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.

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 было обеспечивать

применение обычных и ядерных свободнопадающих бомб, корректируемых авиабомб

с лазерной и телевизионно-командными системами наведения.

В 1976-1977 гг. были подготовлены эскизный проект и полноразмерный

макет самолета. В том же 1977 году макет и эскизный проект одобряются

заказчиком. Согласно эскизного проекта, взлетная масса Ту-160 определялась

в 260 тонн, масса снаряженного самолета - 103000 кг, масса топлива - 148000

кг, при нормальной боевой нагрузке 9000 кг. Самолет получался несколько

более крупным, чем его американский аналог В-1А. По составу вооружения в

Страницы: 1, 2, 3