режимах, вторая схема имела лучшие сверхзвуковые характеристики. Обе компоновки имели одинаковые силовые установки, с подкры- льевым размещением мотогондол.
Для обоих вариантов были проведены соответствующие расчеты основных параметров. В схеме с изменяемой стреловидностью крыла обеспечивалось выполнение заданных требований при полете по дозвуковым профилям, в то же время сильно 'не добирал' режим со сверхзвуковым участком. В схеме 'бесхвостка' выполнение требований заказчика обеспечивалось только для одного комбинированного профиля со сверхзвуковым участком. Дальности полета для этого варианта получались по дозвуковым профилям ниже заданных, хотя достаточно близкими к их оговоренному нижнему уровню. При этом разница дальностей между всеми заданными режимами для компоновки 'бесхвостка' получалась существенно меньше, чем для компоновки с изменяемой стреловидностью крыла, что давало ей некоторые перспективы в случае освоения нашей авиационной промышленностью технологий создания двигателей изменяемого цикла (ДИЦ), над которыми в 70-е годы вели работы как в СССР, так и за рубежом.
В результате анализа преимуществ и недостатков рассмотренных схем, а также с учетом 'туманных' перспектив и серьезного технического риска, связанного с поблемой создания реальных образцов ТРД по программе ДИЦ, для дальнейшей проработки была принята схема с изменяемой стреловидностью крыла и нормальным размещением горизонтального оперения.
Основные предпосылки для такого решения ОКБ, помимо вышеизложенного, были следующие:
– в схеме с изменяемой стреловидностью крыла обеспечивалось выполнение дозвуковых характеристик по верхнему пределу тактико-технических требований, при взлетной массе на 30% меньше взлетной массы самолета по схеме 'бесхвостка', причем в последнем случае эти режимы соответствовали лишь только нижнему уровню требований;
– значительное возможное улучшение характеристик в схеме 'бесхвостка' могло обеспечиваться применением двигателей типа ДИЦ, что было связано с повышенным техническим риском и могло поставить всю программу Ту-160 на грань срыва, что отнюдь не входило в планы разработчиков этого перспективного стратегического ударного авиационного комплекса;
– исследование особенностей применения самолета подобного типа и класса показали, что на тот период наиболее эффективным режимом преодоления зоны ПВО является полет с большой дозвуковой скоростью на малых и предельно малых высотах, в этом случае некоторое преимущество было также за первой схемой при положении крыла в максимальной стреловидности, это также согласовывалось в то время с принятой американцами концепцией В-1А и В-1В (в дальнейшем стало ясно, что соваться в зону сильной современной ПВО в любом виде 'стратегам' лучше не стоит, а расправляться с целями лучше всего пуская крылатые ракеты вне досягаемости активных средств ПВО противника);
– наличие некоторых резервов дальности полета на основных режимах по сравнению с уровнем задания в схеме с изменяемой стреловидностью крыла обеспечивало компенсации разного рода отклонений от первоначальных исходных данных, заданных заказчиком, которые могли возникать в процессе практической реализации проекта, что давало некоторую свободу маневра как разработчикам, так и заказчикам.
После выбора варианта основной аэродинамической компоновки для самолета Ту-160 в ОКБ начались работы по ее совершенстванию. Таким образом, к моменту начала рабочего проектирования, а затем опытного и серийного производства для Ту-160 был отработан ряд мероприятий, позволивших получить высокоэффективный пилотируемый летательный аппарат тяжелого класса.
К основным достижениям ОКБ можно отнести:
– рассмотренное выше сравнение и анализ различных схем и обликов ЛА, обеспечивающих заданные такти- ко-техничекие требования, при этом осознанно была выбрана схема изменяемой стреловидности;
– исследованы варианты крыльев, отличавшихся геометрическими параметрами и размещением на них элементов силовой установки;
– в консолях крыла впервые в отечественной практике был реализован закон линейного распределения относительной толщины вдоль размаха, что позволило увеличить аэродинамическое качество;
– разработано формообразование срединной поверхности крыла, что в сочетании с поворотной консолью обеспечило высокий уровень аэродинамического качества на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях;
– приняты организационные и технологические меры по улучшению качества внешней поверхности, позволившие снизить вдвое вредное сопротивление самолета по сравнению с Ту-22М;
– при помощи метода определения скользящей части крыла разработаны рекомендации по модификации срединной поверхности консоли, получено экспериментальное подтверждение положительного эффекта;
– разработана конструкция оригинального крыльевого узла минимизации аэродинамических потерь, возникающих за счет возникновения щелей между неподвижными и подвижными частями крыла (поворотные членящиеся крыльевые 'гребни');
– на стадии предэскизного проектирования были проведены экспериментальные исследования параметров поворотной консоли, что позволило более тщательно оценить обводы основной несущей поверхности,
В ходе изучения различных компоновок в варианте с изменяемой стреловидностью прорабатывались различные варианты размещения двигателей силовой установки (пакетное размещение под крылом, индивидуальные мотогондолы с осесимметричными воздухозаборниками, размещение двигателей внутри корневой части крыла и т.д.).
С аэродинамической точки зрения наиболее оптимальной оказалась внут- рикрыльевая схема размещения, которая не была принята к реализации из- за конструктивных и эксплуатационных ограничений. Окончательно была выбрана схема компоновки со спаренными мотогондолами под крылом.
Для крыла изменяемой стреловидности предложена комбинированная форма срединной поверхности. Кривизна внутренней части крыла с постоянной стреловидностью подобрана таким образом, что является оптимальной при полете на сверхзвуковой скорости, обеспечивая при этом максимальный выигрыш в аэродинамическом качестве, при дозвуковой скорости также наблюдается выигрыш в аэродинамическом качестве. При переходе от дозвуковых скоростей к сверхзвуковым, стреловидность поворотной консоли увеличивается, в этом случае исходная кривизна консоли за счет увеличения поточных хорд уменьшается, и на поворотной консоли реализуется максимальный выигрыш в аэродинамическом качестве.
Специально для консоли крыла Ту- 160 впервые в практике ОКБ был разработан и конструктивно воплощен линейный закон распределения максимальной толщины вдоль ее размаха. Расчет показал, что при М=0,8 прирост аэродинамического качества при переходе к предложенному линейному закону распределения относительной толщины составил величину, равную 0,2.
Проведенный комплекс аэродинамических исследований позволил выйти на дозвуковых скоростях на значение максимального аэродинамического качества на крейсерском режиме более 18, а на крейсерском сверхзвуковом режиме этот параметр превышает 6, что во многом обеспечивает самолету высокие летные характеристики.
(Продолжение следует)
Первые самолеты ОКБ П.О. Сухого
Владимир ПРОКЛОВ
