Совмина. В случае дозаправки носителя топливом на пути к цели до веса 215 тонн практический радиус действия возрастал до 3750 километров, но все равно не соответствовал заданию. Лишь при полете с одной ракетой радиус превышал нижнюю границу задания — 4050 километров.
В двух последних вариантах система «М-52К» могла развивать крейсерскую скорость 1700–1800 км/ч с одной ракетой на расстоянии 1800 километров от аэродрома вылета, а с двумя ракетами — лишь на удалении 2960 километров.
Таким образом, свыше половины этого пути «М-52К» должен был проходить на высотах от 5500 до 8500 метров на дозвуковых скоростях 800-1000 км/ч. Остальной участок приходился на режим разгона до скорости в 1,7 Маха с набором высоты.
Заказчик также отмечал, что реально практический радиус действия системы не будет превышать 3200 и 2300 километров с одной и двумя ракетами соответственно, так как взлетный вес из-за недостаточной прочности шасси ограничен 165 тоннами. Указывалось также на недостаточную тяговооруженность «М-52К».
Острая полемика развернулась по вопросу базирования «М-52К». ОКБ-23 ориентировалось в соответствии с заданием на сверхклассные аэродромы с длиной взлетно-посадочной полосы не менее 3000 метров. Военные же требовали сократить длину разбега до 2500 метров. В результате для взлета с перегрузочным весом конструкторы предложили применить среднюю сбрасываемую стойку с самоориентирующейся четырехколесной тележкой шасси. Она могла воспринимать до 85 тонн взлетного веса, обеспечивая перед отрывом от земли угол атаки 13,5° при скорости 430 км/ч.
Предусматривалось спасение средней стойки на парашюте для ее повторного использования. В случае применения стартовых ускорителей дистанция разбега не должна была превышать 2000 метров.
Рассматривался также вариант точечного старта с помощью ускорителей общей тягой до 360 тонн. Наклон ускорителей под углом около 53° к горизонту мог обеспечить отрыв самолета с места, разгон в течение 15 секунд до скорости 550 км/ч и набор высоты 300 метров на дистанции 1500–2000 метров. Ожидалось, что применение «точечного старта» при рассредоточении мест базирования резко повысит живучесть дальней авиации в условиях внезапного нападения вероятного противника. Взлетный вес системы «М-52К» в этом случае доводился до 217 тонн. Для сокращения послепосадочного пробега предлагалось использовать аэрофинишер, по типу того, которые применяются на авианосцах.
Несмотря на очевидные недостатки системы, был запланирован выпуск пяти самолетов, вооруженных ракетами «Х-22». Две машины предписывалось выпустить в 1960 году и три — в 1961 году. Несколько позже руководство Министерства обороны обратилось в правительство с предложением ограничить выпуск тремя машинами, использовав их для накопления опыта по испытанию и эксплуатации системы «М-56К», не уступающей американскому бомбардировщику «ХВ-70 Валькирия».
Сборка «М-52» продолжалась в 1960 году, но сильно затянулась из-за отсутствия двигателей «М-16- 17Б». В последующем, ввиду того, что конструкторы не справились с заданием, было принято решение о прекращении всех работ по этой машине.
С 1958 года в ОКБ-23 разрабатывался проект сверхзвукового пассажирского самолета по схеме «утка» с двухкилевым оперением и двигателями «РД16-23». Проектирование лайнера в значительной степени опиралось на результаты научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ, выполненных в ходе создания бомбардировщиков «М-50» и «М-52».
«М-53» представлял собой высокоплан с четырьмя двигателями в двух подкрыльевых гондолах и трехстоечным основным шасси (длина самолета — 51,3 метра, высота самолета — 10,8 метра). Крыло — с двойной стреловидностью, размах — 27 метров. Самолет рассчитывался на полет со скоростью 1800– 2000 км/ч на высоте 13–16 километров.
Дальность в перегрузочном варианте с полным запасом топлива и 50 пассажирами (нагрузка 5 тонн) оценивалась в 6500 километров. Максимальная же коммерческая нагрузка доходила до 12 тонн.
Мезосферные войны Лишь на бумаге и в моделях существовал и другой проект ОКБ-23 — сверхзвуковой стратегический бомбардировщик «М-54». От «М-50» он отличался крылом с небольшой стреловидностью по задней кромке. Он проектировался по схеме «бесхвостка» с четырьмя турбореактивными двигателями на пилонах под крылом, повторяя в масштабе компоновку американского «В-58». На нем также анализировались различные варианты расположения мотогондол.
Работы американцев по «трехмаховому» бомбардировщику «ХВ-70» не прошли незамеченными в СССР. В конце 1957 года, первоначально в инициативном порядке, в ОКБ-23 начались работы по стратегической авиационной системе «М-56», предполагавшей создание ударного стратегического самолета-ракетоносца «М-56К» и разведчика «М-56Р».
В проектировании находились четырех- и шестидвигательные варианты самолета В отличие от более «консервативных» схем «М-50» и «М-52», при проектировании «М-56» конструкторы остановилось первоначально на схеме «бесхвостки» с треугольным крылом, прорабатывались варианты с двигателями на пилонах под крылом и в едином пакете под средней частью крыла. Постановление по стратегической авиационной системе «М-56» вышло 31 июля 1958 года.
Ударный вариант «М-56К» задавалось проектировать в варианте ракетоносца, вооруженного ракетами «44».
Для силовой установки «М-56» первоначально были выбраны двигатели типа «НК-10Б», проектировавшиеся в ОКБ Николая Кузнецова, с максимальной взлетной тягой 24 000 килограммов.
Уже к ноябрю 1958 года ОКБ-23 получило первые расчеты по различным вариантам компоновок «М- 56». При взлетной массе 210 тонн расчетная практическая дальность без подвесок или контейнеров получалась равной 10 070 километров. Крейсерская скорость полета с подвесками находилась в пределах 2500–2700 км/ч, максимальная — до 3200 км/ч. Для увеличения дальности полета предусматривалась подвеска под самолетом большого аэродинамически вписанного в компоновку машины топливного бака или контейнера под крупный термоядерный боеприпас.
Большое внимание при проектировании «М-56» уделялось аэродинамическому совершенству самолета на всех режимах полета. Как известно, при переходе за скорость звука аэродинамический фокус крыла смещается назад, что приводит к резкому изменению запаса продольной устойчивости. Проблему можно решить выбором аэродинамической компоновки крыла (применение «неплоского» крыла со сложной срединной частью, как это было в дальнейшем выполнено на серийном варианте пассажирского самолета «Ту-144»), это обычно дополняется системой перекачки топлива в полете из одной группы баков в другую, смещая центр масс и добиваясь требуемых балансировок. На «М-56» решено было пойти другим путем — введением в схему «бесхвостой» плавающего горизонтального оперения. На дозвуковом режиме такое оперение работает во флюгерном режиме, не создавая ни компенсирующих сил, ни моментов. На сверхзвуковом режиме оно заклинивается на определенный угол, при этом исходная схема самолета превращается в схему «утка», и в этом случае аэродинамические силы на плавающем оперении смещают фокус самолета вперед, восстанавливая требуемую балансировку.
При этом управление по каналу тангажа ведется с помощью элевонов, но со значительно меньшими расходами рулей, что позволяет получать приемлемые крейсерские значения аэродинамического качества на сверхзвуке.
При проектирование силовой установки «М-56» значительное внимание уделялось совершенствованию аэродинамики силовой установки. Если первоначально проекты «М-56» базировались на использовании подкрыльевых или крыльевых осесимметричных воздухозаборников с центральным регулируемым конусом, то затем перешли к плоским воздухозаборникам с горизонтальным регулируемым клином под центральной частью крыла в едином блоке. В дальнейшем перешли к плоским крыльевым несущим мотогондолам, дававшим некоторую прибавку аэродинамического качества на крейсерском режиме полета.
В 1959 году ОКБ-23 в проекте «М-56» переходит на шесть альтернативных двигателей «ВК-15», проектировавшихся в ОКБ-117 Владимира Климова. Грузоотсек самолета перерабатывается под баллистическую ракету воздушного базирования «45А» с дальностью полета в 2000 километров.
При этом радиус действия системы получался порядка 7000–8000 километров.
Процесс проектирования «М-56» продолжался практически до прекращения работы ОКБ-23 в области авиации. Последние варианты прорабатывались под двигатели типа «РД16-17М» («М16-17М») разработки ОКБ-16 Прокофия Зубца, с максимальной тягой 21 700 килограммов, и «РД17-117Ф» разработки ОКБ-117, с
