справиться с напряженнейшей программой по МиГам и постройкой принципиально нового ударного самолета.
По замыслу П.О. Сухого, «сотка» должна была стать лишь первым самолетом в семействе стратегических машин, работа над которыми развернулась в ОКБ. В 1967-69 гг. велись работы по проекту дальнего разведчика- бомбардировщика Т-4М с крылом изменяемой геометрии, имеющего межконтинентальную дальность. Боевой потенциал этой машины по сравнению с исходным Т-4 предполагалось расширить за счет увеличения дальности полета на дозвуковой скорости, улучшения ВПХ и расширения состава вооружения. Самолет предполагалось в значительной степени унифицировать с Т-4 (сохранялась силовая установка, ряд бортовых систем и оборудования).
Несколько позже, в 1969- 1970 гг., был разработан аванпроект ударно-разведывательного самолета Т- 4МС (изделие «200»), также имеющего крыло изменяемой стреловидности. Машина имела ярко выраженную интегральную компоновку, двухкилевое оперение, четыре двигателя в хвостовой части, размещенные в двух разнесенных гондолах. Экипаж из трех человек располагается в кабине без выступающего фонаря. Значительное внимание было уделено снижению радиолокационной заметности. Проект «двухсотки» конкурировал с проектами фирмы Туполева (изделие «70» или Ту- 160) и Мясищева (М-18) в конкурсе на право создания перспективного стратегического бомбардировщика (в результате достаточно драматической борьбы победу одержала туполевская фирма).
Кроме боевых вариантов «сотки», исследовалась возможность мирного использования самолета. В 1963-64 гг. в ОКБ прорабатывался пассажирский самолет Т-4, способный перевозить со сверхзвуковой скоростью 64 пассажира.
КОНСТРУКЦИЯ. Самолет выполнен по схеме «бесхвостка» с небольшим управляемым дестабилизатором. Он имел цельносварную конструкцию (применялся метод автоматической сварки сквозным проплавлением для изготовления крупногабаритных панелей). В качестве конструкционных материалов были использованы титановые (ОТ-4, ВТ-20) и стальные (ВНС-2) сплавы. Ряд конструкций предполагалось выполнить с использованием радио- поглощающих материалов для снижения радиолокационной заметности самолета.
Крыло треугольной в плане формы с тонким профилем (3%) имело излом по передней кромке. На задней кромке имелись трехсекционные элероны. Носок крыла – отклоненный (отгиб носка обеспечивал «безударный» выход профиля на сверхзвуковые скорости).
Фюзеляж Т-4 состоял из носовой отклоняемой части (отклонение производилось винтовой парой при помощи редуктора и двух гидромоторов и занимало не более 15 секунд), двухместной кабины экипажа, закабинного отсека БРЭО (в котором имелся продольный проход, обеспечивавший удобный доступ к блокам аппаратуры), топливного отсека и хвостового отсека для размещения тормозного парашюта.
В передней части фюзеляжа были установлены дестабилизаторы, используемые для балансировки при малых запасах устойчивости (2% на дозвуковой скорости и 3- 5% на сверхзвуковой), что способствовало уменьшению потерь аэродинамического качества на балансировку, позволило увеличить дальность полета на 7% и снизить шарнирные моменты на органы управления. Малый запас устойчивости достигался перекачкой топлива в полете.
Вертикальное оперение относительно малой площади обеспечивало минимальную величину путевой устойчивости. Руль направления был разделен на две секции.
Экипаж, состоящий из двух человек, размещался в кабине по схеме «тандем» (катапультные кресла летчиков несколько смещены влево). На опытном самолете имелся перископ для обзора при поднятой носовой части (он использовался на скоростях до 600 км/ч).
Основные стойки шасси убирались в центральную часть двигательных гондол и имели восьми- колесные тележки. Поворот и запрокидывание тележки основных опор выполнялись одним гидроцилиндром. Были установлены двухкамерные амортизаторы с противоперегрузочным клапаном. Пневматики колес спаренные.
Передняя стойка с двухколесной тележкой убиралась в носовую часть воздухозаборника, под вертикальный клин. Управлеие передней стойкой – электродистанционное.
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА – четыре ТРДФ РД-36-41 (4 X 16 150 кто) – была размещена в подфюзеляж- ной мотогондоле с единым каналом на каждую пару двигателей. Воздухозаборник с вертикальным клином – смешанного сжатия с программно-замкнутой системой регулирования по числу М и по отношению давления в горле воздухозаборника. Имелась система слива пограничного слоя.
Сопло ТРДФ – многорежимное, сверхзвуковое – имело три венца подвижных створок. В качестве топлива применялся термостабильный нафтал (РГ-1).
ОБОРУДОВАНИЕ. Самолет был оснащен аналоговой ЭДСУ с четырехкратным резервированием (на первом опытном самолете устанавливалась также резервная механическая система управления) и двухканальной гидросистемой с давлением 280 кгс/см
Основная электрическая система – переменного тока стабилизированной частоты. Вторичная электросистема – постоянного тока на выпрямительных устройствах.
Система кондиционирования воздуха кабины летчиков и отсеков БРЭО – испарительная, замкнутого типа, с применением топлива в качестве первичного хладагента.
Имелась система балансировки в полете путем перекачивания топлива.
Целевое оборудование включало астроинерциальную систему, РЛС большой мощности, разведывательное оборудование (РЛС БО, оптические, ИК и радиотехнические датчики). Самолет предполагалось оснастить системой автоматизированного обхода наземных препятствий при полете на малой высоте.
В кабине был установлен навигационный планшет и многофункциональный пульт управления. Для пилотирования самолетом применялась ручка управления истребительного типа.
ВООРУЖЕНИЕ включало две гиперзвуковые твердотопливные противокорабельные УР Х-45 класса «воздух-земля» с дальностью до 500 км, имеющие систему самонаведения и летящие по рикошетирующей траектории (размещались на двух подкрыльевых узлах подвески). Свободнопадающие бомбы и топливо были расположены в сбрасываемом подфюзеляжном контейнере- баке.
ХАРАКТЕРИСТИКИ Т-4
РАЗМЕРЫ. Размах крыла 22,0 м; длина самолета 44,5 м; высота самолета 11,2 м; площадь крыла 295,7 м
ДВИГАТЕЛИ. ТРДЦ РД-36-41 (4 х 159,3 кН/4 х 16 150 кгс).
МАССЫ И НАГРУЗКИ, нормальная взлетная 114 000; максимальная взлетная (с подвесным топливным баком и двумя УР) 135 000; пустого 55 600.
ЛЕТНЫЕ ДАННЫЕ. Максимальная скорость горизонтального полета 3200 км/ч; крейсерская скорость горизонтального полета 3000 км/ч; практическая дальность полета 6000 км; перегоночная дальность 7000 км; практический потолок (расчетный) 25 000-30 000 м; длина разбега 950-1050 м; длина пробега с тормозным парашютом 800-900 м.
СУ 24
