Авиация и космонавтика 2006 01 - страница 12
– при максимальном угле ПЧК 7'2° 25,0
Колея шасси, м 6,0
База шасси, м 12,0
Площадь поворотных консолей крыла, м2
– при максимальном угле стреловидности 73,1
– при минимальном угле стреловидности 97,5
Площадь центроплана, м2 409,2
Полная площадь центроплана и поворотных консолей крыла, м2
– 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 Владимира Михайловича Мясищева (ЭМЗ), которому еще в конце 1968 года Приказом МАП в соответствии с тактико-техническими требованиями ВВС было поручено разработать аванпроект стратегического многорежимного многоцелевого самолета-ракетоносца с возможностью его использования в трех различных по назначению вариантах.
Коллектив ЭМЗ приступил к работам, которые велись по так называемой теме «20» (многорежимного бомбардировщика-ракетоносца М-20). Основной ударно-разведывательный вариант самолета предназначался для нанесения ракетно-ядерных и бомбовых ударов по удаленным стратегическим объектам и ведения стратегической разведки. Второй вариант (рейдер) должен был обеспечивать борьбу с трансокеанскими воздушными перевозками и самолетами ДРЛО. Третий вариант должен был представлять собой дальний противолодочный самолет, предназначенный для поиска и уничтожения подводных лодок на удалениях до 5000-5500 км. Общая максимальная дальность полета самолета на дозвуковой скорости должна была составлять 16000-18000 км.
Ударный вариант самолета М-20 разрабатывался под требования 1967 года в нескольких компоновочных вариантах с использованием различных современных подходов к проектированию самолетов подобного класса и назначения. В качестве силовой установки предполагалось использовать ТРДДФ, разрабатывавшиеся ОКБ Н.Д.Кузнецова (НК-32 или НК-54). Были подготовлены четыре возможных реализации компоновок М-20, каждая из которых включало в себя до десятка и более вариантов:
Владимир Михайлович Мясищев, Генеральный конструктор сначала ОКБ23, а затем экспериментального машиностроительного завода (ЭМЗ) в г Жуковском
Один из проектов самолета М-20
Проект М-20 по схеме 'летающее крыло' с управлением ламинарным обтеканием
Вариант I – базировался на основе компоновочных схем М-20-1, М-20- 2, М-20 -5, М-20-6. Расчетная взлетная масса самолетов данного варианта определялась в пределах до 150000 кг;
Вариант II – на основе компоновочных схем М-20-7, М-20-9 (проект на основе использования технологии обеспечения ламинарного обтекания крыла). М-20-10. М-20-11, М-20-14, М- 20-15;
Вариант III-разрабатывался на основе компоновочных схем М-20-16, М- 20-17, М-20-18 М-20-19. М-20-21;
Вариант IV – но основе компоновочных схем М-20-22, М-20-23 и М- 20-24 с системой контроля за обтеканием крыло. Взлетная масса самолетов донного варианта достигала 30000-325000 кг, а в случае применения подвесных топливных баков, взлетная масса доходила до 345000 кг.