История конструкций самолетов в СССР 1951-1965 гг.

Стратегически бомбардировщик М-4

24 марта 1951 г. вышло постановление Совета Министров СССР, а 26 марта 1951 г. - приказ МАП об организации ОКБ-23 на базе завода # 23 в Филях (г. Москва) в целях создания скоростных дальних бомбардировщиков. Главным конструктором нового ОКБ был назначен В.М. Мясищев, штат формировался за счет бывших сотрудников завода # 482, привлечения новых специалистов из различных ОКБ, приема выпускников МАИ, ХАИ и других авиационных институтов. На аэродроме ЛИИ в подмосковном городе Жуковский организовывалась летно-испытательная и доводочная база (ЛИиДБ).

С первого же дня существования ОКБ коллектив с энтузиазмом взялся за создание самолета, не имевшего аналогов в практике отечественного самолетостроения, значительно превосходящего по размерам, массе и летным характеристикам все ранее построенные в стране тяжелые самолеты. Работа началась с формирования общего вида самолета. В течение четырех месяцев разработки эскизного проекта был проведен значительный объем проектных исследований и выпущено большое число моделей различных компоновок будущего самолета для испытаний в ЦАГИ. Окончательная компоновка и основные летно-технические характеристики самолета были утверждены В.М. Мясищевым.

Для достижения расчетных летно-технических характеристик требовалось создать самолет с высоким значением аэродинамического качества и легкой, способной выдерживать большие полетные нагрузки конструкцией. Была разработана уникальная конструкция гибкого стреловидного крыла большого удлинения, при относительно малой массе, способная воспринимать значительные эксплуатационные нагрузки.

Двигатели размещались в развитых корневых частях крыла. Это делало крыло аэродинамически чистым, обладающим высокими несущими способностями, а расположение двигателей за силовым кессоном и на расстоянии от фюзеляжа облегчало при необходимости их замену. Воздушные каналы проектировались с учетом возможности установки в будущем более мощных двигателей с большим расходом воздуха. Сопла двигателей были повернуты во внешнюю сторону от самолета, что способствовало отводу выхлопных газов от поверхности фюзеляжа и оперения.

После изучения нескольких вариантов шасси: трехопорного, многоопорного, велосипедного - было выбрано велосипедное шасси. Оно имело простую и прочную конструкцию при наименьшей массе. Полностью убираемое в фюзеляж, оно не требовало дополнительных гондол, нарушающих чистоту аэродинамики крыла.

Впервые в СССР на тяжелом самолете для снижения нагрузок на органах управления от рулевых поверхностей система управления выполнялась по необратимой бустерной схеме. Также впервые в практике отечественного самолетостроения была разработана автоматизированная система программной выработки топлива для обеспечения центровки самолета.

Структура нового ОКБ претерпевала изменения и совершенствовалась в процессе развертывания работ по самолету. В руководство ОКБ в 1951-1960 гг. входили: Г.Н. Назаров, В.М. Барышев, Н.М. Гловацкий, М.Н. Петров, Л.Л. Селяков, К.В. Рогов, Я.Б. Нодельман, Л.М. Роднянский, Е.С. Фельснер, Б.Г. Легаев, Б.А. Стопачинский, И.П. Сорокин, В.И. Левицкий.

Одновременно с ходом проектно-конструкторских работ проводился широкий спектр лабораторно-стендовых и летных проверок конструкций до начала летных испытаний первого опытного самолета. Для отработки кинематики шасси был построен натурный стенд. На стенде силовой установки с натурным двигателем АМ-3 были смонтированы топливная и масляная системы, система запуска и управления двигателем, а также испытательное приборно-измерительное оборудование. Воздухозаборники двигателей испытывались в реальной компоновке крыла для исключения вредного взаимовлияния на этапах запуска, останова и рабочих режимов. Также отрабатывались на специальном стенде системы и агрегаты шасси. Для прочностных испытаний в ЦАГИ был изготовлен опытный экземпляр узла стыка крыла с фюзеляжем - ИМ. Он представлял собой отсек фюзеляжа с центропланом и корневыми частями крыла. Всесторонние испытания ИМ показали соответствие его прочностных характеристик расчетным нагрузкам. Эти упреждающие общее проектирование самолета разработка и испытание части конструкции позволили также получить надежные исходные данные для конструирования динамически подобных моделей самолета, заранее провести экспериментальные и теоретические исследования по флаттеру и динамическим нагрузкам. В результате были подтверждены высокие противофлаттерные свойства стреловидного крыла самолета.

Были разработаны методики и впервые проведены расчетные исследования динамических нагрузок упругого крыла самолета при взлете, действии порывов ветра в полете и при посадке.

Преобладающая часть экспериментальных работ и работ, связанных с производством, выполнялась в цехах завода # 23. Там же изготавливались модели, макеты и опытные образцы.

Для летных испытаний системы необратимого бустерного управления, впервые в СССР установленной на тяжелом самолете, уточнения параметров велосипедного шасси и отработки взлета самолета с таким типом шасси, изучения характеристик силовой установки была построена серия летающих лабораторий.

30 ноября 1951 г. Государственная макетная комиссия утвердила проектные материалы и макет самолета М, который должен был стать первым в СССР реактивным стратегическим бомбардировщиком. Рабочее проектирование самолета завершилось к 1 апреля 1952 г. 15 мая 1952 г. началась сборка первого опытного самолета.


М-4 (М, "25") - дальний скоростной бомбардировщик. Согласно постановлению Совета Министров СССР новый самолет должен иметь четыре ТРД АЛ-5 тягой по 5000 кгс или АМ-3 по 8000 кгс, его скорость должна составлять 850... 900 км/ч, а дальность с бомбовой нагрузкой (в том числе ядерной) калибром до 9000 кг - до 12 000 км.

Так как двигатели АЛ-5 не обеспечивали выполнения всех заданных характеристик, они были заменены на АМ-3А. АМ-3А - первый отечественный серийный ТРД большой тяги. Проектирование двигателя началось в 1949 г., государственные испытания завершились в 1952 г., серийное производство было развернуто на московском авиамоторостроительном заводе # 300 (главный конструктор А.А. Микулин). Для своего времени это был самый мощный ТРД в мире. При максимальной тяге 8700 кгс удельный расход топлива составлял 1,0 кг/(кгс*ч). Несмотря на относительно малый начальный ресурс (100 ч) надежность АМ-3А была на порядок выше, чем у ТВД аналогичного класса - НК-12.

Экипаж самолета: левый летчик-командир, правый летчик, бортинженер, штурман-бомбардир, оператор прицела РБП-4 - стрелок, стрелок-радист, кормовой стрелок. Экипаж размещался в двух гермокабинах: передней и кормовой. В кормовой кабине находился стрелок кормовой пушечной установки, в передней - все остальные члены экипажа.

Рабочие места членов экипажа имели броневую защиту. Кресла всех членов экипажа (собственной разработки ОКБ-23) - катапультируемые вниз через люки в нижней части кабины. Все члены экипажа имели надежные средства спасения при необходимости покидания самолета как над сушей, так и над морем.

Планер самолета представлял собой цельнометаллический моноплан со среднерасположенным стреловидным крылом, однокилевым стреловидным оперением и убирающимся шасси велосипедной схемы.

Фюзеляж самолета - полумонокок круглого поперечного сечения с максимальным диаметром 3,5 м и длиной 45,6 м. Форма центральной части фюзеляжа - цилиндрическая, переходящая в коническую в хвостовой части и обтекаемую - в носовой части. По длине фюзеляж имел три технологических разъема, которые делили его на четыре части: носовую (переднюю герметическую кабину); среднюю, включавшую в себя кессон центроплана крыла; хвостовую; кормовую герметическую кабину.

В передней герметической кабине размещались экипаж, основное пилотажно-навигационное оборудование, радиооборудование и приборы управления вооружением.

В средней части фюзеляжа находились бомбоотсек, отсеки передней и задней опор шасси и были установлены верхняя и нижняя стрелковые установки, контейнер спасательных лодок, кислородное, противопожарное оборудование, агрегаты гидросистемы, системы наддува кабин и другое оборудование. Для усиления нижней части фюзеляжа по краям вырезов под люки шасси и бомбоотсека проходили два мощных продольных бимса, на которых находились узлы крепления бомбодержателей, створок бомболюка и шасси. В отсеках шасси, внутри кессона центроплана и под ним размещались 14 мягких топливных баков. В бомбоотсеке могли устанавливаться два дополнительных металлических подвесных топливных бака.

В хвостовой части фюзеляжа размещались шесть мягких топливных баков, снарядные ящики кормовой пушечной установки, фотоустановка, грузовой отсек для сигнальных средств, тормозной парашют, механизмы управления, аппаратура постановки помех.

В кормовой герметической кабине размещались кормовой стрелок, оборудование и приборы управления огнем. На задней стенке кабины монтировалась кормовая пушечная установка.

Каркас фюзеляжа состоял из поперечного набора шпангоутов и продольного набора стрингеров, изготовленных из прессованных профилей из сплавов В-95 и Д16Т. Обшивка в виде отдельных панелей с продольным набором стрингеров приклепывалась к каркасу впотай.

Крыло самолета стреловидное, свободнонесущее, кессонной конструкции. Угол стреловидности крыла 35# по линии четвертей хорд, угол установки 2#30', угол обратного поперечного V - 1#50'. Полное удлинение крыла составляло 7,82, относительная толщина профиля - около 15 %. Сильноразвитая по объему корневая часть уменьшала расчетный размах гибкого крыла, повышая его жесткость на изгиб и кручение, что дало возможность создать легкое крыло с гибкими концевыми частями. При относительно малой массе оно хорошо противостояло влиянию флаттера и легко воспринимало болтаночные нагрузки.

Крыло по размаху имело четыре разъема и делилось на пять основных частей: центральную, составлявшую одно целое со средней частью фюзеляжа; две корневые, в которых размещались двигатели с воздухозаборными тоннелями; две отъемные концевые.

Силовой основой крыла являлся мощный кессон, образованный передним и задним лонжеронами балочного типа, средними частями нервюр, верхними и нижними силовыми панелями обшивки с продольным стрингерным набором. Носки крыла -съемные, секции носков корневой части крыла, прилегающие к фюзеляжу, представляли собой воздухозаборники двигателей. Под обшивкой носков проходил горячий воздух противообледенительной системы. В хвостовых отсеках корневых частей крыла размещались по два двигателя. Профиль крыла в местах установки двигателей дорабатывался для обеспечения лучших условий обтекания. Узлы крепления двигателей устанавливались на силовых нервюрах, воздух к двигателям подводился по тоннелям, проходившим через лонжероны крыла. Стенки лонжеронов в местах пересечения с тоннелями представляли собой массивные штамповки. На отъемных частях крыла устанавливались концевые обтекатели подкрыльных опор шасси, выполнявшие роль противофлаттерных грузов.

Внутренние объемы кессона крыла использовались для размещения мягких топливных баков. Всего в крыле были установлены 50 баков. Конструкция крыла выполнялась в основном из алюминиевых и магниевых сплавов.

Механизация крыла состояла из отклоняющихся посадочных щитков, выдвижных закрылков и элеронов. Посадочные щитки устанавливались под гондолами и в убранном положении вписывались в обводы капотов двигателей. Взлетно-посадочные закрылки монтировались на монорельсах под хвостовыми отсеками корневой и отъемной частей крыла. Между внешними закрылками и обтекателями подкрыльевых опор шасси устанавливались двухсекционные элероны с внутренней весовой и аэродинамической компенсацией, внутренние секции элеронов снабжались триммерами.

Хвостовое оперение самолета - однокилевое, стреловидное, кессонной конструкции. Такой тип конструкции обеспечивал необходимую жесткость и прочность с точки зрения флаттера и весовой отдачи. Горизонтальное оперение, вынесенное вверх относительно фюзеляжа, располагалось над кормовой герметической кабиной. Стреловидность горизонтального оперения составляла 33#30' по линии четвертой хорд, угол поперечного V - 10#. Стабилизатор состоял из двух половин, состыкованных по оси самолета. Конструкция включала в себя кессон, съемный носок и несъемную хвостовую часть. В носке находились каналы для прохода нагретого воздуха противообледенительной системы.

Стреловидность вертикального оперения составляла 35# по линии четвертей хорд. Киль по конструкции был подобен стабилизатору. Рули направления и высоты имели осевую аэродинамическую и весовую компенсацию. Для уменьшения шарнирного момента на рулях устанавливались триммеры, одновременно выполнявшие роль сервокомпенсаторов.

Шасси - убираемое, велосипедной схемы, с масляно-воздушной амортизацией - состояло из двух главных опор, установленных на фюзеляже и двух подкрыльных опор, закрепленных на концевых нервюрах крыла. Главные опоры размещались примерно на равном расстоянии от центра масс самолета, и стояночная нагрузка распределялась между ними поровну. На главных стойках устанавливались четырехколесные тележки с колесами 1700х550В. Для маневрирования самолета при движении по земле была создана оригинальная конструкция управляемой передней опоры. С помощью гидравлической рулевой машины передняя пара колес тележки поворачивалась в горизонтальной плоскости на угол # 4#. Боковые силы, возникающие на повернутых передних колесах, разворачивали всю тележку. Это облегчало управление тележкой и сокращало потребную мощность рулевой машины. Тележка могла быть повернута на угол # 27#. Колеса задней тележки были снабжены тормозами. Подкрыльные опоры, свободно ориентирующиеся, имели по два нетормозных рычажно подвешенных колеса 660х160В. Все опоры убирались вперед: главные - в фюзеляж, подкрыльные - в концевые обтекатели крыла. Система управления всеми механизмами уборки и выпуска шасси автоматизированная.

Тормозной парашют являлся составной частью основной системы торможения самолета на пробеге. Самолет был оборудован трехкупольной системой тормозных парашютов. Парашюты выпускались при посадке самолета в момент касания колесами земли.

Планами опытного строительства предусматривалась постройка трех опытных самолетов: первого - для проведения летных испытаний по оценке аэродинамических характеристик, второго - для статических испытаний на прочность, третьего - для летных испытаний систем вооружения и оборудования. Четвертый построенный самолет должен был стать первым серийным М-4.

Сборка первого опытного самолета М завершилась осенью 1952 г. В ноябре машину передали на заводские испытания.

Самолет в расстыкованном виде был перевезен на барже по Москве-реке на территорию ЛИиДБ, где был вновь собран. Начались наземная отработка его систем и подготовка к летным испытаниям. Позже решено было перегонять серийные машины с заводского аэродрома своим ходом. После отработки методики взлета самолета с минимальной массой экипаж летчика Б.К. Галицкого на третьей летной машине 16 декабря 1954 г. совершил перелет с заводского аэродрома в Филях на аэродром ЛИиДБ в г. Жуковский. Впоследствии таким путем перегонялись все серийные машины.

20 января 1953 г. на первом опытном самолете экипаж в составе летчиков-испытателей Ф.Ф. Опадчего, А.Н. Грацианского, штурмана-испытателя А.И. Помазунова, радиста-испытателя И.И. Рыхлова, бортинженера Г.А. Нефедова, ведущих инженеров И.И. Квитко и А.И. Никонова выполнил первый полет. Полет проходил по кругу в зоне аэродрома. Самолет пробыл в воздухе около 10 мин.

Со времени выхода постановления правительства об организации работ до первого вылета прошел всего лишь один год и десять месяцев. Первым полетом начался этап заводских летных испытаний самолета, продолжившийся до мая 1953 г., когда испытания были приостановлены для устранения замечаний и проведения доработок. Возобновились летные испытания в сентябре того же года. За период заводских испытаний первый опытный самолет совершил 46 полетов, налетав 147 ч 15 мин. Была достигнута максимальная скорость 962 км/ч, техническая дальность полета составила 10 700 км.

30 марта 1954 г. первый опытный самолет был предъявлен в ГК НИИ ВВС на государственные испытания. Но в связи с подготовкой к Первомайскому параду и участию в нем они начались только 4 мая. В процессе государственных испытаний была достигнута максимальная скорость 950 км/ч на высоте 6700 м, дальность составила 6500 км с полной боевой нагрузкой и 9800 км с 5000 кг бомб, практический потолок - 12 500 м, длина разбега самолета - 2610 м.

Государственные испытания завершились 30 июля 1954 г. В заключении по результатам испытаний отмечалось, что в целом летно-технические данные самолета соответствуют заданным за исключением максимальной технической дальности и длины разбега самолета без ускорителей. По технике пилотирования самолет был доступен летчикам средней квалификации, летавшим на самолетах Ту-4 и Ту-16, и позволял производить нормальную эксплуатацию на высотах до практического потолка в диапазоне скоростей от минимальной до соответствующей М = 0,85. Решение о принятии самолета М-4 на вооружение ВВС могло быть вынесено после проведения государственных испытаний на втором летном экземпляре самолета пушечного и бомбардировочного вооружения, а также других систем, не установленных и не испытанных на первом экземпляре самолета.

По результатам испытаний в конструкцию второго летного экземпляра самолета - ДМ (дублера М) были внесены изменения. Носовая часть фюзеляжа была укорочена на 1 м, оборудование и топливные баки перенесены в хвостовую часть, увеличена площадь закрылков на 6,9 м2, площадь крыла возросла на 5,75 м2. Для сокращения длины разбега передняя тележка была оборудована механизмом "вздыбливания". При разбеге по мере возрастания подъемной силы и уменьшения нагрузки на шасси передняя тележка под действием специального амортизатора поворачивалась (вздыбливалась) в плоскости симметрии самолета. Высота передней опоры увеличивалась, и тем самым возрастал угол атаки крыла на 3#, что позволяло сократить длину разбега. Велосипедное шасси с передней вздыбливающейся тележкой обеспечивало наибольшую устойчивость самолета при движении по ВПП и автоматическое выдерживание длины разбега. Впоследствии первая опытная машина была дооборудована этой системой и она устанавливалась на всех серийных самолетах.

Самолет ДМ полностью укомплектовали бортовым радиоэлектронным оборудованием, в состав которого входили: радиостанции 1-РСБ-70М, РСИУ-ЗМ, переговорное устройство СПУ-10, автоматический радиокомпас АРК-5, радиолокационные прицелы РБП-4 в носовой части и ПРС-1 у кормового стрелка, ответчик СРО-1, маркерный радиоприемник МРП-48, радиовысотомеры больших и малых высот РВ-2 и РВ-17, автопилот АП-5. Были установлены прицельная станция ПС-53, оптический бомбоприцел ОПБ-11р и аэрофотоаппаратура. Оборонительная система пушечного вооружения СПВ-25 включала в себя шесть пушек АМ-23 калибра 23 мм, попарно размещенных в верхней, нижней и кормовой башнях.

Наступательное вооружение размещалось на внутренней подвеске в отсеке средней части фюзеляжа. Оно могло состоять из бомб калибра до 9000 кг общей массой до 24 000 кг, торпед, мин. Фотоавиабомбы и цветные ориентирные бомбы подвешивались в отсеке в хвостовой части фюзеляжа.

В конструкции ДМ впервые в СССР применялся в крупных масштабах по тем временам новый высокопрочный сплав В-95 (на верхней панели кессона крыла по всему размаху).

1 апреля 1954 г. начались заводские испытания ДМ. Первый полет совершил экипаж Б.К. Галицкого. В процессе заводских испытаний были выполнены 32 полета. Из-за длительных доводочных работ испытания проходили почти год в связи со сложностями продления ресурса двигателей АМ-3А до 150 ч. Применение вздыбливающейся передней опоры шасси и закрылков большей площади привело к сокращению длины разбега самолета до 2000...2200 м.

Еще до завершения полного цикла испытаний ввиду острой необходимости стратегического самолета для ВВС и в связи с задержками в работе над самолетом Ту-95 с ТВД было развернуто серийное производство самолета М-4 на заводе # 23. Проводившиеся в процессе испытаний требовавшиеся доработки осуществлялись также и на серийных машинах.

26 марта 1955 г. ДМ был передан на государственные испытания, которые начались только 10 мая. Одновременно в них участвовала и уже построенная к этому времени одиннадцатая серийная машина. Испытания бомбардировочного и пушечного вооружения завершились 29 июля 1956 г.

На ДМ проводились также испытания минно-торпедного вооружения, завершившиеся в декабре 1956 г. В его состав входили комплекты по шесть торпед РАТ-52М или мин типа "Лира", "Серпей", АПМ, АМД-2М, ИГДМ. Дальность полета с 5 % запасом топлива составила 8450 км при крейсерской скорости 800 км/ч.

По результатам государственных испытаний летные характеристики серийной машины по сравнению с опытной изменились незначительно. Требовалось сократить длину разбега самолета и, самое главное, увеличить дальность полета.

Для сокращения длины разбега решено было использовать стартовые ускорители с ЖРД конструкции ОКБ А.М. Исаева. Наземные огневые испытания разработанного в ОКБ-23 ускорителя СУМ проходили на специально построенном стенде, летные - на переоборудованном самолете - летающей лаборатории Ту-4ШР. СУМ работал с использованием вытеснительной системы подачи компонентов топлива и элементов двигательной установки ракеты В-205 ОКБ С.А. Лавочкина. Серийно ускорители планировалось производить на заводе # 41. Испытания на опытном самолете М-4 показали сложность практического применения СУМ, и в строевых частях ускорители не использовались.

Увеличение дальности полета могло быть достигнуто за счет повышения топливной эффективности самолета или использования дозаправки топливом в полете. После изучения различных типов дозаправки топливом в полете выбор был сделан в пользу системы "штанга-конус". Работы велись в ОКБ-23 совместно со специалистами ОКБ # 918 С.М. Алексеева. Решение теоретических вопросов и экспериментальная отработка проходили совместно с ЦАГИ и ЛИИ МАП. Для летных испытаний системы дозаправки использовались ЛЛ на базе Ил-28 и МиГ-19. Созданная в 1950-х гг. система дозаправки топливом в полете применялась практически без изменений до наших дней.

Заправляемый самолет оборудовался приемником топлива, устанавливаемым в носовой части фюзеляжа перед кабиной экипажа и управлявшимся летчиками. Самолет-заправщик оборудовался дополнительным топливным баком и комплексным агрегатом заправки, устанавливавшимися в бомбоотсеке. Управление комплексным агрегатом заправки осуществлялось бортинженером и кормовым стрелком. Комплексный агрегат заправки (КАЗ) состоял из лебедки, шланга с конусом, следящей системы. Все оборудование было съемным, и при необходимости заправщик можно было переоборудовать в бомбардировщик.

Процесс дозаправки осуществлялся на высоте 5000...6000 м при скорости полета 600 км/ч и продолжался около 20 мин. В момент контакта самолеты находились на расстоянии около 30 м, заправщик выше заправляемого примерно на 20 м. Летчик заправляемого самолета с дистанции между штангой и конусом около 0,3 м производил выпуск выдвижной части телескопической штанги. Попадая в воронку конуса, штанга фиксировалась замками конуса и возвращалась с конусом в исходное положение. Автоматически начинался процесс дозаправки. После окончания заправки за счет увеличения скорости заправщика происходила расцепка конуса со штангой, после чего шланг с конусом убирался в бомболюк заправщика.

Опытная система дозаправки топливом была установлена на первый серийный самолет М-4, в заправщик оборудована вторая серийная машина.

Государственные испытания системы дозаправки топливом в полете начались 27 сентября 1956 г., но были приостановлены для устранения замечаний и проведения доработок. В следующем году они проводились на двух переоборудованных серийных машинах: 15-й - заправляемой и 16-й - заправщике. Ранее в ходе заводских испытаний был выполнен полет на дальность с двумя дозаправками в воздухе. В ходе полета заправляемому самолету было передано в первую дозаправку около 35 000 кг топлива, во вторую - 24 000 кг; дальность полета составила 14 500 км. Государственные испытания системы дозаправки топливом в полете завершились в июне 1958 г.

К этому времени уже шло серийное производство самолета ЗМ с более высокими летно-техническими характеристиками, и было принято решение переоборудовать в заправщики все построенные ранее самолеты М-4.


M-4-II - самолет-заправщик на базе серийного бомбардировщика М-4. Предназначался для дозаправки в воздухе самолетов ЗМ и Ту-95. Топливо общей массой 41 400 кг для передачи заправляемому самолету размещалось в 10 топливных баках. Устанавливались дополнительное противопожарное и светотехническое оборудование и система самозаправки, позволявшая использовать весь запас топлива заправщика для его двигателей. Установка системы дозаправки топливом в полете потребовала оборудования всех самолетов радиотехническими системами "Свод - Встреча" и замены командных радиостанций РСИУ-4В на РСИУ-5.

В процессе эксплуатации самолета М-4 двигатели АМ-3А постепенно вырабатывали свой ресурс и нуждались в замене. Так как АМ-3А уже не производились, решено было поставить на самолет более мощные и экономичные РД-3М тягой 9500 кгс, а впоследствии - РД-3М-500 с режимом чрезвычайной тяги, разработанные в ОКБ П.Ф. Зубца и представлявшие собой модификацию АМ-3А. Удельный расход топлива РД-3М-500 был несколько снижен по сравнению с АМ-3А и составлял 0,97 кг/(кгс*ч).

В ходе работ по М-4 изучались также возможности его модификации. Разрабатывался проект высотного фоторазведчика "25Ф" с двигателями АМ-3А и увеличенной площадью крыла. При взлетной массе 120 000 кг дальность полета могла составить 7500 км, а высота полета над целью - 16 500 м. Полезной нагрузкой самолета являлась только различная разведывательная и фотоаппаратура. Изучалась двухдвигательная модификация самолета "26" с ВД-5. Расчетная взлетная масса самолета составляла около 160 000 кг, дальность полета с 5000 кг бомб могла достигнуть 11 850 км. Предусматривалось применение двух стартовых ускорителей тягой по 9000 кгс.

В соответствии с постановлением Совета Министров СССР на базе М-4 разрабатывался проект самолета МК - носителя крылатых ракет К-20. Также велись работы по проектам совершенно новых типов самолетов: двухдвигательного транспортного "27" с ТРД и ТВД; высотного фоторазведчика "30" с двумя ТРД АМ-9, дальностью полета 5350 км и потолком над целью 17 250 м; экспериментального истребителя "33" с двигателем АМ-5, треугольными крылом и оперением.

Значительный объем работ был выполнен по проекту высотного стратегического бомбардировщика 2М ("28"). Он представлял собой моноплан с высокорасположенным стреловидным крылом и велосипедным шасси. Фюзеляж самолета с овальным поперечным сечением имел более вместительный бомбоотсек, чем у М-4. Силовая установка состояла из четырех ТРД ВД-5, размещавшихся в отдельных гондолах на пилонах под крылом. Номенклатура вооружения самолета была расширена по сравнению с М-4. Заданная дальность полета с 5000 кг бомб достигала 12 500 км, потолок над целью - 17 300 м, максимальная скорость - до 970 км/ч при взлетной массе 185000 кг. Предусматривалось применение подвесных топливных баков.

Был построен макет самолета, и в январе 1953 г. состоялось рассмотрение его комиссией ВВС. Осенью 1954 г. все работы по проектированию и постройке 2М были прекращены, дальнейшие работы развернулись по модификации самолета М-4, требовавшей значительно меньших усилий на организацию производства и обеспечивающей достижение практически таких же характеристик.

В июле 1954 г. вышло постановление Совета Министров СССР о создании стратегического бомбардировщика М-6 с двигателями ВД-7, в качестве резервных предусматривалась установка двигателей ВК-9 или AM-13.


Самолет М-4
Год постройки 1953
Число членов экипажа 8
Двигатель:
число 4
марка АМ-3А
тяга, кгс 4x8700
Длина самолета, м 47,66
Крыло:
размах, м 50,52
площадь, м2 326,35
Масса, кг:
пустого самолета 79700
полной нагрузки 24000
взлетная/полетная (после дозаправки) 184000
Скорость, км/ч:
максимальная на высоте 950
посадочная 205
Практический потолок, м 11000
Дальность полета с 5000 кг бомб, км:
без дозаправки 9800
Разбег, м 2610
Пробег, м 1470