Первые проекты

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 на большой высоте 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. Первоначально ОКБ П.О.Сухого пыталось максимально использовать научно-технический задел по своему проекту Т-4 ("100"), опытный экземпляр которого в это время находился в производстве. ОКБ подготовило вариант глубокой модернизации Т-4 с увеличенными дальностью полета и массой. Модернизированный Т-4М отличался от Т-4 новым крылом изменяемой стреловидности, заменившим треугольное крыло, схема "утка" сохранялась.

Самолет Т-4М фирмы Сухого

Т-4М

Т-4М

В 1969-1970 годах исходный проект Т-4М полностью перерабатывается в проект Т-4МС ("200"), который с Т-4М имел только общие буквы и цифры в условном обозначении. Новый Т-4МС выполнялся по схеме "бесхвостки" с фюзеляжем и центральной частью крыла, выполненными как единое целое, по интегральной части крыла крепились поворотные консоли.

Самолет Т-4МС

Проекция самолета Т-4МС

"Молодое" ОКБ В.М.Мясищева вышло в конце 60-х годов с предложением сразу по двум проектам - М-18 и М-20. Как и проекты ОКБ О.П.Сухого, оба мясищевских самолета имели крыло изменяемой стреловидности. Отличия между проектами М-18 и М-20 заключались в выборе размещения стабилизатора: для М-20 ОКБ выбрало схему "утка", а для М-18 - нормальную схему.
Примечательно, что окончательный вариант (а всего их было 4) компоновки М-20 с крылом изменяемой стреловидности, послуживший основой для проекта М-18 и Ту-160, был подписан В.М.Мясищевым в 1969 году, за полгода до утверждения схожей компоновки американского бомбардировщика В-1А.

Проект самолета М-20 вариант III

М-20 вариант IV

М-20 вариант IV

Взлетная масса М-20 вариант IV предполагалась 300 000 – 325 000 кг, с применением подвесных топливных баков; расчетная взлетная масса доходила до 345 000 кг. Длина самолета 57,7 м, размах крыла – 26,8 – 55 м. Стреловидность 15 – 70 градусов. Дальность полета 14700 км (с подвесными топливными баками 17200 км.). Крейсерская скорость 3200 км/час или число М более 3. Масса боевой загрузки более 40 т.

Модель самолета М-18

Проекция самолета М-18

Модель самолета М-18 конструкции Мясищева

Тяжелый бомбардировщик М-18 разрабатывался как развитие проекта сверхзвукового бомбардировщика М-20 вариант IV. Для организации работ на ЭМЗ с привлечением отраслевых НИИ и смежных организаций были выпущены Приказы МАП № 134 от 17 сентября и № 321 от 9 октября 1970 года. Перспективный самолет должен был обладать большой дальностью полета на дозвуковой скорости с возможностью кратковременного полета на сверхзвуковом режиме на высоте около 20000 м или совершения полета на малых (300-500 м) высотах на дозвуковой скорости для прорыва зоны ПВО противника протяженностью до 2000 км.
Опережающими темпами создавался наиболее важный и ответственный элемент конструкции самолета с изменяемой геометрией крыла - оригинальный шарнир для поворота крыла в полете, его модель прошла прочностные и динамические исследования в ЦАГИ.
Вскоре задействуются 9 стендов и две летающие лаборатории. Взлетный вес самолета, в результате проведенных работ, уменьшается на 10%.
В предложениях обоих ОКБ предполагалось использование самолета в основном варианте многорежимного стратегического бомбардировщика-ракетоносца, с возможностью модификации в высотный разведчик или противолодочный самолет. 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 участвовало во всех этих перепитиях с новым "стратегом" лишь как наблюдатель, исправно присутствуя на 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.

Пассажирский Ту-244

Пассажирский Ту-244

ОКБ Туполева в этом проекте пошло по проторенной дорожке. Например, в начале 50-х годов ОКБ, опираясь на работы группы немецких пленных специалистов, создающих к тому времени уникальный двигатель ЮМО-022, очень убедительно (и в противовес всем мировым исследованиям и направлениям в области строительства авиационных двигателей) доказывало бесперспективность применения ТРД на дальних самолетах. Многие специалисты считают, что это решение отбросило отечественное двигателестроение и нашу тяжелую авиацию (как военную, так и гражданскую на многие годы назад - более 30 лет). Если проект самолета не укладывался в требуемые параметры, то Туполев просто менял эти требования, пользуясь своей прекрасной организаторской и пробивной способностью, энергией и умением достичь поставленной цели. Так, например, не вкладываясь в установленные требования прочнистов, Туполев сумел убедить их в снижении нормативов по прочности крыла для будущего Ту-95 (в то время как ОКБ 23 под руководством В.М.Мясищева разрабатывало новое гибкое крыло для самолета М4, укладываясь в параметры требуемой прочности). Особая борьба у Туполева шла с КБ Мясищева, производивших самолеты М4, 3М, 3МД; последний из них к началу 60-х годов по всем параметрам бил самолеты Ту-95. Но, тем не менее, КБ Мясищева оказалось закрыто, а на свет появилось новое детище Ту-95МС.
Так и в случае с проектом Ту-160. Имея огромные наработки по Ту-244, ОКБ стало доказывать бесперспективность применения самолета с изменяемой геометрией крыла для стратегического ракетоносца, подстраивая тем самым требования МО СССР под свой самолет. Прежде всего Туполев доказал заказчику целесообразность снижения требований к максимальному значению крейсерского числа М, хотя при этом пришлось пойти на уменьшение скорости реакции стратегической системы. ОКБ решило, в отличие от своих конкурентов, ограничить крейсерское число М нового стратега на уровне 2,3.
Несколько забегая вперед, можно сказать, что тенденция проталкивания собственных разработок в ущерб общему авиастроению страны, консерватизм - были характерны всему управленческому аппарату ОКБ Туполева и это впоследствии негативно отразится на начинке Ту-160, где вместо современного оборудования будет устанавливаться аппаратура морально устаревшая еще до своей установки в самолет. И в перспективе недавних радужных заявлений бывшего Министра Обороны России Иванова о разработке новой авионики для самолета, можно также предположить, что оборудование будет задействовано с какого-нибудь уже опробованного Ту-204 и адаптировано для военных целей. Чего-то принципиально нового ожидать не стоит. Хотя и это для нашей стратегической авиации будет прорывом, так как альтернативы просто нет. А неудачная попытка воспользоваться проектом Ту-244 обязательно будет продолжена в новом проекте. И похоже что разработка самолета Ту-360 - это как раз продолжение этой истории.
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 года с ТРД, имеющими на крейсерском сверхзвуковом режиме удельный расход топлива 1,23 кг/кгс час, обеспечивалась расчетная дальность на сверхзвуковом режиме полета 8000 км).
Взвесив все за и против, в ОКБ начали готовить аванпроект самолета по схеме "бесхвостки" с плавным сопряжением крыла и фюзеляжа, что было попыткой "дешево и сердито" приспособить под новые задачи задел предыдущих проектов. С 1970 по 1972 годы подготовили несколько вариантов, проходивших в ОКБ под шифрами Ту-160М (Л-1), (Л-2) и т.д., изделие "70" или внутрифирменное обозначение "К". К 1972 году аванпроект закончили и предоставили его ВВС.

Модель Ту-160 представленная фирмой Туполева

Проекции Туполевского Ту-160

Все ОКБ провели большую работу по сравнительному исследованию использования крыла с постоянной и с переменной стреловидностью. Возможности выбора варианта самолета с крылом изменяемой стреловидности имело множество преимуществ, но приводило 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 выполнятся 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 стреловидностью, 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 увеличить 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 удорожанию самолета на 15-20% и к возникновению дополнительных проблем технологического и эксплуатационного характера.