Л.И.Бондаренко, одобрена начальником отдела общих видов ОКБ П.О.Сухого О С.Самойловичем, Главным конструктором самолета Н.С.Черняковым и Генеральным конструктором ОКБ П.О.Сухим и послужила основой для дальнейшей проработки аванпроекта. Продувки моделей выбранной компоновки в аэродинамических трубах ЦАГИ показали возможность получения высоких значений коэффициента аэродинамического качества как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета. Было получено невероятно высокое расчетное значение аэродинамического качества при скорости, соответствующей числу М=0,8 (17,5), а при скорости, соответствующей числу М=3,0, коэффициент был равен 7,3. При новой «интегральной» компоновке была также решена проблема упругой деформации крыла. Малая площадь поворотных консолей в сочетании с жестким несущим корпусом центроплана обеспечивали возможность полета на больших скоростях у земли. В варианте Т-4МС была решена проблема упругой деформации крыла, с которой столкнулись на Т-4М.
В сентябре 1970 года аванпроект Т-4МС был представлен для расмотрения в МАП и ВВС. Кроме того к указанному сроку изготовили и испытали в ЦАГИ продувочные модели Т-4МС, исследовали весовые и аэродинамические характеристики самолета, провели анализ и выбор силовой установки, произвели экономическую оценку проекта.
Весь 1971 год велись работы по доводке аванпроекта в части увеличения аэродинамического качества путем изменения толщины и формы профиля несущих поверхностей, повышения дозвуковой крейсерской скорости за счет внедрения суперкритических профилей, оценивалось влияние крыла на работу вертикального оперения и элементов силовой установки. Подбиралась форма крыла в плане с целью улучшения устойчивости и управляемости самолета. Проводились мероприятия по модернизации конструкции, с целью повышения весовой отдачи по топливу.
В том же году в аэродинамических трубах ЦАГИ исследовали различные варианты центроплана, поворотных консолей крыла, вертикального и других элементов Т-4МС. Фактически весь 1971 год в ОКБ П.О.Сухого велись работы по доводке аванпроекта «двухсотки» до стадии, позволяющей предъявить его на конкурс.
В ходе продувок в ЦАГИ выяснилось, что самолет не центруется и обладает пятипроцентной неустойчивостью. Руководитель проекта Н.С. Черняков принял решение доработать компоновку. В результате возникли варианты «двухсотки» с длинным носом и дополнительным горизонтальным оперением. Одна из них, компоновка №8', имела непривычный иглообразный нос. В результате была принята компоновка с удлиненным носом и слабовыступающим фонарем (все остальное соответствовало изначальной компоновке аванпроекта).
Работы по аванпроекту Т-4МС были закончены в основном к сентябрю 1971 года, и он был представлен на конкурс аванпроектов в 1972 году, на котором получил положительную оценку. Но дальнейшего развития темы не было. ВВС и руководство МАП по ряду веских причин сделали ставку на дальнейшее развитие проекта, предложенного туполевцами.
Количество и тип двигателей
– но первом этапе 4 х РД36-41
– на втором этапе…. 4 х К-101
Тяга двигателей (форсажная), кгс
– на первом этапе 4x16150
– на втором этапе 4x20000
Тяговооруженность взлетная
– на первом этапе 0,38
– на втором этапе 0,47
Удельная взлетная нагрузка на полную площадь центроплана и поворотной консоли, кг/м
Длина самолета, м 41,2
Высота самолета, м 8,0
Размах, м
– центроплана 14,4
– при стреловидности ПИК 30' 40,8
– при максимальном угле ПЧК 7'2° 25,0
Колея шасси, м 6,0
База шасси, м 12,0
Площадь поворотных консолей крыла, м
– при максимальном угле стреловидности 73,1
– при минимальном угле стреловидности 97,5
Площадь центроплана, м
Полная площадь центроплана и поворотных консолей крыла, м
– при максимальном угле стреловидности 482, 3
– при минимальном угле стреловидности 506, 8
Угол стреловидности по передней кромке центроплана, град 72
Угол стреловидности по передней кромке поворотных консолей крыла, град
– максимальный 72
– минимальныи 30
Удлинение по полной площади центроплана и поворотных консолей крыла при
– при максимальном угле стреловидности 1,14
– при минимальном угле стреловидности 3,3
Вес пустого самолета, кг 123000
Нормальный взлетный вес, кг… 170000
Вес топлива во внутренних баках, кг.. 97000
Боевая нагрузка, кг
– нормальная (во внутренних грузовых отсеках) 9000
– максимальная, с недозаправкой топлива (во внутренних грузовых отсеках и на наружных подвесках) 45000
Максимальная скорость полета, км/ч
– у земли 1100
– на высоте 3200
Крейсерская скорость полета, км/ч
– на высоте более 18 км 3000-3200
– на средних высотах 800-900
– у земли 850
Максимальная дальность полета с двигателями К-101 на крейсерской скорости с нормальной боевой загрузкой без дозаправки топливом в воздухе, км
– на высотах более 18 км 9000
– на средних высотах.. 14000
Длина разбега, м 1100
Длина пробега, м 950
Число членов экипажа, чел 3
Вооружение:
– ракеты «воздух-земля» большой дальности 4
– ракеты «воздух-земля» малой дальности 24
– бомбы общим весом, кг 45000
Как отмечалось выше, еще одним предприятием, начавшим проектирование по теме многорежимного стратегического самолета, стало восстановленное в середине 60-х годов ОКБ Генерального конструктора
