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;
