В середине января 1953 г. отдел технических проектов С.М.Егера приступил к аэродинамической компоновке нового сверхзвукового самолета. 17 мая 1954 г. эти работы были узаконены постановлением Совета Министров СССР, согласно которому ОКБ-156 поручалось разработать, построить и испытать сверхзвуковой фронтовой бомбардировщик «98″. К этому моменту его облик в общих чертах был уже определен. В ноябре началось изготовление рабочих чертежей, одновременно завод №156 приступил к постройке первого из двух опытных экземпляров машины (второй предназначался для статиспытаний).

В ходе отработки технологии изготовления панелей крыла и фюзеляжа конструкторы, прочнисты и технологи ОКБ столкнулись с большими трудностями. Из-за малой относительной толщины крыла панели были необычно высоко нагружены, что впервые потребовало применения обшивки толщиной до 8-10 мм. Моделирование и расчеты, проведенные в ОКБ, показали, что для крепления к такой обшивке стрингеров без существенного перетяжеления нужны заклепки, каких промышленность не выпускала. Поэтому в ОКБ пошли по новому пути и предложили прессовать панель целиком – обшивку вместе со стрингерами. Технологически это оказалось возможным, если панель прессовать в виде трубы, а потом разворачивать. Одним из достоинств такой конструкции было снижение трудоемкости сборочных операций, т.к. исключался большой объем клепальных работ. Чтобы при разворачивании трубы стрингеры не отрывались, решили их крепить с внешней стороны трубы. Когда стало ясно, что столь необычная технология не снижает прочности панели, ее приняли и внедрили в производство самолета «98″, а позднее – Ту-22.

На «девяносто восьмой» впервые в практике ОКБ-156 во все каналы управления ввели необратимые гидроусилители (до этого Туполев весьма настороженно относился к еще «сырым» бустерам). Одновременно появились пружинные загружатели и различного типа рулевые демпферы, позволившие получить приемлемое управление. Силовая установка бомбардировщика состояла из двух двигателей АЛ-7Ф ОКБ А.М.Люльки, расположенных в ХЧФ. Воздух к ним поступал через удлиненные воздухозаборники, начинавшиеся за кабиной. Основные стойки шасси крепились к бимсам бомбоотсека и убирались назад в специальные ниши под двигателями. Четырехколесная тележка при этом поворачивалась на 90° и занимала вместе со стойкой горизонтальное положение. Такое решение позволило получить аэродинамически чистое крыло, но ухудшало устойчивость машины при движении по ВПП, особенно скользкой. Специально для бомбардировщика «98″ под руководством А.В.Надашкевича и И.И.Торопова была разработана кормовая дистанционная стрелковая установка с двумя пушками АМ-23, наведение которой осуществлялось с помощью радиолокационного прицела ПРС-1 «Аргон».

Ведущим конструктором по самолету «98″ назначили Д.С.Маркова, ведущим инженером по производству – А.Залесского. Постройка опытной машины закончилась в июле 1955 г. Самолет перевезли на Жуковскую ЛИиДБ, где до февраля 1956 г. он стоял без двигателей, пока ОКБ А.М.Люльки не предоставило два АЛ-7Ф из первой, еще не совсем доведенной партии. До июня велись наземные отработки систем, двигателей, вооружения, а также доукомплектовывалось оборудование. 7 июля начались заводские испытания. В первый полет машину подняли летчик-испытатель В.Ковалев и штурман-испытатель К.Малхасян. Испытания опытного бомбардировщика проходили до 1959 г. Взлетно-посадочные характеристики позволяли эксплуатировать самолет с аэродромов, на которых базировались Ил-28. Несмотря на неплохие данные, «девяносто восьмой» в серию запускать не стали. Машина разделила судьбу бомбардировщика ОКБ С.В.Ильюшина Ил-54. С середины 50-х гг. функции фронтовой ударной авиации начали передавать новому классу самолетов – истребителям-бомбардировщикам, кроме того, Ил-28 еще неплохо справлялся со своими задачами. 28 февраля 1958 г. вышло постановление Совмина, которое снимало вопрос о серийном производстве бомбардировщика.

Самолет «98″ в 1956 г. представили в Кубинке американскому генералу А.Туайлингу. На Западе предположили, что бомбардировщик создан в ОКБ Яковлева и обозначили его как Як-42. Неправильно определили и состав силовой установки (западные эксперты считали, что она состоит из двух двигателей АМ-3). Но приводимые в печати ТТХ были достаточно близки к истинным. В 1957 г. бомбардировщик «98″ участвовал в подготовке несостоявшегося авиационного парада в Тушино. На репетиции он прошел над полем Тушинского аэродрома в сопровождении двух истребителей ОКБ Микояна Е-5.

Пока шли испытания, в ОКБ-156 подготовили на базе «девяносто восьмого» проекты новых ударных самолетов, которые должны были нести смешанные варианты вооружения – бомбардировочного и ракетного. Самолеты предполагалось запустить в серию под обозначением Ту-24. По первому варианту (самолет «98А») фронтовой бомбардировщик Ту-24 с двумя двигателями АЛ-7Ф-1 должен был развивать скорость до 1800-2000 км/ч. В варианте ракетоносца он мог бы нести одну-три ракеты П-15А или П-15М с дальностью пуска 60-70 км и предназначался для ударов по авианосцам и морским группировкам вероятного противника. В варианте бомбардировщика максимальная бомбовая нагрузка машины составляла 3,0 т. При нормальной бомбовой нагрузке в 1,5 т самолет на дозвуковой скорости имел расчетную дальность полета порядка 2000 км, потолок – 17500-18000 м. Нормальный взлетный вес не превышал 30 т. Общая компоновка «98А» соответствовала исходной компоновке бомбардировщика «98″. По проекту «98Б» на Ту-24 должны были устанавливаться два двигателя АЛ-7Ф-2 или ВД-15, или АЛ-9. Для этого варианта спроектировали новое крыло с увеличенной площадью и цельноповоротный стабилизатор. Прицельную станцию кормовой пушечной установки сместили с вершины киля в его основание, а бомбардировочную РЛС – к центру фюзеляжа. Этот проект предусматривал вариант взлета самолета со стартовой рампы с помощью ускорителей.

Последним проектом по этой теме стал самолет «122″, на котором конструкторы полностью отказались от оборонительного вооружения, а число членов экипажа сократили до двух человек (пилот и штурман). Предполагалось установить двигатели АЛ-7Ф-2. Основные стойки шасси, в отличие от исходных вариантов, убирались в крыльевые гондолы по традиционной туполевской схеме – назад с поворотом. Этот проект стал переходным к проекту «128″ – сверхзвуковому барражирующему истребителю-перехватчику. Учитывая всю сложность отработки и доводки РЛС «Смерч» для «128″, ее связи с бортом самолета и ракет, общего взаимодействия всех элементов комплекса, было принято решение о проведении испытаний станции на летающих лабораториях «98ЛЛ» и Ту-104ЛЛ. Переделку опытного самолета «98″ провели в 1959 г. путем установки на месте кабины штурмана РЛС «Смерч» и некоторых других изменений. За свой внешний вид машина у разработчиков и испытателей получила кличку «Буряк». Работы по этой лаборатории возглавлял один из старейших соратников Туполева А.И.Путилов.

Сверхзвуковой бомбардировщик и морской патрульный самолет Туполев Ту-22 «Blinder» 1955 г. (обозначение КБ Туполева Самолет 105) отличался стреловидным крылом с углом стреловидности 520 с небольшими наплывами в корневой части передней кромки, соблюдением правил площадей и использованием установленных в хвостовой части двигателей Добрынина, что позволяло обойтись без длинных воздухозаборников.

Ту-22 предназначен для нанесения ракетных и бомбовых ударов по стационарным, морским и ограниченно подвижным целям. В варианте ракетоносца-бомбардировщика (Ту-22К) самолет может нести одну сверхзвуковую ракету «воздух-земля» Х-22 (ракета размещается в полуутопленном положении под фюзеляжем) или до 12 т бомб свободного падения в бомбоотсеке. Помимо основного бомбоотсека в центроплане Ту-22 имеет по одному небольшому отсеку для подвески бомб небольшого калибра в крыльевых гондолах- обтекателях основного шасси. Шасси бомбардировщика трехстоечное, со сдвоенными баллонами на колках. Основные стойки – двухосные, носовая стойка – одноосная. ТУ-22 оснащался совершенным для своего времени бортовым электронным оборудованием. БРЭО включало в себя мощную бортовую РЛС, РЛС управления огнем оборонительной пушечной установки, радиовысотомер, средства РЭБ, систему выброса ИК ловушек и дипольных отражателей. Ту-22 оснащался катапультируемыми креслами класса 0-0. Причем для облегчения обеспечения посадки экипажа в самолет кресла могли опускаться вниз. На Ту-22 более поздних выпусков стала устанавливаться система дозаправки в воздухе. Неубираемая штанга топливоприемника размещалась в носовой части самолета. Двигатели, созданные в ОКБ им. В.А.До6рынина, имели регулируемые сопла. Под оборонительной пушечной установкой имелись створки тормозного парашюта.

Эксплуатация самолетов Ту-22 выявила достаточно серьезный недостаток. На больших сверхзвуковых скоростях из-за воздушных возмущений, вызванных неудачным размещением двигателей над хвостовым оперением, самолет становился трудноуправляемым. Кроме того серьезна неудобство экипажу доставляли плохой обзор из кабины и высокая посадочная скорость. На 1992 г. в ВВС России используется только ограниченное число Ту-22Р и Ту-22П. Ту-22К поставлялся в ряд зарубежных стран. В их числе Ливня (24) и Ирак (12). Ту-22 стал первым отечественным сверхзвуковым бомбардировщиком средней дальности. За рубежом машины такого класса имеются только во Франции (Мираж-4) и США (FB-111).

Як-141

В сентябре-октябре 1991 года на Северном флоте проходил испытания самолет вертикального/короткого взлета и посадки (В/КВП) Як-41М. Испытания проводились на тяжелом авианесущем крейсере (ТАКР) "Адмирал Флота Советского Союза С.Г.Горшков" (до 1991 г. - ТАКР "Баку"), Самолет Як-41М стал не только следующим после Як-38 этапом в развитии отечественных самолетов В/ КВП, но и этапной машиной в истории мировой авиации - первым сверхзвуковым самолетом вертикального взлета и посадки.

Первые проработки сверхзвукового вертикально взлетающего самолета-истребителя, предназначенного для обороны авианесущих кораблей от атак с воздуха, были выполнены на ММЗ "Скорость" в 1974 году. С учетом опыта создания и эксплуатации самолета Як-38 в 1975 году началось проектирование нового самолета под индексом Як-41 (изделие "48"). Был выполнен большой объем работ по выбору аэродинамической схемы машины, рассматривалось несколько альтернативных вариантов силовой установки. Результаты исследований и проработок легли в основу предложений по самолету с единым подъемно-маршевым двигателем.

Постановлением Правительства, принятым в ноябре 1977 года, было утверждено предложение ВВС, ВМФ и МАП с поручением ММЗ "Скорость" создать сверхзвуковой истребитель вертикального взлета-посадки и представить его на государственные испытания в 1982 году. Одновременно Постановлением предусматривалось создание учебно-тренировочного варианта самолета - Як-41УТ - с предъявлением его на испытания в 1983 году, а также -разработка в 1978 году технического предложения по созданию на базе Як-41 корабельного сверхзвукового СВВП-штурмовика.

В 1977 г. специалистами филиала ЗОЦНИИ были разработаны, а затем предъявлены тактико-технические требования (ТТТ) ВВС ВМФ к новому истребителю вертикального взлета и посадки, предназначенному для базирования на авианесущих кораблях проектов: 11433 ("Новороссийск"), 11434 ("Баку"), 11435 ("Тбилиси"), а также ТАКР проекта 1143 ("Киев" и "Минск") после их модернизации. В случае задержки при создании нового самолета предусматривалось укомплектовать авиагруппу крейсера проекта 11434 самолетами Як-38М.

Разработка сверхзвукового СВВП велась под руководством заместителя Генерального конструктора С.А. Яковлева(сына А.С.Яковлева)и выполнялась точно в установленные сроки. Постепенно конструкторы .стали отдавать предпочтение схеме самолета с комбинированной силовой установкой по типу использовавшейся на Як-38. Но работы по машине с единым подъемно-маршевым двигателем (ПМД) не прекращались.

В марте 1979 года ОКБ завершило разработку эскизного проекта самолета с единым ПМД Р-79В-300 и постройку его макета. Одновременно с ним на рассмотрение комиссии Министерства обороны были предъявлены материалы по многоцелевому истребителю с расширенным составом вооружения и комбинированной силовой установкой.

По результатам работы комиссии было принято указание МАП о разработке на ММЗ "Скорость" эскизного проекта и постройке макета истребителя с комбинированной силовой установкой.

При создании комбинированной силовой установки решили использовать два подъемных двигателя РД-41 с тягой каждого по 4100 кг и один подъемно-маршевый двигатель Р-79 (Р-79В-300) с тягой 15500 кг. Силовая установка из трех двигателей с электронной системой управления согласно расчетам могла обеспечить вертикальный взлет или взлет с коротким разбегом (в пределах длины палубы авианесущего корабля) самолета с максимальной взлетной массой 19500 кг.

В ходе проведения проектных работ, аэротрубных и стендовых испытаний площадь крыла самолета (первоначально - 29,3 м2) пришлось значительно увеличить.

Между тем, сроки разработки и создания силовой установки затягивались. Кроме того, изменились взгляды на предназначение самолета в соответствии с новыми задачами корабельной авиации. В результате было разработано дополнение кТТТ ВВС ВМФ, в соответствии с которым предписывалось на базе разработанного проекта создавать самолет-штурмовик Як-41.

В начале 1980 года в соответствии с директивой Генштаба о переориентации авиационного парка проектируемого пятого ТАКР на самолеты вертикального и укороченного взлета была произведена корректировка ТТТ к самолету, утвержденных в 1978 году.

В ноябре того же года Главкомы ВВС и ВМФ утвердили уточнение ТТТ к истребителю Як-41, согласно которым ММЗ "Скорость" была поставлена задача обеспечить укороченный взлете разбегом 120-130 м, взлет с трамплина и посадку с коротким пробегом. В том же месяце состоялось рассмотрение комиссией МО (ВВС ВМФ) эскизного проекта и макета Як-41, но на утверждение протокола комиссии ушло почти полгода.

Несколько позже в рамках общего развития взглядов на самолет корабельного базирования и возможности его создания по срокам было разработано следующее дополнение к ТТТ. Самолет стал создаваться как многоцелевой - предназначенный для перехвата воздушных целей, ведения маневренного воздушного боя и нанесения ударов по морским и наземным объектам. С учетом опыта использования самолета Як-38 с сухопутных аэродромов и малоразмерных площадок номенклатура вооружения была расширена по требованию заказчика.

Параллельно с конструкторскими работами специалисты МАП и ВВС в 1982-1983 годах провели теоретические исследования, показавшие возможность существенного повышения боевой нагрузки и времени барражирования Як-41 при патрулировании с ПТБ при взлете с коротким разбегом или с трамплина. На самолетах Як-38 отрабатывалась методика выполнения взлета с коротким разбегом.

Из-за задержек в создании двигателей в ноябре 1983 года было принято Решение ВПК при Совете Министров СССР о переносе срока выхода на испытания самолета Як-41 на 1985 год, но и этот срок пришлось корректировать. Подъемно-маршевый двигатель Р-79В-300 был подготовлен для проведения натурных испытаний только в конце 1984 года.

События 1984 года: смерь министра обороны Д.Ф.Устинова, поддерживавшего развитие СВВП, и уход на пенсию А.С.Яковлева замедлили работы по машине. Постановление 1977 года о создании Як-41 и все последующие его дополнения остались невыполненными.

В мае 1986-го принимается очередное постановление о создании на ММЗ "Скорость" многоцелевого корабельного самолета Як-41М с использованием задела по корабельному истребителю Як-41. Задавались сроки предъявления на государственные испытания самолета Як-41М - 1988 год (начало поставок авиации ВМФ - 1990 год), а учебного Як-41 УТ -1989 год. Работы по созданию штурмовика на базе Як-41 прекращались.

С изменением назначения и расширением задач самолета с комбинированной силовой установкой очередной корректировке подверглись ТТТ в части летно-технических характеристик: снижались максимальная скорость на высоте, практический потолок и дальность полета при вертикальном взлете; утверждались новые характеристики дальности полета с ПТБ и максимальная нагрузка при укороченном разбеге (120 м).

Ведущим конструктором по самолету был назначен Г.А.Матвеев.

Для проведения испытаний Як-41М была построена малая серия из четырех экземпляров. Один экземпляр предназначался для статических испытаний, второй - с бортовым номером "48" - для оценки сил и моментов, действующих на самолет в различных режимах полета, и работы силовой установки. Два летных экземпляра имели бортовые номера "75" и "77". Под этими номерами они проходили испытания на сухопутных аэродромах и наТАКР "Адмирал флота Советского Союза С.Г.Горшков", находящемся на Северном флоте. Самолет с бортовым ╧ "77" являлся предсерийным экземпляром.

В процессе создания самолета, проведения стендовых и заводских испытаний был решен ряд научно-технических и технологических задач. Были исследованы температурные поля от газовых струй двигателей силовой установки и создана система защиты двигателей от попадания горячих газов в воздухозаборники при их работе. Особое внимание обращалось на взаимовлияние этих полей на силовые установки самолетов при групповом взлете.

Самолет Як-41М в ходе проектирования был оптимизирован для вертикального взлета и сверхзвукового полета. Он способен выполнять вертикальный взлете полной нагрузкой. С этой целью предусмотрен форсажный режим работы двигателей. Объединенная триплексная цифровая электродистанционная система управления самолетом и силовой установкой связывает отклонение цельноповоротного стабилизатора с режимом работы подъемных и подъемно-маршевого двигателей. Система управляет отклонением сопел всех трех двигателей. Подъемные двигатели могут работать до высоты 2500 метров при скорости полета не более 550 км/ч.

Запас топлива с использованием подвесных топливных баков может быть увеличен на 1750 кг. Предусмотрена возможность установки подвесного конформного топливного бака.

На летных экземплярах самолета применены системы струйного управления, причем на разных экземплярах эти системы имеют различия. В ходе испытаний оценивалась эффективность предложенных вариантов. На самолете ╧75 струйные рули установлены в хвосте и имеют эжекторы в канале путевого управления. На самолете ╧77 поворотные сопла струйных рулей установлены в носовой части фюзеляжа.

В систему отображения информации включены многофункциональный электронный индикатор (дисплей) и индикатор на лобовом стекле кабины.

Прицельный комплекс имеет бортовую вычислительную машину, вокруг которой сгруппированы: бортовая радиолокационная станция М002 (С-41), система управления огнем, нашлемная система целеуказания и лазерно-телевизионная система наведения.

Пилотажно-навигационный комплекс позволяет определять координаты местоположения самолета в полете как от наземных (корабельных) радиотехнических систем, так и по спутниковым системам навигации. В комплексе имеются системы дистанционного и траекторного управления самолетом, автономный навигационный вычислитель и др.

Масса пустого самолета 11650 кг.

Встроенное стрелковое вооружение - высокоэффективная пушка ГШ-301 калибра 30 мм с боекомплектом 120 снарядов различных типов, обеспечивающая поражение воздушных и наземных (надводных) легкобронированных целей.

Максимальная боевая нагрузка Як-41М составляет 2600 кг и размещается на внешней подвеске на четырех пилонах под крылом.

Варианты вооружения формируются в зависимости от характера поражаемых целей и подразделяются на три основных группы: "воздух-воздух" (УР P-27R Р-27Т, Р-77, Р-73), "воздух-море" (УР Х-31А) и "воздух-поверхность" (УР Х-25МП, Х-31П.Х-35).

Штатное вооружение самолета включает в себя ракеты класса "воздух-воздух" ближнего боя и средней дальности с активными и пассивными радиолокационными и тепловыми головками самонаведения,

Неуправляемое вооружение как ракетное (снаряды С-8 и С-13 в блоках, С-24), так и бомбовое (ФАБ, контейнеры малых грузов - КМ ГУ) предусмотрено в достаточно широкой номенклатуре.

В 1985 году был построен первый опытный экземпляр самолета Як-41М ("изделие 48М", бортовой номер 48), стендовые испытания которого начались в 1986 году.

Первый полет на Як-41М при взлете и посадке "по-самолетному" был выполнен летчиком-испытателем А.А.Синицыным 9 марта 1987 года.

Однако в предусмотренный постановлением срок (в 1988 году) представить самолет на Государственные испытания не удалось. При корректировке сроков проведения испытаний было в очередной раз изменено обозначение самолета, который стал называться Як-141.

Як-141 имеет следующие преимущества перед Як-38:
взлет без выруливания на ВПП непосредственно из укрытия по выводной рулежной дорожке с обеспечением массового ввода в бой подразделения Як-141;
эксплуатация самолета с поврежденных аэродромов;
рассредоточение самолетов на большом количестве малоразмерных площадок с обеспечением повышенной выживаемости и скрытности базирования;
сокращение в 4 - 5 раз времени взлета подразделения самолетов Як-141 из положения готовности ╧ 1 по сравнению с подразделением обычного взлета;
сосредоточение группировки истребительной авиации для перехвата воздушных целей на угрожаемых направлениях вне зависимости от наличия там развитой аэродромной сети;
ведение ближнего маневренного боя, нанесение ударов по наземным и надводным целям;
малое время реагирования на вызов сухопутных войск за счет небольшого подлетного времени и одновременного взлета большого количества самолетов с рассредоточенных площадок, находящихся вблизи линии фронта;
базирование как на авианесущих кораблях ВМФ, так и на судах морского флота, не имеющих развитой полетной палубы, а также на ограниченных взлетно-посадочных площадках и участках автодорог.

Отработка режима вертикального старта с висением началась в конце 1989 года. 13 июня 1990-го летчик А.А.Синицын выполнил первый полет с вертикальными взлетом и посадкой.

Уникальные характеристики новой машины, выявленные в ходе испытаний, позволяли рассчитывать на возможность официально занять лидирующие мировые позиции среди самолетовданного класса. К апрелю 1991 года один из летных экземпляров Як-41М с комплектом контрольных грузов был подготовлен к рекордным полетам. В течение 15 дней летчик-испытатель ОКБ им. А.С.Яковлева А.А.Синицын установил 12 мировых рекордов в классе летательных аппаратов "Н" (аппараты вертикального взлета и посадки с реактивной подъемной силой).

Активная фаза испытаний самолета Як-41М в корабельных условиях началась в сентябре 1991 года.

В группу по обеспечению испытаний входили специалисты из разных организаций промышленности и Министерства обороны. В составе группы находился и автор этих строк. Вылетели мы с аэродрома ЛИИ на самолете Як-42 и примерно через 2,5 часа были уже в Североморске, где велась подготовка к встрече на береговом аэродроме двух опытных самолетов Як-41М.

Готовились к проведению испытаний и на авианесущем корабле. На крейсере были выделены помещения для размещения специальной аппаратуры, велась подготовка палубы для приема самолетов и их размещения. Сложность состояла втом, что на ТАКР "Адмирал Горшков" не было предусмотрено задержников, необходимхдля удержания самолета при включении форсажного режима работы подъемно-маршевого двигателя для разгона при коротком взлете. Чтобы самолет не скользил по палубному настилу при выводе двигателя на взлетный режим, в ОКБ им. А.С.Яковлева разработали профильные задерживающие устройства (упоры). В процессе подготовки к испытаниям эти упоры были прикреплены к палубе, а при необходимости они легко снимались.

В связи с переводом на борт крейсера части специалистов, участвующих в испытаниях, а также представителей комиссии для них выделялись жилые и рабочие помещения, отрабатывался порядок обеспечения питанием и т.п.

Всеми мероприятиями по проведению летных испытаний руководил заместитель главного конструктора ОКБ К.Ф.Попович.

По мере подготовки корабля уточнялась программа испытаний. Кроме испытаний одиночного самолета, рассматривались различные варианты группового взлета самолетов с корабля, втом числе нетрадиционные. По расчетам, проведенным в ОКБ и НИИ, они могли быть реализованы на практике.

Подготовка к испытаниям Як-41М как в ОКБ, так и на корабле велась с учетом опыта испытаний и эксплуатации штурмовика Як-38. В ходе эксплуатации Як-38 имели место инциденты, связанные с рассогласованием двигателей (подъемных и подъемно-маршевого) по тяге, раскачкой самолета по крену и тангажу, самопроизвольным кренением и разворотом ("подхватом") по курсу. Для предотвращения подобных моментов Як-41М оборудовали более совершенными струйными рулями и автоматикой, а также системой предотвращения попадания горячих газов на вход силовой установки. 24 сентября 1991 года начался перелет самолетов с аэродрома "Жуковский" к месту проведения очередного этапа испытаний.

После подготовки на аэродроме "Североморск" самолеты перелетели на корабль. Взлет проводился по-самолетному. Полеты новых машин вызывали всеобщее восхищение. Схемы и условия полета самолетов Як-41М по датам их выполнения при проведении испытаний на ТАКР "Адмирал флота Советского Союза С.Г.Горшков" приведены ниже.

Посадка первого самолета была выполнена блестяще. Летчик-испытатель ОКБ А.А.Синицын мягко посадил машину на палубу корабля, но при выключении силовой установки допустил увеличение тангажа. Это произошло из-за того, что на опытной машине было раздельное выключение двигателей силовой установки, и летчик сначала выключил ПМД, а затем ПД. В результате уже стоявший на палубе самолет стал задирать нос и слегка коснулся палубы стабилизатором и створками реактивного сопла. Но все завершилось благополучно.

Вторым успешно произвел посадку летчик-испытатель ОКБ В.А. Якимов. Надо заметить, что для него это была первая в жизни посадка на палубу авианосца.

Начались корабельные испытания новой машины. Была проведена оценка возможности эксплуатации самолета на корабле, спуск и подъем на подъемниках, варианты швартовки, возможности размещения на ангарной палубе и в ремзоне. В результате самолет был практически полностью адаптирован к корабельному базированию и эксплуатации. Возникали и некоторые проблемы, но они по оценкам специалистов легко разрешались.

30 сентября начались испытательные полеты. Всего их было выполнено три, в том числе два - с коротким разбегом и один полет на висение со взлетом по-вертикальному. Все посадки производились вертикально.

Как уже говорилось, для обеспечения короткого взлета на палубе установили профильные упоры. Для взлета летчик выруливал и устанавливал самолет на эти упоры, выводил двигатель на форсажный режим и отпускал тормоза. Самолет перекатывался через упоры и начинал разбег.

Программой испытаний предусматривалась отработка действий в реальных условиях нахождения корабля в открытом море. Для этого ТАКР выходил в Баренцево море, однако полеты не состоялись из-за плохих погодных условий. Прогноз погоды не обещал улучшения, и корабль вернулся на базу.

В процессе испытаний мне приходилось сравнивать взлет с коротким разбегом самолета Як-41М с трамплинным взлетом самолетов Су-27К и МиГ-29К. Сравнивать было с чем, незадолго до этого мне пришлось побывать на ТАВКР "Тбилиси" и участвовать в испытаниях самолетов трамплинного взлета и аэрофи-нишерной посадки. Взлет с коротким разбегом Як-41М выглядел более спокойным по сравнению с динамикой трамплинного взлета Су-27К и МиГ-29К. По времени разгон "Яка" был несколько выше, но организовать групповой взлет Як-41М предлагалось проще и по времени быстрее, используя при этом нетрадиционные варианты взлета.

Много внимания проблеме организации группового взлета уделял А.А.Синицын. Мыс ним ходили и промеряли палубу, составляли варианты предстартовой расстановки машин и разрабатывали предложения по достижению безопасных условий взлета. Эти условия были связаны и с некоторыми доработками элементов палубы, не требующими создания лете ╧75 совершил А.А.Синицын. Полет прошел успешно, задание было выполнено.

Следующим взлетел В.А.Якимов на самолете ╧77. Полет проходил нормально, но при посадке летчик допустил превышение вертикальной скорости, в результате чего произошла авария.

Все испытания Як-41М были прекращены. Началось расследование этого происшествия. Разбор полета проходил в каюте командира корабля, сюда же поступила вся информация с самолетных бортовых регистраторов.

Как показали результаты расследования, аварийная ситуация возникла на завершающем этапе полета. При подходе к кораблю на самолете возникли боковые силы от воздухозаборников из-за бокового ветра, которые летчик компенсировал отклонением педалей с большим расходом.

В таком положении самолет подходил к палубе. Руководитель полетов давал команды летчику держать курс. Сильный боковой ветер, близость корабельной надстройки и ограниченный размер палубы - все это в совокупности порождало у летчика желание скорее произвести посадку. Поддержки со стороны руководителя полетов по обеспечению безопасной вертикальной скорости не последовало. Находясь над палубой на высоте 10-13 метров, летчик допустил превышение предельной вертикальной скорости снижения. Самолет сел грубо, ударившись о палубу, основные стойки шасси пробили топливный бак, возник пожар. Летчик В.А.Якимов после неоднократных команд руководителя полетов катапультировался.

Находившаяся в состоянии повышенной готовности поисково-спасательная служба ТАКР не была задействована - приводнившегося Якимова быстро подобрал спасательный катер. Пожар на самолете был потушен противопожарными службами корабля с использованием штатных средств.

Надо отдать должное уникальным средствам спасения Як-41М, которые сработали безукоризненно. Кресло К-36ЛВ было создано в НПО "Звезда" (руководитель предприятия Г.И.Северин). От ОКБ им. А.С. Яковлева работы по созданию катапультного кресла Як-41М возглавлял Б.С.Прусаков. Кресло К-36ЛВ обеспечивает автоматическое спасение летчика на вертикальных и переходных режимах полета, а также безопасное покидание самолета практически на всех режимах полета в случае возникновения аварийной ситуации или боевого поражения.

В авиации,особенно при испытаниях авиационной техники, ксожале-нию,иногда происходят чрезвычайные происшествия, хотя безопасность полета и сохранение жизни экипажа в случае возникновения аварийной ситуации стоят в основе создания авиационной техники. В ситуации, которая произошла с Як-41М,летчик благополучно катапультировался и вскоре снова летал. Но тогда все мы были удручены происшедшим. Конечно, тяжелее всех было В.А.Якимову.

Мы прекрасно понимали, какая сложилась в стране обстановка, и что авария может быть использована для свертывания работ по этой теме. Но об этом даже не хотелось говорить, когда мы собрались с руководителями испытаний перед отъездом с корабля. На память о первой посадке Як-41М на ТАКР "Адмирал Горшков" у меня осталась фотография самолета, который был предсерийным авиационным комплексом и предназначался для вооружения советских авианесущих кораблей.

Самолет Як-141 (Як-41М ╧75) после прекращения испытаний впервые был публично представлен 6-13 сентября 1992 года на авиасалоне в Фарнборо, а позднее неоднократно демонстрировался на других авиасалонах. Второй Як-41М (бортовой номер "77") после восстановления стал музейным экспонатом.

Нарастающий кризис и развал союзного государства не позволил запустить в серийное производство эту машину. Авария послужила лишь формальным поводом для того, чтобы сначала заморозить, а затем и вовсе прикрыть тематику развития в нашей стране самолетов В/КВП. Однако в ОКБ еще некоторое время продолжались работы по новым перспективным проектам.

В процессе создания и эксплуатации самолетов В/КВП был накоплен огромный опыт. В результате конструкторам и ученым нашей страны удалось создать сверхзвуковой самолет В/КВП, не имеющий аналогов в мире. О высоких летно-тактических характеристиках свидетельствуют мировые рекорды, установленные на одном из опытных самолетов Як-141 летчиком-испытателем А.А.Синицыным.

К концу 1991 года работы на Саратовском авиазаводе по подготовке серийного производства Як-41М были прекращены из-за отсутствия финансирования.

Работы по доводке и улучшению характеристик самолета в ОКБ в последующие годы велись на собственные средства в расчете на перспективные, в том числе и экспортные заказы. На базе Як-41М (Як-141) и его перспективных модификаций могла быть создана гибкая мобильная оборонительная система с высокой степенью боевой живучести, способная обеспечить сохранение боевого потенциала обороняющейся стороны в случае внезапного массированного удара противника.

Появление и развитие самолетов В/КВП было обусловлено всем ходом научно-технического прогресса. Авторы некоторых публикаций утверждают, что развитие СВВП было ошибочным направлением, что они никогда не достигнут ЛТХ самолетов обычного взлета и посадки. Это не совсем так. СВВП это ЛА, который получил по сравнению с самолетом обычной аэродинамической схемы новые свойства, а следовательно, и новые возможности. Так, например, опыт боевого применения СВВП AV-8В "Харриер" показал, что при использовании тактических приемов вертолетов в ближнем воздушном бою он в 2-3 раза превосходит истребители-штурмовики F/A-18 "Хор-нет" и истребители F-14A "Томкэт", хотя в дальнем бою проигрывает им с соотношением 1:4.

При дальнейшем развитии проектирования самолетов типа Як-41М получили право на жизнь аэродинамические схемы, реализовав которые можно получить ЛА, мало в чем уступающий самолету обычной (классической) схемы, но имеющие ряд преимуществ. Такие схемы в дальнейшем предполагалось реализовать в самолетах типа Як-141М, Як-43 и др. Эти схемы были представлены на различных выставках и опубликованы в ряде научно-технических журналов.

В проектах перспективных самолетов В/КВП прорабатывались вопросы повышения их боевой эффективности. С этой целью предлагалось следовать в направлении значительного увеличения боевого радиуса действия и времени барражирования в заданном районе, повышения массы полезной нагрузки, наращивания номенклатуры вооружения и совершенствования систем управления огнем, снижения радиолокационной и ИК заметности. Это подтверждается расчетами, согласно которым тактико-технические характеристики перспективного самолета Як-141М отличаются в лучшую сторону по сравнению с Як-141.

При разрыве пути развития какого-либо направления неизбежно происходит торможение прогресса в области науки, техники и знаний, потеря научно-технического и технологического задела, а также подготовленных кадров ученых, конструкторов, инженеров и других специалистов.

В начале 1990-х годов авария самолета Як-41М явилась лишь "зацепкой", чтобы свернуть все работы по тематике создания самолетов В/КВП новых поколений. Сверхзвуковой Як-41М стоял у порога грядущих океанских походов, осуществить которые помешала изменившаяся общественно-политическая и экономическая обстановка в стране, приведшая к развалу СССР и неосуществлению многих замыслов по созданию авиационных комплексов новых поколений.

Конструкция самолета.

СВВП Як-141 выполнен по схеме высокоплана, с комбинированной силовой установкой и с такой же схемой расположения двигателей, как и у Як-38, двукилевом вертикальном оперении и трёхопорными шасси.

Конструкция планера самолёта на 26% (по массе) выполнена из КМ, включая углепластиковые поверхности хвостового оперения, закрылки, наплывы и носки крыла , причём остальная конструкция выполнена главным образом из коррозионностойких алюминево-литиевых сплавов, чтобы уменьшить массу.

По словам генерального директора АО ╚Саратовский авиационный завод╩ Александра Ермишина, ╚коэффициент сложности╩ самолета Як-141 по сравнению с истребителем МиГ-29 составляет 1.7.

Схема расположения двигателей, такая же, как и на Як-38 - предыдущем СВВП ОКБ им.А.С.Яковлева - один подъемно-маршевый двигатель располагается в хвостовой части фюзеляжа и два маршевых двигателя размещены сразу за кабиной летчика.

Фюзеляж прямоугольного сечения , выполнен по правилу площадей, имеет заострённую носовую часть, в которой размещается кабина пилота с катапультным креслом К-36В, как на самолёте Як-38, конструкции ОКБ ╚Звезда╩, обеспечивающим автоматическое покидание самолёта на вертикальных и переходных режимах полёта при возникновении критической ситуации. Эта система автоматически переходит в режим готовности при отклонении сопла ПМД на угол более 30 градусов. Принудительное автоматическое катапультирование лётчика происходит при превышении заданного угла тангажа или заданной комбинации угла крена и у угловой скорости крена. Два подъёмных двигателя расположены сразу за кабиной пилота, подъёмно-маршевый двигатель расположен в хвостовой части самолёта.

Крыло высокорасположенное, стреловидное, с изломом задней кромки и корневыми наплывами, имеет отрицательное поперечное V 4 гр. и угол стреловидности по передней кромки 30 гр. При размещении самолёта на корабле консоли могут складываться, почти вдвое уменьшая размах крыла. Крыло имеет развитую механизацию, состоящую из поворотных носков в корневой и складывающихся частях, закрылков в корневой части и эливонов на складывающихся частях.

Хвостовое оперение расположено на двух консольных балках, вынесенных далеко назад за подъемно-маршевый двигатель, и включает два киля с рулями направления, установленных с небольшим развалом, и цельноповоротный стабилизатор, размещенный ниже плоскости крыла. От килей вперед вдоль фюзеляжа идут вертикальные перегородки.

Шасси трехопорное с крепящимися к фюзеляжу одноколесными стойками, передняя стойка убирается назад, основные - вперед под каналы воздухозаборников.

Силовая установка включает один подъемно-маршевый двигатель Р-79 Московского НПО ╚Союз╩ и два подъемных двигателя РД-41 Рыбинского КБ моторостроения, используемых при взлете и посадке. Каждый из коробчатых воздухозаборников двигателя Р-79 отличается большой площадью поперечного сечения, сильно скошен на входе и имеет регулируемый клин и две перепускные створки, круглое сопло поворачивается на угол до 95 гр. для отклонения тяги. Ресурс механизма поворота сопла сосвавляет не -менее 1500 циклов поворота. Максимальный поворот используется при вертикальном взлете и посадке. Помимо чисто вертикального взлета, Як-141 может использовать еще, как минимум, два способа взлета. Это короткий взлет с разбегом и сверхкороткий взлет с проскальзыванием. Для обоих этих видов взлета нормальное отклонение сопла подъемно-маршевого двигателя - 65 гр., причем при взлете с разбегом поворот сопла на этот угол происходит после начала разбега, а при взлете с проскальзыванием (с длиной разбега около 6 м) угол поворота 65 град при работе двигателя на форсаже устанавливается до начала движения самолета.

Применение невертикальных видов взлета увеличивает грузоподъемность самолета, так как при этом устраняется отрицательное влияние экранного эффекта (снижение тяги двигателя в результате попадания в воздухозаборники отраженных от ВПП горячих реактивных струй и подсасывающего действия этих струй). При повороте сопла в вертикальное положение тяга может достигать 80% горизонтальной тяги. При взлете и посадке используется форсаж, что может затруднить использование самолета с наземных аэродромов из-за повышенной эрозии покрытия взлетной площадки.

В процессе испытаний к лету 1991 г. поворот сопел в горизонтальном полете для боевого маневрирования не использовался. К осени 1992 г. построено 26 двигателей Р-79, из них 16 готовы к эксплуатации на самолете, а семь двигателей испытаны в полете на самолете.

Подъемные двигатели РД-41 установлены один за другим позади кабины и имеют убирающиеся створки, закрывающие воздухозаборники и сопла в горизонтальном полете. Двигатели наклонены примерно на 10 град вперед относительно вертикали, их сопла могут поворачиваться в диапазоне от +12.5 до -12.5 гр. в продольной плоскости, площадь поперечного сечения сопла может регулироваться в диапазоне 10%. При вертикальном взлете сопла подъемных двигателей развернуты друг к другу для формирования единой струи (в противном случае две отдельные струи приводят к нежелательному образованию восходящего фонтана), при взлете с коротким разбегом сопла обоих двигателей отклонены на максимальный угол назад (суммарный угол каждого сопла с учетом наклона оси двигателя составляет около 22.5 град) для создания горизонтальной составляющей тяги. К концу 1991 г. построено около 30 двигателей РД-41.

При вертикальном взлете под воздухозаборниками выдвигаются две поперечные перегородки для предотвращения рециркуляции горячих газов (из зоны восходящего фонтана, образующегося между струями подъемных и подъемно-маршевого двигателей) и попадания в воздухозаборники посторонних предметов, а по бокам нижней части воздухозаборников - две продольные горизонтальные перегородки - для организации отрыва потока горячих газов от фюзеляжа.

Система управления двигателями цифровая трехканальная, с полной ответственностью. При переходе от вертикального полета к горизонтальному летчик вручную уменьшает угол отклонения тяги подъемно-маршевого двигателя до 65 гр., дальнейший поворот вектора тяги до нулевого происходит автоматически. Тяга подъемных двигателей уменьшается автоматически, не допуская разбалансировки самолета на протяжении всего перехода к горизонтальному полету.

Пилотажно-навигационный комплекс обеспечивает ручное, директорное и автоматическое управление самолетом от взлета до посадки в любое время суток в различных метеоусловиях на всех географических широтах. В состав пилотажно-навигационного комплекса входит ИНС, САУ, радиотехническая система ближней навигации и посадки, радиовысотомер, автоматический радиокомпас, спутниковая система навигации. Управление угловым положением самолета в горизонтальном полете осуществляется с помощью аэродинамических поверхностей (цельноповоротный стабилизатор, элероны, рули направления), на режимах висения и полета с малой скоростью - струйными рулями, расположенными на концах крыла (по крену) и хвостовых балок (по рысканию), а также дифференциальным изменением тяги подъемных и подъемно-маршевого двигателей (по тангажу).

Воздух для струйных рулей отбирается от компрессора подъемно-маршевого двигателя. Аэродинамические и струйные рули управляются цифровой электродистанционной системой с полной ответственностью и с трехканальной схемой резервирования, разработанной московским НПК ╚Авионика╩, имеется резервная механическая система управления полетом (по некоторым сообщениям, на одном из опытных самолетов установлена не цифровая, а аналоговая ЭДСУ без резервной механической системы).

Система катапультирования летчика обеспечивает автоматическое покидание самолета на вертикальных и переходных режимах полета при возникновении критических ситуаций. Эта система автоматически переходит в режим готовности при отклонении сопла подъемно-маршевого двигателя на угол более 30 гр. Принудительное автоматическое катапультирование летчика происходит при превышении заданного угла тангажа или заданной комбинации угла крена и угловой скорости крена.

Радиоэлектронное и прицельное оборудование включает систему управления вооружением с многофункциональной импульсно-доплеровской РЛС ╚Жук╩ (РП-29), которая стоит и на МиГ-29, ИЛС и многофункциональный МФД на передней панели, возможна установка лазерного дальномера и телевизионной системы наведения. (Всё это оборудование стояло только на потерянном 2 экземпляре Як-141). Бортовая РЛС способна обнаруживать воздушные цели с ЭПР 3 кв. м. на дальности до 80 км, катер - на удалении до ПО км. Может также устанавливаться сопряженный с РЛС и лазерным дальномером ИК датчик поисково-следящей системы.

Аппаратура радиоэлектронного подавления смонтирована в законцовках крыла и килей. В перегородках, простирающихся от килей Як-141 вперед, могут размещаться устройства выброса тепловых ложных целей или дипольных отражателей.

Система управления вооружением позволяет выполнять одновременную атаку нескольких целей и производить обзор земной поверхности с высокой разрешающей способностью.

Истребитель Як-141 вооружен расположенной в фюзеляже пушкой ГШ-301 калибром 30мм с боезапасом в 120 снарядов. На четырех (а позднее на шести) подкрыльных пилонах могут подвешиваться УР класса воздух-воздух (Р-27 средней и Р-73 или Р-60 малой дальности) и воздух-поверхность (В-3 Х-25 и Х-29), пушечные установки или пусковые ракетные блоки.

Варианты подвески вооружения:

УР класса ╚воздух-воздух╩ -
4 х Р-77;
4хР-77 +1хПТБ(2000л);
2хР-27Э + 2хР-73Э + 1хПТБ (2000 л);
2хР-60 + 2хР-73;
2хР-60 + 2хР-77;

УР класса ╚воздух-море╩ -
2хХ-35 + 2хР-73Э + 1хПТБ (2000 л);
4хХ-35А + 1хПТБ(2000л);
4хХ-35П + 2хРВК-АЭ + 1хПТБ (2000 л);

Боеприпасы для действий по наземным целям -
6хАБСП (500 кг);
4 блока с НУРС калибра 80-249 мм + 1хПТБ (2000 л);
2хХ-ЗШ + 2хР-77 + 1х

Большой объем работ по проектам «106″ и «125″, проведенный ОКБ А.Н.Туполева, не дал необходимого результата. Хотя оба проекта конструктивно сильно отличались друг от друга: работы по «106″ проводились под знаком модернизации Ту-22, а по «125″ – создания сверхсовременного и сверхскоростного самолета, у причины отсутствия реальных результатов были общие корни. В обоих проектах делалась ставка на создание скоростного высотного однорежимного ударного самолета, тактическая ценность которого к середине 60-х годов вызывала большие сомнения, а практическая конструктивная реализация, во всяком случае по второму проекту, требовала освоения сложнейших и весьма дорогостоящих технологий. Потребовались совершенно другие подходы и взгляды на проблему создания перспективного дальнего ударного самолета. Прежде всего отказались от концепции однорежимного сверхзвукового самолета. Изучив особенности боевого применения самолетов дальней авиации, состояние и перспективы развития систем бортового вооружения, радиоэлектронных комплексов навигации и управления самолетом и его системами, а также состояние и направления совершенствования техники ПВО, ОКБ совместно с ВВС принимают концепцию многорежимного самолета-носителя. Подобный самолет, за счет своих конструктивных особенностей, должен был быть приспособлен для выполнения сверхзвуковых высотных полетов, дальних полетов на дозвуковых скоростях и низковысотных полетов на трансзвуковых скоростях. При этом самолет должен был иметь лучшие чем его предшественники взлетно-посадочные характеристики.

Наиболее полно достижению всей этой совокупности весьма противоречивых летно-тактических данных в одной конструкции отвечал самолет с изменяемой в полете стреловидностью крыла. Теоретические работы и летные эксперименты показали следующие преимущества тяжелых ударных самолетов с подобным крылом: среднее за полет значение аэродинамического качества существенно возрастало в связи с ростом аэродинамического качества на дозвуковом режиме при умеренной стреловидности крыла, что увеличивало дальность полета; возможность взлета и посадки при положении крыла соответствующего минимальной стреловидности позволяло значительно улучшить взлетно-посадочные характеристики; при больших углах стреловидности самолет становился оптимизированным для полетов на больших сверхзвуковых скоростях; в положении максимальной стреловидности крыла уменьшалось время разгона и прохода через трансзвуковой участок, уменьшались перегрузки в вертикальной плоскости вблизи земли, что позволяло выполнять полеты на малых и сверхмалых высотах. Однако за все надо платить.

Большие тактические преимущества применения крыла с изменяемой в полете стреловидностью влекли за собой увеличение массы пустого самолета, за счет введения в конструкцию планера дополнительных элементов поворотного узла (шарниров, приводов, силовых нервюр и т.д.). Общее увеличение массы оценивалось в пределах 3,5-4%, в зависимости от класса самолета и совершенства применявшихся технологий. В плане создания такого крыла необходимо было разработать конструкции легких и прочных шарнирных соединений, легкие и мощные привода поворотных частей крыла, эффективные смазки для узлов шарнира, системы электронной автоматики поворота крыла и т.д. Определенные трудности при применении такого крыла возникали в плане обеспечения устойчивости и управляемости самолета при изменении стреловидности. Проблема была успешно решена совместно с ЦАГИ, благодаря использованию эффекта сохранения практически неизменным фокуса крыла изменяемой стреловидности за счет введения корневого наплыва и размещения оси поворота шарнира в определенном месте. Исследования, проведенные в ЦАГИ, подтвердили возможность создания универсальной компоновки, дававшей положительные результаты для самолетов различных типов.

Работы над проектом дальнего ракетоносца «145″ начались в ОКБ в 1965 году. На начальном этапе ОКБ вело проектирование в инициативном порядке. Ведь на роль борца с американскими авианосными группировками еще в 1962 г. был «выбран» Т-4 ОКБ П.О.Сухого. Правительственное постановление на разработку самолета появилось лишь в конце 1967 года, а пока по теме существовало только совместное Решение Министра авиационной промышленности П.В. Дементьева и Главкома ВВС П.С. Кутахова, получившее поддержку Д.Ф. Устинова, отвечавшего за ВПК. ОКБ вело все работы без государственных дотаций. Поскольку работы в ОКБ шли на «полулегальном» основании и, видимо, из-за требований режимности, тема на всех уровнях декларировалась, как глубокая модернизация Ту-22К, и если в начале работ над проектом это более менее соответствовало действительности, то в ходе развития проекта общего у них осталось тактическое назначение, да бомбоотсек, способный вмещать до 12 т бомб. В результате проект самолета «145″, получивший официальное обозначение Ту-22М (самолет «ЮМ», «AM», «45″) в ходе своего развития превратился в совершенно новую машину, имевшую мало сходства с Ту-22.

Облик Ту-22М сложился не сразу, было несколько промежуточных переходных проектов, в которых использовалась часть наработок по семейству самолетов Ту-22. Осенью 1965 года в Отделе техпроектов ОКБ подготавливается техническое предложение по первому варианту самолета «145″. За основу для этого раннего проекта взяли проект «106Б». От него позаимствовали общую компоновку фюзеляжа, схему размещения двигателей, размещение ударного вооружения и систему обороны. Согласно проекта, самолет выполнялся по схеме высокоплана с крылом изменяемой в полете стреловидности и с неподвижной средней частью крыла. Неподвижная средняя часть крыла имела угол стреловидности 65°. Поворотные части крыла могли занимать три фиксированных положения: 20, 65 и 72 градусов. Каждое из положений соответствовало оптимальной аэродинамической конфигурации самолета для определенного режима полета: 20° – для взлета, посадки и полета на максимальную дальность на дозвуковом режиме; 65° – для полета на дальность на сверхзвуке; 72° -для полета на околозвуковых скоростях на малых высотах. Два двухконтурных двигателя с форсажными камерами устанавливались над задней частью фюзеляжа в общей большой мотогондоле с раздельными воздухозаборниками с вертикальным клином. Установка крыла изменяемой стреловидности значительно улучшила основные расчетные характеристики самолета «145″ по сравнению с исходным «106Б» (ДТРД НК-6 имели удельные и абсолютные параметры, близкие к проектным характеристикам ДТРДФ НК-144). Взлетная масса «145″ выросла на 7% и достигла 105 тонн, а масса пустого самолета возросла на 5 % и достигла 51,5 тонн. Взлетно-посадочные характеристики улучшились и позволяли эксплуатировать самолет «145″ с грунтовых полос (для «106Б» только с бетонных полос). При этом длина разбега для взлетной массы 105 тонны составляла 1450 м (у «106Б» -1800-2000 м). Максимальные скорости полета на высоте 50-100 м составляли 1100 км/ч (для «106Б» такой режим полета был недоступен), при полете на высоте 14500 м – 2500-2700 км/ч (для «106Б» – 2200 км/ч). Крейсерская сверхзвуковая скорость равнялась 2200 км/ч (для «106Б» – 1800 км/ч). Практическая дальность полета на дозвуковой скорости равнялась 10000 км (для «106Б» – 6300-6500 км), на крейсерском сверхзвуковом режиме – 4000 км (для «106Б» – 3000-4000 км), при полете у земли – 3800 км.

Основным вариантом боевого применения самолета «145″ являлся вариант ударного самолета, способный атаковывать цели на средних и больших высотах во всем диапазоне достижимых скоростей. В условиях сильной ПВО самолет должен был действовать как маловысотный носитель ракет или бомбардировщик, преодолевая зону ПВО на высотах до 200 м со скоростью 1200 км/ч, что гарантировало ему высокую неуязвимость от основных средств ПВО того периода и возможность с большой точностью поражать малоразмерные неподвижные и подвижные цели бомбами или ракетами (самолет можно было использовать для борьбы с шахтными или мобильными ракетными установками). Обладая значительной дальностью полета на сверхзвуковой и дозвуковой крейсерской скоростях самолет мог использоваться в условиях локального размещения средств ПВО как высотный ракетоносец-носитель одной ракеты Х-22 с различными типами ГСН (самолет «145К»), в том числе и с пассивными ГСН для уничтожения стационарных и мобильных РЛС, а также самолетов ДРЛО. Предусматривалась возможность создания на базе ударных вариантов самолета-разведчика «145Р», постановщика помех «145П» и самолета ПЛО. Этому способствовали широкий диапазон изменения реализуемых летных характеристик самолета, большая величина полезной нагрузки, большие размеры грузоотсека, а также бортовых источников электропитания. Размещение и состав экипажа оставался прежним по типу Ту-22.

К концу 1965 года этот предварительный проект ОКБ частично переработало, с целью устранения некоторых недостатков присущих самолетам семейства Ту-22. При сохранении общей компоновки, несколько изменили некоторые элементы конструкции. С целью уменьшения влияния фюзеляжа и крыла на работу силовой установки на больших скоростях, мотогондолу дополнительно подняли над фюзеляжем. С целью увеличения эффективности органов управления изменили форму киля и стабилизатора в плане, облагородили переднюю часть фюзеляжа с обтекателем РЛС и т.д. Учитывая опыт эксплуатации Ту-22, кабину штурмана перенесли за кабину за пилота, кабину оператора сместили назад и развернули его лицом по полету, систему аварийного покидания экипажем самолета перевели на катапультирование вверх. Решили делать самолет только в варианте ракетоносца, в результате отказались от бомбардировочного оптического (телевизионного) прицела и системы бомбардировочного вооружения. Этот вариант проекта также остался переходным. При разработке аэродинамической компоновки самолета «145″ ОКБ работало совместно с ЦАГИ и принимало практически все его рекомендации. По настоящему крупное расхождение в позициях ОКБ и ЦАГИ наметилось по вопросу снятия двигателей с верхней части фюзеляжа и отказа от сравнительно простых и легких воздухозаборников. У ОКБ были свои веские доводы – перенос двигателей в хвостовую часть фюзеляжа повлечет за собой усложнение системы подвода воздуха к двигателям и к значительному увеличению массы пустого самолета и взлетной массы, которая и так увеличилась за счет нового крыла, появляются дополнительные трудности с размещением оборудования, вооружения и топлива.

Что касается неприятностей с организацией воздушного потока на входе в воздухозаборники двигателей, то в ОКБ считали, что принятые конструктивные мероприятия (подъем мотогондолы над фюзеляжем и обеспечение эффективного слива пограничного слоя) должны были разрешить все проблемы. По этому вопросу между ОКБ и ЦАГИ возникла острая дискуссия. ЦАГИ, памятуя о негативном опыте с Ту-22, считал нереальным обеспечение на больших сверхзвуковых скоростях нормальной работоспособности двигателей при их расположение над верхней поверхностью крыла и фюзеляжа. Проведенные в ЦАГИ исследования показали, что, начиная с М=1,135-1,45, для данной схемы размещения двигателей резко уменьшается коэффициент восстановления давления и возрастает неравномерность потока на входе в воздухозаборники, даже при сравнительно малых углах атаки. В ОКБ еще раз рассматривают аргументы ЦАГИ и принимают решение переделывать проект с учетом нового размещения двигателей. В результате к 1967 году появляется вариант самолета Ту-22М с размещением двигателей в хвостовой части фюзеляжа и с воздухозаборниками по бортам фюзеляжа.

Новое размещение двигателей потребовало внести существенные изменения в компоновку самолета. Самолет стал среднепланом, боковые прямоугольные воздухозаборники разместили на средней части крыла. Входные устройства воздухозаборников оснастили вертикальным клином и системой слива пограничного слоя, в средней части воздухозаборников установили створки подпитки и перепуска воздуха (первоначально планировалось установить полукруглые воздухозаборники с центральными телами в виде полуконусов по типу применявшихся на Ту-128, однако анализ их работы на таком крупном самолете как Ту-22М и оценка воздухозаборников американского истребителя F-4 «Фантом-2″, склонили чашу весов в пользу применения плоских воздухозаборников, близких по конструкции, примененным на «Фантоме-2″). Установка двигателей в хвостовой части фюзеляжа потребовало значительной перекомпоновки агрегатов самолетных систем и оборудования внутри фюзеляжа, по-новому пришлось размещать топливные баки. В проекте предполагалось значительное увеличение дальности и продолжительности полета, в результате решено было в состав экипажа ввести второго пилота и улучшить условия работы экипажа. В результате кабину значительно переделали, увеличив ее размеры и изменив размещение экипажа. Командира корабля и второго пилота разместили рядом в переднем отсеке, аналогичным образом во втором отсеке разместили штурмана-навигатора и штурмана-оператора.

Подверглись корректировке параметры крыла и алгоритм изменения его стреловидности. Стреловидность средней неподвижной части крыла уменьшилась до 56°, угол изменения стреловидности поворотных частей крыла теперь менялся плавно в пределах от 20 до 60╟ с фиксацией на 20, 30, 50 и 60° или в любом другом промежуточном положении, как в ручном, так и в автоматическом режиме управления. Привод поворотных частей крыла осуществлялся от винтовых подъемников, приводимых в движение мощными гидроприводами. Особенности самолета с крылом изменяемой стреловидности заставили по-новому подойти к использованию и размещению органов управления самолетом: отказались от размещения элеронов на крыле, внедрили интерцепторы и дифференциально отклоняемый стабилизатор, для улучшения взлетно-посадочных характеристик на крыле установили предкрылки. Даже этот краткий и далеко не полный перечень конструктивных изменений, показывает, что речь шла не о модернизации, а создании принципиально нового самолета.

После двух лет работы ОКБ над проектом, тема наконец получает официальный статус. 28 ноября 1967 года выходит Постановление Совета Министров СССР №1098-378 по Ту-22М, согласно которому перед ОКБ ставилась задача спроектировать модификацию Ту-22К – Ту-22КМ с крылом изменяемой стреловидности и двумя ДТРДФ НК-144 (НК-144-2).

Постановлением самолет задавался как дальний ракетоносец-носитель одной ракеты типа X-22. Максимальная скорость оговаривалась 2300-2500 км/ч, дальность полета на дозвуковой скорости с одной ракетой – 7000 км/ч, длина разбега и пробега не должна была превышать 1600 м. Совместные государственные испытания Ту-22М намечалось начать во втором квартале 1969 года. ВВС еще в сентябре 1967 года, до выхода постановления, подготовили свои требования к модернизированной авиационно-ракетной системе К-22М. Особое внимание ВВС обращало на способность самолета-носителя Ту-22М выполнять полеты на малых высотах. Учитывая технические трудности создания современной эффективной ударной системы с высокими характеристиками самолета-носителя и, в частности, сложности с практическим освоением техники низковысотного полета, ВВС предлагало проводить разработку системы в два этапа. По мнению ВВС ОКБ должно было обеспечить по самолету дальность полета на дозвуке 8000 км, на сверхзвуке – 3000 км, при полетах на высотах 300-500 м на дозвуке – 3500 км в простых метеоусловиях (на первом этапе в неавтоматическом режиме управления, на втором этапе – в автоматическом); максимальная скорость оговаривалась 2000 км/ч, с кратковременным выходом на 2300 км/ч, для крейсерского сверхзвукового полета – 1600-1800 км/ч, для крейсерского дозвукового полета – 850-900 км/ч и для полета на малых высотах – 900 км/ч; практический потолок на дозвуке – 14000 м и на сверхзвуке – 16000 м. На первом этапе допускалось использование ДТРДФ НК-144-22 (изделие «ФМ») с максимальной статической тягой 20000 кгс и удельным расходом топлива на крейсерском дозвуковом режиме 0,85 кг/кгс час, на втором этапе силовая установка переводилась на НК-144-2 («ФМА») с максимальной статической тягой 22500 кгс. По первому этапу пилотажно-навигационное и прицельное оборудование соответствовало Ту-22, на втором этапе намечалось перейти на современное оборудование с элементами комплексирования (АБСУ и т.д.). ВВС настаивали на расширении ударных возможностей самолета-носителя: кроме одной ракеты, предусматривалась нормальная бомбовая нагрузка до 3 тонн и максимальная – до 11,0 тонн.

В рамках модернизации ставилась задача по созданию модификации ракеты Х-22 – Х-22М, с расширением ее возможностей по поражению целей за счет улучшения ее летных характеристик и разработки новых более точных и помехоустойчивых систем наведения различного типа. ВВС настаивали на усилении системы обороны за счет введения кормовой дистанционной стрелково-пушечной установки с радиолокационным и телевизионными прицелами. Последнее предложение военных было принято, ОКБ проработало два варианта самолета: с кормовой пушечной установкой и с хвостовым унифицированным отсеком с аппаратурой РЭП. В дальнейшем в ходе проектирования и проведения совместных испытаний заказчик выставлял все новые и новые требования по расширению ударных возможностей комплекса, что приводило к постоянным работам по модернизации конструкции самолета. В результате к моменту завершения испытаний самолет значительно отличался от того, что закладывалось в его конструкцию на начальном этапе проектирования. Количество ракет увеличилось до трех, а бомбовая нагрузка до 24 тонн, на самолете установили навигационный комплекс, автоматическую бортовую систему управления, новое приборное оборудование, радиолокационное и пилотажное оборудование, все это значительно расширило возможности Ту-22М, но привело к значительному увеличению времени на отработку новых агрегатов самолета и комплекса, а также на доведение основных летных характеристик самолета до требований, оговоренных в постановление 1967 года.

Реально этот процесс охватил почти 10 лет и не ограничился планировавшимися двумя этапами. Макетная комиссия по Ту-22М проводилась в ОКБ в октябре-ноябре 1967 года. По ее результатам и материалам эскизного проекта решили строить первую небольшую серию Ту-22М в варианте с двигателями, оборудованием и вооружением по программе первого этапа – самолет Ту-22М0 («45-00″). Как почти двадцать пять лет назад, когда шло освоение Ту-4, для ускорения процесса освоения самолета в серийном производстве, строительство первой партии Ту-22М, в том числе и первой машины, развернули на Казанском авиационном заводе им.Горбунова. (КАЗ им.Горбунова, до середины 60-х завод № 22 МАП). Руководство работ по теме Ту-22М А.Н. Туполев традиционно возложил на Главного конструктора Д.С.Маркова, ведущим инженером по теме в ОКБ назначили И.А.Старкова, участвовавшего до этого в создании всех туполевских боевых машин начиная с Ту-2. Д.С.Марков руководил темой до своей смерти в 1992 году, в настоящее время темой руководит один из опытнейших работников ОКБ Б.Е. Леванович.

К середине 1969 года в Казани закончили постройку первого самолета Ту-22М0 с двигателями НК-144-22. В начале августа 1969 года опытный Ту-22М0 торжественно выкатили из сборочного цеха завода, церемония происходила в присутствии министра авиационной промышленности П.В.Дементьева и многих ведущих специалистов, принимавших участие в создании этого самолета. После трехнедельной отработки систем, проверок и гонок двигателей экипаж в составе командира корабля летчика-испытателя В.П.Борисова, помощника командира (правого пилота) летчика-испытателя Б.И.Веремея, штурмана навигатора Л.С.Сикачева и штурмана-оператора К.А.Щербакова подняли 30 августа в первый полет Ту-22М0. Начались испытания и доводки новой машины. Одновременно в Казани шло производство серийных самолетов Ту-22М0, в основном предназначавшихся для доводок и отработок систем нового самолета и нового комплекса. Всего до конца 1972 года построили 10 Ту-22М0, пять из которых поступили в Рязань в Центр боевой подготовки и применения Дальней авиации, где использовались для переучивания экипажей и наземного персонала на новую технику. Результаты летных испытаний Ту-22М0 показали, что самолет требует дальнейшей модернизации, как в части улучшения летных данных, так и в части совершенствования оборудования. С одной подфюзеляжной ракетой Х-22М, с опытными двигателями НК-144-22 (максимальная тяга – 20000 кгс, удельный расход топлива на дозвуке – 0.917 кг/кгс час), при взлетной массе 121 тонн, Ту-22М0 показал на испытаниях дозвуковую дальность полета 4140 км, максимальную скорость – 1530 км/ч и длину разбега – 2600 м.

Летно-тактические характеристики Ту-22М0 не могли удовлетворить ни ВВС, ни ОКБ, поэтому еще до начала летных испытаний самолета началась работа по дальнейшей его модернизации. В декабря 1969 года в рамках второго этапа доводки Ту-22М принимается решение по модернизации Ту-22М0 в Ту-22М1 («45-01″).

Летно-тактические характеристики Ту-22М0 не могли удовлетворить ни ВВС, ни ОКБ, поэтому еще до начала летных испытаний самолета началась работа по дальнейшей его модернизации. В декабря 1969 года в рамках второго этапа доводки Ту-22М принимается решение по модернизации Ту-22М0 в Ту-22М1 («45-01″). Проектирование Ту-22М1 проводились в ОКБ в течение 1970 года с учетом опыта проектирования и испытаний Ту-22М0. В ходе модернизации усилили наиболее слабые места в конструкции планера, одновременно провели ревизию конструкции самолета с целью облегчения массы пустого самолета. В результате удалось снизить массу самолета на 3 тонны. Улучшили аэродинамику некоторых частей самолета. Доработали конструкцию воздухозаборников: увеличили прямоугольность их передней части, увеличили длину клина, изменили размещение и конструкцию створок подпитки и перепуска воздуха. Размах крыла вырос на полтора метра, изменились закрылки, уменьшились и облагородились обтекатели агрегатов крыла в средней его части. Обтекатель оптического бомбардировочного прицела был перенесен под центр фюзеляжа (на первых машинах он был установлен с правой стороны), отсек тормозного парашюта переместился в нижнюю часть фюзеляжа. В систему управления решено было внедрить автоматическую систему управления (АБСУ-145). По настоянию военных самолет был оснащен оборонительным вооружением – 2 дистанционно-управляемых 23 мм пушки ГШ-23Л в установке УКУ-9К-502. Новинкой явилась и окраска планера в серый цвет (нижняя поверхность фюзеляжа и крыла покрывались белой, «противоатомной» краской).

К лету 1971 года на КАЗ-е закончили изготовление первого Ту-22М1 с НК-144-22. 28 июля 1971 года начались его летные испытания. Самолет испытывал экипаж летчика-испытателя Б.И.Веремея. Одновременно, еще до окончания испытаний, решают начать с 1971 года его серийный выпуск. До конца 1972 года в Казани построили девять самолетов типа Ту-22М1. На пяти из них до конца 1975 года провели большой объем испытаний по доводке, испытаниям систем навигационного и прицельного оборудования, ракетного, бомбового вооружения и РЭП, проводились испытания доработанных двигателей. Из девяти построенных самолетов пять передали в Центр боевой подготовки морской авиации. В строевые части Ту-22М1 не поступал. Запускать в крупную серию Ту-22М1 не стали, так как его основные летные характеристики, полученные на испытаниях, оказались ниже требуемых. С двигателями НК-144-22 и с одной ракетой, при взлетной массе 122 тонны самолет смог обеспечить максимальную дальность на дозвуке 5000 км и на сверхзвуке – 1560 км. Максимальная скорость, зафиксированная на испытаниях равнялась 1660 км/ч. В крупной серии решено было строить Ту-22М2 – дальнейшее развитие Ту-22М1 с двигателями НК-22, на котором удалось избавиться от многих недостатков предыдущих вариантов Ту-22М.

Решение о серийном выпуске Ту-22М на КАЗе «спасло» серийный завод для ОКБ им.А.Н.Туполева и поставило программу конкурирующего бомбардировщика Т-4 П.О.Сухого под вопрос.

Работы над дальнейшим развитием Ту-22М, с целью улучшения его летно-тактических характеристик и приближения их параметров к требованиям постановления 1967 года продолжались. В русле этих работ началось проектирование новой модификации Ту-22М2 («45-02″). Ту-22М2 в крупной серии собирались строить с улучшенными двигателями НК-22 (22000 кгс, 0,85 кг/кгс час). Предусматривалась возможность взаимозаменяемости двигателей НК-22 с более мощными и более экономичными двигателями НК-25. За счет конструктивно-технологических мероприятий, массу самолета предполагалось снизить приблизительно на 1400-1500 кг. Улучшалась аэродинамика самолета. Самолет должен был строиться в серии как дальний ракетоносец-бомбардировщик с современным оборудованием, позволявшим решать широкий круг задач по боевому использованию самолета-носителя Ту-22М2 и всего комплекса К-22М.

Оборудование было структурировано в несколько взаимосвязанных бортовых систем различного назначения (навигационный комплекс НК-45, автоматическая бортовая система АБСУ-145М, панорамно-прицельная радиолокационная станция ПНА и связанный с ней оптический бомбардировочный прицел ОПБ-15Т с телевизионной приставкой, стрелковый радиолокационный прицел ПРС-4КМ и телевизионный прицел ТП-1КМ, развитая индивидуальная система РЭП и т.д.). В варианте ракетоносца Ту-22М2 мог нести от одной до трех ракет типа Х-22М с различными типами ГСН. Переоборудование в бомбардировщик предусматривалось в условиях войсковых частей, при этом максимальная нагрузка, состоявшая из обычных, ядерных бомб и мин равнялась 24 тоннам. С одной подфюзеляжной ракетой Ту-22М2 дальность полета на дозвуке предполагалось получить 5400-5600 км, на сверхзвуке -1850-1900 км, максимальную скорость полета – 1850-2000 км/ч и длину разбега – 2200-2400 м. Как и планировалось, Ту-22М2 начали выходить из ворот КАЗ-а весной 1973 года. Головной Ту-22М2 совершил первый полет 7 мая 1973 года, совместные испытания и доводки проводились на нескольких машинах до 1975 года. По сравнению с Ту-22М1, летные характеристики Ту-22М2 практически остались на прежнем уровне: с одной подфюзеляжной ракетой дозвуковая дальность равнялась – 5100 км, на сверхзвуке – 1630 км, максимальная скорость – 1660-1700 км/ч (без ракеты – 1800 км/ч), длина разбега – 2300 м.

На основании полученных результатов летных испытаний Ту-22М2, а также большого объема проведенных доводок и испытаний систем оборудования и вооружения, комплекс К-22М в августе 1976 года принимается на вооружение Дальней авиации и авиации ВМФ. Ту-22М2 находился в серийном производстве до 1983 года, всего завод в Казани построил 211 Ту-22М2. В апреле 1974 года первые четыре Ту-22М2 поступили в Рязань, в этом же году Ту-22М2 начали получать строевые полки. В целом освоение в частях ДА и авиации ВМФ новых Ту-22М проходило более спокойно, чем его предшественника Ту-22. Сказались большая доведенность и надежность конструкции. Общая оценка нового самолета со стороны летного и технического состава была положительная. Современное пилотажно-навигационное оборудование с широкими функциональными возможностями, а также введение второго пилота и более продуманная эргономика рабочих мест экипажа, позволили более качественно решать задачи пилотирования, навигации и управления ударным и оборонительным вооружением, поднять уровень безопасности полетов, уменьшить утомляемость экипажа при выполнении длительных полетов. Чувство уверенности у летных экипажей к новому самолету добавляла система аварийного покидания с катапультированием кресел вверх, снявшая ограничения по минимальной высоте аварийного покидания самолета, присущие Ту-22.

Хотя Ту-22М2 не был оснащен, как американский бомбардировщик B-1, системой автоматического огибания рельефа местности, он был способен совершать относительно продолжительные маловысотные «броски», уклоняясь от поражения средствами ПВО противника.

Появление в СССР нового дальнего ракетоносца-бомбардировщика Ту-22М вызвало большую озабоченность у руководства стран НАТО. Первая информация о разработке советского дальнего бомбардировщика с крылом изменяемой стреловидности просочилась на Запад в конце 60-х годов. В 1969 году в авиационных журналах появились рисунки и схемы самолета очень схожие с первоначальным проектом «145″ с двигателями над задней частью фюзеляжа. В начале 70-х годов на Западе появляется информация о первых Ту-22М. Анализируя предполагаемые летно-тактические данные Ту-22М, западные специалисты приписывают самолету качества межконтинентального носителя, способного наносить удары по территории США. В результате Ту-22М стал одним из «камней преткновения» в переговорах по сокращению стратегических вооружений между СССР и США в 70-е годы. После долгих и тяжелых переговоров СССР пошел на договоренность с США в рамках ОСВ-2, по которому судьба Ту-22М решилась не лучшим образом для этого авиационного комплекса: со всех Ту-22М, находившихся в строю, сняли оборудование заправки топливом в полете, что значительно ограничило возможности всего авиационно-ракетного комплекса. Кроме того по договору, США добились от СССР ограничения серийного производства Ту-22М на уровне тридцати машин в год.

Обеспечение заданных со стороны ВВС требований к Ту-22М давались ОКБ и предприятиям занятым в программе создания и совершенствования самолета и комплекса весьма нелегко – особенно достижение необходимых параметров по максимальной дальности и максимальной скорости. Запущенный в большую серию и принятый на вооружение Ту-22М2 мог летать на дальность 5100 км и на максимальной скорости 1800 км/ч – от ОКБ требовалось продолжить работы по дальнейшему совершенствованию самолета. Прежде всего необходимо было решить проблему с двигателем. Серийный НК-22 так и не смогли довести до максимальной тяги 22000 кгс, полученные на нем удельный расходы топлива требовали дальнейшего снижения. Попытки довести его модифицированный форсированный вариант НК-23 не увенчались успехом: опытный двигатель построили, провели стендовые испытания, поставили на один из Ту-22М2, выполнили несколько полетов и на этом все кончилось: перенапряженный НК-23 так и остался в опытном экземпляре, возможности дальнейшего развития линии НК-144 – НК-22 были исчерпаны. Учитывая создавшуюся ситуацию с мощными ТРД для тяжелых сверхзвуковых боевых самолетов, ОКБ Н.Д. Кузнецова в начале 70-х годов создало новый ДТРДФ НК-25 («Е»), выполненный по трехвальной схеме и оборудованный новейшими системами электронной автоматики, позволявшими максимально оптимизировать работу двигателя на различных режимах. Максимальная взлетная тяга НК-25, по сравнению с серийным НК-22, увеличилась на 20 % и достигла 25000 кгс, а удельный расход топлива на дозвуковом режиме уменьшился до 0,76 кг/кгс час. В 1974 году опытные двигатели НК-25 проходили испытания на серийном Ту-22М2, получившем обозначение Ту-22М2-Е, в последующие два года новый двигатель прошел большой объем испытаний и доводок в полетах на летающей лаборатории Ту-142ЛЛ. Помимо внедрения новых двигателей, в ОКБ продолжали настойчиво работать над дальнейшим уменьшением массы пустого самолета за счет мероприятий конструктивного и технологического характера. Имелись также резервы по улучшению аэродинамики самолета. Эти и некоторые другие весьма перспективные направления работ по дальнейшему развитию самолета привели к созданию наиболее совершенной серийной модификации Ту-22М – самолета Ту-22М3 («45-03″).

Messerschmitt Bf110

В начале августа 1940 г стратегические истребители "Мессершмитт" Bf 110, составлявшие элитные части люфтваффе - группы "охотников", с баз во Франции и Бенилюкса начали воздушную наступательную операцию "Адлерангрифф", имевшую целью поставить на колени Англию. Hемецкая пропаганда утверждала, что группы "охотников" непобедимы, и не было никаких сомнений, что "охотник" сможет выполнить все поставленные перед ним Герингом и штабом люфтваффе задачи.

Через несколько недель стало очевидно, что неуязвимость "охотника" - миф, живший только в заявлениях велиречивого рейхсмаршалла. С самого начала "Адлерангриффа" дальний, тяжелый истребитель Bf 110 оказался практически на грани уничтожения от противостоящих ему "Харрикейнов" и "Спитфайеров". Потери оказались на столько тяжелыми, что самолет, созданный для эскортирования бомбардировщиков, сам потребовал истребительного прикрытия.

Hеудача в "битве за Англию" была тут же отнесена исключительно на счет самого самолета, полагая, что он с самого начала был неудачной конструкцией. Hо в то же время, если отбросить все его недостатки, Bf 110 был лучшим самолетом в своей категории. Плохие результаты летом 1940 являлись в первую очередь ошибками штаба люфтваффе в определении задач для Bf 110 и невозможностью завоевать превосходства в воздухе, а отнюдь не недостатками самолета.

Стратегический истребитель, ярким образцом которого был Bf 110, по общему мнению родился в 30-х годах. Реально он был задуман еще в годы первой мировой, а его достоинства превозносились поборниками воздушной войны еще до появления первых линий на чертежных досках. По своей сути, стратегический истребитель был высокоскоростным, тяжеловооруженным самолетом с достаточной дальностью полета для эскортирования бомбардировщиков, действий в глубине территории противника, ведения патрулирования вдали от своей базы. Со времени первой мировой войны за самолетом закрепилось название Kampfflugzeug - "боевой самолет", но в Германии и в Голландии прижились названия из морской терминологии: Zerstorer - дословно "истребитель" (по терминологии, принятой во флоте Российской империи до 1905 г) или "охотник" в первой и "воздушный крейсер" в последней. Hо какое бы не было его название, практика показала, что, несмотря на огромные усилия в работе над этим типом в период между мировыми войнами, создать приемлемого стратегического истребителя так и не удалось.

Пожалуй, в 30-х годах перед авиаконструкторами не стояло более сложной задачи, чем создание стратегического истребителя. Такой самолет нельзя было создать без компромиссов, а компромисс - не лучший способ решения проблем. Стратегический истребитель должен был иметь более высокие или по крайней мере сравнимые характеристики с "целевыми" истребителями, с которыми первым предстояло сразиться при прикрытии своих бомбардировщиков. С другой стороны, огневая мощь, необходимый запас топлива для обеспечения заданной дальности полета, различные другие задачи, планируемые штабами, определяли довольно большой, двухдвигательный самолет. В результате маневренность такой машины сразу ставилась под вопрос.

Идея стратегического истребителя возникла в нескольких странах одновременно и независимо. Год рождения стратегического истребителя - 1934 г. Именно в этот год многие обратили свои взоры к двухдвигательному, скоростному, многоцелевому самолету, который будучи истребителем должен был выполнять целый ряд других задач.

В Германии эта идея выкристаллизировалась в требования к Kampfzerstorer - "боевому охотнику" - многоцелевому самолету, главной задачей которого была "расчистка" пути для бомбардировщиков, а остальные охватывали ближний эскорт бомбардировщиков, перехват вражеских самолетов, штурмовые и бомбовые удары по наземным целям, разведка. Довольно сильная фракция в C-Amt - Техническом департаменте воздушного комиссариата Германна Геринга, где и родился Kampfzerstorer, отнеслась к нему с подозрением, как и генеральный штаб, которые вполне логично заключали, что самолет предназначенный для такого широкого круга задач окажется слишком тяжелым и неповоротливым, чтобы эффективно выполнять конкретное задание.

Несмотря на такое предубеждение против "охотника", сама концепция захватила воображение Геринга, который определил самые сжатые сроки проектирования такого самолета. Спецификации задавали только двухдвигательную конфигурацию, трехместного, цельнометаллического самолета с вооружением из подвижных пушек и внутренней подвеской бомб. Все остальное, включая летные характеристики, вес и размеры, отдавалось на усмотрение разработчиков. Спецификации были направлены на АГО, "Дорнье", "Фокке-Вульф", "Хейнкель", "Хеншель", "Готаер ваггонфабрик" и, несколько неожиданно, на "Байерише флюгцойгверке", которая только что приступила к изготовлению своего первого самолета. Конструктора из Аугсбурга практически сразу проигнорировали большинство из немногочисленных требований и сделали упор исключительно на достижение высоких летных характеристик.

Предложения, выдвинутые "Фокке-Вульфом" и "Хеншелем", были наиболее близкими заданию, в то время, когда предложение "Байерише флюгцойгверке" было на столько далеко от спецификаций, несмотря на их широту, что практически исключало сколько-нибудь серьезного рассмотрения последнего. К счастью, БФВ и Мессершмитт были близки Удету, который, хотя и не имел тогда официального поста, обладал большим влиянием в немецких авиационных кругах. Проект Мессершмитта произвел на Удета большое впечатление, и последний надавил на воздушный комиссариат, в результате чего БФВ вместе с "Фокке-Вульфом" и "Хеншелем" получила заказ на три опытных самолета под обозначением Bf 110.

К тому времени, когда в Аугсбурге начались работы над опытными машинами, требования к "боевому охотнику" изменились. Возобладал более взвешенный подход, и весной 1935 г требования к Kampfzerstorer были заменены на так называемый "шнельбомбер" - скоростной бомбардировщик, создаваемый в качестве целевого самолета. БФВ получила задание переделать свой "охотник" в соответствии с новыми требованиями (они воплотились в Bf 162), но выданный контракт остался без изменений, хотя Bf 110 рассматривался уже в качестве Zerstorer.

Несколько необычно, что в 1934 г генеральные штабы ряда стран одновременно выработали сходные по концепции требования к такому истребителю, и что более удивительно, одновременно были выпущены несколько близких по конфигурации самолетов. Во Франции в октябре 1934 г авиационная техническая служба выработала спецификации, по которым были запущены в работу несколько проектов, включая "Поте"-63. В Польше в конце лета 1934 г на конкурсной основе началась работа над PZL P.38 "Вилк". В Германии одновременно был создан Bf 110. Все три были изящными двухдвигательными, свободнонесущими монопланами цельнометаллической конструкции с работающей обшивкой, убираемыми стойками шасси и двухкилевым оперением. Работы над этими истребителями начались в Меулте, Варшаве и Аугсбурге с разрывом в несколько недель.

Конструкция стратегического истребителя "Мессершмитта" строилась на той же основе, что и Bf 109. Крыло состояло из двух секций, которые крепились к фюзеляжу в трех точках - две на лонжероне и одна на передней кромке. Крыло имело один лонжерон по 39% хорды и нервюры через 0,25 м. По ним через 0,3 м шли стрингеры, а сверху - работающая обшивка. Автоматический предкрылок "Хэндли Пейдж" занимал 40% размаха крыла. Всю заднюю кромку крыла занимали щелевой закрылок и элерон.

Фюзеляж овального сечения имел цельнометаллическую конструкцию с работающей обшивкой. Экипаж предусматривался из трех человек. Пилот сидел перед крылом, за ним сразу - штурман-радист. За крылом располагался стрелок. Кабины была закрыта длинным, полностью остекленным фонарем. Оперение представляло собой свободнонесущий стабилизатор с концевыми шайбами. Все три стойки шасси убирались с помощью гидравлики. Основные стойки убирались в мотогондолы и полностью закрывались створками. Два двигателя "Даймлер-Бенц" DB 600A развивали на расчетной высоте 910 л.с. и работали на трехлопастные винты изменяемого шага. Топливо располагалось в четырех баках по бокам фюзеляжа - пара до главного лонжерона, и пара - после.

После завершения статических испытаний и рулежек в Аугсбурге, первый опытный Bf 110 V1 поднялся в воздух 12 мая 1936 г под управлением Рудольфа Опица. Летные испытания, которые постоянно прерывались из-за низкой надежности двигателей, выявили невысокие разгонные характеристики, небольшие проблемы с управляемостью на малых и средних скоростях, за то управляемость на максимальных скоростях была отличной. Маневренность, хотя и была низкой по стандартам тех дней, оказалось лучше, чем можно было ожидать. Уже в начале испытаний при взлетном весе 5000 кг на высоте 3300 м была достигнута скорость 503 км/ч. Hаиболее серьезной проблемой, которую приподнес самолет, была склонность к самопроизвольному развороту на взлете и посадке, и особая осторожность требовалась на земле, чтобы самолет не занесло. Hовые колеса и протекторы несколько смягчили проблему, но так и не решили ее полностью.

Из-за задержки с поставкой летных двигателей DB 600A полет второго опытного самолета Bf 110 задержался до 24 октября 1936 г. В самолет внесли несколько мелких доработок по результатам испытаний первого опытного V1. 14 января 1937 г Bf 110 V2 был направлен в испытательный центр в Рехлине на берегу озера Мюриц. В результате официальных испытаний последовало решение запустить самолет в серию. Конкуренты - "Фокке-Вульф" Fw 57 и "Хеншель" Hs 124, хотя и были ближе концепции Kampfzerstorer, оказались неприемлемыми для использования ни в качестве "скоростного бомбардировщика", ни в качестве "охотника". Геринг требовал начать производство Zerstorer без задержек, и Bf 110 оказался единственным, который хоть в какой-то степени подходил на роль дальнего, тяжелого истребителя, игравшего все большую роль в планах штаба люфтваффе, уже готового к формированию "тяжелых" истребительных групп.

В испытательном центре подтвердили дефекты самолета, выявленные еще пилотами БФВ, но отмечали хорошие летные данные и управляемость Bf 110. Тем временем 24 декабря 1936 г был облетан третий опытный Bf 110 V3, получивший вооружение - батарею из четырех 7,9-мм пулеметов MG 17 в носовой части фюзеляжа.

Первая серийная модель Bf 110A должна была получить двигатели DB 600Aa взлетной мощностью 986 л.с. и 910 л.с. Hа высоте 4000 м, но "Даймлер-Бенц" не сумела разрешить все проблемы с доводкой DB 600, так что двигатель для установки на серийный самолет не был готов. Когда сборка установочной партии Bf 110A-0 уже зашла довольно далеко, DB 600 был снят с производства, а в серию был запущен его вариант с непосредственным впрыском топлива - DB 601.

Технический департамент министерства авиации ожидал начала поставок серийных DB 601 весной 1938 г, и тогда же планировалось начать поставки Bf 110 в "тяжелые" истребительные группы. "Байерише флюгцойгверке" соответственно получила указание сократить производство Bf 110A-0, а почти готовые самолеты переделать под двигатели "Юнкерса" Jumo 210Da. Переход на новые двигатели не был серьезной технической проблемой, и первый предсерийный самолет Bf 110A-01 был выведен из цехов Аугсбурга в августе 1937 г. Двигатели Jumo 210Da развивали на взлете 680 л.с. и 640 л.с. в течение пяти минут на высоте 2700 м. Винты были двухлопастные "ВДМ-Гамильтон", изменяемого шага. Меньшая мощность двигателей определила снижение летных характеристик. Так Bf 110A-0 на высоте 3800 м едва достигал скорости 430 км/ч. Вооружение состояло из четырех 7,9-мм пулеметов MG 17 в носовой части фюзеляжа и одного пулемета MG 15 на подвижной установке в конце кабины. Двигательные гондолы были удлинены и приобрели более обтекаемую форму. В результате колеса в убранном положении выступали из мотогондол. Хвостовое колесо стало неубираемым. Взлетный вес с нормальным запасом топлива достигал 5600 кг.

Когда стало очевидно, что DB 601A еще не скоро пойдет в серию, пришлось менять и планы производства Bf 110. Четвертый и последний самолет установочной партии Bf 110A-04 был задержан на сборочной линии до марта 1938 г, а в серию уже готовился его улучшенный вариант Bf 110B. Внешне он отличался более аэродинамичной носовой частью фюзеляжа. Верхняя часть носовой секции с пулеметами была испытана на Bf 110A-04. Она сдвигалась, обеспечивая доступ к пулеметам и установку патронных ящиков. В нижней части носовой секции были сделаны порты для двух 20-мм пушек MG FF, которые монтировались на съемной панели под кабиной пилота и перезаряжались штурманом.

Дальнейшие задержки с поставкой DB 601A заставили оснастить Bf 110B менее мощными двигателями "Юнкерса". Первый из 10 предсерийных самолетов Bf 110B-01 (╧ 917 D-AISY) полетел 19 апреля 1938 г с двигателями Jumo 210Ga, имевшими непосредственный впрыск и двухступенчатый нагнетатель. Винт был трехлопастный "ВДМ-Гамильтон", изменяемого шага. Предсерийные Bf 110B-0 поставлялись без вооружения, а в июле полетел первый серийный Bf 110B-1 с полным вооружением, включая один MG 15 на установке "Арадо" в задней части кабины.

Если истребитель Bf 109 получил шумную рекламу, то Bf 110 напротив был скрыт "паранджой", как "жена султана", он нем все слышали, но никто не видел. Вскоре после того, как в августе 1938 г первый Bf 110B-1 был принят люфтваффе, Германию с официальным визитом посетил глава воздушного штаба французских ВВС генерал Вюйемин. Bf 110 довелось сыграть в блефе, разыгрываемом перед высоким гостем. К тому же это послужило хорошим поводом представить немецкий эквивалент широко рекламируемого "Потеза"-63, который в отличие от истребителя "Мессершмитта" уже получил ряд заказов из за границы.

Делегацию штаба французских ВВС привезли на завод "Мессершмитт А.Г." (в которую была месяцем раньше переименована "Байерише флюгцойгверке"). После эффектной демонстрации огневой мощи нового "охотника", генералу Вюйемину показали "часть" сборочной линии и "только что выпущенные" Bf 110, которые с правильными интервалами поднимались в воздух. Это эффектная демонстрация "массового производства" была не более, чем хорошо спланированная мистификация. Взлетающими с правильными интервалами самолетами являлись предсерийными Bf 110B-0 и несколькими Bf 110B-1, которые были специально собраны на заводе в Аугсбурге. После взлета они приземлялись за пределами визуальной видимости, перевозились назад, чтобы вновь подняться в воздух перед гостями.

Вюйемин был весьма впечатлен, но реально к тому времени были выпущены только четыре Bf 110B-1, "тяжелые истребительные группы" только формировались. Производство Bf 109B в течение 1938 г едва достигало двух машин в неделю - так как вариант с Jumo 210Ga рассматривался пригодным только для испытания оборудования, вооружения, отработки тактики применения и в учебных целях. Hесколько Bf 110B-1 поступили на вооружение I "тяжелой" истребительной группы так называемой инструкторской эскадры LG 1, где они использовались для отработки тактики и техники применения. Группу позже переименовали в I(Z)/LG 1, а сам термин "тяжелый истребитель" заменили на "охотник" - Zerstorer. В начале 1939 г были сформированы I/ZG 1 и I/ZG 76, в каждой из которых была эскадрилья "охотников", служившая для подготовки экипажей и в качестве запасной.

Производство Bf 110B составило 45 самолетов, включая несколько Bf 110B-2 без пушек, но с фотооборудованием. Большинство из них было переделано в учебные Bf 110B-3, которые использовались в этом качестве до 1941 г. Hа них пушки снимались (иногда снимались и пулеметы), ставилось новое радиооборудование и приборы "слепой" посадки. Несколько Bf 110B использовалось в различных испытаниях, например, для пушки "Рейнметалл-Борзиг" МК 101 или для полуавтоматического револьверного магазина под 73-мм ракеты. Первые испытания ракетного магазина были проведены 10 марта 1939 г в Тарневице на доработанном Bf 110B (D-ADJD). Вращающийся магазин на восемь ракет размещался внутри фюзеляжа. Под носовой частью проходила пусковая труба ракеты. 40% ракет RZ 65 на дистанции 350 м укладывались в квадрат 6х6 м. Хотя испытания затянулись до 1943 г, устройство так и не было доведено до практического использования.

[img]http://img-fotki.yandex.ru/get/2708/valiant-17.dc/0_243b6_76d26111_XL[/img]

Реджиане Re.2005 Саджиттарио (итал. Reggiane 2005 Sagittario, «Лучник») — одноместный итальянский истребитель заключительного периода Второй мировой войны. Самолёт разработан в конструкторском бюро компании «Реджиане оффицине мекканиче итальяне» под руководством Р. Лонги. Наряду с истребителями Macchi C.205 и Fiat G.55 Реджиане Re.2005 входил в истребительную «Серию 5», разрабатывавшуюся под использование импортного двигателя Daimler-Benz DB 605. Серийное производство самолёта продолжалось с апреля по сентябрь 1943 года. Всего выпущено 32 самолёта. В некоторых источниках сказано, что было построено 36-37 истребителей, однако эта ошибка связана с изменением немцами номеров 4 построенных самолётов.

На вооружение ВВС Италии самолёт поступил в мае 1943 года. Боевая карьера истребителей началась в июне 1943 года в ПВО Рима. После раскола страны самолёты использовались обеими сторонами. Люфтваффе приняла Re.2005 на вооружение в конце 1943 года и использовала их в ПВО Берлина и румынских нефтепромысловых районов.

Экипаж:1 пилот
Длина:8,73 м
Размах крыла:11,0 м
Высота:3,15 м
Площадь крыла:20,4 м²
Масса пустого:2 600 кг
Нормальная взлётная масса:3 574 кг
Максимальная взлётная масса:3 610 кг
Объём топливных баков:536 л
Силовая установка:1 × жидкостного охлаждения 12-цилиндровый Fiat RA.1050 RC.58 Tifone (лицензионный Daimler-Benz DB.605A)
Мощность двигателей: 1 × 1 475 л.с. (1 × 1 100 кВт (на взлёте))
Воздушный винт:трёхлопастной Piaggio P.6001

Станковый пулемет "Максим" оказался очень эффективным оружием. В 1902 году русское Военное ведомство для резкого увеличения числа пулеметов в армии приняло решение о начале производства пулеметов системы Максима на императорском Тульском оружейном заводе по лицензии английской фирмы "Максим, Виккерс и сыновья".
Первые отечественные пулеметы системы Максима были изготовлены и испытаны в 1904 году, а приняты на вооружение уже в 1905 году. Постепенно определилась основная задача этого оружия в бою - уничтожение открыто расположенной силы противника, огневая поддержка своей пехоты в обороне и наступлении.

Во время русско-японской войны 1904-1905 годов пулеметы Максима на практике доказали свое преимущество, и закупать их стали сотнями. При этом их уже на месте снимали с тяжелых лафетов и с целью повышения маневренности устанавливали на самодельные, более легкие и мобильные станки. В битве под Мукденом русская пулеметная батарея, вооруженная шестнадцатью пулеметами "Максим", отбила череду японских атак. Выпустив десятки тысяч пуль за сравнительно короткий промежуток времени, пулеметы тем не менее остались в отличном техническом состоянии. Подступы же к позициям русских пулеметчиков были усеяны мертвыми телами, которые, как выяснилось впоследствии, составили более половины потерь с японской стороны.

В ходе русско-японской войны станковый пулемет системы "Максим" был принят в русской армии на вооружение крепостей, пехоты и кавалерии. В то же время, выпускаемый в Туле пулемет "Максим" подвергли модернизации. В процессе освоения производства этого пулемета тульские конструкторы первоначально произвели незначительные доработки пулемета, в основном связанные с технологией производства и применяемыми в России материалами. Пулеметы выпуска Тульского оружейного завода внешне отличались от образцов, поставлявшихся из-за рубежа, формой кожуха, на котором отсутствовало рифление.

Вскоре в конструкцию пулемета, с учетом опыта его производства и эксплуатации в войсках, более 200 усовершенствований внесли инженер Тульского оружейного завода полковник П. Третьяков и мастер инструментальной тяжелой мастерской, а затем сборочно-пулеметной мастерской этого же завода И. Пастухов. Производство пулеметов стало более технологичным, а массу самого оружия удалось снизить на 5,2 кг.
Русскими конструкторами для пулемета были разработаны легкие и тяжелые полевые станки, в том числе колесный лафет с прямоугольным щитом (масса пулемета 244 кг); лафет-тренога вьючного типа (масса пулемета 28,25 кг), обеспечивавший стрельбу по наземным и воздушным целям; крепостные и морские станки и установки. Почти все типы станков имели несколько вариантов, применялись с бронированными щитами и без щитов. Однако русско-японская война поставила русских оружейников перед необходимостью создания для пулемета "Максим" легкого колесного станка. Подобный станок был создан А.А. Соколовым. Модернизированное оружие получило наименование "7,62-мм станковый пулемет Максима образца 1910 года". Первоначально на станке крепились две дополнительные откидные сошки для стрельбы из положения сидя, но впоследствии для упрощения конструкции от них отказались. При использовании станка образца 1910 года обеспечивалось прицельное ведение огня по наземным целям на дальности до 2700 м из положения сидя или лежа. Стрельба по воздушным целям обеспечивалась с использованием дополнительной стойки к станку. Масса станка без дополнительной стойки составляла 44,23 кг, щита - 8 кг. Масса тела пулемета без охлаждающей жидкости составила 20,3 кг. Одним из новшеств усовершенствованной модели пулемета стало закрепление барабана патронной ленты на щите, а не на теле пулемета, как это делалось раньше. Матерчатая патронная лента значительно деформировалась, и, чтобы не допускать задержек при стрельбе, для придания ей правильной формы эта деталь была необходима перед окном приемника - она способствовала более равномерной подаче ленты с патронами в приемник.
События Первой мировой войны способствовали успешному массовому внедрению в армиях всех без исключения стран такого мощного автоматического оружия, каким являлись станковые пулеметы. В новых условиях произошла дифференциация задач, стоящих перед пехотным оружием, что, в свою очередь, повлияло на реорганизацию войск и их техническое оснащение. Огневая мощь пехоты существенно возросла с применением станковых и ручных пулеметов. Появление новых видов боевой техники, самолетов и танков привело к созданию специального оружия: авиационных и танковых пулеметов, а также средств борьбы с ними - крупнокалиберных пулеметов и противотанковых ружей.

Пулемет системы "Максим" в русской, а позднее в Красной Армии прошел долгий путь эволюции и использовался во всех родах войск, применялся на многих образцах техники в качестве основного и вспомогательного вооружения. Пулемет "Максим" выпускался серийно в царской России и Советском Союзе более сорока лет, неоднократно совершенствовался в ходе производства и модернизировался. Благодаря хорошей устойчивости при стрельбе, большой емкости патронной ленты и эффективной водяной системе охлаждения ствола он обладал высокой точностью стрельбы и способностью длительное время вести непрерывный огонь, возможностью относительно легкого перемещения оружия на поле боя силами пулеметного расчета, что создало ему большую популярность как в русской, так и в Красной Армии. Хотя этому оружию и был присущ ряд существенных недостатков, в том числе избыточность массы, сложность конструкции, дороговизна производства.
Массовое применение станковых пулеметов в Первой мировой войне, а также полученный значительный опыт их боевого использования дали мощный толчок для дальнейшего развития этого оружия в нашей стране. С окончанием Гражданской войны у отечественных конструкторов-оружейников впервые появилась возможность при поддержке государства вплотную заняться вопросами создания современных образцов вооружения. Выявленные недостатки пулемета "Максим" показали, что многие элементы его конструкции настоятельно требуют усовершенствования. Появление на поле боя невиданных доселе видов боевой техники - танков и самолетов вело к расширению функций, возложенных на основной в то время образец автоматического оружия пехоты - станковый пулемет "Максим", для чего было необходимо создание новых станков и установок, которые позволили бы вести стрельбу как по наземным, так и по воздушным целям.
Вскоре на вооружение Красной Армии принимается первая послевоенная модификация "Максима" - зенитная пулеметная установка (ЗПУ) образца 1928 года конструкции М.Н. Кондакова. Она представляла собой пулемет "Максим", установленный на станок-треногу с вертлюгом, общей массой 38 кг. Установка, обладая простотой и надежностью в эксплуатации, позволяла производить круговой обстрел с большими углами возвышения. В ЗПУ использовались для стрельбы по воздушным целям первоначально кольцевые зенитные прицелы образца 1929 года, а впоследствии образца 1936 и 1941 годов. Зенитная пулеметная установка образца 1928 года, являясь универсальным дополнением к станку системы Соколова, в годы Великой Отечественной войны использовалась в одном из трех взводов пулеметной роты каждого стрелкового батальона.

Необходимость приведения оружия в соответствие с изменениями, произошедшими в тактике ведения боя пехоты, диктовала внесение усовершенствований в конструкцию станкового пулемета. Для повышения боевых и служебно-эксплутационных качеств, упрощения технологии и удешевления его производства в 1930 году конструкторы ПКБ Тульского оружейного завода К. Руднев и А. Троненков провели новую модернизацию станкового пулемета системы "Максим". В коробе пулемета установили откидной затыльник, в связи с чем его конструкция претерпела некоторые изменения; ввели новый предохранитель, монтировавшийся теперь на спусковом крючке. Открытый прицел получил новую стойку и хомутик с защелкой, причем дальность стрельбы возросла до 2700 м. На кожухе пулемета для крепления щита смонтировали буфер-держатель. Для более быстрого заполнения кожуха водой увеличили наливное отверстие, одновременно установив кран для сливного отверстия. Боек ударника пулеметного замка стал изготавливаться отдельной деталью. Для стрельбы на предельных дальностях 2500 - 4000 м, в том числе и с закрытых позиций, пулемет оснастили оптическим прицелом образца 1932 года, а для стрельбы на большую дальность - квадрантом-угломером. Этому способствовало и принятие нового штатного 7,62-мм винтовочно-пулеметного патрона с тяжелой пулей образца 1930 года. Он предназначался для стрельбы из станковых пулеметов на дальности до 4500 м. Снижение веса пулеметного станка на 5 кг привело к некоторому повышению маневренных качеств "Максима".
В январе 1930 года были закончены испытания металлической звеньевой ленты для пулемета "Максим" с возможностью соединения отдельных лент и звеньев в бесконечную ленту. Металлическая лента принималась приемником пулемета легче и сильнее, чем матерчатая, и была более пригодна при ведении зенитной стрельбы. Если перезаряжание пулемета матерчатой лентой производилась за 3 секунды, протяжка матерчатой ленты с металлическим концом, соединенной с аналогичной лентой, осуществлялась за 1-2 секунды, то использование металлической пулеметной ленты позволяло вести непрерывный огонь до исчерпания технических возможностей пулемета.

Одновременно с модернизацией пулемета инженерам ТОЗа пришлось работать над улучшением технологии его изготовления. Это было вызвано так называемой потерей технологии в годы Гражданской войны. Производство "Максима" всегда являлось одним из самых сложных процессов в оружейном деле и требовало пооперационной обработки деталей по каждому отдельному размеру, тщательного расчета допусков, точности чертежей, оснащения рабочих специнструментом. Отступление от установленной технологии в начале двадцатых годов привело к тяжелым последствиям. Мало того, что для производства одного "Максима" необходимо было затратить 700 станко/часов, при 2488 переходах, а для станка системы Соколова образца 1910 года - 170 станко/часов со 126 переходами соответственно, так еще у пулеметов увеличилось количество поломок деталей и отказов в работе автоматики. Качество оружия настолько ухудшилось, что к концу 1920-х годов на Тульском оружейном заводе почти полностью прекратилось производство готовой продукции. Поэтому потребовалось проведение целого ряда мероприятий для выхода из сложной ситуации. Переход на новую технологию позволил оказаться от ручной обработки многих деталей, требовавших большого количества высококвалифицированных рабочих, заменив их станками. Увеличение производительности труда также достигалось введением в процесс изготовления плоскошлифовальных станков, что резко сократило время шлифовки деталей. В мае 1937 года на Тульском оружейном заводе вошла в строй конвейерная линия по сборке пулеметов, что существенно улучшило ситуацию с изготовлением "Максимов", повысив производительность труда.

В 1931 году с целью унификации станков для пулемета "Максим" молодой конструктор С.В. Владимиров создал новый универсальный колесно-треножный станок. Он предназначался для ведения огня как по наземным, так и по воздушным целям. Для стрельбы по самолетам пулеметный станок с вертлюгом снимался с колесного хода, из сошников выдвигались телескопические трубы, превращая таким образом колесный станок в зенитную треногу. Пулемет на универсальном колесно-треножном станке образца 1931 года оснащался зенитными кольцевыми прицелами образца 1929; 1936; 1941 и 1943 годов. Однако из-за своего большого веса (39 кг) и возросшей трудоемкости изготовления, по сравнению со станком Соколова, универсальный станок образца 1931 года конструкции Владимирова не получил в Красной Армии широкого применения.
Одновременно с разработкой одиночных зенитно-пулеметных установок советские конструкторы занимались и проектированием более мощных систем для ПВО, которые позволили бы обеспечить плотный заградительный огонь по воздушным целям на низких высотах. Еще в 1928 году в ПКБ Тульского оружейного завода приступили к проектированию спаренных, строенных и счетверенных зенитных пулеметных установок. Н. Токарев, Л. Панов, С. Прилуцкий и Г. Куренков создали несколько опытных вариантов ЗПУ на базе пулемета "Максим". Лучшей оказалась конструкция комплексной пулеметной установки системы Токарева, принятая на вооружение Красной Армии в 1931 году. Она могла как монтироваться в кузове грузовых автомобилей, на железнодорожных платформах, кораблях и т.д. в качестве подвижного средства войсковой ПВО, так и устанавливаться стационарно для защиты крупных объектов. Зенитная установка из четырех пулеметов обладала высокими служебно-эксплуатационными показателями, помимо значительной скорострельности (до 2000 выстр/мин), отличалась гибкостью и плотностью огня, а также постоянной боеготовностью, что в немалой степени обеспечивалось системой интенсивного охлаждения с принудительной циркуляцией воды и большой емкостью пулеметных лент (на 1000 патронов). Удобство и простота наведения оружия на цель (в совокупности с новыми зенитными кольцевыми дистанционными прицелами образца 1929 и 1936 годов) позволяли вести стрельбу по самолетам, летящим на высотах до 1400 м при скорости до 500 км/час. Это сделало счетверенную зенитную пулеметную установку образца 1931 года высокоэффективным оружием для борьбы с авиацией противника.

До 1939 года единственным производителем пулеметов "Максим" всех модификаций в нашей стране были первые Тульские оружейные заводы. С 1931 по 1939 год резко увеличивается выпуск этого оружия. ТОЗ за эти годы изготовил более 80 000 пулеметов "Максим" образца 1910 года, чему способствовало использование пооперационной технологии сборки, которое позволило поставить ее на конвейер с заданным ритмом работы. Поточная технология обеспечивала четкий ритм работы и высокую производительность труда - каждые 7 минут собирался один пулемет "Максим". В связи с расширением номенклатур изделий из Тульского оружейного завода выделяется специальный пулеметный завод № 66, впоследствии известный как Тульский машиностроительный завод им. В.М. Рябикова. За этим предприятием закреплялось изготовление пулеметов "Максим" и станков системы Соколова. Однако их производство вскоре после раздела предприятия сворачивается до минимума, чему способствовало задание Комитета обороны о подготовке к выпуску нового станкового пулемета системы Дегтярева (ДС-39) на заводе № 66. В 1940 году Красная Армия получила всего лишь 4049 пулеметов "Максим" всех модификаций.
Станковые пулеметы "Максим" в годы Великой Отечественной войны продолжали оставаться одним из наиболее мощных видов стрелкового автоматического оружия. Высокая эффективность стрельбы, надежность в эксплуатации обеспечили им почетное место в системе вооружения Красной Армии.

Тяжелейшее положение с автоматическим оружием, сложившееся в сухопутных войсках в начале войны, и невозможность значительного расширения производства сложных в изготовлении и очень дорогих ДС-39 заставило руководство Наркомата вооружения СССР вновь вспомнить о хорошо зарекомендовавших себя, старых, тяжелых, но надежных и относительно простых пулеметах "Максим". В июле 1941 года их изготовление возобновляется, причем для увеличения объемов выпуска "Максимов" в распоряжение завода № 66 передаются мощности Тульской гармонной фабрики и ремесленного училища № 5.

В октябре 1941 года приближение к Туле фашистских войск заставило эвакуировать оружейные заводы. Производство пулеметов "Максим" эвакуировалось в г. Златоуст Челябинской области. Основной базой нового предприятия стала ст. Уржумка в 14 км от Златоуста. Однако в связи с тем, что в декабре того же года немцы были отогнаны далеко на запад, Наркомат вооружения в январе 1942 года обязал руководство Тульского пулеметного завода наряду с организацией производства "Максима" на новом месте возобновить производство пулеметов "Максим" на станке Соколова на своих прежних производственных площадях в Туле. Уже через три месяца - в апреле первые пулеметы, собранные вручную, вышли из его стен. Всего с 1942 по апрель 1945 года Тульский пулеметный завод выпустил 51148 станковых пулеметов "Максим" образца 1910 года. Заводы, работавшие на пределе, не успевали обеспечить все постоянно растущие потребности фронта в станковых пулеметах, поэтому это оружие, как правило, выпускалось с использованием упрощенной технологии. Станки выпускались из имеющихся материалов с использованием свободного станочного парка, что привело к появлению многообразных конструкций.

В том же, 1942 году выпуск пулеметов "Максим" осваивает Ижевский мотоциклетный завод. Помимо этих предприятий, к производству "Максимов" подключается в блокадном Ленинграде завод полиграфических машин. Только за 9 месяцев 1942 года на Ленинградский фронт труженики осажденного города отправили 1975 пулеметов "Максим - Ленинградец". В 1941 - 1942 годах все оружейные заводы выпустили 64 949 станковых пулеметов системы "Максим" образца 1930 года. Несмотря на переход в 1943 году советской оружейной промышленности к выпуску новых пулеметов Горюнова СГ-43, хорошо отлаженное производство "Максимов" продолжалось параллельно с ними (но уже в значительно меньших количествах) заводом в Златоусте по 1944 год, а в Туле - вплоть до окончания войны.
Боевые действия уже в начале войны еще раз наглядно проявили многие недостатки, присущие нашим станковым пулеметам. По решению ГАУ и Наркомата вооружения СССР в октябре 1941 года на Тульском оружейном заводе И. Лубенцом и Ю. Казариным под руководством А. Троненкова было проведено очередное усовершенствование конструкции пулемета. "Максим" подвергся последней модернизации для приведения его изготовления в соответствие с условиями военного времени. Оружие получило упрощенный прицел, без целика боковых поправок и шкалы для легких пуль. Для более быстрого и удобного наполнения водой кожуха пулемета водоналивное отверстие заменили широкой горловиной с крышкой, по типу финских станковых пулеметов "Максим" М.1932, взятых в качестве трофеев еще во время советско-финской войны. Такое приспособление давало возможность в зимнее время наполнять кожух не только водой, но и снегом и льдом. Упрощение конструкции коснулось и оптических прицелов. Опыт боевого применения "Максимов" выявил, что оптические прицелы практически не используются в бою, поскольку основная дальность стрельбы не превышала 800-1000 м, а сложность обращения с ними и высокая себестоимость делали их производство нерациональным. Поэтому из конструкций пулеметов изымаются прицелы СПП, снимаются их кронштейны со станков, а со щитов - лючки прицелов. К одному из наиболее сложных в изготовлении узлов пулемета относился его приемник. В кратчайшие сроки советским оружейникам удалось заменить стальные приемники, ранее фрезеровавшиеся на 80 переходах, силуминовыми, которые выпускались теперь методом литья под давлением, что позволило резко уменьшить трудоемкость их производства. Этому также в немалой степени способствовал и переход на изготовление нарезов ствола методом дорнирования, существенно повлиявший на упрощение одной из самых сложных операций.

Впоследствии туляки провели еще ряд работ, направленных на повышение живучести пулеметных стволов путем внедрения технологического процесса получения повышенного слоя хрома в канале ствола. Лужение дефицитным оловом внутренних поверхностей кожуха пулемета было заменено цинкованием, а латунные пластинки в матерчатой пулеметной ленте - стальными оцинкованными. Однако основные недостатки, заложенные в самой конструкции пулемета "Максим", устранить так и не удалось. Пулемет более чем на 25-30 кг был тяжелее иностранных образцов, что отрицательно сказывалось на маневренности пехоты; имел кожух водяного охлаждения, затруднявший использование оружия в условиях отсутствия воды; легко выходил из строя при малейшем повреждении пулями или осколками. Красная Армия нуждалась в новом современном образце станкового пулемета.

Сама жизнь подсказывала, что наиболее рациональный выход из него возможен только путем создания принципиально нового образца, который совместил бы в себе мощь и высокую эффективность огня станкового пулемета и легкость и маневренность ручного. Однако в Советских Вооруженных силах станковые пулеметы "Максим" использовались вплоть до 1960-х годов.

И только после окончания Великой Отечественной войны в Советских Вооруженных силах завершилась длительная жизнь станкового пулемета "Максим" (перешагнувшего 80-летний рубеж) - самого известного изобретения американского конструктора-оружейника Хайрема Стивенса Максима.

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 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 дальнейшем произошли некоторые изменения, заключавшиеся в следующем: отказались от ракет Х-45, оставив X-55 на двух МКУ или Х-15 на четырех МКУ и бомбы. В дальнейшем ограничились лишь вариантом с двумя МКУ под 12 ракет типа Х-55.

Производство первых трех самолетов началось в Москве в цехах ММЗ <Опыт> в 1977 году. Фюзеляжи для них изготавливались в Казани, крыло и стабилизатор – в Новосибирске, створки грузоотсека – в Воронеже, а опоры шасси – в Горьком. Одновременно с производством этих машин на КАЗ-е (КАПО) шла подготовка к серийной постройке Ту-160. Первая опытная машина «70-01″ предназначалась для заводских испытаний и доводок, вторая («70-02″) для статических испытаний, третья («70-03″) должна была стать предсерийной машиной.

К лету 1980 года первая машина была частично закончена постройкой и в таком виде перевезена в ЖЛИ и ДБ на аэродром в Жуковском. С 22 октября 1980 года на опытной машине начались проверки систем самолета и оборудования. Окончательно сборку опытного самолета в ЖЛИ и ДБ закончили в январе 1981 года. До ноября шли доводки и наземные испытания. 14 ноября 1981 года самолет под управлением экипажа во главе с летчиком-испытателем Б.И. Веремеем совершает первую рулежку, а 18 декабря того же года экипаж Б.И. Веремея поднимает самолет в первый полет, который продолжался около получаса. Начались заводские испытания первой машины, в феврале 1985 года она впервые развивает сверхзвуковую скорость. Третья машина «70-03″, имеющая полный комплект оборудования серийного бомбардировщика, взлетает 6 октября 1984 года, испытания продолжаются на двух машинах. 10 октября уходит в первый полет первая серийная машина производства КАПО им. Горбунова, 16 марта 1985 года – вторая серийная, 25 декабря 1986 – третья серийная, фронт испытаний и доводок нового комплекса расширился. 15 августа 1986 года взлетает четвертая серийная машина. Самолеты готовятся к поступлению в ВВС. Первые две серийные машины поступили в Прилуки в 184-й Гвардейский ТБАП 17 апреля 1987 года, один из них пилотировал заместитель командующего 37-й ВА генерал-лейтенант Л.В. Козлов. Впервые по приказу министра обороны столь сложный самолет передавался в строевую часть в опытную эксплуатацию, не закончив госиспытаний. Но затягивать время было недопустимо, в США полным ходом шло производство и (с 1985 г.) поступление в строевые части модернизированного самолета В-1В. Следует отметить, что после проведения испытаний первых В-1А американцы притормозили программу дальнейшего производства и развертывания В-1, пытаясь разобраться нужен ли им и в каком качестве этот весьма дорогостоящий самолет. Получение информации о работах в СССР по аналогичному носителю в какой-то степени подтолкнуло США к продолжению работ по программе В-1. В-1А модернизировали, проведя большую работу по снижению характеристик заметности (ЭПР и ИК сигнатуры), установив новые, более экономичные двигатели, обновив оборудование и состав вооружения. При этом взлетная масса модернизированного самолета В-1В, по сравнению с В-1А, значительно возросла. Вернувшись к вопросам боевого применения самолетов подобного класса, американцы решили удовлетвориться значением максимальной скорости на большой высоте 1328 км/ч и у земли 1160 км/ч, максимальная дальность 12000 км без дозаправки вполне соответствовала требованиям к многофункциональной авиационной ударной системе, основным назначением которой становилось не нанесение ядерных ударов в глобальной ядерной войне, а участие в локальных или ограниченных конфликтах различной степени интенсивности в условиях наличия у противника мощных систем ПВО.

Всего до конца 80-х годов ВВС США получило от промышленности около 100 машин В-1В, которые до настоящего времени вместе с В-52 и небольшим количеством В-2 составляют костяк авиационных стратегических сил США. Советская программа производства Ту-160 также предусматривала выпуск порядка сотни машин, однако уменьшение ассигнований на оборону во второй половине 80-х годов, а затем и развал СССР и вступление СССР, затем и новой России в полосу жесточайшего экономического и политического кризиса, привели к свертыванию программ производства и полномасштабного развертывания данной стратегической системы вооружения. К началу 90-х годов КАПО построило 34 самолета Ту-160, включая планера для ресурсных и прочностных испытаний. 19 самолетов Ту-160 поступили в две эскадрильи 184-го ГвТБАП, базировавшегося в Прилуках на Украине. Одну машину потеряли в авиационной аварии весной 1987 года, несколько самолетов, в том числе и первые опытные, использовались ОКБ для работ по различным программам совершенствования Ту-160.

В конце прошлого года Климовский специализированный патронный завод (КСПЗ) отметил свое 70-летие. КСПЗ - один из шести оставшихся в России патронных заводов. И единственный, где производят патроны для оружия спецназа: бесшумного пистолета ПСС, снайперских винтовок ВСС «Винторез» и ВСК-94, бесшумного автомата «Вал», малогабаритных автоматов «Вихрь» и 9А91, стреляющего ножа НРС-2 и уникальных подводных пистолета и автомата СПП-1 и АПС.

Ты помнишь, как все начиналось?

Решение о строительстве завода было принято в июле 1936 года, когда стало ясно, что войны с гитлеровской Германией не избежать. Соответствующий указ Иосиф Сталин подписал в декабре того же года. Завод был построен в кратчайшее время и начал обеспечивать боеприпасами Красную Армию.

С началом Великой Отечественной войны производство патронов резко возросло. С 1941 по 1943 год их выпуск увеличился почти в 20 раз. Климовцы внесли свой весомый вклад в победу, не случайно завод награжден орденом Отечественной войны I степени.

В послевоенное время, в разгар холодной войны, завод продолжал развиваться. Крупнейшим событием стало создание в 1974 году на заводе комплексно-автоматизированного производства «Модуль» по изготовлению патронов калибра 7,62 мм к автомату Калашникова, не имевшего аналогов в мире. «Модуль» – это комплексно-автоматизированное производство замкнутого типа, своеобразный завод в заводе. На «Модуле» все четыре цеха – заготовительный, гильзовый, пульный и снаряжательный – работали синхронно, были связаны между собой межцеховыми и транспортными связями. За создание этого производства в 1970-х годах шесть климовчан были удостоены Государственной премии.

Большой вклад Климовский штамповочный завод (так он назывался в 1970 – 1990 годах) внес в создание и производство оружия и боеприпасов для спецподразделений КГБ СССР и Вооруженных сил страны.

С началом эры освоения космоса завод отметился и в обеспечении космических свершений. Ему тогда поручались важнейшие государственные заказы по изготовлению пиропатронов. Они применялись при запуске в космос первого космонавта Земли Юрия Гагарина, последующих стартах.

Не менее важным по тем временам событием для завода было выполнение государственных заданий по поставке малокалиберных патронов и пуль для пневматического оружия Спорткомитету СССР для подготовки советских стрелков-спортсменов к Олимпиаде-80, которая проводилась в Москве. Специальным постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР заводу было поручено разработать к Олимпиаде новые виды МК-патронов: «Темп», «Силуэт-М», «Биатлон», а также пули ДЦ-М для пневматического оружия. Все задания коллективом предприятия были с честью выполнены.

Кроме того, на ОАО «Климовский штамповочный завод» (название завода в советские годы) было налажено серийное изготовление электрокардиостимуляторов сердца. Их первый образец выпущен в 1962 году.

К сожалению, с началом перестройки завод, как и вся оборонно-промышленная отрасль, пришел в упадок. В конце 1990-х завод обанкротился и фактически прекратил свое существование. Из 8 тысяч работников осталось менее 100 человек. Станочный парк, здания, коммуникации были разграблены и пришли в негодность.

Возрождение завода

В 2001 году, можно сказать, случилось чудо. Группа не слишком богатых, но весьма амбициозных отечественных предпринимателей, объединив свои усилия, решила спасти уникальное оборонное предприятие. Решением Агентства по обычным вооружениям было создано Закрытое акционерное общество «Климовский специализированный патронный завод», которое в последующем было преобразовано в научно-производственное объединение.

Реальные возрождение и реформа патронного производства на вполне конкретном предприятии начались всего три года назад, а сегодня поистине фантастические результаты уже налицо. На заводе работают около 1500 человек (пять лет назад было 50). По словам председателя совета директоров КСПЗ, бывшего командующего внутренними войсками МВД России генерал-полковника Анатолия Шкирко, труднее всего оказалось восстановить кадры. Прервалась связь времен, и многие настоящие мастера ушли, так и не вырастив смену. А ПТУ, которое раньше готовило рабочую молодежь, давно стало каким-то колледжем и плодит без меры поваров, парикмахеров и секретарей-референтов.

Новому руководству предприятия пришлось самому искать специалистов, готовых возрождать патронное производство России. Были посланы гонцы в Бишкек и в Луганск. Десятки инженеров и квалифицированных рабочих, потерявших работу на тамошних заводах, согласились приехать в Климовск. Благо иммиграционная служба отнеслась к ним по-человечески. Практически все получили российское гражданство.

Вернулись на завод и те, кто был вынужден уйти из-за полного безденежья. Сейчас иное дело. На заводе давно средний заработок перевалил за десять тысяч рублей и продолжает расти. А у особо квалифицированных наладчиков месячный доход превышает 27 тысяч рублей.

Стремительно обновляется станочный парк. Таких обрабатывающих центров, которыми сейчас владеет КСПЗ, нет ни на одном патронном производстве России. В КБ работают на самых современных компьютерах и по самым современным компьютерным технологиям. Впрочем, ветеранам-конструкторам оставили раритетные кульманы, но их чертежи сразу переводят в цифровой формат.

Ведутся работы и по возрождению знаменитого производственного комплекса «Модуль», простоявшего без дела 15 лет. Новое руководство завода поставило перед собой задачу возродить производство боеприпасов, и два года назад «Модуль» вновь перешел на баланс предприятия. Совет директоров ЗАО «КСПЗ» принял решение его реанимировать. Это было ответственное решение, примеры столь масштабной реконструкции советской производственной базы в наше время нечасты. С помощью Российского агентства по промышленности и ФГУП «Рособоронэкспорт» были решены вопросы обеспечения предприятия заказами, что позволило получить средства на восстановление «Модуля».

Работы на нем ведутся чуть больше года, но уже сейчас ясно: «Модуль» снова послужит стране. Площадь только производственного корпуса составляет 15 тысяч квадратных метров. Идет реконструкция производственных помещений первого и второго этажей. Разработана программа модернизации и ремонта всего парка спецтехнологического оборудования. Она осуществляется специалистами заводского научного конструкторско-технологического центра.

Новый «Модуль» будет значительно отличаться от старого. Иначе и быть не может: время идет, техника шагает вместе с ним. Теперь на КАП «Модуль» будет функционировать система обеспечения энергоносителей, автоматическая система управления производством станет осуществляться с помощью компьютеров. В структуру «Модуля» войдут лаборатории по обеспечению полного контроля работы параметров оборудования и всего технологического цикла. Это только небольшая часть новаций. Главное в другом: если в былые годы здесь производилась продукция одного наименования, то после завершения реконструкции номенклатура изделий расширится.

Эффективность новых подходов проявилась и в том, что заводчанам удалось всего за полгода спроектировать и освоить производство нового травматического пистолета, названного «Хорхе». По устоявшимся нормативам, на выполнение такой работы требуется не менее трех лет. Пистолет предлагается в различных «служебных» и «гражданских» исполнениях под патроны 9х17, 9х18 и 9х19. Облегченный вариант «Хорхе» отличается пластиковой рамой вместо стандартной металлической. В основном он рассчитан на сотрудников частных охранных предприятий и бойцов спецподразделений. Новое оружие недавно испытали бойцы спецподразделения «Альфа» и дали ему самую высокую оценку.

Как только завод встал на ноги, в его клиентах появились и иностранные государства: Венесуэла, Объединенные Арабские Эмираты, Иордания, Казахстан, Узбекистан и др. Небольшие партии продукции закупает даже Канада.

Из общего объема производства КСПЗ за 2003-2006 годы в 1,7 млрд. рублей заказы по линии «Рособоронэкспорта» составили 1,1 млрд. В частности, крупную партию патронов к автоматам АК-103 заказала Венесуэла. Заметим, что амуницию к автоматам Калашникова делают десятки предприятий в России и за ее пределами. Некоторые иностранные компании справились без посторонней помощи, другие же закупили лицензию и полный пакет документации. Однако по качеству изготовления патронов ни тем ни другим пока не удается выйти на уровень лучших российских предприятий. Специалисты КСПЗ утверждают, что на их стороне – уникальный семидесятилетний опыт, который находит свое выражение, кроме прочего, и в качестве выпускаемой продукции.

Патронное производство в чистом виде считается убыточным. Чтобы окупить расходы, нужны либо большие серии, либо высокая себестоимость продукции. Серии патронов для спецслужб, понятно, невелики. Выручает гражданская продукция – малокалиберные патроны для спортсменов и охотников, строительно-монтажные патроны. Объем их продажи составил 200 млн. руб. Акционеры намерены удвоить их выпуск, поскольку внутренний рынок пока не насыщен. Отчасти по причине строительного бума. Строительно-монтажные патроны на Климовском специализированном патронном заводе теперь укладываются в кассеты – не надо каждый раз перезаряжать пистолет. Диверсификация производства – это еще и изготовление кардиостимуляторов сердца.

Недавно на заводе появился научно-технический конструкторский центр, оснащенный новейшей компьютерной техникой. В числе стратегических задач нового подразделения – внедрение систем автоматизированного управления ресурсами предприятия и циклом изготовления изделий. Работа сотрудников центра ведется по программе сквозного параллельного проектирования и подготовки производства. Также закуплены современные обрабатывающие центры, позволяющие выпускать высокоточный рабочий инструмент.

По словам Анатолия Шкирко, будущее завода будет базироваться на двух составляющих: людях и технике.

К концу 40-х годов с появлением ядерного оружия возникла необходимость в средствах его доставки. В. Мясищев, будучи профессором в МАИ, подал в правительство научно-обоснованное предложение о создании стратегического самолета с дальностью полета 11-12 тыс. км. 24 марта 1951 года Совет Министров СССР по указанию Сталина назначил В.Мясищева главным конструктором в воссозданное после закрытия ОКБ-23 МАП. В июне главком ВВС утвердил ТТХ к самолету «М»: максимальная дальность полета с бомбовой нагрузкой в 5 т должна составлять не менее 11-12 тыс. км, а скорость на высоте 9000 м – 900 км/ч. Разработка бомбардировщика под шифром «25″ потребовала от ОКБ-23 широкой кооперации с НИИ, КБ, заводами МАП и других отраслей.

За первые полгода в аэродинамической трубе ЦАГИ продули большое число моделей. В результате удалось создать относительно легкое с гибкими концевыми частями крыло кессонной конструкции, хорошо противостоящее влиянию флаттера. В его корневой части разместили двигатели, каждый из которых имел свой воздухозаборник, исключавший взаимное влияние при работе на различных режимах, включая остановку и запуск. Для отвода горячей газовой струи сопел от фюзеляжа и хвостового оперения их развернули в горизонтальной и вертикальной плоскостях на 4°.

Силовая установка бомбардировщика состояла их четырех самых мощных на то время ТРД АМ-3А конструкции А. Микулина с тягой по 8700 кгс. Следует отметить, что по проекту «26″ она должна была состоять из двух двигателей ВД-5 (расчетная взлетная тяга – 13000 кгс). Но ОКБ В. Добрынина не смогло в короткие сроки подготовить опытные образцы.

Особый интерес представляет принятый вариант шасси бомбардировщика «М». Была выбрана велосипедная схема с передней «вздыбливающейся» тележкой и боковыми стойками на концах крыла. Поворот осуществлялся посредством управления головной парой колес передней четырехколесной тележки. Поворотом пары изменялось направление движения тележки, а за ней – и всего самолета. На режиме «вздыбливания» управление парой автоматически отключалось. В конце разбега нос машины приподнимался, и угол атаки увеличивался. Взлет происходил практически без вмешательства летчика. Данная схема отрабатывалась на летающей лаборатории Ту-4ЛЛ, у которой трехопорное шасси заменили велосипедным.

Максимальная бомбовая нагрузка составила 24 т, а наибольший калибр бомб – 9000 кг. Прицельное бомбометание обеспечивал радиолокационный прицел РПБ-4. Бомбардировщик имел мощное оборонительное вооружение – шесть автоматических 23-мм пушек, размещенных попарно в трех поворотных установках на фюзеляже сверху, снизу и в хвосте. В двух гермокабинах размещался экипаж из восьми человек. Катапультируемые сиденья выбрасывались через люки вниз.

К декабрю 1952 года опытный экземпляр был построен. 20 января 1953 года экипаж во главе с Ф. Опадчим совершил первый полет. С этого дня начались заводские испытания, которые закончились лишь 15 апреля 1954 года. Затяжка объяснялась их сложностью и объемностью. К этому времени бомбардировщик получил официальное название «М-4″, а на заводе он проходил как изделие «103″.

Максимальный взлетный вес воздушного корабля составил 181,5 т, скорость на высоте 6700 м достигала 947 км/ч, практический потолок при взлетной массе 138 т – 12500 м. Конструкторы сумели разместить на самолете огромное по тем временам количество топлива – 132390 л, но реальную максимальную заправку ограничили до 123600 л.

На госиспытания М-4 был принят 15 апреля 1954 года, но фактически они начались 4 мая. Перед этим, 1 мая, опытная машина в сопровождении четырех истребителей МиГ-17 приняла участие в воздушном параде над Красной площадью. Ее фотографии облетели весь мир.

После ряда доработок М-4 решили принять на вооружение, хотя по главному параметру – максимальной дальности с 5 т бомб на борту – он не удовлетворял. С целью исправления этого недостатка в 1955-1957 годы на самолет установили более мощные и экономичные двигатели РД-3М, а за тем РД-3М-500А. Созданные в ОКБ под руководством П. Зубца, они представляли собой модификацию двигателя АМ-3А.

Для стрелка начальная скорость пули (снаряда) является едва ли не самой главной из всех величин, рассматриваемых во внутренней баллистике.

И действительно, от этой величины зависит наибольшая дальность стрельбы, дальность прямого выстрела, т. е. наибольшая дальность стрельбы прямой наводкой по видимым целям, при которой высота траектории полета пули не превосходит высоту цели, время движения пули (снаряда) до цели, ударное действие снаряда по цели и другие показатели.

Вот почему необходимо внимательно относиться к самому понятию начальной скорости, к способам ее определения, к тому, как изменяется начальная скорость при изменении параметров внутренней баллистики и при изменении условий стрельбы.

Пуля при выстреле из стрелкового оружия, начиная передвигаться по каналу ствола под действием пороховых газов все быстрее, достигает своей максимальной скорости в нескольких сантиметрах от дульного среза. Затем, двигаясь по инерции и встречая сопротивление воздушной среды, пуля начинает терять свою скорость. Следовательно, скорость движения пули все время меняется. Учитывая это обстоятельство, скорость пули принято фиксировать только в каких-нибудь определенных фазах ее движения. Обычно фиксируют скорость пули при вылете ее из канала ствола.

Скорость движения пули у дульного среза ствола в момент вылета ее из канала ствола называется начальной скоростью.

За начальную скорость принимается условная скорость, которая несколько больше дульной и меньше максимальной. Она измеряется расстоянием, которое могла бы преодолеть пуля за 1 секунду по вылете из канала ствола, если бы на нее не действовали ни сопротивление воздуха, ни ее тяжесть. Так как скорость пули в некотором удалении от дульного среза мало отличается от скорости при вылете ее из канала ствола, при практических расчетах обычно считают, что наибольшую скорость пуля имеет в момент вылета из канала ствола, т. е. что начальная скорость пули является наибольшей (максимальной) скоростью.

Начальная скорость определяется опытным путем с последующими расчетами. Величина начальной скорости пули указывается в таблицах стрельбы и в боевых характеристиках оружия.

Так, при стрельбе из 7,62-мм магазинной винтовки системы Мосина обр. 1891/30 гг. начальная скорость легкой пули равна 865 м/сек, а тяжелой пули - 800 м/сек. При стрельбе из 5,6-мм малокалиберной винтовки ТОЗ-8 начальная скорость пули различных партий патронов колеблется в пределах 280-350 м/сек.

Величина начальной скорости является одной из самых важных характеристик не только патронов, но и боевых свойств оружия. Однако судить о баллистических свойствах оружия только по одной начальной скорости пули нельзя. При увеличении начальной скорости увеличивается дальность полета пули, дальность прямого выстрела, убойное и пробивное действие пули, а также уменьшается влияние внешних условий на ее полет.

Величина начальной скорости пули зависит от длины ствола оружия; массы пули; массы, температуры и влажности порохового заряда патрона, формы и размеров зерен пороха и плотности заряжания.

Чем длиннее ствол стрелкового оружия, тем большее время на пулю воздействуют пороховые газы и тем выше начальная скорость пули.

Также необходимо рассматривать начальную скорость пули в сочетании с ее массой. Очень важно знать, какой энергией обладает пуля, какую работу она может выполнить.

Из физики известно, что энергия движущегося тела зависит от его массы и скорости движения. Следовательно, чем больше масса пули и скорость ее движения, тем больше кинетическая энергия пули. При постоянной длине ствола и постоянной массе порохового заряда начальная скорость тем больше, чем меньше масса пули. Увеличение массы порохового заряда приводит к повышению количества пороховых газов, а следовательно, и к повышению величины максимального давления в канале ствола и увеличению начальной скорости пули. Чем больше масса порохового заряда, тем больше максимальное давление и начальная скорость пули.

Длина ствола и масса порохового заряда увеличиваются при конструировании образцов стрелкового оружия до наиболее рациональных размеров.

С повышением температуры порохового заряда увеличивается скорость горения пороха, а поэтому увеличиваются максимальное давление и начальная скорость пули. При понижении температуры заряда начальная скорость уменьшается. Увеличение (уменьшение) начальной скорости вызывает увеличение (уменьшение) дальности полета пули. В связи с этим при стрельбе обязательно нужно учитывать поправки дальности на температуру воздуха и заряда (температура заряда примерно равна температуре воздуха).

С повышением влажности порохового заряда уменьшаются скорость его горения и начальная скорость пули.

Форма и размеры пороха оказывают существенное влияние на скорость горения порохового заряда, а следовательно, и на начальную скорость пули. Они подбираются соответствующим образом при конструировании оружия.

Плотностью заряжания называется отношение массы заряда к объему гильзы при вставленной пуле (каморы сгорания заряда). При очень глубокой посадке пули значительно увеличивается плотность заряжания, что может привести при выстреле к резкому скачку давления и вследствие этого к разрыву ствола, поэтому такие патроны нельзя использовать для стрельбы. При уменьшении (увеличении) плотности заряжания увеличивается (уменьшается) начальная скорость пули.
Пробивное действие пули (таблицы 1 и 2) характеризуется ее кинетической энергией (живой силой). Кинетическая энергия, которую сообщают пуле пороховые газы в момент вылета ее из канала ствола, называется дульной энергией. Энергия пули измеряется в джоулях.

Винтовочные пули обладают громадной кинетической энергией. Так, дульная энергия легкой пули при стрельбе из винтовки образца 1891/30 гг. равна 3600 Дж. Насколько велика энергия пули, видно из следующего: чтобы получить в столь короткий отрезок времени (не путем выстрела) такую энергию, потребовалась бы машина мощностью 3000 л. с.

Из всего сказанного ясно, какое большое практическое значение имеет для стрельбы большая начальная скорость и зависимая от нее дульная энергия пули. С увеличением начальной скорости пули и ее дульной энергии увеличивается дальность стрельбы; траектория пули становится более отлогой; значительно уменьшается влияние внешних условий на полет пули; увеличивается пробивное действие пули.

В то же время на величину начальной скорости пули (снаряда) большое влияние оказывает износ канала ствола. В процессе эксплуатации ствол оружия подвергается значительному износу. Этому способствует целый ряд причин механического, термического, газодинамического и химического характера.

Прежде всего пуля при прохождении по каналу ствола, вследствие больших сил трения, закругляет углы полей нарезов и производит истирание внутренних стенок канала ствола. Кроме того, движущиеся с большой скоростью частицы пороховых газов ударяют с силой в стенки канала ствола, вызывая на их поверхности так называемый наклеп. Это явление заключается в том, что поверхность канала ствола покрывается тонкой коркой с постепенно развивающейся в ней хрупкостью. Происходящая при выстреле упругая деформация расширения ствола приводит к появлению на внутренней поверхности металла мелких трещин. Образованию таких трещин способствует и высокая температура пороховых газов, которые в силу очень короткого действия вызывают частичное оплавление поверхности канала ствола. В нагретом слое металла возникают большие напряжения, которые в конечном счете и приводят к появлению и увеличению этих мелких трещин. Повышенная хрупкость поверхностного слоя металла и наличие к тому же трещин на нем приводят к тому, что пуля при прохождении по каналу ствола производит сколы металла в местах трещин. Износу ствола в значительной мере способствует и нагар, остающийся в канале ствола после выстрела. Он представляет собой остатки сгорания капсюльного состава и пороха, а также металла, соскобленного с пули или выплавленного из нее, оторванных газами кусочков дульца гильзы и т. д.

Имеющиеся в нагаре соли обладают свойством вбирать в себя из воздуха влагу, растворяться в ней и образовывать растворы, которые, вступая в реакцию с металлом, приводят к его коррозии (оржавлению), появлению в канале ствола сначала сыпи, а затем и раковин. Все эти факторы приводят к изменению, разрушению поверхности канала ствола, что влечет за собой увеличение его калибра, особенно у пульного входа, и, естественно, снижению в целом его прочности. Поэтому отмеченное изменение параметров при износе ствола ведет к уменьшению начальной скорости пули (снаряда), а также к резкому ухудшению боя оружия, т. е. к потере им своих баллистических качеств.

Если во времена Петра I начальная скорость полета ядра доходила до 200 метров в секунду, то современные артиллерийские снаряды летят значительно быстрее. Скорость полета современного снаряда в первую секунду равна обычно 800-900 метрам, а некоторые снаряды летят еще быстрее, - со скоростью 1000 и более метров в секунду. Эта скорость так велика, что снаряд, когда он летит, даже не виден. Следовательно, современный снаряд летит со скоростью, в 40 раз превышающей скорость курьерского поезда и в 8 раз превышающей скорость самолета.

Впрочем, здесь речь идет об обыкновенных пассажирских самолетах и об артиллерийских снарядах, летящих со средней скоростью.

Если же взять для сравнения, с одной стороны, самый «медленный» снаряд, а с другой - современный реактивный самолет, то разница будет уже не так велика, и притом не в пользу снаряда: реактивные самолеты летят со средней скоростью около 900 километров в час, то есть около 250 метров в секунду, а очень «медленный» снаряд, например снаряд 152-миллиметровой самоходной гаубицы «Мста» 2 С19, при наименьшем заряде пролетает в первую секунду всего лишь 238 метров.

Получается, что реактивный самолет не только не отстанет от такого снаряда, но и перегонит его.

Пассажирский самолет пролетает за час около 900 километров. Сколько же пролетит за час снаряд, летящий в несколько раз быстрее самолета? Казалось бы, снаряд должен пролететь за час около 4000 километров.

На самом деле, однако, весь полет артиллерийского снаряда продолжается обычно меньше минуты, снаряд пролетает 15-20 километров и лишь у некоторых орудий - больше.
В чем же тут дело? Что мешает снаряду лететь так же долго и так же далеко, как летит самолет?

Самолет летит долго потому, что воздушный винт тянет или реактивный двигатель толкает его все время вперед. Двигатель работает несколько часов подряд - пока хватит горючего. Поэтому и самолет может лететь непрерывно несколько часов подряд.

Снаряд же получает толчок в канале орудия, а дальше летит уже сам по себе, никакая сила больше не толкает его вперед. С точки зрения механики летящий снаряд будет телом, движущимся по инерции. Такое тело, учит механика, должно подчиняться очень простому закону: оно должно двигаться прямолинейно и равномерно, если только к нему не приложена больше никакая сила.

Подчиняется ли снаряд этому закону, движется ли он прямолинейно?

Представим, что за километр от нас находится какая-либо цель, например пулеметная точка противника. Попробуем навести орудие так, чтобы ствол его был направлен прямо в пулемет, потом произведем выстрел.

Сколько бы раз мы так ни стреляли, в цель мы не попадем никогда: всякий раз снаряд будет падать на землю и разрываться, пролетев всего лишь метров 200-300. Если мы будем продолжать опыты, то скоро придем к такому выводу: чтобы попасть, нужно направить ствол не в цель, а несколько выше ее.

Выходит, что снаряд летит вперед не по прямой линии: в полете он опускается. В чем дело? Почему снаряд летит не прямолинейно? Какая сила тянет снаряд вниз?

Ученые-артиллеристы конца XVI и начала XVII века так объясняли это явление: снаряд, летящий наклонно вверх, теряет силу, подобно человеку, взбирающемуся на крутую гору. И когда снаряд окончательно потеряет силу, он на миг остановится в воздухе, а затем камнем упадет вниз. Путь снаряда в воздухе казался артиллеристам XVI века таким, как изображено на рисунке.

В наши дни все люди, изучавшие физику, зная законы, открытые Галилеем и Ньютоном, дадут более верный ответ: на летящий снаряд действует сила тяжести и заставляет его опускаться во время полета. Ведь всякий знает, что брошенный камень летит не прямо, а описывает кривую и, пролетев небольшое расстояние, падает на землю. При прочих равных условиях камень летит тем дальше, чем сильнее он брошен, чем большую скорость он получил в момент броска.

Поставим на место человека, бросающего камень, орудие, а камень заменим снарядом; как и всякое летящее тело, снаряд будет притянут при полете к земле и, следовательно, отойдет от той линии, по которой он был брошен; эта линия так и называется в артиллерии линией бросания, а угол между этой линией и горизонтом орудия - углом бросания.

Если предположить, что на снаряд при его полете действует только сила тяжести, то под действием этой силы в первую секунду полета снаряд опустится приблизительно на 5 метров (точнее - на 4,9 метра), во вторую - почти на 15 метров (точнее - на 14,7 метра) и в каждую следующую секунду скорость падения будет увеличиваться почти на 10 метров в секунду (точнее - на 9,8 метра в секунду). Таков закон свободного падения тел, открытый Галилеем.

Поэтому-то линия полета снаряда - траектория - получается не прямой, а точно такой же, как и для брошенного камня, похожей на дугу.

Кроме этого, можно задаться вопросом: нет ли связи между углом бросания и расстоянием, которое пролетает снаряд?

Попробуем выстрелить из орудия один раз при горизонтальном положении ствола, другой раз - придав стволу угол бросания 3 градуса, а в третий раз - при угле бросания 6 градусов.

В первую же секунду полета снаряд должен отойти вниз от линии бросания на 5 метров. И значит, если ствол орудия лежит на станке высотой 1 метр от земли и направлен горизонтально, то снаряду некуда будет опускаться, он ударится о землю раньше, чем истечет первая секунда полета. Расчет показывает, что уже через 6 десятых секунды произойдет удар снаряда о землю.

Снаряд, брошенный со скоростью 600-700 метров в секунду, при горизонтальном положении ствола пролетит до падения на землю всего лишь метров 300. Теперь произведем выстрел под углом бросания в 3 градуса.

Линия бросания пойдет уже не горизонтально, а под углом в 3 градуса к горизонту.

По нашим расчетам, снаряд, вылетевший со скоростью 600 метров в секунду, должен был бы через секунду подняться уже на высоту 30 метров, но сила тяжести отнимет у него 5 метров подъема, и на самом деле снаряд окажется на высоте 25 метров над землей. Через 2 секунды снаряд, не будь силы тяжести, поднялся бы уже на высоту 60 метров, на самом же деле сила тяжести отнимет на второй секунде полета еще 15 метров, а всего 20 метров. К концу второй секунды снаряд окажется на высоте 40 метров. Если продолжим расчеты, они покажут, что уже на четвертой секунде снаряд не только перестанет подниматься, но начнет опускаться все ниже и ниже. И к концу шестой секунды, пролетев 3600 метров, снаряд упадет на землю.

Расчеты для выстрела под углом бросания 6 градусов похожи на те, которые мы только что делали, но считать придется много дольше: снаряд будет лететь 12 секунд и пролетит 7200 метров.

Таким образом, мы поняли, что чем больше угол бросания, тем дальше летит снаряд. Но этому увеличению дальности есть предел: дальше всего снаряд летит, если его бросить под углом 45 градусов. Если еще увеличивать угол бросания, снаряд будет забираться все выше, но зато падать он будет все ближе.

Само собой разумеется, что дальность полета будет зависеть не только от угла бросания, но и от скорости: чем больше начальная скорость снаряда, тем дальше он упадет при прочих равных условиях.

Например, если бросить снаряд под углом 6 градусов со скоростью не 600, а 170 метров в секунду, то он пролетит не 7200 метров, а всего лишь 570.

Следовательно, реальная наибольшая начальная скорость снаряда, которую можно достичь в классическом артиллерийском орудии, принципиально не может превзойти величины 2500-3000 м/с, а реальная дальность стрельбы не превышает нескольких десятков километров. В этом заключается особенность артиллерийских ствольных систем (в том числе и стрелкового оружия), осознав которую человечество в стремлении к космическим скоростям и дальностям обратилось к использованию реактивного принципа движения.

Таблица 1
Пробивное действие легкой пули
7,62-мм снайперской магазинной винтовки
системы Мосина обр. 1891/30 гг.
(при стрельбе на расстояния до 100 м)
Материал. Проникание.пули, см

Стальная плита 0,6
Железная плита 1,2
Слой гравия или щебня 10-12
Кирпичная кладка 15-20
Сосновые доски (по 2,5 см
каждая), поставленные с
промежутками в 2,5 см 35 досок
Дерево по торцу до 150
Стенка из дубового дерева 70
Слой мягкой глины 70-80
Земля 60-70
Слой утрамбованного снега до 350

Таблица 2
Пробивное действие пули
5,6-мм малокалиберной винтовки ТОЗ-8
(при стрельбе на расстояние до 25 м)
Материал. Проникание пули, см
Листовое железо 0,2
Кирпичная кладка 2,0
Сосновые доски 8,0
Фанера 3,2
Сухой дуб 3,0
Слой мягкой глины 8,0

С появлением у стран НАТО сверхзвуковых перехватчиков первого поколения типа F-102, F-104, «Лайтнинг», а такжеЗРК «Бомарк», «Найк Аякс», загоризонтных РЛС «Кобра-Джуди» и т.п. вероятность преодоления ПВО дозвуковыми неманевренными самолетами на большой высоте значительно уменьшилась. А в ближайшей перспективе ожидалось появление более совершенных систем, и казалось, что противоборство с ними вообще поставит бомбардировщики на грань выживания. Эти соображения, а также первые успехи в создании межконтинентальных баллистических ракет (МБР) – оружия, от которого не было защиты, подорвало интерес политического руководства СССР к дальним бомбардировщикам. А между тем, у казавшегося таким тихоходным самолета оставались многочисленные традиционные достоинства. Может быть, кремлевские стратеги и не знали, что авиаторы могли выполнить приказ о нанесении ядерного удара по Северной Америке значительно быстрее ракетчиков. Хотя подлетное время МБР составляло 30-40 минут, но на подготовку тогдашних жидкостных ракет к пуску требовалось несколько суток.

Кроме того, самолет мог длительное время дежурить в воздухе с бомбой на борту. Это позволяло либо скрыть его от глаз противника и нанести неожиданный удар, либо наоборот – показать в нужный момент, оказав давление на оппонента. Точность ракетного оружия первого поколения позволяла поражать только крупные цели типа городов, да и то с определенной долей вероятности. В то же время, точно сброшенная авиационная бомба могла уничтожить во много раз меньшие объекты, например, хорошо укрытые командные пункты.

Хотя самолеты Мясищева и не отличались высокой надежностью, но по этому показателю намного превосходили современные им ракеты. На пусковых МБР в огне пожаров, от отравления парами ядовитого топлива и других причин погибло не меньше людей, чем в кабинах терпящих бедствие «эмок». Стратегические бомбардировщики при наличии сети авиабаз имели поистине уникальную мобильность, превышавшую возможности только появившихся вооруженных ракетами подлодок. Самолеты могли быстро выйти из-под удара, сменить цель после взлета, переместиться в район, где противник не готов к обороне.

Выяснилось, что и тезис о невероятно высокой уязвимости бомбардировщиков от средств ПВО не столь уж бесспорен. Учения продемонстрировали, что даже в зоне действия РЛС самолеты могут проскользнуть незамеченными. Самым простым способом стало преодоление зон ПВО на малых и предельно малых высотах, вне видимости радаров. Такие полеты были связаны с повышенными нагрузками на конструкцию, и оснащенная «гибким» крылом машина Мясищева оказалась более приспособленной для них, чем Ту-95, у которого применение новой тактики привело к ограничению ресурса. Бомбардировщик ОКБ-23 отличался и другим важным преимуществом. Его радиолокационная заметность при облучении спереди была существенно более низкой не только по сравнению с туполевским изделием, но и заокеанским В-52. Еще более повышала шансы выиграть противоборство с ПВО установка на самолеты средств радиоэлектронного противодействия (РЭП), и как только стали серийно выпускать помеховые станции СПС-2, ими сразу оснастили ЗМ.

Наконец, существовал очень перспективный путь совершенствования бомбардировщика – объединение его с крылатой ракетой (самолетом-снарядом, по тогдашней терминологии) в единую автоматизированную систему. Новое оружие можно было применять, не входя в зону ПВО, а при использовании избирательных систем наведения, резко повысить точность попадания, что позволяло уничтожать точечные объекты – мосты, отдельные здания, корабли. В 1950-х гг. именно в создании таких авиационных ракет СССР вышел на лидирующие позиции в мире. Оснащение ими самолетов Дальней авиации стало приоритетным направлением, и такие задачи поручали всем соответствующим ОКБ, в том числе и Мясищева.

Первая попытка создания самолета-носителя была предпринята ОКБ-23 в середине 1950-х гг. Бомбардировщик, получивший фирменное обозначение «МК», предстояло оснастить системой наведения и сверхзвуковым самолетом-снарядом Х-20. Организовать подвеску большущей «царь-ракеты», как иронично называл ее Селяков, оказалось непросто. С точки зрения аэродинамиков, наиболее привлекательным выглядел вариант размещения Х-20 полуутопленной в грузоотсеке. Однако у самолета был небольшой клиренс, и для подвески ракеты огромный корабль пришлось бы закатывать на специальную яму. Следовательно, и без того непростая процедура еще больше усложнялась, аэродромный комплекс требовал доработок. Рассмотрев еще несколько вариантов, конструкторы остановились на подкрыльевой подвеске. Такое решение тоже имело свои недостатки, т.к. вело к существенному ухудшению ЛТХ самолета, в том числе дальности полета. Тем не менее, работы продвинулись весьма далеко, были построены даже деревянные натурные макеты наиболее важных фрагментов системы, а на 1957 г. запланировали начало заводских испытаний. Однако уже в 1956 г. поднялся в воздух Ту-95К, высокое шасси которого позволило без особых проблем разместить Х-20 полуутопленной в грузоотсеке. Фактически этот успех туполевцев сделал дальнейшие работы по самолету «МК» нецелесообразными.

В 1957 г. для бомбардировщика ЗМ было предложено три варианта ракетного вооружения. Первый включал самолет-снаряд К-10С, который предназначался, прежде всего, для поражения крупных боевых кораблей. Второй базировался на ракете К-14, представлявшей собой модификацию К-10 для ударов по наземным целям. Обе ракеты оснащались ТРД и могли развивать скорость до 2000 км/ч. Третий вариант предусматривал использование универсальной крылатой ракеты К-22, которую в зависимости от системы наведения можно было применять против площадных наземных целей, либо кораблей и других радиоконтрастных объектов или мощных источников радиоизлучения (РЛС, приводные радиостанции и т.п.). В качестве силовой установки К-22 использовался ЖРД, обеспечивавший ей скорость свыше 3500 км/ч, что делало ее в то время практически несбиваемой. Мясищев не рассчитывал выпустить сразу три варианта самолета, и перед ним встала проблема выбора. Использование уже проходившей испытания К-10С позволяло достаточно быстро реализовать проект. Перспективная К-22 сулила наибольшую эффективность, но требовала пойти на известный риск. Выбрали «золотую середину» – К-14. Очевидно, казалось, что ее разработчик – микояновское ОКБ-155, уже создавшее К-10С, не затянет и разработку этой ракеты.

Проектирование ракетоносца, получившего обозначение ЗМЕ, началось летом 1958 г. На самолете решили внедрить ряд усовершенствований системы управления, важнейшими из которых стали новый автопилот АП-15 и гидродемпфер в курсовом канале, что снизило утомляемость летчика и повысило точность пилотирования. Так как машину требовалось оснастить новой РЛС «Рубин-1″, то под ее большую антенну доработали носовую часть. Одновременно конструкторы постарались улучшить аэродинамику, несколько опустив штангу дозаправки и сделав ее сопряжение с фюзеляжем плавным.

В августе, как раз в разгар проектирования ЗМЕ, в Фили наведались Н.С.Хрущев и министр обороны Р.Я.Малиновский. Увиденным на заводе и в ОКБ высокие гости остались недовольны. Их не удовлетворили ни положение с выполнением текущих планов, ни взгляды Мясищева на перспективы ракетно-космической отрасли. Владимир Михайлович считал, что и там будущее за крылатыми, а не баллистическими аппаратами. Он вел весьма дорогостоящие работы по проектированию межконтинентальной крылатой ракеты наземного старта и воздушно-космического самолета. Но наибольшим приоритетом Мясищева были военные и гражданские тяжелые сверхзвуковые самолеты. В итоге он заслужил упреки (пожалуй, справедливые) в том, что не уделяет достаточного внимания основной теме ОКБ – самолету ЗМ и его ракетоносным вариантам. Очевидно, этот визит самым негативным образом сказался на дальнейшей судьбе фирмы.

А пока на заводе №23 переделали в опытный ракетоносец серийный ЗМ №1101. Работы завершились в марте 1959 г., и до августа заводские пилоты, а также экипажи, возглавляемые летчиками ОКБ Горяйновым и Розановым, выполнили на нем 13 полетов. Процесс создания ракеты затянулся, и самолет остался без главной составляющей своего арсенала. Тем не менее, было решено провести совместные контрольные испытания с участием ГК НИИ ВВС. Они завершились в апреле 1960 г. Испытатели отметили улучшившиеся ЛТХ самолета, но высказали ряд претензий к работе нового оборудования, прежде всего к РЛС. После этого машину отправили на завод для доработок, а планы, предусматривавшие постройку шестидесяти ЗМЕ, заморозили.

Биография опытного ЗМЕ завершилась неожиданно быстро – он, что называется, умер в своей постели. 12 мая во время газовки на площадке ЛИиДБ сорвался со швартовых М-50 и протаранил его. «Полтинник» отремонтировали, ЗМЕ восстанавливать не стали. Отработанную на этой машине РЛС «Рубин-1″ установили на некоторых серийных ЗМ, уменьшив размер антенны.

Дело в том, что к тому времени ОКБ-23 представило на испытания более совершенную модификацию самолета, получившую обозначение ЗМД (Д – «доработанный»). Она создавалась в соответствии с правительственным постановлением о разработке «стратегической бомбардировочной системы класса «воздух-земля» М-6К-14″. Основу системы вооружения ЗМД по-прежнему составляли две ракеты К-14, крепления под балочные держатели которых находились снизу корневых частей крыла. Бомбоотсек соответствовал обычному ЗМ. Новый вариант «эмки» получил большинство усовершенствований, отработанных на ЗМЕ, а также модернизированное крыло, руль направления уменьшенной площади, систему ближней навигации «Свод-Встреча» и др.

В опытные машины были переделаны два серийных ЗМ (№№1301 и 1302). Первая из них поднялась в воздух с заводского аэродрома в Филях 25 ноября 1959 г. под управлением экипажа Б.М.Степанова. Ракет по-прежнему не было, и начавшийся 1 февраля следующего года первый этап Госиспытаний проходил без них. После его завершения, несмотря на очевидное недовыполнение технического задания, было принято решение о серийном производстве 60 самолетов вместо ЗМЕ.

Завод №23 с конца 1959 г. уже вел серийный выпуск ЗМД (первым таким экземпляром стала машина №1702). Увы, но К-14 оказалась невезучей ракетой. В отличие от К-10С и К-22 она не попала в «большую серию», и в итоге новый ЗМД остался без главного компонента своей системы вооружения. В 1960 г. его производство свернули, успев построить всего 10 серийных кораблей. В общей сложности завод №23 выпустил 123 опытных и серийных самолета М-4 и ЗМ.

Само ОКБ-23, положение которого в течение последних лет неуклонно ухудшалось, в августе того года было ликвидировано. На заводе №23 осталась лишь небольшая группа конструкторов, технологов и эксплуатационников, которая обеспечивала авторское сопровождение оставшихся в строю М-4 и ЗМ.

Существовали проекты танкеров на базе ЗМД. Первый получил обозначение ЗМ-Т и предназначался для дозаправки перспективного стратегического сверхзвукового ракетоносца М-52, а также существовавших бомбардировщиков Дальней авиации. Самолет планировали оснастить новой высокопроизводительной системой перекачки. Он должен был отдавать в полете 73 т топлива, что на 70% превышало возможности M-4-II. Проект закрыли при ликвидации ОКБ-23.

Другой заправщик ЗМ-П разрабатывался скорее по традиции: военные стремились получить танкеры, оснащенные состоявшей на вооружении системой «Конус», на базе всех серийных бомбардировщиков Мясищева. До своей ликвидации ОКБ-23 успело выпустить необходимую техдокументацию, но ВВС не стали переоборудовать десяток имевшихся у них ЗМД.

Внешняя баллистика - наука, изучающая движение пули (гранаты) после ее вылета из канала ствола и прекращения действия на нее пороховых газов. Основной задачей баллистики является определение, под каким углом к горизонту и с какой начальной скоростью должна лететь пуля определенной массы и формы, чтобы она достигла цели.

Образование траектории

Во время выстрела пуля, получив под действием пороховых газов при вылете из канала ствола некоторую начальную скорость, стремится по инерции сохранить величину и направление этой скорости, а граната, имеющая реактивный двигатель, движется по инерции после истечения газов из реактивного двигателя. Если бы полет пули (гранаты) совершался в безвоздушном пространстве, и на нее не действовала бы сила тяжести, пуля (граната) двигалась бы прямолинейно, равномерно и бесконечно. Однако на пулю (гранату), летящую в воздушной среде, действуют силы, которые изменяют скорость ее полета и направление движения. Этими силами являются сила тяжести и сила сопротивления воздушной среды.

Вследствие совместного действия этих сил пуля теряет скорость и изменяет направление своего движения, перемещаясь в воздушной среде по кривой линии, проходящей ниже направления оси канала ствола.

Кривая линия, которую описывает в пространстве центр тяжести двигающейся пули (снаряда) в полете, называется траекторией. Обычно баллистика рассматривает траекторию над (или под) горизонтом оружия - воображаемой бесконечной горизонтальной плоскостью, проходящей через точку вылета.

Движение пули, а следовательно, и фигура траектории зависят от многих условий. Пуля при полете в воздухе подвергается действию двух сил: силы тяжести и силы сопротивления воздуха. Сила тяжести заставляет пулю постепенно понижаться, а сила сопротивления воздуха непрерывно замедляет движение пули и стремится опрокинуть ее. В результате действия этих сил скорость полета постепенно уменьшается, а ее траектория представляет собой по форме неравномерно изогнутую кривую линию.

Действие силы тяжести

Представим себе, что на пулю после вылета ее из канала ствола действует только одна сила тяжести. Тогда она начнет падать вертикально вниз, как и всякое свободно падающее тело. Если предположить, что на пулю при ее полете по инерции в безвоздушном пространстве действует сила тяжести, то под действием этой силы пуля опустится ниже от продолжения оси канала ствола: в первую секунду - на 4,9 м, во вторую секунду - на 19,6 м и т. д. В этом случае, если навести ствол оружия в цель, пуля никогда в нее не попадет, так как, подвергаясь действию силы тяжести, она пролетит под целью.

Вполне очевидно, что, для того чтобы пуля пролетела определенное расстояние и попала в цель, необходимо направить ствол оружия куда-то выше цели, с тем чтобы траектория пули, изгибаясь под влиянием силы тяжести, пересекла центр цели. Для этого нужно, чтобы ось канала ствола и плоскость горизонта оружия составляли некоторый угол, который называется углом возвышения.

Траектория пули в безвоздушном пространстве, на которую действует сила тяжести, представляет собой правильную кривую, которая называется параболой. Самая высокая точка траектории над горизонтом оружия называется ее вершиной. Часть кривой от точки вылета до вершины называется восходящей ветвью траектории, а от вершины до точки падения - нисходящей ветвью. Такая траектория пули характерна тем, что восходящая и нисходящая ветви совершенно одинаковы, а угол бросания и падения равны между собой.

Действие силы сопротивления воздушной среды

На первый взгляд кажется маловероятным, чтобы воздух, обладающий такой малой плотностью, мог оказывать существенное сопротивление движению пули и этим значительно уменьшать ее скорость. Однако сопротивление воздуха оказывает сильное тормозящее действие на пулю, в связи с чем она теряет свою скорость. Сопротивление воздуха полету пули вызывается тем, что воздух представляет собой упругую среду и поэтому на движение в этой среде затрачивается часть энергии пули. Сила сопротивления воздуха вызывается тремя основными причинами: трением воздуха, образованием завихрений и образованием баллистической волны.

Как показывают фотоснимки пули, летящей со сверхзвуковой скоростью (свыше 340 м/сек), перед ее головной частью образуется уплотнение воздуха. От этого уплотнения расходится во все стороны головная волна. Частицы воздуха, скользя по поверхности пули и срываясь с ее боковых стенок, образуют за донной частью пули зону разреженного пространства, вследствие чего появляется разность давлений на головную и донную части. Эта разность создает силу, направленную в сторону, обратную движению пули и уменьшающую скорость ее полета. Частицы воздуха, стремясь заполнить пустоту, образовавшуюся за пулей, создают завихрение, в результате чего за дном пули тянется хвостовая волна.

Уплотнение воздуха впереди головной части пули тормозит ее полет; разреженная зона позади пули засасывает ее и этим еще больше усиливает торможение; ко всему этому стенки пули испытывают трение о частицы воздуха, что также замедляет ее полет. Равнодействующая этих трех сил и составляет силу сопротивления воздуха.

Пуля (граната) при полете сталкивается с частицами воздуха и заставляет их колебаться. Вследствие этого перед пулей (гранатой) повышается плотность воздуха и образуются звуковые волны. Поэтому полет пули (гранаты) сопровождается характерным звуком. При скорости полета пули (гранаты), меньшей скорости звука, образование этих волн оказывает незначительное влияние на ее полет, так как волны распространяются быстрее скорости полета пули (гранаты). При скорости полета пули, большей скорости звука, от набегания звуковых волн друг на друга создается волна сильно уплотненного воздуха - баллистическая волна, замедляющая скорость полета пули, так как пуля тратит часть своей энергии на создание этой волны.

Равнодействующая (суммарная) всех сил, образующихся вследствие влияния воздуха на полет пули (гранаты), составляет силу сопротивления воздуха. Точка приложения силы сопротивления называется центром сопротивления.

Влияние, оказываемое сопротивлением воздуха на полет пули очень велико - оно вызывает уменьшение скорости и дальности полета пули.

Действие на пулю сопротивления воздуха

Величина силы сопротивления воздуха зависит от скорости полета, формы и калибра пули, а также от ее поверхности и плотности воздуха.

Сила сопротивления воздуха возрастает с увеличением калибра пули, скорости ее полета и плотности воздуха.

Для того чтобы сопротивление воздуха меньше тормозило пулю во время полета, вполне очевидно, что нужно уменьшить ее калибр и увеличить ее массу. Эти соображения и привели к необходимости использования в стрелковом оружии пуль продолговатой формы, а с учетом сверхзвуковых скоростей полета пули, когда основной причиной сопротивления воздуха является образование уплотнения воздуха перед головной частью (баллистической волны), выгодны пули с удлиненной остроконечной головной частью. При дозвуковых скоростях полета гранаты, когда основной причиной сопротивления воздуха является образование разреженного пространства и завихрений, выгодны гранаты с удлиненной и суженной хвостовой частью.

Чем глаже поверхность пули, тем меньше сила трения и сила сопротивления воздуха.

Разнообразие форм современных пуль во многом определяется необходимостью уменьшить силу сопротивления воздуха.

Если бы полет пули совершался в безвоздушном пространстве, то направление ее продольной оси было бы неизменным и пуля падала бы на землю не головной частью, а дном.

Однако при действии на пулю силы сопротивления воздуха полет ее будет совсем иным. Под действием начальных возмущений (толчков) в момент вылета пули из канала ствола между осью пули и касательной к траектории образуется угол, и сила сопротивления воздуха действует не вдоль оси пули, а под углом к ней, стремясь не только замедлить движение пули, но и опрокинуть ее. В первый момент, когда пуля вылетает из канала ствола, сопротивление воздуха только тормозит ее движение. Но как только пуля начинает под действием силы тяжести опускаться вниз, частицы воздуха начнут давить не только на головную часть, но и на боковую поверхность ее.

Чем больше пуля будет опускаться, тем больше она будет и подставлять сопротивлению воздуха свою боковую поверхность. А так как частицы воздуха оказывают на головную часть пули значительно большее давление, чем на хвостовую, они стремятся опрокинуть пулю головной частью назад.

Следовательно, сила сопротивления воздуха не только тормозит пулю при ее полете, но и стремится опрокинуть ее головную часть назад. Чем больше скорость пули и чем она длиннее, тем сильнее на нее оказывает воздух опрокидывающее действие. Вполне понятно, что при таком действии сопротивления воздуха пуля во время своего полета начнет кувыркаться. При этом, подставляя воздуху то одну сторону, то другую, пуля быстро будет терять скорость, в связи с чем дальность полета будет небольшой, а кучность боя - неудовлетворительной.

Вращение пули

Общеизвестно, что тело приобретает значительную устойчивость, если ему придать быстрое вращательное движение вокруг его оси. Примером устойчивости вращающегося тела может служить игрушка - волчок. Невращающийся волчок не будет стоять на своей заостренной ножке, но если волчку, т. е. гироскопу, придать быстрое вращательное движение вокруг своей оси, он будет устойчиво стоять на ней.

Для того чтобы пуля приобрела способность бороться с опрокидывающим действием силы сопротивления воздуха, сохраняла устойчивость при полете, ей придают быстрое вращательное движение вокруг своей продольной оси. Это быстрое вращательное движение пуля приобретает с помощью винтообразных нарезов в канале ствола оружия. Под действием давления пороховых газов пуля продвигается по каналу ствола вперед, одновременно с этим вращаясь вокруг своей продольной оси. По вылете из ствола пуля по инерции сохраняет полученное сложное движение - поступательное и вращательное.

Однако вращательное движение пули, столь необходимое для придания ей устойчивости во время полета, имеет и свои отрицательные стороны.

При полете быстро вращающейся пули в воздухе происходят следующие явления. На быстро вращающуюся пулю оказывает непрерывное опрокидывающее действие сила сопротивления воздуха, в связи с чем головная часть пули описывает вокруг траектории окружность. Сила сопротивления воздуха стремится повернуть пулю головной частью вверх и назад. Но головная часть пули в результате быстрого вращения согласно свойству гироскопа стремится сохранить приданное положение и отклонится не вверх, а весьма незначительно в сторону своего вращения под прямым углом к направлению действия силы сопротивления воздуха, т. е. вправо. Как только головная часть пули отклонится вправо, изменится направление действия силы сопротивления воздуха - она стремится повернуть головную часть пули вправо и назад, но поворот головной части пули произойдет не вправо, а вниз и т. д. Так как действие силы сопротивления воздуха непрерывно, а направление ее относительно пули меняется с каждым отклонением оси пули, то головная часть пули описывает окружность, а ее ось - конус с вершиной в центре тяжести. Происходит так называемое медленное коническое, или прецессионное, движение, и пуля летит головной частью вперед, т. е. как бы следит за изменением кривизны траектории.

Ось медленного конического движения несколько отстает от касательной к траектории (располагается выше последней). Следовательно, пуля с потоком воздуха сталкивается больше нижней частью, и ось медленного конического движения отклоняется в сторону вращения (вправо при правой нарезке ствола). В результате сложения этих двух вращательных движений возникает новое движение, отклоняющее ее головную часть в сторону от плоскости стрельбы. При этом одна боковая поверхность пули подвергается давлению частиц воздуха больше, чем другая. Такое неодинаковое давление воздуха на боковые поверхности пули и отклоняет ее в сторону от плоскости стрельбы. Постоянное боковое отклонение вращающейся пули в сторону ее вращения от плоскости стрельбы называется деривацией.

По мере удаления пули от дульного среза оружия величина деривационного отклонения ее быстро и прогрессивно возрастает.

Устойчивость гранаты в полете обеспечивается наличием стабилизатора, который позволяет перенести центр сопротивления воздуха назад, за центр тяжести гранаты. Вследствие этого сила сопротивления воздуха поворачивает ось гранаты к касательной к траектории, заставляя гранату двигаться головной частью вперед.

Для улучшения кучности некоторым гранатам придают за счет истечения газов медленное вращение. Вследствие вращения гранаты моменты сил, отклоняющие ось гранаты, действуют последовательно в разные стороны, поэтому кучность стрельбы улучшается.

Таким образом, причинами деривации являются: вращательное движение пули, сопротивление воздуха и понижение под действием силы тяжести касательной к траектории. При отсутствии хотя бы одной из этих причин деривации не будет.

Траектория и ее элементы

Для изучения траектории пули (гранаты) приняты следующие определения.

Центр дульного среза ствола называется точкой вылета. Точка вылета является началом траектории. Горизонтальная плоскость, проходящая через точку вылета, называется горизонтом оружия. На чертежах, изображающих оружие и траекторию сбоку, горизонт оружия имеет вид горизонтальной линии. Траектория дважды пересекает горизонт оружия: в точке вылета и в точке падения.

Прямая линия, являющаяся продолжением оси канала ствола наведенного оружия, называется линией возвышения. Вертикальная плоскость, проходящая через линию возвышения, называется плоскостью стрельбы. Угол, заключенный между линией возвышения и горизонтом оружия, называется углом возвышения. Если этот угол отрицательный, то он называется углом склонения (снижения). Прямая линия, являющаяся продолжением оси канала ствола в момент вылета пули, называется линией бросания. Угол, заключенный между линией бросания и горизонтом оружия, называется углом бросания. Угол, заключенный между линией возвышения и линией бросания, называется углом вылета.

Точка пересечения траектории с горизонтом оружия называется точкой падения. Угол, заключенный между касательной к траектории в точке падения и горизонтом оружия, называется углом падения. Расстояние от точки вылета до точки падения называется полной горизонтальной дальностью. Скорость пули (гранаты) в точке падения называется окончательной скоростью. Время движения пули (гранаты) от точки вылета до точки падения называется полным временем полета.

Наивысшая точка траектории называется вершиной траектории. Кратчайшее расстояние от вершины траектории до горизонта оружия называется высотой траектории. Часть траектории от точки вылета до вершины называется восходящей ветвью; часть траектории от вершины до точки падения называется нисходящей ветвью траектории.

Точка на цели или вне ее, в которую наводится оружие, называется точкой прицеливания (наводки). Прямая линия, проходящая от глаза стрелка через середину прорези прицела (на уровне с ее краями) и вершину мушки в точку прицеливания, называется линией прицеливания. Угол, заключенный между линией возвышения и линией прицеливания, называется углом прицеливания. Угол, заключенный между линией прицеливания и горизонтом оружия, называется углом места цели. Угол места цели считается положительным, когда цель выше горизонта оружия, и отрицательным, когда цель ниже горизонта оружия.

Расстояние от точки вылета до пересечения траектории с линией прицеливания называется прицельной дальностью. Кратчайшее расстояние от любой точки траектории до линии прицеливания называется превышением траектории над линией прицеливания. Прямая, соединяющая точку вылета с целью, называется линией цели. Расстояние от точки вылета до цели по линии цели называется наклонной дальностью. При стрельбе прямой наводкой линия цели практически совпадает с линией прицеливания, а наклонная дальность с прицельной дальностью.

Точка пересечения траектории с поверхностью цели (земли, преграды) называется точкой встречи. Угол, заключенный между касательной к траектории и касательной к поверхности цели (земли, преграды) в точке встречи, называется углом встречи. За угол встречи принимается меньший из смежных углов, измеряемый от 0 до 90°.

Траектория пули в воздухе имеет следующие свойства: нисходящая ветвь короче и круче восходящей; угол падения больше угла бросания; окончательная скорость пули меньше начальной; наименьшая скорость полета пули при стрельбе под большими углами бросания - на нисходящей ветви траектории, а при стрельбе под небольшими углами бросания - в точке падения; время движения пули по восходящей ветви траектории меньше, чем по нисходящей; траектория вращающейся пули вследствие понижения пули под действием силы тяжести и деривации представляет собой линию двоякой кривизны.

Траекторию гранаты в воздухе можно разделить на два участка: активный - полет гранаты под действием реактивной силы (от точки вылета до точки, где действие реактивной силы прекращается) и пассивный - полет гранаты по инерции. Форма траектории гранаты примерно такая же, как и у пули.

Форма траектории и ее практическое значение

ФОРМА траектории зависит от величины угла возвышения. Между горизонтальной дальностью полета пули и углом бросания существует определенная зависимость. С увеличением угла возвышения высота траектории и полная горизонтальная дальность полета пули увеличиваются, но это происходит до известного предела. За этим пределом высота траектории продолжает увеличиваться, а полная горизонтальная дальность начинает уменьшаться.

Согласно законам механики, наибольшая горизонтальная дальность полета пули в безвоздушном пространстве соответствует углу бросания, равному 45°. При увеличении угла от 0 до 45° дальность полета пули возрастает, а затем при дальнейшем увеличении углов от 45 до 90° - уменьшается. Угол возвышения, при котором горизонтальная дальность полета пули становится наибольшей, называется углом наибольшей дальности.

При полете пули в воздухе угол наибольшей дальности не достигает величины 45°; в зависимости от веса и формы пули его величина для современного стрелкового оружия колеблется в пределах 30-35°. Величина угла наибольшей дальности для пуль различных видов оружия составляет около 35°. Траектории, образуемые при углах бросания меньше угла наибольшей дальности (0-35°), называются настильными.

Траектории, образуемые при углах бросания больше угла наибольшей дальности (35-90°), называются навесными.

При стрельбе из одного и того же оружия (при одинаковых начальных скоростях) можно получить две траектории с одинаковой горизонтальной дальностью: настильную и навесную. Траектории, имеющие одинаковую горизонтальную дальность при разных углах возвышения, называются сопряженными.

При стрельбе из стрелкового оружия по открытым, видимым целям используются только настильные траектории. Чем настильнее траектория, тем на большем протяжении местности цель может быть поражена с одной установкой прицела (тем меньше влияние на результаты стрельбы оказывают ошибки в определении установки прицела); в этом заключается практическое значение настильной траектории.

Настильность траектории характеризуется наибольшим ее превышением над линией прицеливания. Для данной дальности траектория тем более настильна, чем меньше она поднимается над линией прицеливания. Кроме того, о настильности траектории можно судить по величине угла падения: траектория тем более настильна, чем меньше угол падения.

Настильность траектории влияет на величину дальности прямого выстрела, поражаемого, прикрытого и мертвого пространства.

Выстрел, при котором траектория не поднимается над линией прицеливания выше цели на всем своем протяжении, называется прямым выстрелом.

Дальность прямого выстрела зависит от высоты цели и настильности траектории. Чем выше цель и чем настильнее траектория, тем больше дальность прямого выстрела. И тем на большем протяжении местности цель может быть поражена с одной установкой прицела.

При стрельбе из штатного стрелкового оружия (винтовок, автоматов и пистолетов) углом бросания непосредственно не пользуются. Многие стрелки вообще не задумываются, под каким углом бросания нужно стрелять. В стрелковой практике оказалось значительно удобней угол бросания заменить другим, очень схожим с ним углом - углом прицеливания.

Начало ядерного противостояния двух сверхдержав складывалось явно не в пользу Страны Советов. Создав через четыре года после американцев собственную атомную бомбу, СССР не только проигрывал в размерах ядерного арсенала, но и не мог доставить «оружие возмездия» на территорию США. Требовалось срочно построить флот стратегических бомбардировщиков, способных решить эту задачу. Само слово «стратегический» у нас обычно не использовалось (применялся термин «дальний бомбардировщик»), но новые задачи действительно были стратегическими. То есть ограниченное число таких самолетов могло решить исход войны путем уничтожения структур государственного и военного управления, больших групп войск, нанесения промышленности и населению противника такого ущерба, который сделал бы дальнейшее продолжение военных действий невозможным. Оружием для такого удара являлась атомная бомба, и основным пунктом

Технического задания (ТЗ) была доставка ее до основных целей на территории вероятного противника. Масса нормальной боевой нагрузки определялась в 5000 кг, именно столько весил первый советский спецбоеприпас РДС-1, а дальность полета -12000 км.

Основу ПВО тех лет составляли истребители. Исходя из их характеристик, новый самолет должен был иметь скорость полета 900-950 км/ч на высоте 12-13 км, что позволяло ему уйти от преследования. Конечно, исключить возможность перехвата в принципе было нельзя, и еще одним пунктом ТЗ стало наличие у бомбардировщика мощного оборонительного вооружения, а также возможность использования самолета ночью и в любую погоду с прицельным бомбометанием выше кромки облаков. Для него планировалось построить новые аэродромы с бетонными ВПП длиной 3000-5000 м и шириной 50-100 м.

Новое задание решили поручить А.Н.Туполеву. Сталин вызвал его, однако тот отказался, утверждая, что на данном этапе выполнить все требования ТЗ невозможно: турбореактивные двигатели из-за слишком большого расхода топлива не позволяли достичь требуемой дальности, а турбовинтовые не обеспечивали заданной скорости и высоты полета. Туполев был глубоко убежден в своей правоте и в итоге получил задание на создание межконтинентального бомбардировщика с ТВД (будущего Ту-95), ведь для того, чтобы достичь Америки, требовалось прежде всего обеспечить большую дальность полета.

Однако был конструктор, готовый взяться за создание реактивного супербомбардировщика. Владимир Михайлович Мясищев, ученик Туполева, возглавлял в годы войны ОКБ-482 и по совместительству серийный конструкторский отдел казанского авиазавода №22. Но после Победы его КБ, так и не запустившее в серию ни одного собственного самолета, было закрыто, а сам Мясищев направлен на преподавательскую работу в МАИ. На новом месте у него произошел конфликт с местной парторганизацией, но вместо ожидаемых очередных репрессий против «врага народа» (Мясищев в свое время был осужден и все еще не реабилитирован), он получил предложение возглавить новое ОКБ, которому и предстояло спроектировать межконтинентальный реактивный бомбардировщик.

Во время работы в МАИ Мясищев провел исследования, в ходе которых моделировалась ситуация, когда маршрут бомбардировщика проходил в 200-300 км от аэродрома ПВО (как это обычно было в годы второй мировой войны в Европе), на котором базировались реактивные перехватчики Р-80. При этом были определены параметры реактивного бомбардировщика, которые давали шанс преодолеть заслон ПВО. Оформив результаты исследований, Мясищев подал техническое предложение в Министерство авиационной промышленности.

Постановление правительства №949-469 о проектировании и строительстве нового самолета было подписано 24 марта 1951 г., в качестве производственной базы выделялся московский завод №23, определялись сроки и финансирование, намечалась кооперация с другими предприятиями. Новое ОКБ комплектовалось кадрами, обеспечивалось содействие со стороны центральных организаций МАП и других ведомств. Эти ресурсы, естественно, не брались из воздуха, а перераспределялись, т.е. отбирались у руководителей других коллективов. Так, конструкторы, прочнисты и аэродинамики переводились от Яковлева, Челомея и других КБ вместе со столами и чертежными принадлежностями. «Отдавать свое» без сопротивления хотели не многие, но тогда в дело вступали всесильные кураторы нового проекта: Председатель Совета Министров Маленков, его первый заместитель и Министр обороны Булганин, а также Председатель специального Комитета по атомной энергии Берия. Полномочия этих людей были поистине безграничными, а связь с ними – прямой. Например, на проходной завода висел спецтелефон, и каждый мог позвонить в приемную Берии и сообщить о выявленных случаях «саботажа и вредительства». Так что формирование нового ОКБ шло быстро, и оно получило крепкие кадры. Многие ведущие специалисты уже работали с Мясищевым раньше, среди них первый заместитель главного конструктора и начальник КБ проектов (бригады общих видов) Л.Л.Селяков, Я.Б.Нодельман и Г.Г.Матвеев (бригада крыла), К.И.Попов (фюзеляж), Г.И.Архангельский (шасси) и др.

Новому КБ досталась приличная производственная база. Завод №23 вошел в авиапромышленность СССР в декабре 1922 г. как концессия фирмы «Юнкерс» и стал пионером отечественного цельнометаллического самолетостроения. В 1948 г. на предприятии начали строить тяжелые поршневые бомбардировщики Ту-4, а затем заложили головную серию реактивных Ту-14. Завод был укомплектован опытными кадрами и неплохо оснащен, в т.ч. получил большую партию оборудования, вывезенного из Германии.

Создаваемый самолет получил заводское обозначение «изделие М» (тема №25, в переписке также встречалось обозначение «СДБ» – скоростной дальний бомбардировщик). Время на эскизное проектирование было отпущено минимальное, что не позволяло заниматься длительной проработкой альтернативных вариантов компоновки, а задачу предстояло решить чрезвычайно сложную. Следует признать, что сразу справиться с ней Мясищеву (впрочем, как и Туполеву, и фирме «Боинг», которая как раз в то время занималась В-52) не удалось. И все же при создании первого варианта машины был сделан целый ряд принципиальных шагов, весьма смелых и неординарных, без которых этот проект вообще бы не состоялся. Попробуем проанализировать важнейшие.

Просмотрев различные варианты силовой установки, Мясищев пришел к выводу, что единственно приемлемыми являются двигатели АМ-03 конструкции Микулина тягой по 8700 кгс. Они были большими и тяжелыми, со значительным расходом топлива, однако обеспечивали тягу, достаточную для использования лишь четырех мотоустановок, и избавляли от перехода к чрезмерно сложной многомоторной компоновке по типу В-36 или В-52. Но и этих двигателей поначалу казалось мало, поэтому для самолета стали проектировать стартовые ракетные ускорители и даже гигантское рельсовое катапультное устройство, оставшиеся невостребованными.

Теперь об аэродинамике. Наиболее перспективным тогда считалось использование крыла стреловидностью 35°. Магическая цифра «35″, встречавшаяся на большинстве машин того периода, имела довольно банальное объяснение – она была выведена в процессе кропотливой отработки самолетов МиГ-15 и Ту-16. Для этого пришлось затратить большое количество «трубочасов» во время экспериментов в аэродинамических трубах ЦАГИ, что стало очень дорогим удовольствием. Но расчеты показали: сопротивление такого крыла слишком велико и не позволяет получить заданную скорость. Тогда Мясищев принял весьма нелегкое решение: увеличить стреловидность, рискуя проиграть во взлетно-посадочных качествах.

Для уменьшения массы конструкции предпочтительной считалась силовая установка с двигателями на крыле, удаленными от фюзеляжа так, чтобы их вес, действуя против подъемной силы, «разгружал» крыло, которое можно сделать легче. Но тогда мотогондолы увеличили бы лобовое сопротивление, а возросшая площадь омываемой поверхности вызывала рост сопротивления трения. Учитывая это, на новом самолете двигатели вписали в толстые «корни» крыла, и они почти не выступали за обвод. Мало того, реактивные струи ускоряли течение потока за крылом вблизи фюзеляжа и играли роль зализов, улучшая обтекание самолета в этом сложном месте.

Стреловидное крыло имеет плохие срывные характеристики. С этой проблемой можно бороться различными методами, в том числе устанавливая аэродинамические гребни, применяя на крыле разные профили. Крыло самолета «М», кроме этих решений, получило значительную геометрическую крутку. Его концевые зоны имели гораздо меньший угол установки, чем корневые, и при выходе на большие углы атаки продолжали «нести», когда у корня уже начинался срыв. В результате самолет должен был переходить на меньший угол, а также не терять управляемости по крену, т.к. элероны продолжали нормально работать.

В середине 1940-х гг. в США впервые в мировой практике на тяжелом самолете В-47 была применена безопасно деформируемая конструкция крыла. Оно стало гораздо более легким, сохранив при этом прочность. Удачный опыт получил применение и на межконтинентальном В-52. Из зарубежных авиационных журналов это было известно, и, несмотря на острую критику со стороны некоторых видных специалистов ЦАГИ и ВИАМ, Мясищев пошел по тому же пути. Расчеты показали, что в полете концы крыла будут колебаться с амплитудой до 2 м, а позже, на статических испытаниях, их отклонили от нейтрали на целых 5 м!

В конструкции самолета впервые на тяжелом бомбардировщике был применен ряд новых материалов, и прежде всего, высокопрочные алюминиевые сплавы В-65 и В-95. Они при том же удельном весе, что и Д16Т, имели повышенную прочность, но большую жесткость и, как следствие, худшие усталостные характеристики. За типовой полет продолжительностью 15 часов самолет мог накопить более 2500 циклов нагружения («махов» крыла). На некоторых самолетах, созданных с применением этих сплавов, усталостное разрушение узлов стало причиной тяжелейших катастроф, Мясищеву же удалось сделать машину с достаточным ресурсом, что было в дальнейшем подтверждено практикой.

Весьма сложной проблемой оказалось создание шасси самолета «М». После проработки нескольких вариантов выбор был сделан в пользу малоизученной в то время велосипедной схемы с двумя основными опорами, оснащенными четырехколесными тележками. Для обеспечения устойчивости при движении по аэродрому использовались небольшие поддерживающие опоры на законцовках крыла. Главной причиной такого решения стали компоновочные соображения, а также существенный выигрыш в весе по сравнению с традиционным терхопорным шасси. Ранее в СССР такая схема использовалась на опытном истребителе Алексеева И-211, который успешно летал, но испытания показали, что самолету трудно поднять нос во время взлета. Можно было сразу задать взлетный угол, применив стойки разной высоты, но при этом увеличивалась длина разбега из-за роста сопротивления. Выход нашли в оригинальном решении. Самолет начинал разбег со стояночным углом, при нарастании скорости подъемная сила крыла постепенно компенсировала вес, давление в специальном гидроцилиндре носовой опоры выжимало шток, который поворачивал тележку так, что земли касалась только задняя пара колес (так называемый механизм «вздыбливания»). Нос самолета приподнимался, создавался взлетный угол, и машина отрывалась от полосы практически без вмешательства летчика.

Соблюдая строжайшую экономию веса, конструкторы не поскупились на мощное вооружение. Номенклатура наступательного, кроме ядерных боеприпасов, включала обычные бомбы калибром от 500 до 9000 кг, морские мины, торпеды и управляемые бомбы УАБ-2000Ф. Максимальная бомбовая нагрузка составила 24 т, что в 2 раза превышало возможности Ту-95. Оборонительное вооружение, состоявшее из трех двуствольных дистанционно управляемых пушечных установок, имело сферический обстрел, в то время как у Ту-95 была мертвая зона в нижней части передней полусферы. Следует отметить, что американцы оснастили В-52 вообще одной кормовой пулеметной установкой, т.к. считали, что вероятность успешной атаки скоростного бомбардировщика в переднюю полусферу близка к нулю.

На расчетных скоростях нагрузки на органы управления «эмки» уже превышали физические возможности человека. В те времена не было единого мнения по поводу методов решения этой проблемы. Туполев видел выход в улучшении традиционной механической системы управления путем снижения сопротивления трения и оптимизации кинематических параметров. В результате получилась относительно легкая, простая, дешевая и надежная система, которая нашла применение на Ту-16. Ноу него максимальные скорости, а значит и нагрузки на рулевые поверхности были меньше, чем у реактивного бомбардировщика Мясищева, для которого следовало создать систему другого типа.

В Германии в годы войны была разработана система управления, включавшая гидромоторы, которую применили на построенном немецкими специалистами в СССР самолете «150″. Мясищев тщательно изучил ее, но счел слишком сложной, недостаточно надежной и трудной в доводке. Оставалось сделать выбор в пользу гидравлического бустера. При его использовании летчик управлял золотниками бустера посредством легких тяг, а нагрузки на штурвале и педалях имитировались пружинными механизмами.

Для бомбардировщика «М» были предусмотрены катапультные кресла всех членов экипажа. В то время проектирование таких кресел возлагалось на разработчика самолета, создало свое кресло и ОКБ-23. Все члены экипажа катапультировались вниз.

В ходе создания самолета были построены полноразмерные макеты передней и кормовой кабин, бомбардировщика в целом, а также множество стендов, в т.ч. гидросистемы и шасси, силовой установки, системы управления. Для отработки самых сложных решений использовались летающие лаборатории, в которые переоборудовали три Ту-4: Ту-4ШР – для испытаний шасси, Ту-4ДР – для испытаний двигателя АМ-03, Ту-4УР – для системы управления и катапультных кресел. Отработка агрегатов силовой установки, а также элементов вооружения, в т.ч. бомбардировочных радиолокационного и оптического прицелов, средств навигации и связи, проводилась на нескольких самолетах-лабораториях в специализированных организациях. В ЦАГИ шли прочностные испытания отдельных панелей и агрегатов самолета, а также статэкземпляра машины (заводской №4100002).

Первый опытный самолет «М» (зав. №4300001) был заложен 15 мая 1952 г. и при работе в три смены закончен уже осенью. В Филях полоса заводского аэродрома была небольшой, поэтому его разобрали на агрегаты, перевезли на аэродром ЛИИ в Жуковском, где снова собрали. На машине не были установлены тормозной парашют, большая часть вооружения, отсутствовал механизм «вздыбливания». После цикла наземных испытаний самолет подготовили к первому полету, который состоялся 20 января 1953 г. Опытным бомбардировщиком управлял экипаж летчика-испытателя Ф.Ф.Опадчего (второй пилот А.Н.Грацианский, штурман А.И.Помазунов, радист И.И.Рыхлов, бортинженер Г.А.Нефедов, ведущие инженеры И.Н.Квитко и А.И.Никонов). Конкурировавшая с самолетом «М» туполевская машина «95-1″ к тому времени уже проходила свой путь испытаний, поднявшись в воздух 12 ноября 1952 г.

В рамках первого этапа заводских испытаний «эмка» выполнила 28 полетов, а после доработок, в ходе которых, в частности, установили механизм «вздыбливания», еще 18. Испытания шли довольно напряженно. Выявились серьезные проблемы с прочностью ряда агрегатов, гидросистемой и бустерами, наблюдалось шимми передней опоры шасси. Несколько раз в воздухе возникали очень опасные ситуации. Например, однажды частично разрушился руль высоты, но Опадчий, проявив высочайшее мастерство, успешно посадил опытный самолет. Однако самым удручающим оказалось то, что требования правительственного задания были существенно недовыполнены, в частности, бомбардировщик не показал расчетной дальности полета. В других условиях это могло бы привести к закрытию программы, но 11 мая 1953 г. первый Ту-95 разбился, и сразу после этого был подготовлен проект решения правительства о запуске самолета «М» в серийное производство, причем на двух заводах – №23 и куйбышевском №18, на котором собирались строить Ту-95. Подписан этот документ не был, но 19 сентября вышло постановление о выпуске в 1954-55 гг. на заводе №23 опытной серии из 11 самолетов.

Однако это не означало, что Мясищев мог почивать на лаврах. Ему было поручено срочно привести характеристики самолета «М» в соответствие с заданием, для чего проект требовалось капитально переработать. Главной проблемой был лишний вес. По расчетам, масса конструкции самолета должна была составлять 70 т, а фактически она выросла до 79,7 т, при этом максимальная взлетная достигла 181,5 т, что являлось пределом по условиям взлетной тя-говооруженности и прочности.

Учитывая это, при создании второй опытной машины была объявлена премия в 50 рублей за каждый «снятый» килограмм. «Вылизывание» конструкции принесло положительные результаты. Кроме того, путевая устойчивость оказалась излишней, что позволило укоротить фюзеляж на метр, а также снизить массу самолета, получившего обозначение «ДМ» («дублер М») и заводской №4300003. На нем установили почти весь комплект вооружения и оборудования, механизм «вздыбливания», для улучшения взлетно-посадочных характеристик увеличили площадь и углы отклонения закрылков. Самолет впервые поднялся в воздух в январе 1954 г. под управлением экипажа Б.К.Галицкого.