭП, кроме того, для организации коллективного РЭП предлагалось на базе Ту-160

выпускать самолеты-постановщики Ту-160ПП. Сложная и многофункциональная

конфигурация системы управления бортовым вооружением потребовала широкого

привлечения методов и технологий современной вычислительной техники.

В системе управления вооружением закладывались возможности перехода на

мультиплексные каналы связи в федеративно-централизованной структуре комплекса

и на постановке на борт самолета современного цифрового радиоэлектронного

оборудования. В структуре бортового комплекса появилась отдельная система

управления ракетным оружием (СУРО) - дань новому поколению ракет, требующему

подготовки и перекачки с борта самолета большого количества информации.

Одновременно решалась задача создания наземной системы подготовки полетной

информации. Вся эта работа шла в тесном сотрудничестве разработчиков системы

вооружения и комплекса с ОКБ (от ОКБ А.Н.Туполева этими проблемами занимался

Л.Н.Базенков).

После проработки основных системных и компоновочно-конструктивных вопросов,

согласования их заказчиком и смежниками, открывалась зеленая улица для

постройки Ту-160. Двумя Постановлениями Совета Министров СССР от 26 июня 1974

года и от 19 декабря 1975 года (№ 1040-348) задается создание стратегического

многоцелевого самолета Ту-160 в варианте ракетоносца-бомбардировщика с ДТРДФ

НК-32. Практическая дальность полета с боевой нагрузкой 9000 кг (2 х X-45) на

дозвуковом крейсерском режиме полета оговаривалась 14000-16000 км; дальность

полета по комбинированному профилю, включая участок пути 2000 км на малой

высоте (50-200 м) или при полете на сверхзвуке -12000- 13000 км; максимальная

скорость на высоте -2300-2500 км/ч; максимальная скорость при полете на малой

высоте - 1000 км/ ч; практический потолок - 18000-20000 м; масса боевой

нагрузки: нормальная -9000 кг; максимальная - 40000 кг; ракетное вооружение

должно было обеспечивать применение следующих комбинаций 2 Х-45М или 24

Х-15, или 10-12 Х-55, или 10-12 Х-15М; бомбардировочное вооружение должно

Страницы: 1, 2, 3