"Авиация и космонавтика 1997 07" - читать интересную книгу автора

ПОСЛЕДНИЕ ПОРШНЕВЫЕ БОМБАРДИРОВЩИКИ (Часть III)

Владимир Ригмант

Окончание. Начало в №№ 3,4/9? г. (выпуски 25,26)

Ту-85 - конец эволюционного пути

Работы по самолету проекта "487", будущему самолету "85" (Ту-85), начались еще в 1948 г до получения официального задания на самолет подобного класса от ВВС и выхода соответствующего Постановления СМ СССР. Поиски оптимальных решений по этому проекту проходили в общем русле исследований возможности создания базовой конструкции дальнего и сверхдальнего бомбардировщика.

Первоначальный проект самолета, имевший внутреннее обозначение "487", представлял собой во многом дальнейшее развитие проектов самолета "80", а также проработок бригады Б.М.Кондорского 1947-1948 гг , в направлении дальнейшего улучшения летно-тактических данных при использовании тех же самых типов силовых установок (двигатели АШ-2ТК, ВД-ЗТК, М-35, М-501,М-51, ВК-2). Самолет по проекту "487" рассматривался в двух вариантах: самолет для дальних стратегических операций и самолет для сверхдальних операций. Основным отличием второго варианта были увеличенный размах крыла, за счет введения новых отъемных консолей крыла и увеличенной взлетной массы, в основном за счет увеличения запаса топлива.

Изначально, летом 1948 г, при рассмотрении проекта самолета "487", получили следующие предварительные геометрические параметры:

- длина самолета - 35,2 м;

- размах крыла для дальнего варианта - 44,94 м;

- размах крыла для сверхдальнего варианта - 53,0 м;

- площадь крыла для дальнего варианта - 202,5 м2;

- площадь крыла для сверхдальнего варианта - 221,0 м2.

Был проведен расчет и анализ летных характеристик самолета в обоих вариантах с различными типами двигателей. Как видно из приведенного материала самолет,даже в сверхдальнем варианте с двигателями АШ-2ТК (ВД-ЗТК) (единственная реальная разработка,которую могли предложить двигателисты), при тех удельных параметров, которые они имели, не способен был достичь территории США и вернуться домой.

В сентябре-октябре 1948 г рассматривался вариант проекта "487" с увеличенным размахом и площадью крыла. В ходе проработки этого варианта, из условий получения приемлемого диапазона изменений центровок,-предлагалось ввести небольшую стреловидность крыла. Сохранились некоторые данные, в какой-то степени характеризующие этот прект:

Дальний Сверхдальний

Длина самолета,м 35,2

Размах крыла,м 47,2 56,0 Площадь крыла, м2 209,8 240 Удлинение крыла 10,6 13,1 Взлетная масса,кг 90881 98181 Масса пустого

самолета,кг 45591 47091

Бомбовая

нагрузка,к г. 5000

Топливо, кг 36000 42000

Но и этот вариант не давал возможности получить требуемые гарантируемые значения по дальности полета.

Постепенно в ходе проектирования самолета переходили, по существу, к совершенно новому самолету, так как ни аэродинамические характеристики, ни тем более, удельные характеристики силовых установок,даже с учетом модернизации, не позволяли создать межконтинентальную стратегическую машину.

Прежде всего отказались от унификации. Теперь речь шла только о сверхдальнем варианте. Основными элементами программы создания самолета становились новая мощная экономичная силовая установка и новая компоновка крыла, дававшая существенное увеличение Кмах самолета.

При выборе типа и компоновки силовой установки, которые бы удовлетворяли необходимым требованиям, ОКБ провело большой объем различных исследований совместно с ЦАГИ и с ЦИАМ. Было исследовано большое количество возможных схем поршневых двигателей комбинированной схемы. В рассмотрении были следующие основные варианты:

- комбинирование поршневого двигателя с малым ПЦН с мощной турбиной постоянного давления с регулируемым реактивным соплом;

- комбинирование поршневого двигателя без ПЦН с двухступенчатой турбиной 'постоянного давления,передающей энергию на вал двигателя через гидравлическую муфту, без использования реакции;

- комбинирование поршневого двигателя с малым ПЦН с мощной турбиной постоянного давления, передающей энергию на вал двигателя через гидравлическую муфту, с каме-рои дожигания топлива, оставшегося в выхлопных газах двигателя и сжиганием дополнительного топлива, вспрыскиваемого на взлете и на сверхмощных режимах, без использования реакции;

- комбинирование поршневого двигателя с мощным ПЦН с импульсной турбиной, использующей изменяющуюся скорость выхлопных газов, при их истечении из цилиндров, и передающей энергию на вал двигателя,-без использования реакции;

- комбинирование поршневого двигателя с малым ПЦН с мощной турбиной постоянного давления с регулируемым реактивным соплом и импульсной турбиной, передающей энергию на вал двигателя;

- комбинирование поршневого двигателя с малым ПЦН с мощной турбиной постоянного давления без регулируемого реактивного сопла и импульсной турбиной, передающей энергию на вал двигателя.

Окончательно из всего многообразия, предлагавшихся схем, для дальнейших работ была выбрана схема, представлявшая собою комбинацию поршневого двигателя, турбины постоянного давления с реактивным соплом и импульсных турбин, в которых использовалась кинетическая энергия выхлопных газов. Эта схема позволяла получить удельный расход топлива Се=0,155-0,170 кг/л.с.ч, в то время как объемные схемы двигательных установок в лучшем случае обеспечивали получение величин Се=0,24-0,27 кг/л.с.ч. Основные сложности при создании подобных двигателей были связаны с созданием и доводкой системы импульсных турбин, поскольку выхлоп по времени составлял небольшую долю всего цикла, газы попадали на рабочее колесо турбины не при постоянном давлении, а при переменном, пульсационно (отсюда название турбин). На период создания комбинированных двигателей работа подобных систем была мало изучена, необходимо было выработать методики расчетов и оптимизации импульсных турбин,спроектировать их и довести до рабочего состояния. К этой работе активно подключился коллектив ЦИАМ и вместе с двигателестроитель-ными ОКБ проблема была решена в сравнительно короткий срок.

Конкретная реализация этой схемы применительно к самолету "85" была выполнена для двух типов двигателей: для двигателя воздушного охлаждения АШ-2К (носившего также обозначение АШ-4К), разработки ОКБ-19 (Главный конструктор А.Д.Швецов), и для двигателя водяного охлаждения М-253К (ВД-4К), разработки ОКБ-36 (В.А.Добрынин). Оба двигателя задавались к разработке общим Постановлением Совета Министров СССР от 16 сентября. 1949 г за N 3929-1608.

Двигатель АШ-2К создавался на базе двигателя АШ-2ТК и должен был иметь взлетную мощность 4500 л.с. Двигатель представлял собою четырехрядную 28 цилиндровую звезду воздушного охлаждения, имевшую комбинированный наддув от ПЦН и одного турбокомпрессора ТК-2 и семь турбин, передававших энергию выхлопа непосредственно на вал двигателя. Отработанные газы использовались в сопле для создания реактивной тяги. Для форсирования на взлетном режиме применялся впрыск водо-спиртовой смеси. Для дополнительного охлаждения на двигатель устанавливался дополнительный вентилятор, который съедал на больших высотах весьма солидный запас мощности. Уже в 1949 г первые опытные двигатели АШ-2К были собраны и начали проходить заводские стендовые испытания. На конец марта 1950 г три первых АШ-2К наработали на стенде более 100 мото-часов. Двигатели ис-пытывались с ТК-2 и показали удовлетворительные результаты по надежности, мощности и экономичности. Сложности были с ТК-2, который требовал серьезных доводок и испытаний. Работы по новым двигателям во многом сдерживались отсутствием необходимого испытательного оборудования в ОКБ-19 (тоже самое было справедливо и для ОКБ-36), особенно это касалось оборудования для отработки новых агрегатов: ТК и импульсных турбин. В 1950 г. двигатель был установлен на одной из летающих лабораторий Ту4ЛЛ , на которой до этого проходили испытания АШ-2ТК . Опытный двигатель устанавливался вместо одного штатного АШ-73ТК. Во второй половине 1950 г Ту-4ЛЛ с АШ-2К начал летать и выполнять программу испытаний и доводок нового двигателя. Эти испытания затянулись и перешли на 1951 г, двигатель на испытаниях перегревался, часто отказывал и не был в срок подготовлен для проведения Государственных летных испытаний в составе самолета "85", начался длительный период его доводок и доработок. Из-за этого АШ-2К так и не попал на самолет "85". Первая машина "85/ 1" начала летать с ВД-4К и закончила испытания с ним, вторая "85/2" должна была проходить испытания с АШ-2К,но до лета 1951 г двигатель так и не был доведен до кондиции и "дублер" также отлетал с ВД-4К. В ноябре 1951 г работы по самолету начали сворачивать, к этому моменту АШ-2К можно было ставить на самолет "85", но это в новых условиях потерялЪ актуальность. Следует отметить, что ОКБ А.Н.Туполева при проектировании "85-ой" естественно делало ставку на АШ-2К, так как его заявленные данные были выше чем у ВД-4К. Второй тип двигателя рассматривался, как резервный подстраховоч-ный, поэтому при проработке проекта, технической документации и изготовлении самолетов в их конструкции учитывалась возможность использования обоих типов двигателей. Существенным специфическим недостатком АШ-2К, как мощного высотного двигателя, была его система воздушного охлаждения, хотя она была и легче и более живучая чем жидкостная, но она на больших высотах и для больших мощностей съедала большой процент вырабатываемой мощности. По данным ЦИАМ, при увеличении высотности двигателей подобного класса начиная с высот 11000-12000 м начиналось резкое повышение мощности, затрачиваемой на охлаждение, и на высоте 15000 м она равнялась половине мощности двигателя. Для сравнения, аналогичный двигатель с жидкостным охлаждением на расчетной высоте 18000 м,забирал на цели охлаждения не более 5% мощности двигателя. Двигатель АШ-2К находился в малой серии до 1952 г , летал только на летающей лаборатории, однако вошел в историю авиационного двигателестроения как самый мощный реализованный в мире поршневой двигатель, выполненный в одном агрегате. Двигатель АШ-2К имел следующие данные:

- рабочий объем,л - 82,4;

- масса сухого двигателя,кг- 2550; Взлетный режим

- мощность,л.с - 4500;

- число оборотов,об/мин - 2800;

- наддув,мм.рт.ст - 1430; Номинальный режим

- мощность,л.с - 3700;

- число оборотов, об/мин - 2400;

- наддув, мм.рт.ст - 1150;

- расчетная высота,м - 10600;

- удельный расход топлива на крейсерском режиме,кг/л.с.ч - 0,19;

История комбинированного двигателя ВД-4К не совсем обычна и уходит своими корнями в довоенный период. Дело в том,что создавать его начали не в специализированном авиадвигателестроительном КБ, а на одной из кафедр МАИ. В конце 1938 г тогдашний Нарком авиационной промышленности М.М.Каганович, незадолго до своего ареста, предложил заведующему кафедрой "Конструкция авиадвигателей" Г.С.Скубачевскому заняться проектированием нового авиационного двигателя. Обычно параметры новой разработки в области двигателестроения выбираются на основе длительного анализа тенденций и перспективных потребностей собственного самолетостроения, а также состояния аналогичных отраслей техники за границей. М.М. Каганович, человек в общем-то не плохой, но попавший на должность за свою преданность идеям и вождям, душа номенклатурная (сегодня директор бани, завтра глава Авиапрома), будучи не очень сведующим во всяких тонкостях "Предварительного выбора основных параметров на проектирование", попросту умножил на два данные двигателя М-105. Отсюда получилось, что новый двигатель должен был развивать 2100-2300 л.с на высоте 8000 м.

Г.С.Скубачевский с группой студентов и аспирантов проработал три варианта компоновки 24 цилиндрового двигателя: Х-образный, Н-образный и своеобразную четырехрядную звезду с шестью цилиндрами в каждом ряду. Последний вариант оказался самым удачным:его диаметр составлял всего 1065 мм,как у М-11. Предполагалось, что для повышения высотности будет использован трехско-ростной центробежный нагнетатель, а КПД силовой установки поднимут винты противовращения.

В июле 1939 г появилось постановление правительства о о проектировании двигателя, получившего название М-250. В МАИ создается специальное КБ-2,комплектуется оно из студентов,аспирантов и сотрудников ЦИАМ, были привлечены преподаватели и других кафедр МАИ. Развернулись работы по проектированию и уже 1 апреля 1940 г. проект М-250 проходит комиссию НИИ ВВС, принимается решение о постройке опытного двигателя на заводе №16 в Воронеже. Первый запуск М-250 на стенде был произведен в роковой день 22 июня 1941 г. На испытаниях двигатель показал заявленную мощность 2500 л.с. Затем спарадические работы над двигателем в условиях войны и эвакуации. По настоящему к теме вернулись в 1946 г, когда было получено задание на двигатель мощностью в 3500 л.с, для новых тяжелых туполевских машин. ОКБ-36 в Рыбинске под руководством В.А.Добрынина, основываясь на теоретическом и практическом заделах по М-250, в короткий срок создает двигатель М-251ТК (ВД-ЗТК).

В январе 1949 г ОКБ-36 предлагает на базе М-251ТК создать новый комбинированный 'двигатель М-253К на максимальную мощность 4300 л.с и с удельными расходами топлива на крейсерских режимах в пределах 0,185 - 0,195 кг/л.с.ч. Работы шли в рамках проектирования самолета "85", темы определенной в тот период для МАП, как самой важной.

В основу проекта М-253К были положены следующие принципы: - минимальные изменения в конструкции М-251ТК, что оправдывалось высокой доведеностью и надежностью узлов и агрегатов М-251ТК, подтвержденными в ходе испытаний, а также малым временем отпущенным на разработку;

- максимальное использование энергии выхлопных газов с целью минимального форсирования основного поршневого двигателя по наддуву и получения заданных расходов топлива (увеличение наддува, по сравнению с М-251ТК, было произведено на взлетном режиме всего лишь на 7%). М-253К должен был представлять собой комбинированную установку, состоящую из двух силовых агрегатов: - двигателя с тремя импульсными турбинами и турбокомпрессора с регулируемым реактивным соплом,которые получали энергию от выхлопных газов двигателя. Применение импульсных турбин позволяло обеспечить улучшение экономичности на 10-11 %, применение мощного турбокомпрессора с высотностью 11000 м., с большим КПД на всех режимах, с использованием реакции выхлопных газов в регулируемом реактивном сопле позволяло увеличить эксплуатационную экономичность на 20-25%.

В сентябре 1949 г был закончен рабочий проект и разработаны чертежи новых узлов: импульсных турбин и турбокомпрессора ТК-36. В ходе проектирования была уменьшена работа сжатия в ПЦН, применен впрыск во-доспиртовой смеси для форсированных режимов. В результате проведенной работы ОКБ-36 удалось получить эффективный и вполне надежный агрегат, основу которого составлял отработанный поршневой двигатель. Его рациональная схема, в виде четырехрядной шестиблочной звезды с жидкостным охлаждением, позволила создать компактную и жесткую конструкцию, обеспечившую малую удельную массу и высокие тактико-технические данные. В том же сентябре 1949 г Постановлением за №3929-1608 по самолету "85" к двигателю М-253К выдвигались следующие основные требования:

- взлетная мощность - 4300 л.с;

- номинальная мощность на высоте 8000-9000 м - 3200 л.с;

- удельный расход топлива на режиме 0,5-0,6 номинальной мощности - 0,185-0,195 кг/л.с.ч;

- сухая масса (без агрегата наддува) - 1900 кг.

В декабре 1950 г необходимо было предъявить двигатель на Государственные 100-часовые стендовые испытания. Для стендовых и летных испытаний необходимо было в короткий срок построить 20 экземпляров М-253К.

В январе 1950 г был готов первый двигатель, затем были построены еще 23 двигателя. В июне-декабре на нескольких двигателях проводятся 100-часовые заводские испытания. В декабре 1950 г М-253К вместе с ТК-36 предъявляется на Государственные стендовые испытания, которые он с положительными результатами закончил в начале февраля 1951 г, подтвердив полное соответствие всех параметров заданным, а также надежность конструкции. По окончании ГИ М-253К получает обозначение ВД-4К.

- 

A.M. Черемухин

Во второй половине 1950 г ВД-4К был установлен на летающую лабораторию Ту-4ЛЛ, на которой ранее проходили испытания два двигателя ВД-ЗТК. К концу 1950 г был закончен первый этап летных испытаний ВД-4К на Ту-4ЛЛ. Испытывался один опытный ВД4К, остальные три были штатные АШ-73ТК. Эти работы проводил ЛИИ и их положительные результаты стали веским основанием для установки на первый самолет "85" этих двигателей. Конкуренты из ОКБ-19 со своим более мощным, но более "сырым" АШ-2К к первому вылету не успевали. Дальнейшие испытания и доводки ВД-4К шли в ходе выполнения программы совместных испытаний на самолете "85", а также параллельно продолжавшихся испытательных полетов Ту-4ЛЛ с ВД-4К. На лаборатории проверялись все мероприятия по доработкам двигателя. Это способствовало ускорению процесса совместных испытаний. В частности, на Ту-4ЛЛ был отработан дополнительный вентилятор в системе охлаждения двигателя. Окончательно ВД-4К закрепился за самолетом "85" в конце мая 1951 г, когда было решено поднимать "85" в первый полет с ВД-4К, так как АШ-2К все еще страдал от "детских болезней". С официальным завершением программы создания Ту-85, постепенно были свернуты работы по ВД-4К. Создание и летные испытания ВД-4К стали вершиной развития поршневого авиационного д в и гател естрое н и я. Это потребовало решения большого круга задач в области прочности и динамики машин, теплотехники, газовой динамики, материаловедения и технологии производства.

За создание ВД-4К группе работников ОКБ-36 и ЦИАМ была присуждена в 1951 г Сталинская премия. Среди них были: Главный конструктор ОКБ-36 В.А.Добрынин, ведущие конструктора П.А. Колесов (затем Главный конструктор ОКБ-36), А.Л-.Дынкин, начальник расчетно-иссле-довательского отдела Е.М.Бермант, старший научный сотрудник ЦИАМ АН.Барсук и др.

Двигатель ВД-4К имел следующие основные данные:

- рабочий объем,л - 59,43

- масса сухого двигателя без ТК,кг - 2065;

- габариты диаметр по двигателю,м - 1,27;

по импульсным турбинам,м - 1,598; длина,м - 3,020; Взлетный режим

- мощность с учетом реактивной тяги ,л.с - 4300;

- мощность без учета реактивной тяги,л.с - 4250;

- число оборотов,об/мин - 2900;

- наддув,мм.рт.ст - 1625; Номинальный режим

- мощность,л.с - 3250;

- число оборотов,об/мин - 2700;

- наддув,мм.рт.ст - 1240;

- расчетная высота,м - 10000;

- удельный расход топлива

на крейсерском

режиме,кг/л.с.ч - 0,185;

Огромную мощность, которую развивал комбинированный двигатель необходимо было с максимальным эффектом преобразовать в тягу винта. Поэтому в ОКБ-120 были спроектированы два типа флюгерно-реверсив-ных винтов, предназначавшихся для новой силовой установки: четырехло-пастной АВ-44 для двигателя М-253К и пятилопастной АВ-55 для двигателя АШ-2К. Согласование работы всех элементов силовой установки и агрегатов двигателя потребовало создания специальной электронной системы управления двигателями. Для самолета "85" предусматривался вариант увеличения дальности полета с помощью установки крыльевой системы дозаправки топливом в полете от однотипного самолета-заправщика.

Вторым важнейшим направлением работ по обеспечению получения требуемых данных самолета "85", наряду с совершенствованием силовой установки, стало совершенствование его аэродинамики и мероприятия по повышению весовой отдачи. Основные мероприятия были направлены на совершенствование аэродинамики и конструкции крыла. Работа по новой компоновке крыла была проведена совместно с ЦАГИ. В период с 1948 по 1951 гг в аэродинамических трубах ЦАГИ Т-101 и Т-102 проведено большое количество продувок различных моделей самолета "85". Уже к началу 1949 г ЦАГИ,на основании продувок двух моделей М-85 и М-64/85 (модель самолета "85" с крылом от Ту-64 и мотогондолами под АШ-2К) смог предоставить ОКБ А.Н.Туполева основные характеристики для аэродинамического расчета предварительной оценки устойчивости и управляемости натурного самолета. В дальнейшем в ЦАГИ проводились аэродинамические исследования на моделях Ту-85 по оценке работы различных вариантов механизации крыла (закрылков) и поведению самолета на различных режимах. В результате проведенных исследований самолет "85" получил одно из лучших по своим аэродинамическим характеристикам крыло из применявшихся на самолетах с прямым крылом.

Крыло состояло из центроплана, занимавшего 20% размаха крыла и трапецевидных консолей. Крыло геометрически плоское. Центроплан не имел поперечного "V", а у консолей оно составляло угол равный 3°. Удлинение крыла равнялось 11,745, сужение 2,93. Крыло было скомпоновано из профилей серии ЦАГИ С-5-18 у корня и серии ЦАГИ С-3-14 на концах. Консоли имели стреловидность по передней кромке 7,15°. На крыле, параллельно оси фюзеляжа, устанавливались четыре м ото гон долы с максимально обжатыми миделями. Крыло имело элероны, занимавшие 36% размаха крыла. На самолете использовались эффективные взлетно-посадочные выдвижные закрылки типа ЦАГИ. Закрылки состояли из двух чаете й:-одна часть на центроплане и вторая на консолях крыла. Для самолета "85" была создана новая конструкция щелевых закрылков с прямым рельсом. Аэрод и на м и чес кой особенностью этих закрылков было получение больших значений приращений Су на малых углах атаки, что позволяло значительно улучшить взлетные характеристики самолета. Приращение подъемной силы от выпуска закрылков на взлетном режиме на "85-ой" было такой же как на Ту-4 при положение закрылков в посадочном режиме. В результате мероприятий по улучшению аэродинамики крыла удалось получить для него Кмах=28,6 (на Ту-4 КмахЧ^бД), что стало определяющим для улучшения общего аэродинамического совершества самолета.

Для фюзеляжа были выбраны аэродинамические решения проверенные на Ту-80: тело вращения с цилиндрической вставкой в средней части и с хвостовой частью отогнутой кверху на угол 1,5°. Удлинение фюзеляжа в окончательном варианте было принято 13,5-

Горизонтальное оперение повторяло по своей аэродинамической компоновке принятые решения для Ту-80. Выполнялось оно трапецевидным, без поперечного "V", с удлинение 5,12, набиралось из профилей с относительной толщиной 11%,

Первоначально вертикальное оперение повторяло по форме в плане вертикальное оперение Ту-80, но в дальнейшем перешли на вертикальное оперение с более плавными обводами. Удлинение вертикального оперения составляло 1,309 и набиралось из профилей с относительной толщиной 11-12%.

Благодаря улучшениям по аэродинамики частей самолета, удалось добиться для всего самолета К мах3* 19,5 . Сна Ту-4 KMax"»17). Значение высоких значений К мах сохранялось до М=0,6.

В ходе проектирования конструкции крыла, при обосновании его прочности, впервые изучались две проблемы: распределение нагрузок по размаху гибкого крыла при полете в условиях маневрирования, "болтанки" и определение истинных нагрузок при грубых посадках. Работы проводились по инициативе ведущего прочниста ОКБ А.М.Черемухина. Исследования показали, что при учете деформаций крыла из-за возникающего перераспределения нагрузок расчетные изгибающие моменты уменьшаются , что позволило снизить массу его конструкции. Бомбардировщик "85" стал одним из первых отечественных самолетов, при расчетах конструкции которого учитывалось влияние деформации крыла на перераспределение расчетной нагрузки. Для снижения изгибающего момента в полете, впервые в практике ОКБ, было предложено изменить порядок выработки топливных крыльевых баков, таким образом, чтобы топливо в последнюю очередь* вырабатывалось из концевых консольных баков, обеспечивая тем самым необходимую разгрузку крыла в полете.

Следует отметить, что самолеты "80" и "85" были спроектированы по оптимизированным нормам прочности, к которым подтолкнула работа по копированию конструкции В-29. В ОКБ эти нормы получили название "Нормы Черемухина", самолеты проектировались, выбирались нагрузки, получались более легкие конструкции, а официально этих норм не существовало. ЦАРИ еще долго не давал разрешения на широкое использование этих норм прочности и, как следствие, с большими задержками давал разрешения на первые вылеты тяжелых туполевских машин. Фактически новые нормы были приняты лишь к моменту создания Ту-16.

Компоновка фюзеляжа и размещение экипажа, вооружения и оборудования в "85-ой" оставались по существу такими же как и у самолета "80", за исключением лишь того,что передний и задний бомбовые отсеки были удлинены для обеспечения подвески в каждом из них по одной фугасной бомбе ФАБ-9000.

Количество членов экипажа могло быть увеличено до 12 за счет введения в переднюю кабину бортового техника. Для него предполагалось ввести дополнительное рабочее место.

Система и схема оборонительного стрелково-пушечного вооружения были аналогичны самолету "80". На первом этапе в системе предполагалось использовать только оптические прицельные станции типа ПС-48, в дальнейшем для кормовой установки планировалось ввести радиолокационную прицельную станцию "Аргон" (ПРС-l). В пяти установках попарно устанавливались новые авиационные пушки типа НР-23.

Шасси сохраняло трехоопорную схему с носовым колесом,все стойки были оборудованы спаренными колесами. Передние колеса тормозов не имели, все колеса основных стоек были оборудованы тормозами. В хвостовой части фюзеляжа снизу устанавливалась предохранительная пята. Управление стойками шасси осуществлялось с помощью мощных электромеханизмов, предусматривался аварийный механический привод с помощью ручного привода.

Система управления самолетом сохранилась жесткой,без использования гидроусилителей. Сервисные агрегаты системы управления (закрылки и триммеры) приводились в действие с помощью электрических сервомеханизмов. В систему управления вводился улучшенный модернизированный автопилот АП-5М.

По сравнению с Ту-4 располагаемая мощность электросистемы была несколько увеличена. Вместо шести генераторов постоянного тока ГС-9000 (ГСР-9000) на самолете "85" были установлены восемь новых генераторов ГСР-12000, сохранялся аварийный генератор ГС-5000 на ВС У типа М-10, а также аккумулятор 12-А-ЗО.

Для предотвращения обледенения в полете носки крыла и хвостового оперения, в отличие от самолета "80", были оборудованы электрической системой обогрева. Электрообогрев использовался для обогрева лобовых частей моторных капотов, стекол кабин экипажа. Лопасти винтов имели жидкостную противообледенительную систему.

Системы радиотехнического, радионавигационного и радиосвязного оборудования модернизировались и в него вводились самые современные аг-регаты:радиостанции IPC Б-70, РСБ-Д и РСИУ-3, переговорное устройство СПУ-14; радиовысотомеры РВ-2 и РВ-10; автоматический радиокомпас АРК-5; самолетные части радионавигационных систем "Меридиан" и "Материк" и т.д. Панорамный радиолокатор типа "Кобальт" был заменен на РЛС "Рубидий-М" ("Рубидий М-85"). Система питания кислородом первоначально базировалась на использовании емкостей с газообразным кислородом, однако,в ходе проектирования, по настоянию А.Н.Туполева, была проработана система с хранением жидкого кислорода, что позволило получить значительную экономию по массам и габаритам.. Эта система была установлена и испытана на втором экземпляре самолета.

Модель самолета п85п с АШ-2К и винтами АВ-55

А. Д. Перелет

Е К. Стоман

Был обновлен состав бортового фотооборудования: для контроля за результатами бомбометания и попутной фоторазведки на самолет устанавливались для плановой аэрофотосъемки фотоаппараты АФА-БА/40 и один из трех аэрофотоаппаратов АФА-33/50 или АФА-33/75, или АФА-33/100, вместо которых при ночных, полетах мог устанавли ваться НАФА-ЗС/50.

Официально работы по проекту сверхдальнего самолета-бомбардировщика "85" были определены в январе 1949 г. Тогда было выпущено первое Постановление Совета Министров СССР по самолету и двигателям для него, хотя работы в ОКБ А.Н.Туполева и в смежных с ним организациях и предприятиях, как видно нз выше изложенного, шли начиная с 1948 г. 16 сентября 1949 г выходит Постановление Совета Министров СССР № 3929-1608 о постройке дальнего четырехмоторного бомбардировщика с двигателями АШ-2К или М-253К. Это Постановление подтверждал Приказ МАП №740 .от 19.09.49 г. В этих документах оговаривался срок сдачи первого экземпляра самолета на Заводские летные испытания Государственной комиссии в декабре 1950 г., окончание испытаний оговаривалось августом 1951 г. Самолет "85" признавался одним, из наиважнейших в программе МАП, поэтому для контроля за его проектированием, испытаниями и доводками предусматривалось создание специальных Государственных комиссий из представителей ВВС и промышленности. Рабочее проектирование самолета "85" в ОКБ началось в августе 1949 г., эскизный проект был закончен в декабре того же года, 28.12.49 проект был направлен Главкому ВВС. Параллельно с подготовкой эскизного проекта в макетном цехе ОКБ строился полноразмерный деревянный макет самолета,-который вместе с эскизным проектом был предъявлен командованию ВВС.

Предварительный осмотр макета представителями ВВС состоялся 20 декабря 1949 г, в осмотре участвовало 37 человек и был высказан ряд замечаний. Макетная комиссия по самолету заседала с 24 по 28 марта 1950 г. , а вот протокол макетной комиссии по самолету командование ВВС утверждает только 15 октября, лишь после устранения большинства замечаний, часть которых, на при мер по вариантам минного вооружения и прицельной РЛС "Аргон", было решено закрыть позже, по мере готовности систем. 14 мая 1950 г Постановлением Совета Министров за N 1890-700 была утверждена практическая дальность полета самолета "85" в диапазоне 11000-13000 км. В июне 1950 г вышло еще одно Постановление и Приказ МАП (№2474-974 и №444), уточнявшие требования к самолету. Как видно, работы по "85-ой" машине постоянно стояли в центре внимания руководства страны. В этих Постановлениях не только ставились задачи перед ОКБ и его смежниками, но и оговаривались те мероприятия и средства, которыми руководство страны обеспечивало проведение проектирования, постройки и испытаний" самолета. Фирме Туполева выделялись большие материальные и финансовые средства. Именно под работы по самолету "85" была расширена и перестроена летно-испытательная база фирмы на аэродроме ЛИИ, ставшая с этого времени той самой туполевской ЖЛИ и ДБ, была так же построена шоссейная дорога протяженностью 6 км от Рязанского шоссе до ЖЛИ и ДБ, предназначенная для перевозки самолета "85" из Москвы на базу. Туполевской фирме были выделены дополнительные, в то время дефицитные, топливные и энергетические ресурсы. Были проведены работы в области социальной сферы: улучшено медицинское обеспечение, выделены дополнительные путевки в санатории и дома отдыха, нуждающимся сотрудникам было выделено жилье. Опера-; тивные вопросы, связанные с состоя-; нием работ по самолету "85", постоянно расе мат р и вал и с ь на соответству-1 ющих заседаниях Правительства и в коллегии МАП. Все нерешенные проблемы ставились под жесточайший контроль, руководящих контролирующих и карающих органов. Вся работа по самолету была "прозрачна", в любой момент можно было найти и принять меры к любому срывающему сроки руководителю смежного предприятия, завязанного на программу. Следует отметить, что в отечественных условиях, жесткая административно - командная система действовала четко и целеустремленно, перемалывая все и вся на своем пути, достигая поставленной цели, не считаясь ни с какими потерями и издержками. Тому подтверждение - ход работ по атомной бомбе, самолету Ту-4 и многим другим гигантским осуществленным и неосуществленным проектам 30-х - 50-х годов.

Рабочие чертежи на производство первого самолета , проходившего в цехах опытного завода №156, как "заказ 851", были готовы в третьем квартале 1949 г. Производство начало разворачиваться с конца июля 1949 г. Кроме первого опытного самолета "85/1", в производство были запущены носовая и хвостовая части фюзеляжа, крыло и хвостовое оперение, эти агрегаты предназначались для проведения статических испытаний.

К сентябрю 1950 г самолет "85/1" был в основном закончен в производстве и 15 сентября был перевезен в ЖЛИ'и ДБ. Для проведения Заводских летных испытаний был назначен экипаж во главе с командиром корабля летчиком-испытателем А.Д.Пере-летом, в экипаж входили бортинженер А.Ф.Чернов, штурман С.С.Кириченко и др. Ведущим инженером по испытаниям машины был назначен Н.А.Генов, затем Н.В.Лашкевич. Общей подготовкой летных испытаний руководил начальник летно-испыта-тельной станции ОКБ (название ЖЛИ и ДБ до начала 50-х годов) Е.К.Сто-ман, в прошлом один из основных участников подготовки перелетов Чкалова и Громова на АНТ-25, а затем в годы войны начальник летно-экспериментальной группы,доводив-шей Ту-2 и его модификации. В ходе испытаний на первом образце самолета "85" летали летчики-испытатели В.П, Марунов, Н.СРыбко, В.И. Жданов и др.

Общее впечатление о самолете "85" и то , что ожидали создатели и заказчики от него можно получить из краткого информационного альбома подготовленного летом 1951 г в ОКБ А.Н .Туполева и предназначенного для демонстрации руководству МАП и ВВС. Ниже приводим основные выдержки из этого документа.

"Дальний 4-х моторный бомбардировщик самолет "85" предназначен для нанесения мощных ударов по стратегическим объектам, находящимся в глубоком тылу врага.

Соединения самолетов "85" могут подвергать бомбардировке цели, расположенные на расстоянии до 5000 км от аэродромов вылета.

Самолет представляет собой цельнометаллический моноплан с прямым крылом и однокилевым оперением и имеет следующие основные данные.

- размах крыла - 55,939 м;

- площадь крыла - 273,6 м2;

- длина самолета -39,31 м;

- высота самолета - 10,58 м

- колея шасси - 9,1 м

На самолете установлены 4 мотора М-253К с взлетной мощностью по 4300 л,с, которые могут быть заменены моторами АШ2К с взлетной мощностью по 4500 л.с

Для обеспечения нормальной эксплуатации на больших высотах самолет оборудован тремя герметическими кабинами.

Экипаж самолета состоит из 11 человек. В передней кабине размещены: штурман-бомбардир, штурман, два-летчика, бортинженер, оператор радиолокатора и радист. В средней герметической кабине расположены: верхний стрелок и два бортовых стрелка, В кормовой герметической кабине находится кормовой стрелок.

Бомбовая нагрузка - нормальная 5000 кг и максимальная 15000 - 18000 кг - размещается в двух бомбовых отсеках расположенных впереди и сзади крыла.

Для защиты от истребителей противника на самолете установлены 4 дистанционно-управляемые стрелковые башни с круговым обстрелом и дистанционно-управляемая кормовая стрелковая установка. Все стрелковые установки имеют по 2 пушки калибра 23 мм. Таким образом всего на самолете установлено 10 пушек калибра 23 мм. Общий боезапас равен 45(10 снарядов.

Самолет снабжен всем современным пилотажным, навигационным радио и радиолокационным оборудо-ванием,обеспечивающим пилотирование самолета в любых метеорологических условиях, днем и ночью и бомбометание вне видимости цели.

Самолет "85" с моторами М-253К и с моторами АШ-2К имеет следующие основные расчетные летные дан-н ые:

Подтвердить заявленные ОКБ и ожидаемые ВВС летно-тактические данные нового самолета должны были начавшиеся летные испытания.

Опытный самолет первый раз вышел на взлетную полосу аэродрома в ноябре 1950 г. 14 ноября были произведены первая рулежка и подлет. 18 декабря самолет был полностью подготовлен к первому полету» но все закончилось на следующий день второй рулежкой и подлетом, требовался осмотр и разрешение Государственной Комиссии по самолету (см. ПСМ №4746-2062). Государственная Комиссия осмотрела самолет 3.01.51 г и дала разрешение на первый вылет. 9 января 1951 г экипаж А.Д.Перелета поднимает машину в первый полет, который продолжался 31 минуту и проходил с выпущенными шасси. На втором полете 12 января самолет на высоте 3000 м летал уже I час 51 минуту, весь полет был посвящен проверке работы винтомоторной группы.

а следующий день первый крупный отказ с заменой третьего двигателя. Затем полеты были продолжены. В феврале десять дней самолет стоял без ТК-36, которые были сняты с самолета и дорабатывались в ОКБ-36. В конце марта произведена замена 2-го двигателя. С конца апреля по середину мая ОКБ-36 меняет на самолете все двигатели и ТК на новые, доработанные. В ходе испытаний выяснилось, что ВД-4К сильно перегревались при работе на земле. ОКБ-36, по просьбе ОКБ А.Н.Туполева разрабо-тало и создало специальный вентилятор с планетарным приводом от редуктора двигателя. Установка нового вентилятора не потребовала серьезного вмешательства в конструкцию ВД-4К и позволяла устанавливать его без съема двигателя с самолета. Как видно из хода испытаний, основные проблемы доставляла новая силовая установка. В ходе испытаний пришлось заменить все двигатели по отказам, кроме того меняли двигатели из-за их скромного пер воначального ресурса. Новая система двигательной автоматики, как показали испытательные полеты, также требовала доработок, особенно в части устранения длительных предварительных наземных настроек системы. После всех доработок и доводок по новой винтомоторной группе в Акте по совместным испытаниям появилась запись о ее удовл ет вор и тел ь н ой работе.

Из систем специального оборудования больше всего, досаждали отказы панорамного радиолокатора "Ру~ бидий-М". На основании результатов испытаний,НИИ-17 срочно провело модернизацию, повысив надежность его элементов. Новая модернизированная РЛС получила обозначение "Рубидий - ММ", она в дальнейшем была доведена до высокого уровня надежности и с успехом эксплуатировалась долгие годы в различных модификациях на самолетах Ту-16,Ту-95, Ту-104, Ту-114, М-4 и др.

В ходе летных испытаний самолета "85/1" были отмечены относительно большие остаточные деформации консолей крыла после полетов с перегрузками близкими к эксплуатационным. После полета концы крыльев поднимались кверху на 50 мм, что составило 2% от полного прогиба в полете,по нормам эта цифра должна была быть не более 5%, после воздействий максимальных допускаемых эксплуатационных перегрузок.

Во время проведения Заводских летных испытаний было принято решение показать опытный самолет "85" .на традиционном воздушном параде в Тушино. Самолету отводилась роль флагмана воздушного парада. 8 июля 1951 г. самолет "85" в сопровождении истребителей МиГ-15 пролетел на малой высоте над Тушинским полем. Самолет пилотировал А.Д.Перелет, на борту самолета находился Командующий авиацией Московского военного округа В.И. Сталин.

16 июля опытный самолет перегоняется на Чкаловскую, где с ним. знакомится персонал ГК НИИ ВВС. На опытном самолете летал в частности летчик-испытатель, командир полка боевого применения В.И.Жданов. В одном из испытательных полетов на определение максимальных скоростей по потолкам, самолет попал в зону восходящих и нисходящих потоков. Машину пилотировал смешанный экипаж МАП - ВВС, В.И:.Жданов фактически спас машину. А.Д,Перелет и другие члены экипажа находились в креслах в непристегнутом положении и естественно повинуясь законам физики на какое-то время оказались в невесомости и "всплыли". Только В.И.Жданов, человек дисциплинированный, сидел пристегнутый и крепко держал штурвал в своих руках. Все обошлось благополучно - полет закончился посадкой на аэродром.

В начале сентября 1951 г началась подготовка самолета к сверхдальнему полету, в котором должны были быть получены данные по максимальной практической дальности полета. Машина должна была долететь до полигона в Сталинграде по маршруту Москва - Киев - Харьков - Сталинград и вернуться в Москву, сбросить бомбовый груз 5000 кг, провести уклонения по маршруту от истребителей-перехватчиков. 12 сентября 1951 г в 7 часов 15 минут экипаж А.Д. Перелета с аэродрома ЛИ И ушел на самолете "85/1" в дальний испытательный полет. Полет происходил на высотах 3000 - 6000 и 8000 м, в районе Сталинграда с высоты 6000 м было выполнено бомбометание в условиях облачности 12 бомбами общей массой 5000 кг. Над целью самолет был через 14 часов 15 минут после старта. 13 сентября в 3 часа 57 минут самолет совершил посадку на аэродроме ЛИИ. По ходу полета проводился отстрел из бортового пушечного вооружения. Общая продолжительность полета составила 20 ч. 38 мин. Самолет пролетел 9020 км, после посадки в его топливных баках с учетом несли ваемого остатка оставалось топливо, которого хватило бы еще на несколько сот километров. На основании результатов этого полета была определена расчетным путем максимальная дальность полета при взлетной массе 107225 кг, при которой производился этот полет, и средней скорости 475 км/ч, она равнялась 12018 км. Основная цель была достигнута: США стали досягаемы с авиабаз, расположенных на территории СССР!

Летные испытания самолета "85/ 1" были закончены 20 октября 1951 г, всего было выполнено 59 полетов, общей продолжительностью 142 ч.16 мин. Испытания прошли без особых неприятностей. В дальнейшем первый опытный самолет "85/1" использовался для отработки спецоборудования.

В отчете по испытаниям дальнего бомбардировщика Ту-85 №1 ("85/1"), который был утвержден руководством МАП 14.12.51 г, констатировалось: "… Летно-тактические данные самолета Ту-85 полностью соответствуют требованиям, установленным Постановлением Совета Министров СССР от 16.09.49 г. №3929-1608…".

Трехлетняя работа по созданию первого отечественного межконтинентального бомбардировщика закончилась первым успехом: самолет мог летать на дальность 12000 км.

Ход испытаний и доводок самолета "85" и его систем были под пристальным вниманием руководства отрасли и страны и все возникавшие проблемы немедленно доводились до руководства.

Весной 1951 года министр авиационной промышленности М.В. Хруни-чев докладывал тогдашнему министру обороны СССР Н.А.Булганину:

" По состоянию на 20 мая сего года (1951 год) М-253К успешно прошел государственные стендовые испытания и летные испытания на самолете Ту-4, наработав на нем около 100 часов. Первый экземпляр самолета Ту-85 с моторами т.Добрынина также имеет налет более 50 часов, включая полеты на высоте 10000 м…

По АШ-2К… технические трудности, сложность конструкции, большой объем доводочных работ и устранение дефектов по этому мотору не дали возможности т. Швецову предъявить его на государственные испытания в установленные сроки.

В целях обеспечения своевременной передачи второго экземпляра Ту-85 правительственной комиссии на летные испытания, а также в связи с подготовкой к воздушному параду двух экземпляров самолета Ту-85, нами организованы работы по оборудованию и второго экземпляра самолета моторами М-253К.

По результатам госиспытаний мотора АШ-2К, которые могут быть проведены в августе сего года, нами будет переоборудован один из самолетов Ту-85 моторами Швецова и летные испытания будут продолжены".

В. П. Марунов

Хотя первый самолет в ходе испытаний показал межконтинентальную дальность полета, технические проблемы по двигателю, некоторым самолетным системам, оборудованию и вооружению, а также по конструкции самого самолета требовали дальнейших доработок. По ВД-4К при полетах на больших высотах столкнулись с помпажом турбокомпрессоров. Пушечная система вооружения на первой машине фактически находилась в нерабочем состоянии. Система про-тивообледенения не обеспечивала полет в условиях обледенения. Малый бортовой запас кислорода ограничивал время пребывания экипажа на больших высотах. Самолет к моменту испытаний первой машины еще не прошел в полном объеме статических испытаний, плюс большие отмеченные деформации конструкции, заставили снизить эксплуатационную перегрузку с 2,3 до 1,88, что ставило под вопрос достижение максимальных дальностей полета с взлетными массами 105000-107000 кг. В ходе летных ис-' пытаний была выявлена недостаточная продольная устойчивость и управляемость самолета и т.д. Все выявленные недоработки должны были быть учтены при постройке второй машины - самолета "85/2".

Еще в ноябре 1950 г, до начала полномасштабных Заводских летных испытаний самолета "85/1",было принято решение по второму экземпляру самолета, который должен был стать эталоном для серии. Одновременно принимались организационные меры по проведению Государственных испытаний. В Постановлении Совета Министров СССР № 4764-2062 от 28.11.50 г. говорилось:

предъявить Правительственной комиссии в декабре 1950 г в соответствии с ПСМ от 16.09.50 г на летные Заводские и Государственные испытания первый экземпляр дальнего бомбардировщика с моторами Добрынина

- ускорить окончание работ по второму экземпляру этого самолета и сдать его Правительственной комиссии налетные испытания в июне 1951 г с моторами конструкции Швецова

- назначить Правительственную комиссия ( в ее состав, в частности, были введены:

С.И.Руденко - 1-ый Зам. Главкома ВВС, П.В.Дементьев - 1-ый Зам, министра МАП, А.С.Благовещенский -Начальник ГК НИИ ВВС, А.Н.Туполев - Главный конструктор, А.Д.Швецов - Главный конструктор, В.А.Добрынин)

- комиссии поручалось провести испытания первого экземпляра самолета с моторами Добрынина до 1 августа 1951 г и второго экземпляра с моторами Швецова до 1 октября 1951 г и о результатах испытаний доложить Совету Министров СССР, указанные испытания провести по программе утвержденной Военным Министром СССР и Министром Авиационной промышленности

- заводу №18 закончить подготовительные работы к 1.8.51 и начать серийное производство в июле 1952 г.*

- Туполеву сдать до 1 января 1951 г. на серийный завод чертежи планера и основные плазы самолета, полный комплект чертежей самолета передать до 15 апреля 1951 г

- разрешить МАП продлить на 3 месяца сроки по следующем самолетам: Ту-4 с ТВД (самолет "94"), утвержденным ПСМ №3653-1519 от 28.08.50 и по двухмоторному реактивному бомбардировщику "88"…"

Второй экземпляр самолета "85" ("85/2"), "заказ 852" был запущен в производство на опытном заводе №156 15 июля 1950 г и находился в производстве на заводе до конца апреля 1951 г. За время производства второй экземпляр постоянно дорабатывался на основании материалов испытаний первого экземпляра "85/ Г\ Самолет "85/2" так и не дождался запланированных для него двигателей АШ-2К с винтами АВ-55 и вышел на летные испытания с ВД-4К и винтами АВ-48. По конструкции планера и оборудованию на самолете "85/ 2" были выполнены следующие доработки.

Была уменьшена величина максимальной бомбовой нагрузки до 12000 кг. В серии предполагалось, по предложению А.Н.Туполева, ликвидировать вариант подвески бомбы типа ФАБ-9000, что было разумно: самолет стратегический - оружие "Судного дня", и лететь через океан в США с обычной фугасной бомбой калибра 9000 кг, имея в арсенале авиатранспортабельные ядерные боеприпасы, масса которых не превышала 6000 кг, было нерационально.

- Уменьшен диапазон изменений центровок, что позволило увеличить запас продольной устойчивости.

- Изменено остекление передней кабины: все одинарные стекла заменены на двойные, за исключением стекла форточки штурмана, в кабине штурмана на левом борту между шпангоутами 1 и 1а установлена открывающаяся форточка.

- Управление триммера руля высоты сделано тросовым вместо электромеханического.

- Бомболюки удлинены на 50 мм. В нижней обшивке фюзеляжа между шпангоутами 26 и 33 сделаны дополнительные люки: центральный для держателей осветительных бомб ЦО-САБ и боковые для вспомогательного оборудования.

- Увеличен фонарь кормовой кабины и изменены его обводы для улучшения обзора и обстрела, сверху кабины установлен обтекатель антенны РЛС "Аргон" (станция так и не была установлена на самолет из-за ее - не готовности к летным испытаниям).

- Площадь крыла была уменьшена на 4,504 м2. За счет усиления основных элементов был пересмотрен силовой набор и выбраны дополнительные элементы усиления крыла.

- Изменена конструкция закрылков.

- Изменены обтекатели мотогондол внутренних двигателей. Площадь руля направления уменьшена на 0,48 м2. из-за обреза нижней части руля под установку антенны "Аргон".

- Изменена система жидкостного охлаждения двигателей. Установлена автоматическая система охлаждения двигателей, задублированная ручным управлением. Введено электрическое управление реверсом для винтов АВ-48. Введено дополнительное противо-помпажное устройство, связанное с управлением газом.

- Добавлен топливный бак на 2300 л. в подфюзеляжную часть центроплана крыла (общий максимальный запас топлива доведен до 69000 л).

- Установлены 4 кислородных баллона КПЖ-30 для хранения жидкого кислорода.

- Установлен перископический сектант. Вместо РЛС "Рубидий М-85" установлена РЛС "Рубидий ММ". Вместо трех преобразователей типа МА-750 установлены новые пробразова-тели типа ПО-4500. Добавлен еще один аккумулятор 12-А-30. Вместо агрегата ВСУ М-10 установлен М-ЮМ с новым генератором ГСР-5000.

В системе стрелково-пушечного вооружения вместо прицельно-вычислительного блока ПБВ-23 установлен блок ПС-48М. Увеличен боезапас в верхних, нижних и кормовых установках. Было установлено минно-торпед-ное вооружение.

Готовый второй экземпляр самолета "85/2" в незаконченном виде был перевезен с завода №156 в ЖЛИ и ДБ 26 апреля 1951 г, где в течение двух месяцев на нем продолжались монтажные работы.

К концу июня самолет был подготовлен к полетам. Командиром "дублера" был назначен летчик-испытатель В.П.Марунов, уже имевший опыт полетов на "85/1" в качестве второго пилота, вторым летчиком Н.СРыбко, ведущим инженером по машине назначается М.М.Егоров. Первый полет самолет "85Д" совершил 28 июня 1951 г, полет продолжался 1 час, на следующий день был совершен второй испытательный полет продолжительностью 4 часа. Затем весь июль самолет стоял на земле, на нем производились доводочные работы по стрел-ково-пушечному вооружению. Испытания "дублера" продолжались до середины ноября, а затем были прекращены с прекращением всех работ по теме. Всего "85/2" выполнил 25 испытательных полетов общей продолжительностью 55 час. 14 мин. В ходе летных испытаний самолет проводил полеты с бомбой ФАБ-9000, проверялась работа доработанных силовой установки и оборудования. Машина и все ее системы вели себя значительно лучше, по сравнению с "85/1". Значительно меньше было отказов по силовой установке и оборудованию. Единственным серьезным происшествием была вынужденная посадка "дублера" 23. 08.51 г. на аэродром в Мячиково на 13 минуте после взлета. Причиной стал отказ в системе управления триммером, из-за перепуты-вания проводов питания. В.П.Марунов с трудом посадил машину на аэродром.

Похоже было, что первый советский стратегический межконтинентальный бомбардировщик у дался, испытания его продвигались успешно, к ноябрю по 1-ой машине программа была выполнена на 95% (по данным МАП), и,тут,совершенно неожиданно для всех рядовых участников создания самолета "85" выходит Постановле-

ние Совета Министров СССР №4596-2027 от 15 ноября 1951 г. Один из пунктов которого звучал, как погребальный звон по самолету "85":

"Прекратить летные испытания самолетов "85/1" и "85 /2" и снять самолет "85" с серийного производства."

Начало конца самолета "85" относится к февралю 1951 г, и, как нестранно, его могильщиком стал его родной отец - А.Н. Туполев. В своей февральской докладной по проекту нового скоростного стратегического бомбардировщика с ТВД (самолет "95"), направленной И.В.Сталину он в частности писал:

"… получившаяся размерность самолета близка к построенному нами дальнему 4-х моторному бомбардировщику - самолету "85" с четырьмя моторами М-253К т.Добрынина, проходящему сейчас летные испытания…

Использование как базы конструкции самолета "85" дает возможность частично сохранить конструктивные формы и использовать ряд агрегатов, конструктивных элементов и узлов. Одновременно это позволяет сохранить громадное количество смежников, участвовавших в постройке самолета "85"…".

Предложение А.Н.Туполева по самолету "95" было Сталиным принято, началось предварительное проектирование по новой машине. Соответственно меняется отношение к "85-ой" в верхних эшелонах руководства МАП. 30 августа 1951 года Заместитель министра авиационной промышленности П.В.Дементьев доводил новый взгляд МАП на самолет "85" до Н.А.Булганина:

"В связи с необходимостью проведения больших доводочных работ по самолету Ту-85 в процессе испытаний, а также невозможностью вести монтаж оснастки самолета Ту-85 без снятия оснастки самолета Ту-4 и уменьшения выпуска этих самолетов на заводе №18 МАП считаем целесообразным:

1. До окончания государственных испытаний самолета Ту-85 подготовку производства на заводе №18 приостановить. Изготовленную оснастку и инструмент законсервировать и хранить на этом заводе вместе с разработанной технической документацией.

2. Вопрос о продолжении подготовки производства и серийном запуске самолета Ту-85, а также об уменьшении выпуска самолетов Ту-4 решить после окончания госиспытаний самолета Ту85 и принятия его на вооружение.

3. Испытания самолета Ту-85 продолжить с целью изучения конструктивных, производственных и летных особенностей самолетов класса тяжелых дальних бомбардировщиков и накопления опыта".

Все работы по испытаниям и доводке двух опытных самолетов прекратились, была свернута подготовка к серийному производству на заводах №18, №22 и №23. Оба опытных самолета продолжали летать в системе МАП, выполняя различные программы летных испытаний, связанных с новыми системами оборудования и с общими проблемами создания тяжелых самолетов подобного класса, до тех пор пока, не кончились ресурсы и запасы двигателей ВД4К, а также ресурсы планера. Первым списали самолет "85/1", а в июле 1958 года и "85/2" согласно приказа МАП сдали на металлолом. Так закончилась пятилетняя эпопея создания первого и последнего отечественного поршневого межконтинентального стратегического бомбардировщика.

Такой финал был во многом вполне закономерен. На Западе: в США и в Великобритании с конца сороковых годов полным ходом шло проектирование и постройка дальних и сверхдальних стратегических бомбардировщиков с реактивными двигателями, скорость которых приближалась к 950-1000 км/ч, рассчитанных на дальности полета 6000-12000 км. На фоне этих проектов наш самолет "85" выглядел устаревшим еще до своего первого вылета. Вызывали сомнения способности "85-ой" прорваться через современную систему ПВО, которая к началу 50-х годов была уже в достаточной степени насыщена околозвуковыми реактивными всепогодными истребителями-перехватчиками. Кроме того, в обозримой перспективе ПВО ведущих западных стран должны были получить на вооружение сверхзвуковые истребители-перехватчики с управляемыми реактивными снарядами и наземные комплексы ЗУР, появление которых резко уменьшало шансы на прорыв к целе "85-ой". Поэтому принимается единственно правильное решение не распылять силы на удавшийся, но быстро морально устаревающий поршневой самолет, а сосредоточить все ресурсы на новых стратегических межконтинентальных реактивных самолетах Ту-95 и М-4, ЛТХ которых должны были находиться на уровне лучших западных разработок. Подобный подход позволял наконец нагнать Запад по техническому уровню авиационных стратегических носителей и в кратчайшие сроки должен был дать в руки советского руководства реальный инструмент сдерживания и нападения в той глобальной схватке, которая развернулась на нашей планете после Второй Мировой войны. (По планам кремлевского руководства первые соединения новых стратегических носителей должны были достичь боевой готовности уже в 1954 году, как раз к моменту планировавшегося ядерного конфликта с США). Все эти важнейшие решения были приняты до начала Корейской войны, которая должна была стать по планам Кремля лишь прелюдией к последующему глобальному ядерному конфликту. Воздушные бои над Кореей лишь подтвердили правильность выбранного направления на развитие реактивных пилотируемых стратегических носителей. Уязвимость поршневых В-29 от атак околозвуковых МиГ-15, малая эффективность их прикрытия скоростными реактивными истребителями, действия которых сковывались сравнительно малой скоростью прикрываемых соединений В-29, лишний раз подтвердили необходимость резкого увеличения скоростей бомбардировщиков, что было возможно только в случае перевода их на реактивную тягу. Насколько оперативно и в каком направлении в руководстве Советских ВВС были восприняты первые результаты столкновений реактивных МиГ-15 с американскими В-29 можно судить по докладу Главкома ВВС П.Ф. Жига-рева И.В. Сталину, который он сделал 28 февраля 1951 г. (количество сбитых В-29 на совести П.Ф.Жигаре-ва и его подчиненных):

"Опыт воздушных боев в Корее реактивных МиГ-15 с американскими самолетами В-29 показывает, что такого типа бомбардировщики при встрече с современными реактивными истребителями, обладающими большими скоростями полета, становятся относительно беззащитными.

Пленные американские летчики с самолета В-29 заявляют, что летный персонал американского бомбардировщика не успевает следить своим подвижным оружием за атакующими его самолетами МиГ-15 и вести по ним прицельный огонь.

Это обстоятельство значительно облегчает самолетам МиГ-15 вести атаки по бомбардировщикам В-29, ввиду сравнительно низких скоростей полета последних и, в результате, воздушные бои между этими самолетами заканчиваются как правило в пользу самолетов МиГ-15… (Далее идет отчет по пяти воздушным боям в небе Корее между МиГ-15 и В-29, причем приводятся весьма впечатляющие цифры по победам МиГ-ов над В-29:

"… сбито десять американских самолетов В-29 и один самолет F-80. Потерь самолетов МиГ-15 в этих боях не было.

Изложенные выше обстоятельства вызывают тревогу, что наш отечественный бомбардировщик Ту-4, имеющий примерно такие же летные данные как и В-29, в том числе максимальную скорость полета до 560 км/ ч, в военное время, при действиях по вражеским объектам, охраняемым современными реактивными истребителями, может оказаться относительно беззащитным.

Так же вызывает тревогу, что и проходящий в настоящее время летные испытания новый четырехмоторный бомбардировщик, конструкции т.Туполева, с дальностью 12000 км и максимальной скоростью полета 600 км/ч, будет обладать, примерно, теми же недостатками, что и самолет Ту-4."

Работы по теме "85" не были пустой тратой времени, удалось четко сформулировать и проверить концепцию межконтинентального стратегического самолета, отработать многие элементы для будущих раективных тяжелых машин. В частности, компоновка фюзеляжа самолета "85" с некоторыми коррективами, обусловленными применением стреловидного крыла (единый емкий грузоотсек), перекочевала на Ту-95. Состав оборудования Ту-95 во многом соответствовал его младшему собрату. Максимально возможное разумное соблюдение преемственности было отличительной чертой туполевских машин, во многом обеспечивавших их успех на протяжении многих лет. Таким образом, самолет "85" проложив дорогу Ту-95, остался в истории отечественной и мировой авиации как последний тяжелый бомбардировщик с поршневыми двигателями.

Помимо непосредственных работ по проектированию и постройке опытных самолетов "85", в ОКБ было проведено несколько исследований, связанных с самолетом "85". Целю этих работ было улучшение ЛТХ исходного проекта при сохранении основных параметров и концепции, заложенных в него.

В конце 1949 г была проведена работа по определению дальности полета самолета "85" с дополнительной заправкой в воздухе от самолетов-заправщиков различного типа.

Была принята следующая схема полета с двумя заправками в полете: полет бомбардировщика от базы до встречи с заправщиком над базой последнего, совместный полет до конца заправки, полет бомбардировщика до цели и обратно до встречи с заправщиком, заправка и полет заправщика и бомбардировщика до своих баз.

При выборе типа заправщика руководствовались следующим:

- применение заправщика "85" с взлетной массой 108000 кг дает максимальную дополнительную дальность;

- применение заправщика Ту-4 с взлетной массой 60000 кг дает дополнительную дальность вдвое меньшую, чем при применении заправщика "85";

- применение заправщика 75" дает дополнительную дальность такую же как для Ту-4;

- применение одновременной заправки от двух Ту-4 дает тот же результат, что и применение одного заправщика Ту-4 с увеличенной взлетной массой до 70000 кг.

Из условий наиболее простого размещения дополнительного топлива, как наиболее предпочтительные,были приняты к дальнейшему рассмотрению заправщик "85" и Ту-4. На них дополнительное топливо размещалось без серьезной переделки в бомбоот-секах (соответственно 15500 кг и 7500 кг). На самолете "85" в варианте заправщика сохранялось все оборонительное вооружение, на Ту-4 снимались нижняя передняя и верхняя задняя пушечные установки.

Предельный радиус действия самолета "85" при двух заправках от однотипного самолета заправщика по расчетам мог достигать 14000 км, а от самолета Ту-4 - 11000 км. Сравнение заправки от одного и от двух Ту-4 одновременно показали, что увеличение дальности в последнем случае незначительно и не имеет практического смысла. Значительное увеличение дальности полета в результате применения дозаправки топливом в полете открывало широкие перспективы для проведения челночных операций например по схеме: заправщик "85", ударная операция в районе Панамского канала, при старте бомбардировщика с базы в районе Москвы и посадка на базе в Колымске.

По материалам исследований были сделаны выводы:

- применение заправки самолета "85" может увеличить его практическую дальность до 22000 км (бомбардировщик становился глобальным ударным средством);

- возможно применение заправщиков Ту-4 и "85" без значительных переделок базового самолета;

- заправка в воздухе дает возможность проводить челночные операции;

- необходима разработка специального оборудования и для бомбардировщиков и для заправщиков, для обеспечения самой заправки, а также точного выхода в район заправки, требуется специальная тренировка экипажей на выносливость для обеспечения безотказной второй встречи и заправки.

В дальнейшем материалы этих исследований, были использованы при работах по дозаправке в полете самолетов Ту-16 и Ту-95.

Рассматривались варианты увеличения скорости самолета за счет установки дополнительных ТРД. Подобное техническое решение было аналогично установке американцами на поршневом В-36 четырех дополнительных ТРД.

В сентябре 1949 г прорабатывался вопрос о дополнительной установке на самолет "85" двух ТРД ВК-1. Рассматривался самолет "85" с АШ-2К (АШ-4К) с двумя дополнительными

ТРД типа ВК -1. Проект самолета в этом варианте получил обозначение по ОКБ "85А". Два двигателя ВК-1 устанавливались в задних частях внутренних мотогондол, забор воздуха для них осуществлялся от воздухозаборников в передней кромке крыла через туннели, расположенные симметрично относительно оси моторных гондол.

На основании проведенных расчетов для подобной модификации была проведена оценка улучшения характеристик самолета:

- появилась возможность увеличить взлетную массу до значения 117500 кг;

- увеличивалась максимальная скорость на 23% при полетной массе 95000 кг;

- значительно увеличивалась крейсерская скорость полета в районе цели, а также средняя полетная скорость;

- значительно уменьшалось время набора высоты;

- увеличился практический потолок самолета;

Но идея с комбинированной силовой установкой для самолета "85" не нашла практического применения, поскольку в тот момент решающим критерием для проектируемого самолета была дальность, а не кратковременное увеличение скорости, а по дальности этот вариант даже по предварительным расчетам проигрывал базовому. Кроме того, усложнение конструкции и необходимость иметь на борту две разнородные топливные системы: на бензине и керосине не оправдывались некоторым повышением скорости полета.

С началом проектных работ по самолету "95" с ТВД А.Н.Туполев и его коллеги, желая свести к минимуму материальные и временные затраты по новому проекту, а также использовать по максимуму весь накопленный задел по "85-ой", рассматривали возможность установки на него четырех мощных ТВД.

В 1950 - 1951 гг, в рамках работ по проектам самолета "94" (Ту-4 с ТВД), а затем на самых ранних этапах работ по самолету "95" рассматривались варианты установки ТВД типа ТВ-2Ф (ТВД-022Б) и ТВД-1 на самолет "85". Затем в январе 1952 А.Н. Туполев предлагает использовать построенные два самолета "85" под летающие лаборатории новых ТВД для будущей Ту-95.

Создание в СССР двигателей ТВ-2 стало развитием и реальным воплощением проектных и эсперименталь-ных работ германской фирмы Юнкере по ТВД. Развитием германских проектов занимался завод №2 в Куйбышеве^ работам была привлечена большая группа интернированных немецких специалистов во главе с Бранднером. Результатом этих работ стал двигатель ТВ-2Ф (ТВД-022Б), являвшийся советским форсированным вариантом ЮМО-022 и проект ТВД-1, ставшие первыми реальными шагами к созданию самого мощного в мире ТВД ТВ-12 (НК-12), разработанного ОКБ-276 для Ту-95. На базе ТВ-2Ф в короткие сроки был построен двигатель - спарка 2ТВ-2Ф со взлетной эквивалентной мощностью 12000 э.л.с, этот двигатель, как временная альтернатива ТВ-12, был установлен на первый прототип Ту-95.

В 1950 г ОКБ-276 уже проводили испытания первого опытного ТВ-022 - прямого воспроизведения ЮМО-022. На 100-часовых испытаниях этот двигатель показал следующие данные:

Сухая масса,кг………………. 1700

Взлетный режим: Эквивалентная мощность,э.л.с……………….. 5114

Удельный расход топлива,кг/э.л.с.ч……………0,283

Номинальный режим: Эквивалентная мощность,э.л.с………………… 4398

Удельный расход топлива,кг/э.л.с.ч……………0,295

Крейсерский режим: Эквивалентная мощность,э.л.с………………… 3672

Удельный расход топлива, кг/э.л.с.ч……………0,310

Вариант самолета "85" с ТВД-1 мог вполне, за исключением скоростей полета, соперничать с проектом самолета "95м. Но при безусловном выполнении требований ПСМ к Ту-95 в части увеличения максимальных скоростей дальнего бомбардировщика до 900 - 950 км/ч, и соответственно крейсерских до 750-800 км/ч, требовался переход к стреловидному крылу в сочетании с ТРД или ТВД, что и было осуществлено в ряде предварительных проработок ОКБ, а затем реализовано на опытных и серийных модификациях Ту-95.

Последним проектом в ОКБ, который базировался на самолете "85", стал проект "504" - проект межконтинентальной летающей лодке-бом-бардировщика. Поисковые работа по подобному самолету велись в период с 1950 г по 1953 г силами Бригады проектов ОКБ и ЦАГИ.

Причины, лежавшие в обращении к межконтинентальной летающей лодке-бомбардировщику, были следующие.

Межконтинентальные стратегические бомбардировщики прорабатывавшиеся в ОКБ (самолет "85") имели боевой радиус действия 5000-6000 км, что было все таки недостаточно для нанесения гарантированного удара по

США, с учетом противодействия ПВО, маневрирования на маршруте и т.д. Проблема могла быть решена введением дозаправки топливом в полете. Однако трудности дозаправки самолета в воздухе на обратном пути: сложность точного выхода самолета-бомбардировщика и танкера в зону заправки, с учетом усталости экипажа после длительного полета и выполнения боевой задачи, а также отсутствие соответствующей навигационной аппаратуры, навели на мысль отечественных авиационных специалистов и военных аналитиков использовать для дозаправки подводные лодки-танкеры, предварительно развернутые в акваториях Тихого и Атлантического Океанов. В качестве ударной компоненты системы было предложено использовать летающую лодку, спроектированную с использованием основных агрегатов самолета "85". В ходе проектирования встал вопрос сравнения возможностей сухопутного и морского вариантов самолета "85". Так в начале 50-х годов перед ОКБ возникла задача разработки гигантской летающей лодки. Эта была первая работа ОКБ по гидросамолету после пятнадцатилетнего перерыва после создания АНТ-44 (МТБ-2).

Для правильной оценки аэродинамических характеристик были проверены на моделях в трубе Т-102 ЦАГИ связи между геометрическими формами корпуса гидросамолета, были найдены физические толкования этих зависимостей. Так, например, было показано, что несущая способность днища лодки (за счет скул) в два раза больше обычного фюзеляжа, что интерференция крыла и днища практически не зависит от расстояния между ними, что сопротивление редана не зависит от угла атаки, что форма редана в плане не влияет на его аэродинамическое сопротивление и что сглаживание скул за реданами заметно влияет на уменьшение сопротивления. Эти зависимости, наряду с изучением требований гидродинамики, позволили совместно с ЦАГИ, разработать проект корпуса лодки, отвечавший требованиям и аэродинамики, и гидродинамики.

В июле 1950 г Бригада проектов ОКБ получает задание рассмотреть проект летающей лодки на базе самолета "85", со следующими основными ЛТХ:

Полетная масса, кг……………. 90000

Мощность двигателей,л.с… 4x4500

Бомбовая нагрузка, кг…………6000

Экипаж, чел……………………………12

Стрелково-пушечное

вооружение………………..10 х 23 мм

Максимальная скорость на высоте 10000 м,км/ч…………645

Дальность полета

с 6000 кг бомб,км………………..8200

Предварительное проектирование подтвердило, что из сухопутных самолетов ближе всех под эти данные подходил самолет "85" с двигателями АШ-2К, который и был выбран для дальнейших работ в качестве базового. Проведенные расчеты, основанные на материалах гидродинамических испытаний моделей летающей лодки АНТ-44 и на зарубежных материалах по аэродинамике и гидродинамике летающих лодок, спроектированных в конце 30-х и в 40-х годах, показали, что летающая лодка с крылом и силовыми установками самолета "85" может иметь заданные дальности, массу и бомбовую нагрузку, но не может обеспечить заданной скорости полета, так как этой скорости только-только удовлетворял самолет "85" со значительно лучшей аэродинамикой. Максимально на что можно было рассчитывать, так это на скорость 580 км/ч над целью. С двигателями АШ-2К и с существовавшим крылом предельная взлетная масса могла быть равна 104000 кг, а длина разбега при взлетной массе 90000 кг составляла бы 2300 м, при массе 100000 кг - 4000 м, при этом дальность могла быть доведена до 10000 км. Прорабатывались два варианта, отличавшиеся схемой установки крыльевых поплавков: в первом варианте поплавки, по конфигурации, повторявшие поплавки АНТ-44, устанавливались на консолях крыла и выполнялись неубираю-щимися, во втором варианте поплавки в полете поворачивались по размаху крыла и занимали место на за-концовках крыла.

Первый вариант летающей лодки должен был иметь следующие основные геометрические размеры:

- размах крыла,м - 56,0 ;

- длина самолета,м - 44,0 ;

- высота самолета,м - 12,0

В ходе работ по проекту "504" был выполнен большой объем работ по различным формам реданной части фюзеляжа, по ее гидродинамическому и аэродинамическому совершенству. Впоследствие эти наработки ЦАГИ использовало при проектировании летающих лодок Бе-10 и Бе-12. В ходе проработки проекта "504" предлагались проекты летающей лодки с четырьмя двигателями ТВД-1, затем ТВ-12, при сохранении исходной схемы.

Работы по проекту "504" закончились в 1953 г, когда уже строились и испытывались опытные самолеты "95", дальности полета которых должно было с лихвой хватить для полета в США.