площадью крыла 150-170 кв.м, суммарная взлетная тяга двигателей определилась в 14000- 16000 кгс. При условии минимизации суммарной тяги до 12000-14000 кгс, взлетная масса увеличивалась до 70-80 тонн, а площадь крыла – до 190-210 кв.м. Проведенный анализ определил области существования дальнего реактивного бомбардировщика, предпочтительное количество и типы двигателей, а также определил пути создания и дальнейшего развития типа дозвукового дальнего бомбардировщика. Полученные основные соотношения в основном подтвердились при создании как Ту-16, так и других самолетов подобного класса.
Летом 1950 года материалы по различным вариантам будущего самолета рассматривали на совещании у Андрея Николаевича. Свой проект '494' представляли И.Б.Бабин и Г.А.Черемухин, а проект '495' – А.А.Туполев. После обсуждения А.Н.Туполев принимает решение делать будущий самолет, получивший по ОКБ обозначение самолет '88', как симбиоз из наиболее перспективных элементов проекта '494' и проекта '495': компоновка фюзеляжа по проекту '494', размещение двух двигателей – по '495', крыло с обтекателями шассийных гондол – из проекта '494'. Так, в первом приближении, сложился тот облик самолета Ту-16, который через несколько лет вызовет восхищение всей мировой авиационной общественности.
Поиски оптимального варианта нового бомбардировщика туполевским ОКБ и заявленные А.Н.Туполевым его тактико-технические данные, превышающие заложенные в уже заказанный Ил-46, были положительно восприняты руководством ВВС и в правительстве. Выдается официальное задание на новый самолет.
Этот шаг укладывался в русло той научно- технической политики в области вооружений, которую проводило руководство страны в послевоенный период, давая одинаковые или близкие задания по наиболее ответственным темам разным коллективам разработчиков, тем самым подстраховывая себя и страну на случай возможной неудачи одного из них, а также получая возможность оптимального выбора из нескольких типов, выбирая лучший для серии и для поступления на вооружение. Так было при создании реактивных истребителей МиГ-15, Ла-15, Як-23 и Як-30, фронтовых бомбардировщиков Ту-14 и Ил-28, в начале 50-х годов аналогичная картина сложилась при создании стратегических М-4 и Ту-95.
10 июня 1950 года выходит Постановление Совета Министров СССР № 2474-974, согласно которому ОКБ А.Н.Туполева поручалось спроектировать и построить дальний бомбардировщик с двумя двигателями типа ТР-ЗФ (АЛ-5). Заданные тактико-технические данные машины соответствовали тому, что гарантировало ОКБ в ходе предварительных проработок.
Планировалось построить опытный самолет в двух экземплярах и предъявить первый из них на государственные испытания уже в декабре 1951 года. Помимо использования АЛ-5 оговаривалось проектирование самолета с двумя двигателями АМ-03. В ноябре 1950 года, в связи с большой загрузкой ОКБ по Ту-85. все сроки по '88-ой' машине правительство сдвинуло на три месяца.
В ходе дальнейшего проектирования отказались от использования двух АЛ-5, как не обеспечивающих требуемые летные данные, и с февраля 1951 года решением А.Н.Туполева полностью перешли к проекту с двумя АМ-3 с увеличенной до 8700 кгс взлетной тягой. С середины июня 1950 года в ОКБ работы по проекту '88' развернулись в полном объеме. 10 июля 1950 года ВВС оформили ТТТ к новому самолету, дополнив их в сентябре следующего года.
Обшее проектирование ОКБ закончило 20 апреля 1951 года подготовкой эскизного проекта и передачей его в ВВС. Заключение по эскизному проекту военные подписали в конце мая 1951 года. Эскизный проект с двигателями АМ-3 окончательно утверждается 5 июля 1951 года. Макет самолета ОКБ предъявило ВВС вместе с эскизным проектом и утверждало одновременно с ним. Однако, в связи с постановкой на машину дополнительного оборудования и работами по улучшенному второму варианту ('дублеру'), в марте 1952 года, когда первая опытная машина уже готовилась к первому полету, проводилась дополнительная макетная комиссия. Все замечания военных окончательно учитывались при постройке 'дублера'.
ОКБ в эскизном проекте гарантировало следующие основные летные данные самолета '88' 2 АМ-3: дальность полета около 6000 км, максимальную скорость, близкую к 1000 км/ч, практический потолок около 14000 м, длину разбега порядка 1500 м, при максимальной взлетной массе 64,5 тонны, нормальной – 46,9 тонны и массе пустого самолета 32,76 тонны. На аэродинамическое совершенство самолета оказала влияние особая компоновка центральной части планера (участок фюзеляж-крыло- воздухозаборник-двигатель- шасси), которая фактически соответствовала конструктивному решению, вытекающему из 'правила площадей'. На самолете '88' применение 'правила площадей' выразилось в виде поджатия бортовых гондол воздухозаборников и двигателей в районе крыла и размещения гондол шасси на крыле в качестве 'тел вытеснения'. Вместе с другими аэродинамическими мероприятиями это позволило значительно снизить сопротивление самолета и получить на испытаниях максимальные скорости свыше 1000 км/ч.
Размещение ТРД в корне крыла позади лонжеронов крыла и минимизация сечения воздухоподводящих каналов к двигателю (воздух подавался к двигателю от воздухозаборника, размещенного впереди крыла у борта фюзеляжа по двум каналам, один из которых проходил через кессон крыла, а другой снизу кессона), позволяли разрешить проблему интерференции в стыке крыла с фюзеляжем – самом аэродинамически напряженном узле в компоновке самолета. Положительное решение проблемы интерференции в данном случае происходило за счет создания 'активного зализа' – реактивная струя двигателя подсасывала воздух, обтекающий и крыло, и фюзеляж, упорядочивая тем самым обтекание в этой зоне. Оригинальная компоновка прикорневой зоны самолета, как рассказывают участники проектирования, родилась на свет из- за настойчивого желания всеми возможными мерами уменьшить мидель на участке фюзеляж-гондолы- крыло – отсюда максимально возможное 'утапливание' двигателей. Подобное компоновочное решение настойчиво проводилось и контролировалось самим А.Н.Туполевым, который постоянно просматривал предлагаемые компоновки самолета и требовал 'обжимать, обжимать и обжимать'. В результате, когда в ЦАГИ продули модель самолета '88' после всех 'обжатий', специалисты долго не могли понять, почему настолько уменьшилось сопротивление, и долго не выдавали заключение по результатам продувок.
Так как самолет '88' предназначался для полетов на больших околозвуковых скоростях, на нем применили хвостовое оперение большей стреловидности, чем стреловидность крыла. Благодаря этому, явления, связанные с 'волновым кризисом', развивались на оперении позже, чем на крыле. Это позволяло сохранять приемлемые характеристики устойчивости и управляемости самолета до сравнительно больших дозвуковых скоростей полета.
К конструктивным особенностям самолета можно также отнести достаточно легкую и прочную конструкцию крыла большого удлинения. Конструктивно оно выполнялось по двухлонжеронной схеме, причем стенки лонжеронов, верхняя и нижняя панели крыла образовывали основной силовой элемент – кессон. Мощный жесткий кессон принципиально отличал конструктивную схему крыла самолета Ту-16 от конструкции В-47 и В-52. На этих машинах крыло выполнялось гибким, благодаря чему происходило демпфирование вертикальных порывов воздуха за счет значительных деформаций крыла. В отличие от крыльев американских самолетов более жесткое (но и относительно более тяжелое) крыло Ту-16 в полете мало деформировалось. Дальнейший многолетний опыт эксплуатации 1500 Ту-16, 200 Ту-104 в СССР и опыт эксплуатации В-47, В-52, пассажирских Боингов 707, Дугласов ДС-8 й Конверов 880 показал, что конструкция жесткого крыла Ту-16 значительно более живучая, особенно с точки зрения усталостной прочности. Американцы имели массу проблем в эксплуатации с крыльями В-47 и В-52 (усталостные трещины, и как следствие, постоянные остановки парка, доработки и усиления конструкции). Можно с уверенностью сказать, что раннее снятие с эксплуатации В-47 во многом определилось 'слабым' крылом.
Установка двигателей, прижатых к фюзеляжу за максимальной толщиной корня крыла, потребовало оригинального конструктивного решения проводки каналов воздухозаборников двигателей через крыло. Для этого в корневой зоне 1 -го и 2-го лонжеронов установили специальные рамы для основного потока воздуха. Под крылом разместили дополнительные воздухозаборники. Такое решение позволило получить удачную конструкцию, обеспечивавшую необходимый расход воздуха для работы двигателей АМ-3, с учетом сравнительно небольшой строительной высоты в корневой части крыла и выбранной схемы среднеплана. При всех достоинствах подобного решения у него оказался существенный недостаток – конструкция накрепко была привязана к конкретному двигателю – АМ-3 или к его модификациям – и в перспективе замена на
