РС, стратегический подвесной бомбардировщик

Первые исследования по проблеме создания сверхзвуковых межконтинентальных стратегических самолетов-носителей в СССР начались еще в 1952-1953 годах, работы нацеливались на перспективу поступления во второй половине 50-х годов на вооружение ВВС сверхзвуковой межконтинентальной авиационной стратегической системы, способной поражать цели на территории США. Первоначально речь шла о создании составной авиационной системы, состоящей из сверхзвукового самолета-носителя, рассчитанного на максимальную скорость, соответствующую М=1,5-2,0, и ударного подвесного сверхзвукового бомбардировщика, вооруженного ядерной бомбой. Радиус действия системы должен был обеспечивать поражение целей в США без захода самолета-носителя в активную зону поражения средств американской ПВО, а дальность полета самолета-носителя и подвесного самолета - их возвращение на базы в СССР или их союзников.
В июле 1954 года выходит официальное правительственное постановление на разработку подобных систем, работы разворачиваются в ОКБ-23 и ОКБ-156, близкие по тематике работы ведутся в коллективах под руководством Р.Л.Бартини, П.В.Цыбина, подготавливает свой проект А.С.Москалев.
4 марта 1954 г. П.В.Цыбин направил в правительство предложение о создании пилотируемого сверхзвукового дальнего бомбардировщика со скоростью полета 3000 км/ч, практическим потолком 30 000 м и дальностью 14 000 км. Работы над аванпроектом реактивного самолета под руководством П.В.Цыбина велись в Бюро новой техники ЦАГИ группой специалистов в составе В.Б.Шаврова, А.С.Кондратьева, О.В.Елисеева, И.К.Костенко и др.
Несмотря на возможно завышенные характеристики, проект вызвал большой интерес. 23 мая 1955 г. вышло постановление об организации ОКБ-256 на базе завода № 256 в г.Подберезье и постройке PC (реактивный самолет). В руководство ОКБ вошли П.В.Цыбин, главный конструктор, и его заместители: А.Г.Голяев - по общим вопросам, Б.А. Меркулов - по науке, И.А.Яковлев - по спецоборудованию и системам, - а также В.Б.Шавров, начальник конструкторского отдела. Для формирования штата создаваемого ОКБ главным конструкторам других ОКБ было дано указание выделить людей, был открыт широкий прием сотрудников, в ОКБ- 256 направлялись по распределению молодые специалисты.
На этапе аванпроекта разрабатывался самолет с передним и хвостовым оперениями и рекордно тонким (С=2,5%) трапециевидным крылом малого удлинения с двумя прямоточными воздушно-реактивными двигателями (ПВРД) на концах. На расстоянии 50 км до цели хвостовая часть самолета с оперением, представлявшая собой крылатую бомбу на основе изделия 244Н, должна была отделяться и планировать на цель, а самолет должен был возвращаться на аэродром базирования.
При работе над эскизным проектом схему самолета изменили на обычную, бомбу разместили под фюзеляжем в полуутопленном положении. Собственная дальность полета PC по расчетам не превысила 7500 км, поэтому предусматривались применение воздушного старта с самолета-носителя Ту-95Н (на удалении до 4000 км от места базирования) с последующим набором высоты и разгоном до 3000 км/ч с помощью двух спаренных ускорителей с ЖРД и крейсерский полет на маршевых СПВРД (РД-013 тягой по 4400...4500 кгс, разрабатывавшихся в ОКБ-670 М.М. Бондарюка).

Расчетная суммарная дальность полета PC составляла 12 500...13 500 км. Эскизный проект был выпущен 31 января 1956 г.
Самолет Ту-95Н был модернизирован только в 1958 г., а с 1956 в ОКБ А.Н.Туполева начали прорабатываться специальные сверхзвуковой носители - самолеты и , которые могли также оснащаться и подвесными ударными самолетами Ту-100 или .
В дальнейшем выяснилось, что термоядерная бомба весом не менее 3000 кг в сочетании с необходимостью размещения на борту пилота со всеми необходимыми системами жизнеобеспечения для полета продолжительностью несколько часов не позволяют уложиться в заданные ограничения по массе.
После успешных пусков межконтинентальных баллистических ракет (пеpвый полет МБР Р-7 на pасчетнyю дальность состоялся 21 авгyста 1957) работы по крылатым носителям ядерного оружия были сокращены. В ОКБ-256 разработка PC была прекращена, но продолжено проектирование его варианта 2РС - стратегического разведчика для ведения оперативной разведки на возможном театре военных действий и в тылу вероятного противника. Ввиду задержки работ по Ту-95Н рассматривалась возможность самостоятельного аэродромного старта для 2РС. Проект был доработан и обозначен 3РС. Для взлета под фюзеляж 3РС предполагалось установить четыре стартовых ускорителя, а под крыло для увеличения дальности полета - два сверхзвуковых ПТБ. Прекращение разработки Ту-95Н и отказ от воздушного старта привели к замене силовой установки и шасси на 3РС.

Работы были продолжены над проектом под обозначением РСР (реактивный стратегический разведчик).
Изучался также проект РСС (С-30) - беспилотный реактивный самолет-снаряд для использования на самолете-носителе А-57, проектировавшемся Р.Л. Бартини, и Ту-95С-30 ().

Проект РСР

31 августа 1956 г. вышло постановление ЦК КПСС и СМ СССР за №1237-628 о выпуске стратегического самолета-разведчика РСР (реактивный сверхзвуковой разведчик) с двумя ТРДДФ Д-21 (вариант двигателя Д-20 с форсажной камерой) тягой 4750 кгс на форсированном режиме разработки ОКБ-19 П.А. Соловьева. 15 января 1957 г. ВВС сформулировали ТТТ к самолету. РСР должен был стать первым в мире самолетом со сверхзвуковой крейсерской скоростью полета для проведения разведки на удалении 1700 км от аэродрома базирования (скорость 2700 км/ч при высоте над целью 25 500 м) в любое время суток. Эскизный проект был закончен 26 июня 1957 г.
РСР должен был достигать скорости звука на высоте 8500 м через 4 мин после старта и набирать высоту 20 000 м через 15 мин после взлета. После сброса ПТБ на высоте 10 700 м (пpи скоpости 420 м/с) и набора крейсерской высоты 25 500 м РСР должен был выполнять длительный установившийся полет со скоростью, соответствующей М = 2,65. Максимальная высота полета 26 700 м (при скорости до 2800 км/ч), дальность на высотах более 20 км пpи несколько меньшей скоpости достигала 3760 км. Снижение самолета для захода на посадкy могло начаться за 500 км до аэpодpома. Длина pазбега РСР составляла 1300 м пpи скоpости отpыва с выпyщенными закpылками 330 км/ч, yгле атаки до 9° и взлетной тяге двигателей 9,5 тс, а длина пpобега - 1200 м пpи посадочной скоpости 245 км/час.
Полет РСР должен был проходить в режиме радио и радиолокационного молчания. Изучались меры снижения радиолокационной заметности самолета за счет выбоpа соответствyющей фоpмы аппарата и пpименения радиопоглощающих покpытий для обшивки. Для уклонения от ракет противника предусматривались выполнение маневра с перегрузкой до 2,5 (горка с динамическим потолком 42 км), а также пpименение уникальной системы создания активных и пассивных помех в pадиодиапазоне, разработанной под руководством В. Казакова.
Благодаря высокой степени автоматизации управления полетом и работой бортового разведывательного комплекса (БРК) удалось сократить численность экипажа до одного пилота.
Согласно эскизномy пpоектy, аэpодинамическая схема РСР имела pяд yникальных особенностей: трапециевидное крыло малого (1,67) удлинения с углом стреловидности 58° по передней кромке.
В целях снижения массы конструкции от сверхзвуковых ПТБ отказались - обычные ПТБ (2х1300 кг) использовались на дозвуковом участке полета (дальность полета не снизилась).
Высокая весовая отдача самолета (54,6 %) достигалась повсеместным облегчением конструкции, что реализовывалось отчасти из-за малого ресурса - 200... 250 ч до появления деформаций в 0,2 % (в то время считалось, что для самолетов такого класса вероятность успешного завершения есть всего у трех боевых вылетов). Температура обшивки при М = 2,56 могла достигать 220 °С, но расчетные нагрузки на конструкцию в течение полета снижались пропорционально падению ее прочности от нагрева, а штатная перегрузка не превышала 1,2, поэтому основным материалом были алюминиевые сплавы. Сталь использовалась в особо ответственных зонах. При сборке применялись клепка, сварка, а болтовые соединения использовались минимально.
Из-за сложностей в получении двигателей Д-21 решено было использовать ТРДФ Р-11Ф разработки ОКБ С.К. Туманского со сверхзвуковыми воздухозаборниками с центральным конусом.
Изучались также следующие проекты вариантов РСР: РСС - беспилотный реактивный самолет-снаряд для использования на самолете-носителе А-57, проектировавшемся Р.Л.Бартини; РГСР - разрабатывавшийся В.Б.Шавровым проект гидросамолета.
В связи с поздними сроками поставок жаропрочных материалов (типа АБ - алюминиево-бериллиевый сплав) и комплектации, было принято решение: отработку посадки этого самолета произвести с помощью натурной модели (HМ-1), планер которой был изготовлен в основном из материала Д-16Т, а по геометрическим размерам она полностью соответствовала оригиналу самолета. Его проектирование было начато в 1956 г. Пилотиpyемый самолет-аналог, изготовленный на ДМЗ в г. Подбеpезье Московской области, оснащался двyмя тypбоpеактивными двигателями АМ-5 с сyммаpной тягой 4 тc. Всего на самолете HМ-1 было выполнено 32 (70) полета.
По pезyльтатам летных испытаний HМ-1 в пpоект самолета-pазведчика РСР были внесены коppективы, напpавленные на yлyчшение yпpавляемости и yвеличение надежности самолета. Самолет полyчил на pабочих чеpтежах обозначение Р-020.

НМ-1, пилотируемый самолёт-аналог стратегического разведчика

В связи с тем, что аэродинамическая компоновка и многие технические решения стратегического разведчика РСР П.В.Цыбина вызывали споры среди авиационных специалистов, решили вначале изготовить и провести летные испытания его натурной модели, которая получила условное наименование НМ-1. Пилотируемый самолет-аналог был изготовлен для отработки конструкции и бортовых систем РСР на заводе в городе Подберезье (ДМЗ) Московской области.
Конструкцию НМ-1 для экономии времени существенно упростили, однако аэродинамическая компоновка была полностью идентичной. HМ-1 был оснащен двумя турбореактивными двигателями АМ-5 с суммарной тягой 4 тс. Самолет HМ-1 имел центровку 25,5% САХ (достигалась балансировочным грузом в носу) и отличался более короткими крылом и фюзеляжем, состоящим из трех частей - носовой, центральной и хвостовой. В фюзеляже имелись два топливных бака и бак для гидросмеси; в хвостовой части размещался тормозной парашют. Крыло самолета HМ-1 в отличие от крыла самолета РСР по рекомендации ЦАГИ было дополнено небольшими аэродинамическими поверхностями ("ластами") с внешней стороны мотогондол.
По конструкции шасси HМ-1 и РСР также несколько отличались друг от друга. При испытаниях применялась оригинальная конструкция взлетно-посадочных устройств, ранее отработанная на экспериментальных планерах серии ЛЛ. У самолета HМ-1 оно имело основную опору в виде посадочной лыжи с деревянным (из ясеня) башмаком в центральной части фюзеляжа, две подгондольные опоры, хвостовое колесо и взлетную тележку с двумя колесами, которая крепилась к лыже и сбрасывалась непосредственно после взлета.
Постройку НМ-1 закончили в середине 1958 г. Первая рулежка и подлет (самолет пробыл в воздухе 17 с) были произведены 1 октября 1958 г. Из-за сомнений в прочности шасси и в связи с наступлением зимы первый полет состоялся в апреле 1959 г.
План первого полета самолета HМ-1 предусматривал взлет с тележкой, её сброс, набор высоты 1500-1200 м и скорости 500 км/ч, полет по коробочке, расчет на посадку и посадку на лыжу. Общая продолжительность полета должна была составить 15 минут.
7 апреля 1959 г. в 10.55 летчик-испытатель Амет-Хан Султан начал разбег. Отрыв самолета HМ-1 от земли имел тройной характер. Первый раз отрыв произошел через 26 секунд после начала разбега при скорости 285 км/ч. Второй отрыв произошел при скорости 305 км/ч. Третий отрыв был выполнен на 30 секунде при скорости 325 км/ч. Летчик-испытатель не совсем четко выполнял рекомендации по взлету, а именно производил взлет на большей скорости (вместо 220 км/ч) и меньшем угле атаки (вместо 9-10°). Сброс тележки был выполнен на 44 секунде с высоты 40 м при скорости 400 км/ч. При ударе об землю тележка разбилась. В дальнейшем сброс тележки стал производиться с высоты, большей 150 м и с парашютом. По замерам с сопровождающего самолета Як-25 самолет HМ-1 достиг скорости 500 км/ч и высоты 1500 м.
В полете летчик-испытатель ощущал слабые покачивания самолета HМ-1 по крену, которые легко парировались элеронами. Hа высоте 200 м летчик убрал газ и начал планировать со скоростью от 380 до 275 км/ч. Вертикальная скорость снижения на высоте 35 м при скорости 360 км/ч была - 5 м/с, а на высоте 1 метр при скорости 285 км/ч снизилась до 0,5 м/с.
В момент касания земли скорость была 275 км/ч. Посадка была выполнена также на большей скорости (на 90 км/час) и при меньшем угле атаки. Через 4 секунды после касания был выпущен тормозной парашют. Во время пробега через 9,5 секунд при скорости 186 км/час воспламенилась подошва лыжи, однако в конце пробега огонь исчез. Из-за большой скорости посадки длина пробега составила 1180 м (вместо 740 м). При посадке отмечались ударные перегрузки (от 0,6 до 1,95 единиц). Время первого полета составило 12 минут.
Вскоре были выполнены следующие полеты (3 и 9 июня 1959 г.). По результатам первых полетов было выявлено, что самолет устойчиво выдерживает направление взлета; органы управления эффективны, начиная со скорости 60 км/ч; при разбеге и пробеге при скорости 100-200 км/ч есть тряска; взлет затруднен из-за большого усилия на ручке; имеются покачивания по крену в полете; самолет обладает хорошей летучестью при посадке; по управлению, выполнению взлета, построению расчета на посадку и выполнению посадки самолет HМ-1 проще, чем самолеты типа Су и МиГ.
В результате испытаний оказались полностью подтверждены расчетные характеристики, в том числе на критических и закритических режимах, взлете и посадке. Испытания рассеяли почти все сомнения относительно возможности достичь на РСР приемлемых летных характеристик на малых скоростях. Интересно, что при полете НМ-1 на предельно малой скорости сопровождавший его Як-25 не мог лететь и .
Всего за 1959-1960 гг. на НМ-1 были совершены 32 полета продолжительностью от 11 до 40 мин на высотах 1000...4000 м со скоростью до 500 км/ч (большей получить не удалось из-за недостаточной тяги ТРД). По результатам летных испытаний HМ-1 в проект самолета-разведчика РСР были внесены коррективы, направленные на улучшение управляемости и увеличение надежности самолета.

Р-020, стратегический разведчик

По результатам летных испытаний НМ-1 проект РСР был существенно переработан, в него внесли коррективы, направленные на улучшение управляемости и повышение надежности систем. Эти изменения пpивели к томy, что по внешнемy видy самолет, полyчивший на pабочих чеpтежах обозначение Р-020, достаточно сильно отличался от эскизного пpоекта. С yчетом pекомендаций ЦАГИ для yвеличения аэpодинамического качества самолета Р-020 pазpаботчики сначала хотели пpименить концевые за мотогондолами, но затем от них отказались, хотя на чеpтежах остались pyдиментаpные пластины, котоpые заметного влияния на аэpодинамикy самолета не оказывали.
Проводились предпроектные проработки по внедрению на РСР крыла измененной формы (в плане) - с наплывами на передней части фюзеляжа и передней кромкой оживальной формы. Такая модернизация могла привести к увеличению максимального сверхзвукового аэродинамического качества до 6,5-7. Рассматривались также варианты сверхзвукового самолета увеличенных размеров с четырьмя двигателями, в том числе - пассажирского.
Геометрия самолета в очередной раз изменилась и, наконец, комплекты рабочей документации были переданы на завод ОКБ-256 (г. Подберезье), где началось изготовление опытного образца, и на завод №99 (г. Улан-Удэ), где было развернуто изготовление головной серии из пяти самолетов.

К концу 1963 г. планировалось построить 30 самолетов. Войсковая эксплуатация первых пяти самолетов должна была начаться в 1962 г. К тому времени началась очередная реорганизация народного хозяйства, и ОКБ-256 с 1 октября 1959 г. оказалось в составе ОКБ-23, лишившись своей производственной базы. Завод №256 был передан заместителю А.И.Микояна по беспилотной ракетной тематике А.Я.Березняку.
Конструкторскую документацию на опытный самолет пришлось перевыпускать в соответствии с возможностями опытного производства ОКБ-23, но изготовление первых пяти самолетов на заводе №99 планомерно продолжалось на основании Постановления ЦК КПСС и СМ СССР за №1118-483 от 25.09.59 г.
В соответствии с этим же Постановлением организация работ по созданию трех первых летных образцов перепоручалась ОКБ-23.
В связи с задержкой поставки двигателя Д-21 было решено установить на первый летный экземпляр самолета (изд. ) серийные двигатели Р11Ф-300 ОКБ-500 С. К. Туманского с суммарной тягой 7500 кгс (протокол ГКАТ от 22.12.59 г.). В опытном производстве ОКБ-23 были изготовлены мотогондолы под этот двигатель, детали и узлы системы управления самолетом, произведены монтаж систем, оборудования и общая сборка самолета.
В установленный постановлением срок собранный самолет был перевезен в ЛИиДБ (г. Жуковский), а 29 сентября 60 г. началась его подготовка к летным испытаниям.
Параллельно на заводе №99 был изготовлен комплект агрегатов планера и мотогондолы под штатный двигатель Д-21, которые в мае 1960 г. были перевезены и состыкованы в СибНИА в г. Новосибирске, где вскоре провели частотные и статические испытания в холодном состоянии.
ОКБ-23 спроектировало и изготовило стенды, необходимые для первоочередных работ по отработке систем самолета Р-020. В частности, были изготовлены стенды системы управления, топливной системы и для испытаний топливных баков.
Проработана телеметрическая схема испытательного оборудования и проведены испытания отдельных узлов на различных стендах.
Поглощение в октябре 1960 г. ОКБ-23 ОКБ-52 вначале не отразилось на программе Р-020 - видимо у В.Н.Челомея были более срочные дела. Поэтому достаточно планомерно (в соответствии с решением ГКАТ от 07. 07. 60 г.) продолжалось строительство второго летного экземпляра (изд. 2-020) также с двигателями Р11Ф-300.
Отличительной особенностью изд. 2-020 было введение отклоняемых носков крыла, призванных обеспечить лучшие взлетно-посадочные характеристики самолета.
Агрегаты планера изд. 2-020 были изготовлены на заводе №99 в сентябре 1960 г. В ноябре там же было закончено изготовление комплекта агрегатов самолета для горячих испытаний, который был подготовлен к отправке в СибНИА.
В ходе проектирования и изготовления двигателя Д-21 его характеристики ухудшились по сравнению с заданными Постановлением Правительства и ранее заявленными (увеличен масса и расход топлива, уменьшена тяга на разгонном режиме), увеличились также веса некоторых блоков оборудования самолета Р-020 по сравнению с ранее согласованными. В связи с этим оказалась необходимой модификация самолета для обеспечения характеристик, заданных Постановлением Правительства.
Специалистами ОКБ-23 был проработан вариант усовершенствованной модификации самолета (изделие 3-020), получивший обозначение Р-020Б. По этому варианту были определены его технические характеристики и составлено дополнение к эскизному проекту.
Поскольку pаботы по Р-020 вошли в пpотивоpечие с основной тематикой ОКБ-52, Челомей охладел к самолетy-pазведчикy. В апреле 1961 г. работы по самолету были прекращены и поступило указание уничтожить задел.
К тому времени на заводе № 99 были построены три самолета Р-020 и подготовлены к сборке еще несколько комплектов агрегатов. Однако поставка двигателей задеpживалась. Рабочие отказались резать самолеты, обосновывая свои тpебования тем, что в них было вложено много их тpyда и они не смогyт своими же pyками yничтожать свою pаботy. Рyководство : pаботы пpекpатились, самолеты были законсеpвиpованы и отпpавлены на дальнее хpанение, а чеpез 3-4 года их тихо и без огласки pастащили на металлолом.
Опытный образец Р-020 в полуразобранном состоянии был передан в МАИ на кафедру самолетостроения в качестве учебного пособия (впоследствии от него остались лишь некоторые агрегаты).
К середине 1961 г. весь состав бывшего ОКБ-256 был переведен в подчинение Министерства среднего машиностроения (МСМ). П.В. Цыбин перешел на работу в ОКБ С.П. Королева.