ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Управление двигателями электродистанци-
онное, осуществляется с пульта, расположен-
ного между рабочими местами командира
и штурмана.
Топливная система содержит девять групп
кессон - баков. Питание двигателей произво-
дится из расходной группы, в которую топливо
перекачивается из остальных групп в порядке,
задаваемом автоматом центровки.
Включение и отключение насосов топлив-
ных групп производится от сигналов датчиков
топливомеров. В расходной группе установле-
ны четыре насоса, подающие топливо к двигате-
лям. Система предусматривает выработку цент-
ровочного запаса топлива в полете, а также пи-
тание всех двигателей без расходной группы
(в случае выхода ее из строя).
Система заправки топливом в полете - гиб-
кая типа «Конус», содержит штангу, установлен-
ную в носовой части фюзеляжа по оси самолета
с выносом 1600 мм и находящуюся в поле зрения
летчика. Приемник топлива выполнен телескопи-
ческим и имеет выдвижную часть для облегчения
контакта с конусом самолета-заправщика.
В первое время для проведения экспери-
ментальных работ в качестве заправщика пре-
дусматривается использование самолета ЗМ-Т.
Заправку можно вести на высоте до 6000 м при
индикаторной скорости полета 600 км/ч.
В дальнейшем предусматривается построй-
ка самолета-заправщика на базе основного ва-
рианта самолета М-56.
Самолет-заправщик оборудуется легкосъем-
ным агрегатом заправки (размещается в бомбо-
отсеке). Такое расположение агрегата заправки
не изменяет центровки самолета при установке
и снятии агрегата и позволяет любой серийный
самолет переоборудовать в заправщик.
Агрегат состоит из лебедки со шлангом,
шлангоукладчика, приемника, датчика топлива
и механизма выпуска датчика топлива в поток.
Управление агрегатами заправки топливом
в полете полностью автоматизировано.
Проектируемая система обеспечивает вы-
полнение заправки в районе аэродрома на доз-
вуковом крейсерском режиме полета (М=0,95)
с количеством переливаемого топлива до 7,3 т.
Время заправки составляет 20-25 мин при про-
изводительности 5000 л/мин.
Контактирование самолетов для заправки
осуществляется при длине выпущенного шланга
от 46 до 56 м. При этом дистанция между само-
летами равна соответственно от 20 до 30 м
и принижение составляет 12,0-13,6 м.
В дальнейшем, после проведения соответ-
ствующих расчетно-экспериментальных работ
и освоения полетов на сверхзвуковых скоро-
Размещение
агрегатов БВ
АВИКО ПРЕСС
125
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Варианты облика М-56
126
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Варианты облика М-56
АВИКО ПРЕСС
127
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Варианты боевой загрузки самолета
Нагрузка	Кол-во	Общая масса.
кг Х-44	Носитель крылатых ракет 1	13 000
Х-22	2	11 600
Тип 1	Носитель спецбомб 1	1500
Тип 2	1	1500
Тип 3	1	1350
ФАБ-3000М54	Бомбардировщик 1	3000
ФАБ 1500М54	1	1500
ФАБ-1500 2600	1		2600
ФАБ-500М54	Учебно-тренировочный 2	1000
ФАБ-250М54	4	1000
стях планируется проработать вопрос о воз-
можности проведения заправки на сверхзвуко-
вом крейсерском режиме полета.
Пилотажно-навигационное оборудова-
ние выполнено в виде комплексной системы
в составе:
центрального навигационного вычисли-
тельного устройства;
гироориентатора, являющегося основным
датчиком системы. Он был полностью автоно-
мен, скрытен, помехозащитен и обеспечивал
непрерывное определение путевой скорости,
текущей вертикали и выдерживание курса;
радиолокационного визира, обеспечиваю-
щего точную коррекцию местоположения са-
молета;
центрального пилотажного вычислительно-
го устройства для формирования команд, уп-
равления в систему автоматического управле-
ния и на пилотажно-командные индикаторы.
Кроме этого, в комплекс ПНО входят: аппа-
ратура дальней радиостанции, курсовая систе-
ма, радиотехническая система ближней и меж-
самолетной навигации.
Кислородное оборудование обеспечивает
снабжение кислородом трех членов экипажа
в течение всего полета, а также при аварийном
покидании самолета и снижении на парашю-
тах. Газообразный кислород поступает в сис-
тему из трех кислородных газификаторов, за-
правляемых на земле жидким кислородом.
Система электроснабжения - трехфазная.
Источниками электрической энергии служат че-
тыре генератора мощностью по 90 кВт (пере-
менный ток напряжением 200 В, частотой 400
Гц).
Для обеспечения надежного энергоснаб-
жения всех потребителей на самолете преду-
смотрены две самостоятельные энергосисте-
мы с обеспечением автоматического пере-
ключения особо важных потребителей с од-
ной системы на другую в случае повреждения
одной из них.
В качестве вспомогательной электросисте-
мы на самолете используется электрическая
система постоянного тока (источниками по-
стоянного тока служат две аккумуляторные ба-
тареи и шесть выпрямительных устройств).
Система управления самолетом-снаря-
дом Х-44 предназначена для обеспечения пу-
ска, управления полетом по траектории и вы-
дачи команд на подрыв боевого заряда.
Командная часть расположена в кабине на
рабочих местах штурмана и командира, а ис-
полнительная - на замке подвески пилона
крепления самолета-снаряда.
Самолет-снаряд подвешивается под фюзе-
ляжем за одну точку (бугель). Подвоз обеспе-
чивается специальной тележкой. Подъем осу-
ществляется с помощью балки, электролебед-
ки со штангой, электросистемы и полиспастов.
Сбрасывание Х-44 производится по двум
независимым цепям управления боевого
и аварийного сбрасывания.
Самолет-снаряд отделяется от самолета-
носителя после открытия замка под воздейст-
вием на него одного из двух или одновремен-
но обоих приводов. Аварийное сбрасывание
на «взрыв» или «невзрыв» осуществляет штур-
ман или командир экипажа.
Система управления включает в себя сле-
дующие элементы:
Сравнительные данные сверхзвуковых стратегических систем
Параметр	ТТТ ВВС	М-56К	ХВ 70	Ту 160	В 1В
	от 31.07.58	проект-1959	1полет-1964	1 полет-1981	1 полет-1984
Радиус действия, км	8000	7600	5100	7000	5200
Крейсерская скорость, км/ч	2500	2500	-	830	1200
Максимальная скорость, км/ч	-	2650	3200	2200	1350
Практический потолок, км	15-16	21-23	25	16	
Потребная длина ВПП, м	2500	3000*	-	3050	
*Без ускорителей
128
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
допплеровский измеритель составляющих
путевой скорости;
инерционную вертикаль;
электронные часы;
радиолокационный корректор по типу «Ру-
бикон»;
высотомер;
блок связи с самолетом-носителем;
цифровую вычислительную машину;
автомат старта, обеспечивающий выдачу
сигнала на отцеп самолета-снаряда после под-
готовки системы управления по запрограмми-
рованным признакам старта;
автопилот.
Бомбардировочное вооружение (для ис-
пользования самолета в варианте бомбарди-
ровщика) состоит из средств:
подъема бомб на держатели;
подвески и снаряжения;
управления сбрасыванием бомб;
обслуживания и эксплуатации.
Прицельное сбрасывание бомб осуществ-
ляется с помощью комплексной системы вож-
дения и навигации и бомбардировочного
автомата. В дальнейшем предполагается ис-
пользование для целей бомбометания цент-
ральной вычислительной цифровой машины.
Специальные, штатные и учебные бомбы
подвешиваютя в бомбовом отсеке, расположен-
ном в средней части фюзеляжа.
Система управления сбрасыванием бомб
обеспечивает:
управление боевым и аварийным сбрасы-
ванием;
сигнализацию о наличии грузов на держате-
лях, о положении створок бомбоотсека, о готов-
ности электросхемы и бомбардировочного ав-
томата к сбрасыванию.
Управление сбрасыванием бомб - электри-
ческое, осуществляется по независимым элект-
рическим цепям боевого и аварийного сбрасы-
вания. Боевое сбрасывание на «взрыв» осуще-
ствляется автоматически от бомбардировочно-
го автомата или вручную штурманом нажатием
на кнопку сброса.
Аварийное сбрасывание на «невзрыв» или
«взрыв» производится от включателей аварий-
ОСНОВНЫЕ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ
ДАННЫЕ САМОЛЕТА М-56К
Тип
Год проекта
Экипаж
Двигатель
Мощность, л. с.
бомбардировщик
Длина самолета, м	46,7
Размах крыла, м	24,6
Площадь крыла, м?	354
Высота самолета на стоянке, м	8,8
Удельная нагрузка на крыло, кг/м3
Удельная нагрузка на мощность, кг/л.с.
Масса пустого самолета, кг	63	000
Масса топлива и масла, кг	34 300-141 300
Масса нагрузки, кг	12	000
Масса полетная, кг	210	000
Скорость максимальная у земли, км/ч
Скорость максимальная на высоте 2000 м, км/ч
Скорость посадочная, км/ч
Время набора высоты 2000 м, мин.
Потолок практический, м
Дальность полета, км
Продолжительность полета, ч
Длина разбега, м
Длина пробега, н
Количество построеных, шт
ного сбрасывания, установленных у штурмана
и командира.
Оборонительное вооружение предназна-
чено для защиты самолета от огня зенитной ар-
тиллерии, атак зенитных управляемых снарядов
и истребительной авиации с любого направле-
ния и содержит:
станцию обнаружения и предупреждения
о радиолокационном облучении самолета
«Сирена-3»,
средства постановки помех РЛС противни-
ка - «Автомат-2» и «Автомат ТРС-45»,
самолетную станцию активных помех РЛС
противника - «Резеда»,
кормовую пушечную установку с радиолока-
ционным прицелом типа «Криптон» с двумя
пушками А0-9М (темп стрельбы суммарный -
7000 выстр/мин, емкость патронных ящиков -
500 штук на пушку, углы обстрела: по азимуту-
±60°, по наклону- ±40°.
АВИКО ПРЕСС
129
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
130
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Проект самолета М-56 (вариант)	© Авико Пресс
АВИКО ПРЕСС
131
www.vokb-la.spb.i-u - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
132
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
АВИКО ПРЕСС	133
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
134
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
СВЕРХЗВУКОВАЯ СТРАТЕГИЧЕСКАЯ
СИСТЕМА М-57К
Проект «57» представляет собой «утку»
интегральной схемы с сотавным крылом малого
удлинения.
Двигатели НК-15 располагались под крылом
в пакетах по три справа и слева от центроплана.
Самолет имел цельноповоротный киль и
четырехопорную схему шасси с носовой опорой.
Масса загружаемого топлива, размещаемого
в баках-кессонах центроплана, составляла
гигантскую цифру -136 000 тон!!!
Схема подвески предусматривала
размещение боевого вооружения различного
калибра в грузовом отсеке цетроплана, двух
управляемых ракет Х-22 или двух подвесных
топливных баков на внешней подвеске под
крылом.
В декабре 1960 года темы «56» и «57»
слились и последний вариант М-56 воспринял
облик М-57, при этом силовая установка
оснащалась уже шестью двигателями Ф. К.
Туманского РД-17-117Ф.
ОСНОВНЫЕ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ СИСТЕМЫ М-57К		
Тип Год проекта Экипаж Двигатель Мощность, л. с.	I этап бомбардировщик 1959 3 бхВК 15Б	II этап бомбардировщик 1959 3 6хВК-15М
Длина самолета, м	-	-
Размах крыла, м	-	-
Площадь крыла, м2	-	-
Высота самолета на стоянке, м	-	-
Удельная нагрузка на крыло, кг/м3	-	-
Удельная нагрузка на мощность, кг/л.с.	-	-
Масса системы, кг	220 000-240 000	220 000-240 000
Масса топлива и масла, кг	137 000	-
Масса полетная, кг	-	-
Скорость полета системы, км/ч	до 3000	до 3200
Скорость самолета снаряда, км/ч	3700	3700
Время набора высоты 2000 м, мин.	-	-
Потолок практический, м	24 000	25 000
Дальность полета, км	16 200	17 200
АВИКО ПРЕСС
135
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
СВЕРХЗВУКОВАЯ СТРАТЕГИЧЕСКАЯ
СИСТЕМА М-59К
ОСНОВНЫЕ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ
ДАННЫЕ СИСТЕМЫ М-59К
Тип
Год проекта
Экипаж
Двигатель
Мощность, л. с.
I этап	II этап
бомбардировщик бомбардировщик
бхРД-7-300 или 4хНК-11
Длина самолета, м
Размах крыла, м
рлощадь крыла, м2
Высота самолета на стоянке, м
Удельная нагрузка на крыло, кг/м^
Удельная нагрузка на мощность, кг/л.с.
Мг1сса системы, кг	220 000-240 000	220 000-240 000
Масса топлива и масла, кг	-
Масса полетная, кг	-	-
Скорость полета системы, км/ч
Скорость самолета-снаряда, км/ч
3200	3700-4000
4000	4200-4500
Время набора высоты 2000 м, мин.	-	-
Потолок практический, м	27 000	27 500
Дальность полета, км	16 000	-
Схема проекта самолета «57» представ-
лялась разработчикам настолько привле-
кательной, что в 1959 году она была применена
и в проекте пассажирского самолета в
рамках темы «53», который получил затем
шифр «59».
В конце 1959 года этот шифр был присвоен
варианту самолета-носителя М-56 с
турборакетной силовой установкой на базе
двигателей РД-7-300 или НК-11.
На первом этапе освоения системы
предполагалось оснастить шестью двигателями
РД-7-300, а на втором этапе - четырьмя
двигателями НК-11.
Отличительной особенностью этого само-
лета схемы «утка» являлся характерный коль-
цеобразный воздухозаборник двигателей и
двух-килевое вертикальное оперение.
К сожалению, дополнительных материалов
по разработке этого интересного проекта
обнаружить не удалось.
136
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М МЯСИЩЕВА
СОСТАВНАЯ СТРАТЕГИЧЕСКАЯ
СИСТЕМА «58» С ВВП
Проект «58» возник «не от хорошей жизни».
Неоправданно завышенные ТТТ ВВС, которые
были предъявлены к системе М-56К, вынудили
специалистов ОКБ-23 решать проблему их вы-
полнения самыми необычными способами. Не-
обоснованность этих требований доказало вре-
мя: они не выполнены до сих пор.
Традиционные для авиации методы повыше-
ния эффективности - применение новых мате-
риалов, высокоэкономичных двигателей и т.д. -
требовали для реализации многолетнего целе-
направленного труда и огромных затрат. По-
ставленные сроки этого не позволяли.
Опыт широкого применения мощных старто-
вых ускорителей в борьбе за уменьшение по-
требной длины ВПП для систем М-52 и М-56 на-
толкнул проектантов ОКБ на мысль полностью
ракетного старта для системы М-56К Дальней-
шее развитие этой мысли привело к идее верти-
кальной посадки. А почему бы и нет? При этом
отпадает необходимость в уязвимых и дорогих
аэродромах, а также резко возрастают распола-
гаемые объемы под полезную нагрузку из-за от-
сутствия шасси. Кроме того, опыт проектирова-
ния изделий «40», «41А», «44», «45» и т. д. все-
лял уверенность в собственные силы.
В конце 1958г. были подготовлены предва-
рительные материалы проекта «58», являющим-
ся по сути новым вариантом системы М-56К.
Составная стратегическая система «58»
представляла собой трехступенчатый аппарат. I
ступень содержала четыре ускорителя типа изд.
«41А». II ступень являлась пилотируемым (дву-
мя летчиками) бомбардировщиком, выполнен-
ным по схеме «летающее крыло» с двумя СПВРД
на концах крыла. В носовой части II ступени ус-
танавливалась III ступень - самолет-снаряд ти-
па изд. «45».
В хвостовой части бомбардировщика распо-
лагались рулевые камеры и посадочный двига-
тель на базе ЖРД обеспечивающие вертикаль-
ную посадку.
Стратегическая
система «58» с ВВП
АВИКО ПРЕСС
137
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ
СОСТАВНОЙ СИСТЕМЫ «58»
Габариты системы, м:
длина
размах крыла с СПВРД
высота
28
11,65
5,83
Массы и нагрузки, т
стартовая масса	175
начальная масса самолета-носителя	70,5
начальная масса	самолета-снаряда	6,4
спецнагрузка	2,3
Силовая установка:
I ступень:
тип	ЖРД
тяга, тс	41*66,0
удельный импульс,	с	280
II ступень:
тип	СПВРД
тяга, тс	2Г8,0
удельная тяга,	1500
III ступень:
тип	ЖРД
тяга, тс	21,0
удельный импульс,	с	200
Летно-технические характеристики:
полный радиус действия, км	7500
скорость самолета-носителя, км/ч	4860
высота над целью, км	25-30
автономная дальность самолета-снаряда, км 1370
Управление системой «58» осуществля-
лось:
на активном участке I ступени - гирои-
нерциальной системой (аналогичной при-
меняемой на изд. 40);
на участке маршевого полета II ступени
- астронавигационной системой (подобной
установленной на изд. «Буря») и летчиком;
на участке снижения и на посадке - ги-
роинерциальной системой, основанной на
применении существующих автопилотов.
Предполагалась следующая программа
полета. После вертикального старта руле-
выми камерами ускорителей устанавлива-
ются программные углы атаки.
В конце активного участка угол наклона
траектории достигает 10°-15°, высота -
15-18 км, скорость - М=4. Происходит отст-
рел ускорителей и составной бомбардиров-
щик выводится на траекторию маршевого
полета после совершения маневра «горка».
Из-за уменьшения углов атаки и включения
СПВРД происходит разгон до М=4,5 и подъ-
ем до 25 км. В конце маршевого участка са-
молет-снаряд отцепляется и, управляемый
рулевыми камерами, устремляется к цели.
Самолет-снаряд при необходимости может
выполнить динамический маневр набора
высоты и поиск цели по сигналам системы
наведения. Для этого на его борту устанав-
ливается специальная система управления
(заимствованная с изд. «44»).
Самолет-носитель тем временем совер-
шает маневр снижения на посадку при вы-
ключенных СПВРД в режиме квазистацио-
нарного планирования, осуществляя управ-
ление воздушными рулями. На скорости
400-600 км/ч и высоте 100-300 м начина-
ется маневр посадки.
При достижении минимальной скорости
40-50 м/с включаются рулевые камеры,
а воздушные рули фиксируются в нулевых
поло-жениях.
Самолет-носитель увеличивает угол тан-
гажа до 90°, после чего включается в режи-
ме дросселирования посадочный ЖРД. Вер-
тикальная скорость снижения гасится до
момента контакта «щупа» с поверхностью
посадочной площадки. После этого ЖРД
кратковременно форсируется, самолет «за-
висает» и посадочный маневр заканчивает-
ся.
Проведенный предварительный анализ
подтвердил техническую возможность осу-
ществления вертикальной посадки, что яв-
лялось основным «камнем преткновения»
в проекте «58».
По мнению проектантов ОКБ-23 верти-
кальный взлет-посадка и применение со-
ставной многоступенчатой схемы открыва-
ли новые перспективы перед стратегичес-
кими системами типа М-56К в части:
увеличения скорости полета до 4-5 М;
увеличения высоты полета в районе це-
ли на 5-10 км;
упрощения и повышения неуязвимости
мест базирования;
повышения весовой отдачи по полез-
ной нагрузке.
Что касается полной дальности полета,
то даже в такой прогрессивной схеме она
не превосходила 16 000-18 000 км. Боль-
шие дальности, учитывая существующие
топлива, материалы и принципы аэродина-
мической компоновки возможно было до-
стигнуть только для составных крылатых
и баллистических ракет.
Накопленный в ОКБ опыт проектирова-
ния и постройки изд. типа «40» позволял
надеяться на короткие сроки осуществле-
ния проекта «58», но этим надеждам не
суждено было сбыться.
138
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
СТРАТЕГИЧЕСКИЙ
БОМБАРДИРОВЩИК-РАЗВЕДЧИК («60»)
Развитие ядерной энер(етики (первая в ми-
ре атомная электростанция была построена
в СССР в 1954 г.) не могло не коснуться транс-
портных средств.
В 1954 г. в США спускается на воду первая
в мире атомная подводная лодка «Наутилус».
Неизбежно встает вопрос о возможности ис-
пользования и в авиации силовых установок
на ядерном топливе. Перспектива достижения
практически неограниченной дальности поле-
та самолетов с атомной силовой установкой
(АСУ) стоила того, чтобы заняться этой пробле-
мой. (В настоящее время более распространен
термин «ядерная силовая установка». - Прим,
авт.).
Исследование различных вариантов дальних
бомбардировщиков и опыт создания в ОКБ-23
первого в СССР сверхзвукового стратегического
бомбардировщика М-50 показали, что макси-
мальные дальности таких самолетов с грузом
3-5 т даже при двух заправках топливом в поле-
те не превышали 14 000-15 000 км. Кроме того,
выполнение такого полета требовало огромного
количеств топлива (около 500 т), для заправляе-
мого и заправляющего самолетов. Доставка,
хранение и заправка такого количества горюче-
го наряду с необходимостью производить доза-
правку над чужой территорией представляло
собой достаточно сложную задачу.
Значительное увеличение дальности сверх-
звукового бомбардировщика с обычными тур-
бореактивными двигателями в принципе могло
быть достигнуто путем освоения нового хими-
ческого топлива с большей теплотворной спо-
собностью, чем привычный керосин, что явля-
лось весьма далекой перспективой.
Для выполнения стратегических задач прак-
тическая дальность полета бомбардировщика
должна была составлять, по мнению экспертов
того времени, 22 000-25 000 км для поражения
наиболее удаленных целей при свободном вы-
боре трассы полета. При сверхзвуковой ско-
Стратегический
бомбардировщик-
разведчик («60»)
АВИКО ПРЕСС
139
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
БОМБАРДИРОВЩИК-
РАЗВЕДЧИК «60»
(с двигателями «осевой»
схемы)
140
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М МЯСИЩЕВА
© АВИКО ПРЕСС
АВИКО ПРЕСС
141
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИНАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА	ИЛЛЮСТРИРОВАН
О
 ТГ	оо
I 0О
РДИРОВЩИК-
ЧИК «60»
гателями «осевой»
АВИКО ПРЕСС
АВИКО ПРЕСС
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Компоновка
самолета «60»
(вариант с осевой
сх.АСУ)
рости полета получение такой дальности было
возможно лишь путем применения в авиации
ядерного топлива. Решение о развертывании
работ в этом направлении не заставило себя
долго ждать.
Постановления ЦК КПСС и СМ СССР, кото-
рые вышли 19.05.55 г. и 24.09.55 г. (1578 -
879), а также приказ МАП от 30.08.55 г. «572,
предписывали ОКБ-23 выполнить предвари-
тельный проект сверхзвукового бомбарди-
ровщика «со специальными двигателями
главного конструктора А. М. Люлька» (К по-
добным изысканиям были привлечены и дру-
гие авиационные КБ: С. А. Лавочкин разраба-
тывал проект КР «Буря» с прямоточным ядер-
ным двигателем, а А. Н. Туполев создавал ле-
тающую атомную лабораторию ну базе бом-
бардировщика Ту-95, которая была доведена
до стадии летных испытаний
в 1961 г. - Прим, авт.)
Этот самллет получил название ПАС - пер-
спективный атомный самолет. На предприя-
тии открывается тема 60 (ведущий конструк-
тор Ю. Н. Труфанов) и организуется специ-
альная группа «А» (нач. группы Г. Н. Перепе-
лицкий ) для разработки ПАС и его возможных
модификаций.
Сразу же проектанты столкнулись с множе-
ством серьезнейших проблем. Возникающее
мощное радиационное излучение при исполь-
зовании атомной энергии в силовой установке
самолета вызывало необходимость решения
ряда совершенно новых или недостаточно
еще изученных вопросов. (Опытом создания
и эксплуатации атомных подводных лодок
нельзя было воспользоваться по причине его
отсутствия - первая советская АПЛ К-3 «Ле-
нинский комсомол» была спущена на воду
в 1957 г. - Прим. авт.).
Основными специфическими особенностя-
ми самолета с АСУ являлись:
1.	Необходимость специальной защиты
экипажа и отдельных блоков оборудования от
излучения ядерного реактора.
2.	Активация материалов, наведенная
при облучении конструкции самолета ней-
тронным потоком. Остаточное излучение от
конструкции без применения специальных
мер, снижающих радиоактивность, делало
невозможным свободный подход к самолету
для его обслуживания в течение двух-трех
месяцев после выключения двигателя.
В конструкции должна быть обеспечена воз-
можность дистанционного обслуживания
самолета и двигателя. Системы самолета
должны быть максимально надежными
в эксплуатации, а конструктивное выполне-
ние узлов и разъемов - простейшим, позво-
ляющим минимальным количеством опера-
ций при помощи манипуляторов произ-
142
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Компоновка самолета «60» (вариант с двигателями схемы «коромысло»)
Компоновка самолета «60» (вариант с двигателями «осевой» схемы)
АВИКО ПРЕСС
143
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Компоновка
самолета «60»
с двигателем
варианта №1
водить замену и проверку систем и агрега-
тов самолета.
3.	Наличие мощного радиационного облу-
чения и теплового потока, изменяющих проч-
ностные и физические характеристики мате-
риалов конструкции. Необходимо было со-
здать конструкционные материалы, сохраня-
ющие работоспособность и коррозийную
стойкость в этих условиях.
4.	Сохранение постоянной массы по всей
трассе полета, включая посадку. Большая
масса самолета при увеличенной посадочной
скорости требовала принципиально новых
решений вопросов посадки.
5.	Сохранение постоянной энерговоору-
женности «атомного» самолета по трассе,
а также значительно меньшие лобовые тяги
атомной силовой установки, сравнительно
с обычными ТРД, не давали возможности по-
лучить высоту крейсерского полета над целью
больше 13 000-14 000 м. Дальность полета
такого самолета определялась только време-
нем и скоростью полета, и, если самолет
с обычными ТРД при полете на максимальную
дальность имеет только один оптимальный по
высотам профиль полета, то самолет с АСУ
имеет постоянную дальность во всем диапа-
зоне высот. Эта особенность раскрывала но-
вые тактические возможности для самолета
с АСУ, практическое осуществление которых
зависло лишь от успешного построения сис-
тем навигации, самолетовождения и наведе-
ния на малых высотах.
К работам над проектом «60» были при-
влечены помимо авиационных предприятий
профилирующие НИИ Академии наук СССР
и другие министерства и ведомства.
В июле 1956 г. предварительный проект
был закончен. Основные выводы, сформули-
рованные в проекте, сводились к следующе-
му:
1.	Особенностью самолета с АСУ является
то, что дальность перестает играть роль реша-
ющего фактора. Эта роль переходит к высоте
и скорости полета, получение приемлемых ве-
личин которых осложняется меньшей лобо-
вой тягой атомных двигателей сравнительно
с обычными ТРД. Так, самолет с обычным ТРД
(проект «50») имеет суммарный относитель-
ный мидель фюзеляжа и мотогондол равный
5,5% (от SKp) против 7,5-9% на самолете
с атомным двигателем, что снижает аэродина-
мическое качество с 5,8 до 4. При одинаковой
начальной энерговооруженности крейсерско-
го полета высота над целью для самолета
с атомным двигателем сравнительно с обыч-
ным турбореактивным самолетом уменьшает-
ся на 4-3 тыс. метров.
2.	Для самолета с АСУ главнейшей характе-
ристикой двигателя является коэффициент ло-
144
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Компоновка самолета «60» с двигателем варианта №2
Компоновка самолета «60» с прямым крылом и двигателями ОКБ-165
АВИКО ПРЕСС
145
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Компоновка
самолета «60»
с треугольным
крылом и
двигателями
ОКБ-165
бовой тяги (тяга, отнесенная к площади миде-
ля двигателя. - Прим. авт.). Увеличение это-
го коэффициента позволяет либо уменьшить
потребную тягу, а, следовательно и массу
всей силовой установки, составляющей до
35-45 % полетной массы самолета, либо уве-
личить высоту полета.
На основании комплексного анализа схем
и параметров двигателя, выполненного сов-
местно с ОКБ-165 (Главный конструктор
А.М. Люлька), ЦИАМ и ЛИП АН СССР, выбран
турбореактивный двигатель на ядерном топ-
ливе (ТРДА) «открытой» схемы, где в качестве
теплоносителя и рабочего тела используется
атмосферный воздух. Расчетные параметры
ТРДА : крейсерская скорость- соответствую-
щая М=2, взлетная тяга-22500 кг.
3.	В результате проработок различных
компоновок двигателей на самолете ОКБ-23
пришло к выводу о целесообразности разме-
щения силовой установки в хвостовой части
фюзеляжа, что обеспечивает минимальную
массу защиты экипажа и большее аэродина-
мическое качество самолета.
4.	На самолете «60» масса кабины экипа-
жа вместе с защитой составляет до 30% по-
летной массы. Поэтому необходимо ограни-
читься минимальным числом членов экипажа
- 2 чел.
5.	Для обслуживания атомного самолета
необходима постройка специальной базы
с подземными сооружениями, включающими
пункт первичной обработки самолета, стацио-
нарную манипуляторную операционную дви-
гателей, хранилище и другие специальные по-
мещения. Подземные сооружения обеспечи-
вают защиту от воздушного нападения и пре-
пятствуют радиационному заражению обслу-
живающего персонала и окружающей местно-
сти.
6.	На основе опыта работы над проектом
«50» и обработки большого числа продувок
моделей в ЦАГИ просмотрен ряд компоновок
самолетов с прямым, стреловидным, треуголь-
ным крыльями и различным расположением
воздухозаборников. Для окончательного вы-
бора аэродинамической компоновки самоле-
та необходимо продолжить исследования мо-
делей самолета в ЦАГИ и в аэродинамических
трубах ОКБ-23.
7.	Необходимость защиты экипажа от об-
лучения делает невозможным обеспечение
визуального обзора из кабины, что наклады-
вает специфические требования к оборудова-
нию самолета. Ввиду этого система бортового
оборудования самолета «50», принятая за ос-
нову для проекта «60», должна быть дорабо-
тана с учетом специфики этого самолета.
146
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Компоновка самолета «60» со стреловидным крылом и двигателями ОКБ-165
Компоновка самолета «60» с двигателями варианта №5
АВИКО ПРЕСС
147
148	АВИКО ПРЕСС
СКБ-500
I'
Работа по созданию
силовой установки
РЕАКТОР
I
ИАЭ АН СССР; Лаб. "В"
РИАН; ИФХ и др.
J 1. Расчеты реактора.
2.	Создание опытн. реактора.
3.	Создание реактора для
эксперимент, двигателя
4.	Создание высокотемпера-
турных Т.В.Э
5.	Участие в простройке
и испытаниях экспери-
ментальн. двигателя и др.
ДВИГАТЕЛЬ -
I
ЦИАМ; НИИ-9
ОКБ-12 и др.
1.	Создание химич. аналога.
2.	Создание системы СУЗ.
3.	Создание эксперементаль-
ного двигателя.
4	Отработка вопросов
обслуживания двигателя
и др.
Кооперация по созданию экспериментального самолета М-60
ОКБ-23
1.	Разработка технических заданий смежными организациями.
2.	Эскизный проект экспериментального самолета.
3.	Рабочий проект экспериментального самолета.
ИАЭ АН СССР; ВИАМ
Лаб. "В"; МХП Ак. Мед. Наук -|
______НИИИАМ; МО______ I
1	Исследование и уточнение
норм допустимого радиаци-
онного облучения.
2.	Теоретические расчеты
защиты экипажа
3.	Расчеты активац. конструкц.
4.	Экспериментальн. исследо-
вания защиты и активации.
5.	Создание эффективных
материалов защиты
6.	Исследование разбавления
активности в воздухе.
7.	Спасение экипажа и др
ЦАГИ; ЛИИ МАП
НИИ-1; НИИ-2;
1	Исследование аэродина-
мических характеристик
самолета,
2.	Исследование методов
повышения Су крыла.
3.	Создание регулируемых
сверхзвуковых диффузоров
4.	Создиние аэродромных
средств торможения.
5,	Создиние автоматов про-
дольной устойчивости.
Прочность
^ЦДГИ, Инет, Мех. АН СССр|
1. Уточнение норм проч-
ности для самолета.
2. Исследование прочности
конструкции в поле
облучения и высоких Т?
МЧМ; МЦМ
1.	Подбор и создиние кон-
струкционных материа°
лоа.
2.	Изготовление спецэкра-
нов и покрытий от теп-
ловых нейтронов
3.	Создание жаропрочных
материалов
НЕМЕТАЛЛЫ
МХП; НИИ-шинпром
МНП; ЦИАТИМ
1.	Создние эффективных
материалов защиты
2.	Создание конструкцион-
ных материалов
3.	Создание пневматиков.
4. Постройка экспериментального самолета
1. Создание манипуляторов и меха-
низмов для обслуживания с-тов.
2. Создание специальной базы для
испытаний и доводки самолета.
Навигационное
Радиолокационное
Электрооборудов.
Телевизионное
Перископическое
МРТП
НИИ-33; НИИ-695; НИИ-25
НИИ-801; НИИ-17; з-д 528
ЦКБ-589; ГОИ МОП
________РИАН; ИФХ___________
1.	Создание систем обору-
дования, работоспособного
в зоне облучения.
2	Создиние новых систем
автономного взлета и
посадки.
3.	Создание новых систем
телевидения, перископов и
ДР.
5. Наземные испытания и доводка самолета.
6. Летные испытания самолета.
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА

ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
8.	В целях упрощения и значительного со-
кращения сроков отработки и доводки самолета
ОКБ-23 считает необходимым на первом этапе
испытаний заменить ядерный реактор на двига-
теле камерой сгорания, работающей на обычном
топливе.
Специалисты ОКБ составили предваритель-
ные тактико-технические требования к проекту
сверхзвукового бомбардировщика с атомными
двигателями ОКБ-165, которые предполагали
доставку боевой нагрузки массой 18 т на даль-
ность 25000 км со скоростью не менее 2000
км/ч.
В Заключении к предварительному проекту
было отмечено:
«Однако, как показала предварительная
проработка, наряду с большими трудностями
создания двигателя, оборудования и планера
самолета возникают совершенно новые про-
блемы обеспечения наземной эксплуатации са-
молета и защиты экипажа, населения и мест-
ности в случае вынужденной посадки.
Эти задачи в предэскизном проекте нами
пока еще не решены. В то же время, именно воз-
можностью решения этих проблем определяет-
ся, по нашему мнению, целесообразность созда-
ния в ближайшее время пилотируемого самоле-
та с атомным двигателем.» (Специалисты
ОКБ-23 оказались правы - этот комплекс про-
блем не дает реализовать самолет с АСУ до сих
пор. - Прим, авт.)
Уже в марте 1957 г. эскизный проект, по-
дробнейшим образом проработанный и обосно-
ванный, был готов. Предварительные ТУТ в нем
были, в основном, подтверждены.
Бомбардировщик «60» предназначался для
использования, в соответствии с «модой» того
времени, в качестве самолета-носителя самоле-
тов-снарядов, которые имели автономную сис-
тему наведения и дальность полета
1500-3000 км. В проекте была предусмотрена
и возможность применения самолета в качестве
обычного бомбардировщика с внутренней под-
веской боевых грузов. Однако состояние науч-
но-исследовательских работ и опытно-экспери-
ментальной базы по проекту «60» не позволяло
приступить к рабочему проектированию и пост-
ройке такого боевого самолета.
Нерешенными проблемами являлись:
создание силовой установки, отработка во-
просов ее эксплуатации и обслуживания;
характеристики потоков и спектров нейтрон-
ного и гамма-излучения из реактора с учетом
рассеяния и отражения от поверхности земли;
методы уменьшения активации конструкции;
защита экипажа (защитные материалы, тех-
нология их применения, вопросы спасения эки-
пажа в аварийных случаях);
влияние облучения на механические качест-
ва существующих конструкционных металличес-
ких и, особенно, неметаллических материалов
и создание новых материалов, работоспособных
в этих условиях;
вопросы эксплуатации самолета, связанные
с созданием специальной базы и систем дистан-
ционного обслуживания (манипуляторы, транс-
портеры и т. п. );
создание нового аэронавигационного обо-
рудования, обеспечивающего пилотирование
Схема
технологического
членения
Компоновки СУ с
двигателями типа
«коромысло»
Основные геометрические параметры двигателя
13 000
миделя двигателями от количества
Оптимальный л ятидв ига тельный
вариант F =33 Ом2	Оптимальный шестидвигательныи
м '	вариант Гм=43.0мг
АВИКО ПРЕСС
149
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Комбинированным
ТРД с атомным
реактором
(КТРД ПАС)
самолета при полном отсутствии визуального об-
зора, включая систему слепой посадки (без ко-
манд с земли), работающую в условиях мощного
облучения.
Только одна из подобных проблем повергла
бы в ужас любую современную самолетострои-
тельную фирму, но не ОКБ-23. Поставив основ-
ные проблемы, авторы хладнокровно
констатировали:
«После успешного решения указанных вопро-
сов в институтах, научно-исследовательских
центрах и лабораториях, необходимо создание
экспериментального самолета (на базе самоле-
та «50») с установленным на нем атомным дви-
гателем. На атомном самолете можно будет
отработать и довести в условиях, близких к на-
турным вопросы эксплуатации самолета и дви-
гателя; проверить работоспособность систем
оборудования и управления самолетом в воздухе
и на земле; отработать атомный двигатель
в летных условиях и проверить достаточность
биологической защиты экипажа».
ОКБ-23 предложило для создания экспери-
ментального самолета с ТРДА использовать сверх-
звуковой бомбардировщик «50», имеющий все
необходимые для проведения исследований лет-
но-технические данные. Компоновочная прора-
ботка показала реальную возможность такого ис-
пользования самолета «50».
Экспериментальный атомный двигатель, со-
здаваемый на базе серийного ТРД АЛ-7, устанав-
ливается в носовой части фюзеляжа. Два штат-
ных двигателя М16-17 снимаются с концов кры-
ла, остаются два двигателя на пилонах под кры-
лом. Летчик располагается в специально защи-
щенной кабине, помещенной в хвостовой части
фюзеляжа.
На самолете «50» носовая часть фюзеляжа
вместе с кабиной экипажа заменяется носовой
частью, в которой размещен атомный двигатель
с лобовым воздухозаборником и с выхлопным
соплом, расположенным под фюзеляжем. На са-
молете устанавливается специальная одномест-
ная кабина с радиационной защитой.
В 1956 г. для создания АСУ было создано спе-
циальное предприятие - спец. КБ-500, которое
в дальнейшем занималось разработкой силовой
установки для самолета «60». В СКБ-500 были
рассмотрены два варианта ТРДА открытой схемы
с одинаковой тягой:
вал турбокомпрессора расположен вне реак-
тора, условное название варианта - «коромыс-
ло»;
вал турбокомпрессора проходит внутри по
оси реактора, условное название варианта - «со-
осный»;
Наиболее целесообразной была признана
схема «соосного» двигателя из-за меньшего ми-
деля, лучшей компоновки двигателей на самоле-
те и большей простоты конструкции, хотя в эс-
кизном проекте были представлены оба вариан-
та схемы.
Основными узлами ТРДА являлись атомный
реактор с системой управления и защиты, ком-
прессор, высокотемпературная турбина, вал
трансмиссии, реактивное сопло (с внутренним
телом), агрегаты регулирования и обслуживания
двигателя.
Атомный реактор на тепловых нейтронах ци
линдрической формы имел активную зону, за-
ключенную в торцевые и радиальные отражате-
ли. Активная зона набиралась из керамических
тепловыделяющих элементов, в которых имелись
продольные каналы для прохода нагреваемого
воздуха.
Запуск двигателя производился аэродром-
ными средствами. Потребная мощность для за-
пуска составляла 250 л.с. Отсутствие автоном-
150
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
него запуска объяснялось тем, что взлет атом-
ного самолета возможен только со специаль-
ных аэродромов, имеющих стационарное обо-
рудование для его обслуживания, в связи
с чем нецелесообразно иметь на самолете до-
полнительные агрегаты.
Специфика самолета с АСУ потребовала
разработки новых подходов и к наземному
обслуживанию такой техники. В эскизном
проекте была разработана соответствующая
схема наземного обслуживания и обеспече-
ния. Одной из ее характерных особенностей
являлась периодическая разборка самолета
для обеспечения изоляции хвостовых отсе-
ков фюзеляжа с АСУ во время регламентных
работ.
В процессе эскизного проектирования са-
молета «60» наряду с проработкой основного
пилотируемого варианта были частично про-
работаны варианты беспилотного самолета
многоразового действия с ТРДА и вариант
сверхзвукового бомбардировщика малых вы-
сот.
Беспилотный вариант привлекал следую-
щими преимуществами:
отсутствие экипажа позволяет снизить
массузащиты с 45-52 т до 2-3 т, что приводит
к общему облегчению самолета на 55-60 т;
возможное облегчение беспилотного само-
лета позволит увеличить его энерговооружен-
ность, поднять потолок, улучшить взлетно-по-
садочные характеристики или, при сохранении
летных данных на уровне пилотируемого вари-
анта, значительно уменьшить размерность са-
молета;
отсутствие спецкабины экипажа, имеющей
кроме большой массы еще и значительные
размеры (диаметр около Зм и длину 3,5-4 м),
позволит создать схему самолета с улучшен-
ными аэродинамическими характеристиками,
например типа «летающее крыло»;
отсутствие экипажа позволит значительно
увеличить время полета самолета;
беспилотный вариант не требует решения
целого ряда вопросов, связанных с защитой
экипажа от облучения как во время полета
и катапультирования, так и на земле при посад-
ке.
В то же время этот вариант имел и сущест-
венные недостатки, которые специалисты ОКБ
считали возможным в дальнейшем исправить:
отсутствие экипажа усложняет управление
самолетом, его наведение на цель и обеспече-
ние возвращения самолета на аэродром;
для беспилотного самолета становится ис-
ключительно сложным обеспечить маневр, не-
обходимый в создавшейся конкретной обста-
новке, что может привести к большей поража-
емое™ беспилотного самолета по сравнению
с пилотируемым;
ТРДА ПАС схемы
«коромысло»
Вид спереди
АВИКО ПРЕСС
151
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
ТРД с кольцевым
атомным
реактором
отсутствие экипажа значительно усложняет
взлет, посадку самолета, и систему аэродромного
обслуживания.
Беспилотный вариант предполагалось со-
здать на базе сверхзвукового бомбардировщика
М-50. Конструктивные доработки в основном
сводились к следующему:
четыре двигателя ТРД заменяются двумя дви-
гателями ТРДА, подвешенными на пилонах;
носовая часть фюзеляжа вместе с кабиной за-
меняется новой носовой частью, в которой раз-
мещается оборудование с защитой от облучения;
конструкция крыла усиливается;
оборудование и его размещение изменяются
в соответствии с новым назначением и выполня-
емыми функциями.
Основным средством, обеспечивающим полет
по маршруту, выход на цель, бомбометание и воз-
вращение на аэродром посадки являлась автома-
тическая пилотажно-навигационная комплекс-
ная система.
Для аварийного дистанционного управления
самолетом с земли в случае выхода из строя ос-
новных навигационных элементов системы была
предусмотрена система телеуправления дальнего
действия, построенная на базе системы дальней
связи «Планета» при соответствующей модифи-
кации бортовых и наземных формирующих и де-
шифрующих устройств.
Основным средством, обеспечивающим взлет,
выход на маршрут, заход на аэродром посадки
и снижение самолета являлась аппаратура систе-
мы управления движением самолетов типа «Ба-
рометр».
Предлагаемый комплекс оборудования обес-
печивал полностью автономную, скрытую и поме-
хозащищенную работу систем автоматической
навигации, пилотирования самолета и бомбоме-
тания. Готовых систем, позволяющих осущест-
вить это не существовало, но они могли быть со-
зданы на базе существующих или разрабатывав
мых систем.
Возможность получения для ПАС практически
неограниченной дальности на любой высоте по-
лета вплоть до рабочего потолка позволяла ста-
вить вопрос и о создании дальнего сверхзвуково-
го бомбардировщика малых высот. Основным
крейсерская скорость, км/ч
рабочаявысота полета, м
потолок, м
посадочная скорость, км/ч
1500-1700
500-1000
И 000-12 000
330-350
преимуществом такого самолета являлась его ма-
лая уязвимость от средств ПВО противника.
В эскизном проекте была рассмотрена такая
возможность. Основные выявленные при этом
трудности касались, прежде всего, создания но-
вой системы навигации и наведения самолета,
надежной системы спасения экипажа и обеспе-
чения необходимой прочности и жесткости кон-
струкции, работающей при больших скоростных
напорах.
В результате проработок самолета малых вы-
сот, проектанты считали возможным получить
следующие летно-технические данные:
Таким образом, в эскизном проекте самолета
«60» была подтверждена принципиальная воз-
можность создания ПАС и выявлена широкая об-
ласть его применения.
13 апреля 1957 г. в ОКБ-23 состоялось расши-
ренное совещание по обсуждению эскизного
проекта самолета «60», на котором присутствова-
ли:	Е. П. Славский, В. А. Левша,
Н. А. Николаев, И. В. Курчатов, А. П. Александ-
ров, А. А. Кобзарев, Г. П. Свищев, В. В. Струмин-
152
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
ский, В. М. Мясищев, А. М. Люлька, Н. Д. Куз-
нецов и др.
Совещанием было принято решение о не-
обходимости доклада в СМ СССР о выполнении
в ОКБ-23 эскизного проекта самолета «60»
с указанием возможности дальнейшего улуч-
шения его характеристик.
В 1957 г. кроме работ по изысканию воз-
можностей улучшения характеристик самоле-
та «60» с ТРД «открытого типа», прорабатыва-
лись варианты самолетов с двигателями дру-
гих схем:
атомно-химического двигателя (по пред-
ложению ЦАГИ и Института атомной энергии
(ИАЭ) АН СССР);
Взлетная масса самолета, т
Расчетная скорость полета, км/ч
Высота полета, км
Время полета, час
135-145
4200 -4800
21-23
8-10 (рис. В)
двигателя «соосной» схемы с открытым
керамическим реактором;
двигателя комбинированной схемы, пред-
ложенного ОКБ-165;
двигателей «закрытой» схемы с промежу-
точными теплоносителями.
В результате совместных проработок
в ОКБ-23, ЦАГИ, ЦИАМ, ОКБ-165 и ИАЭ АН
СССР, за основной вариант двигателя «откры-
той» схемы был принят комбинированный
ТРДА (КТРДА), работающий на взлете-посад-
ке на режиме ТРД, а в крейсерском полете на
режиме ПВРД. Пилотируемый самолет с таким
двигателем мог выполнять функции развед-
чика и носителя самолета-снаряда со следую-
щими характеристиками:
Дополнительно была рассмотрена воз-
можность создания перспективных летатель-
ных аппаратов с АСУ:
межконтинентальной крылатой ракеты
с КТРДА (Go=45-55 т, V=4500-5000 км/ч,
Н=22-24 км, бспец наГр =6-8 т) - заводской
шифр «6029»;
тактической низколетящей КР с КТРДА
(Go=80-100 т, V=3100-3500 км/ч);
дозвукового самолета-разведчика на базе
бомбардировщика «ЗМ» (Go=130-140 т,
V=600-900 км/ч, Н=2-11 км, Т=20-30 ч) - за-
водской шифр «ЗМ-А»;
низколетящего бомбардировщика на базе
самолета М-50 (Go=140-160 т, М=1,1-1,2,
Н=1 км, Т=12-15 ч) - заводской шифр
«50-А»;
Работы по созданию ПАС было предложе-
но разбить на этапы:
Подвеска
двигателей на
самолете «60»
По А-А
АВИКО ПРЕСС
153
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Компоновка кабины самолета «60»
Схема катапультирования экипажа
154
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
1.	Создание и освоение экспериментального
самолета ЗМ-А (два внутренних ТРД ВД-7 заменя-
ются двумя ТРДА, реактор - в грузовом отсеке).
2.	Создание серийного ЗМ-А с четырьмя ТРДА.
3.	Создание бомбардировщика «50-А».
4.	Создание ПАС типа «60» с учетом приоб-
ретенного опыта.
В порядке инициативы были проведены
предварительные исследования по самолету
с силовой установкой «закрытой» схемы, нача-
ты расчеты по определению защиты экипажа от
радиационного излучения и тепловые расчеты
магистралей теплоносителя, разработаны схе-
мы обслуживания самолетов с газовым (СО2)
и жидкометаллическими теплоносителями (Na,
Li).
В течение 1958 г ОКБ-23 совместно
с ОКБ-165, ЦИАМ, ЦАГИ и другими организация-
ми провело ряд исследований с целью значи-
тельного улучшения летно-технических и экс-
плуатационных данных самолета «60». Эти ис-
следования дали положительные результаты.
В мае 1958 г был выпущен отчет о проделанных
работах в виде Дополнения к эскизному проек-
ту, где отмечалось:.
«Быстрое развитие военной техники
и средств ПВО ставит под сомнение возмож-
ность эффективного использования бомбарди-
ровщика с приведенными в эскизном проекте
летными характеристиками V=2200-2500
км/ч, Н=12-14 км, учитывая, что возможными
сроками создания такого самолета могут
быть - 1962/1963 годы. Ввиду этого, ОКБ-23
совместно с ОКБ-165, ИАЭ АН СССР, ЦИАМ, ЦАГИ
и другими институтами Комитета по авиаци-
онной технике провели ряд дальнейших иссле-
дований в направлении значительного улучше-
ния летно-технических данных атомного само-
лета и его эксплуатации.
В результате проработок самолета и си-
ловой установки была подтверждена воз-
можность увеличения расчетной скорости
до 3000-3200 км/ч и высоты полета до 18-20
км при дальности полета 25 000-30 000 км.
Самолет с такими летными характеристи-
ками может найти боевое применение, как
дальний стратегический разведчик и как но-
ситель самолетов-снарядов для поражения
морских и отдельных сухопутных военных
объектов противника. Атомный самолет мо-
жет быть выполнен также в варианте пере-
хватчика самолетов противник, при уста-
новке на нем мощных локационных средств
обнаружения и подвески снарядов класса
«в оздух-воздух».
Дальнейшая успешная работа над керами-
ческим реактором, над проблемой охлаждения
Кабина экипажа
агрегатов самолета и силовой установки
и создание жаропрочных конструкционных ма-
териалов дадут возможность увеличить ско-
рость до М=4-5 и высоту полета до 23-26
км».
В результате комплексного анализа в До-
полнении к ЭП за основной вариант была при-
нята комбинированная силовая установка на
базе КТРДА, которая на маршевом режиме ра-
ботает, как прямоточный двигатель на ядер-
ном горючем (ПВРДА), а на взлете, наборе вы-
соты и посадке как турбореактивный двигате-
ль на химическом топливе с использованием
реактора в качестве форсажного устройства.
Установка КТРДА на самолет дает следующие
преимущества по сравнению с ТРДА «соос-
ной» схемы или схемы «коромысло»:
перспективу получения скоростей полета
больших М=3, ввиду наличия ПВРДА, который
имеет принципиальные преимущества перед
ТРДА на больших скоростях;
относительную простоту силовой установки
в изготовлении и доводке, а также эксплуатаци-
онные преимущества, связанные с раздельным
размещением турбокомпрессора и реактора на
самолете;
возможность испытания и доводки самолета
с заменой реакторов обычными форсажными
камерами.
Основными узлам и комбинированной сило-
вой установки являлись ядерный реактор с сис-
темой управления и защиты, компрессор, турби-
на с трансмиссией, камера сгорания, воздуш-
ный тракт над турбокомпрессором, система пе-
реключения контуров, реактивное сопло, агре-
гаты регулирования и обслуживания.
Ядерный реактор имел активную зону ци-
линдрической формы, заключенную в отража-
тели - торцевые и радиальный. Через активную
Схема защиты
экипажа от
облучения
АВИКО ПРЕСС
155
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Условия работы
материалов
конструкции
Профиль попета
самолета «60»
зону, передний и задний отражатели проходили
сквозные шестигранные каналы для воздуха.
Компрессор - осевой, семиступенчатый,
без механизации. Ротор компрессора - неразъ-
емный двухопорный.
Турбина - одноступенчатая. Сопловые ло-
патки охлаждались воздухом, отбираемым за
компрессором. Ротор турбины - консольный.
В осевом направлении ротор турбины был свя-
зан с ротором компрессора через трансмиссию.
Камера сгорания - кольцевого типа с двухкас-
кадными форсунками. Воздушный тракт над
турбокомпрессором выполнен в виде кольцево-
го канала. В начале тракта имелись створки пе-
реключения потока воздуха.
Реактивное сопло - сверхзвуковое «с жид-
ким контуром». Дозвуковая часть имела регули-
руемое критическое сечение, которое предпо-
лагалось регулировать сегментными створками.
В результате эскизной проработки сверх-
звукового стратегического бомбардировщика
с атомной силовой установкой «открытой» схе-
мы были сделаны следующие выводы:
1.	При условии изготовления надежной си-
ловой установки с керамическим реактором
имеется принципиальная возможность созда-
ния сверхзвукового стратегического бомбарди-
ровщика-носителя со скоростью полета
3000-3200 км/ч, высотой полета 18-20 км,
и дальностью 25 000-30 000 км.
2.	Наиболее рациональна для такого само-
лета комбинированная силовая установка, ра-
ботающая на взлете и посадке на режиме ТРД
с подогревом воздуха в реакторе, а в крейсер-
ском полете - на режиме ПВРД (только на ядер-
ном горючем).
3.	Для обеспечения возможности рабочего
проектирования и постройки самолета «60» не-
обходимо проведение ряда экспериментальных
и опытных работ и изысканий. Эти работы, в ос-
новном, должны быть направлены на создание
двигательной установки и биологической защи-
ты, а также на решение вопросов эксплуатации
и обслуживания самолета и двигателя, обеспе-
чения надежности систем и оборудования са-
молета и на разработку средств, обеспечиваю-
щих безопасность населения в случае аварии
самолета.
В 1959 г. работы по проекту ПАС получили
новый импульс в рамках проекта М-30 и про-
должались до начала 1961 г. даже после закры-
тия ОКБ-23 .
Проект ПАС «60» явился первой в СССР по-
пыткой применить атомные двигатели на са-
молете. Эта проблема явилась настолько но-
вой и сложной, что до сих пор решение ее как
в целом, так и в отдельных частностях, даже
нельзя спрогнозировать по времени. Можно
лишь предположить, что исчерпаемость есте-
ственных энергоресурсов Земли заставит ког-
да-нибудь вернуться к самолетам с АСУ и все-
таки применить внутриядерную энергию
в авиации.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА «60»
(эскизный проект)
Самолет представляет собой цельнометал-
лический среднеплан нормальной схемы с пря-
мым крылом, Т-образным оперением, силовой
установкой, размещенной внутри хвостовой ча-
сти фюзеляжа и трехопорным шасси с носовой
опорой.
Фюзеляж самолета с боковыми воздухоза-
борниками делится на носовую, среднюю и хво-
стовую части.
Носовая часть фюзеляжа Ф-1 состоит из не-
герметичного носка оживальной формы. В ней
156
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
1.	Стартовая площадка
а)	эвакуация и посадка экипажа
6)	опробование двигателей перед полетом
в)	охлаждение двигателей
2.	Площадка обслуживания самолетов
и двигателей
а)	регламентные осмотры и работы
б)	заправка самолета
в)	снятие и установка двигателей
3. Мастерские обслуживания самолетов
и двигателей
а)сборка новых реакторов и двигателей
б) регламентные осмотры снятых с самолетов двигателей
в) разьорка и упаковка элементов реактора к отправке
4 Сборочно-ремонтный ангар
и мастерские
а)	сборка новых самолетов
б)	ремонт агрегатов
в)	монтаж и демонтаж оборудования агрегатов
Условные границы сфер облучения, соответствующие
одной дозе за шестичасовой рабочий день
сфера кратковременного действия облучения
лри работающих двигателях
сфера кратковременного действия облучения
лри неработающих двигателях
О сфера активированной воздушной массы
в зоне ВПП и стартовой площадки
5. Склады мастерских, обслуживающих
двигатели
6 Вход в подземный тоннель, ведущий
на стартовую площадку
Летная база самолетов «60»
Схема наземного обслуживания самолетов «60»
АВИКО ПРЕСС
157
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Компоновка отсека
с крылатой
ракетой П-35
размещаются радиолокационное оборудование,
спецоборудование и система связи. Сверху носо-
вая часть имеет люки со съемными крышками,
а снизу закрывается радиопрозрачным обтекате-
лем.
Средняя часть фюзеляжа состоит из двух аг-
регатов: переднего - Ф-3, включающего в себя
отсек переднего шасси и боковые воздухозабор-
ники, и заднего - Ф-4, в который входят грузовой
отсек, отсек заднего шасси и кессон центроплана
крыла.
Хвостовая часть фюзеляжа Ф-5 состоит из цен-
тральной балки и штампованных несиловых пане-
лей. Балка хвостовой части служит для крепления
вертикального оперения и четырех двигателей.
Ф-5 имеет съемные панели, обеспечивающие
удобный подход к двигателям и простой их мон-
таж и демонтаж с помощью специальных манипу-
ляторов.
Между носовой и средней частями фюзеляжа
установлена кабина Ф-2. В стыках кабины с фюзе-
ляжем применены легкоразъемные соединения,
которые обеспечивают быстрое отделение ее от
самолета в аэродромных условиях с помощью ма-
нипуляторов.
Экипаж самолета состоит из двух человек
и размещен в кабине, которая представляет собой
герметичный дюралевый контейнер объемом око-
ло 3 м.
Расположение кабины в зоне радиационного
облучения требует сложной биологической защи-
ты экипажа. Ввиду чрезвычайно большой массы
биологической защиты, кабина составляет значи-
тельную долю полетной массы (около 25%). Рас-
положение экипажа рядом позволяет объединить
часть оборудования и уменьшить потребные объ-
емы кабины.
Необходимость защиты экипажа от облучения
делает невозможным обеспечение визуального
обзора из кабины самолета. Отсутствие непосред-
ственного обзора компенсируется телевизион-
ным и радиолокационным экранами, индикатором
инфракрасной установки, оптическим периско-
пом, которые расположены на приборной доске
в местах, удобных для наблюдения обоими летчи-
ками.
Для входа в кабину и выхода из нее в нижней
части кабины имеется входной люк (общий для
пилотов). Тот же люк используется для катапуль-
тирования членов экипажа в случае аварии.
Для обеспечения безопасности летчиков при ка-
тапультировании, а также для быстрой их эвакуа-
ции после посадки, кресла заключены в защитный
контейнер, передняя стенка которого раздвигает
ся, обеспечивая нормальную работу летчиков
в кабине.
Катапультная установка каждого летчика со-
стоит из двух основных частей: защитного кон-
тейнера и самого кресла. Контейнер является ус-
тройством, защищающим человека от нейтронно-
го и g-излучения двигателя и от действия воз
душного потока при катапультировании. Контей-
нер выполнен в виде металлического каркаса, об-
шитого экранирующими материалами. Задняя
и верхняя стенки имеют толщину до 50 мм.
На задней стенке контейнера установлены на-
правляющие рельсы, а на каркасе кабины укреп-
лены ролики, по которым кресло движется при
ката пул ьти ро ван и и.
Кресло, установленное внутри контейнера,
имеет возможность перемещаться и занимать два
положения: для отдыха и рабочее.
Крыло состоит из центроплана и двух отъем-
ных частей, соединенных с центропланом по
контуру при помощи болтов. Центроплан выпол-
нен совместно со средней частью фюзеляжа.
На крыле установлены зависающие элероны, за-
крылки, поворотные носки и интерцепторы.
158
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Консоли крыла выполнены из монолитных
панелей, центроплан имеет трехлонжеронную
кессонную конструкцию. Поворотный носок
крыла, элероны и закрылки выполнены из кле-
евых сотовых конструкций.
Закрылки выдвигаются по рельсам шарико-
выми подъемниками с приводом от общего эле-
ктромеханизма.
Поворотный носок расположен по всему
размаху крыла и отклоняется вниз. Отклонение
осуществляется специальными механизмами,
вписывающимися в обвод крыла с приводом
вращающимися валами от электромеханизма,
установленного в фюзеляже.
Оперение самолета - Т-образное. Верти-
кальное оперение - двухлонжеронной схемы
с набором нервюр, перпендикулярных перед-
нему лонжерону и имеет руль направления.
Горизонтальное оперение целиком пово-
ротное относительно общей для обеих консо-
лей оси, проходящей перпендикулярно плоско-
сти симметрии самолета.
Шасси самолета - трехопорное с тремя рав-
нонагруженными стойками для уменьшения
потребной толщины аэродромного покрытия.
На всех трех стойках шасси предусмотрены до-
полнительные тормозные башмаки, воздейст-
вующие непосредственно на поверхность аэро-
дрома. Они облицованы снизу специальным из-
носостойким материалом, обеспечивающим
высокий коэффициент трения.
Передняя опора - управляемая, снабжена
тележкой с четырьмя колесами 1500x350 мм
и тормозным башмаком.
Задние опоры - неуправляемые, снабжены
тележками с четырьмя колесами 1500x350 мм
каждая и тормозными башмаками. На стойках
предусмотрены специальные направляющие для
захвата и удерживания троса аэрофинишера.
Гидравлическая система состоит из шести
самостоятельных систем, расположенных в ох-
лаждаемых отсеках шасси в грузовом отсеке.
Рабочей жидкостью является жидкость, не-
значительно меняющая свои физические свойст-
ва под воздействием нейтронного и д-излуче-
ний.
В отсеке передней опоры расположены две
гидравлические системы, обслуживающие уп-
равление передней стойкой, уборку, выпуск
и торможение колес. Каждая из этих систем со-
стоит из гидробачка, гидронасоса переменной
производительности (с приводом от электро-
двигателя переменного тока), аккумулятора,
фильтров тонкой и грубой очистки и предохра-
нительного клапана.
В отсеке задних опор расположены две ана-
логичные гидравлические системы, только гид-
ронасосы приводятся во вращение от воздуш-
Размещение
бомбардировочного
вооружения на
самолете «60»
АВИКО ПРЕСС
159
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Беспилотный
самолет
многоразового
действия «60»
ной турбины. Эти две системы обслуживают
уборку, выпуск и торможение колес задних
опор шасси.
В грузовом отсеке расположены две гид-
равлические системы с приводом от элект-
родвигателей, служащие для управления
створками отсека.
Для управления элеронами, рулем высоты
и рулем направления служат гидроприводы
с замкнутой системой.
Силовая установка. Четыре двигателя
расположены в хвостовой части фюзеляжа,
силовая часть которой изготовлена из сталь-
ных панелей. Для удобства дистанционного
осмотра и снятия двигателей предусматрива-
ются легкосъемные крышки люков и съемная
хвостовая часть фюзеляжа. С целью умень-
шения активации конструкции от тепловых
нейтронов, панели, крышки люков и воздуш-
ные каналы имеют специальное покрытие.
Подвеска двигателей осуществляется по
двум поясам. Передний узел подвески распо-
ложен на заднем кольце корпуса компрессо-
ра. Задний узел крепления двигателя состоит
из ленты, охватывающей корпус реактора,
ложемента и стержней. Конструкция перед-
него и заднего узлов подвески двигателя
позволяет производить операцию дистанци-
онного снятия и подвески.
Система управления двигателями - эле-
ктродистанционная, состоит из четырех авто-
номных систем по числу двигателей. Элект-
рическая система управления выполнена
в виде синхронной следящей системы с трех-
фазным асинхронным исполнительным элек-
тродвигателем. Для повышения надежности
дистанционного управления в системе пре-
дусмотрен также второй канал с питанием от
отдельной системы переменного тока. В ка-
честве исполнительного элемента во втором
канале используется нерегулируемый трех-
фазный двигатель переменного тока.
Система управления самолетом - нео-
братимая бустерная. Штурвал и педали теле-
скопического типа с преобразованием посту-
пательного движения во вращательное.
Усилия на рычагах управления имитиру-
ются автоматами усилий (горизонтальное
оперение и руль направления) или пружин-
ными загружателями (элероны и разворот
передней стойки шасси) в зависимости от их
перемещения и скорости полета (для гори-
зонтального оперения и руля направления),
либо только от перемещения (элероны и пе-
редняя стойка шасси). Перед автоматами
усилий расположены механизмы триммер-
ного эффекта, позволяющие уменьшить на-
грузку на рычагах управления. Проводка от
рычагов управления к рулевым агрегатам
160
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Назначение экспериментального
самолета М-60
Освоение и отработка систем наземного
обслуживания и эксплуатации самолета с атомным
двигателем.
Проверка и доводка двигателя в летных условиях.
Проверка работы всех систем оборудования
самолета в условиях облучения.
Отработка систем управления самолетом
из закрытой кабины.
Вариант №1
Вариант №2
выполнена дистанционной и осуществляется
электрическим синхронно-следящим приводом.
Проводка от рулевых агрегатов к поверхностям
управления (рулям, элеронам) выполнена вра-
щающимися валами.
Для управления закрылками и поворотным
носком крыла применен электропривод.
Система управления имеет два канала:
необратимое управление от летчика с учас-
тием автоматов;
автоматическое управление от автопилота.
Необратимая система управления включает:
автоматы усилий, пружинные загружатели, ре-
дукторы, механизмы триммерного эффекта и от-
работки, датчики и приемники дистанционного
управления, расположенные впереди кабины;
рулевые агрегаты с электроприводом дистанци-
онного управления и автопилота, расположен-
ные в центральной части фюзеляжа - для элеро-
нов и в хвостовой части - для управления гори-
зонтальным оперением и рулем направления;
механизмы отклонения (подъемники и т. п.), раз-
мещенные непосредственно у рулевых поверх-
ностей.
Связь штурвальной колонки и педалей с ги-
дронасосами автономных приводов осуществ-
Эксперименталь-
ный самолет «60»
Эксперименталь-
ный самолет «60»
АВИКО ПРЕСС
161
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЙ
САМОЛЕТ «60»
162
АВИКО ПРЕСС
ЛОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
ыи
АВИКО ПРЕСС
I
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
□3
© АВИКО ПРЕСС
АВИКО ПРЕСС
163
www.vokb-la.spb.iu - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
ляется дистанционной электрической следящей
системой. Дистанционное управление осуще-
ствляется при помощи синхронно-следящего
привода, собранного на вращающихся транс-
форматорах.
Летчик осуществляет управление посредст-
вом педалей и комбинированной рукоятки
с кнопочным переключением с дистанционной
связи на систему автопилота.
В качестве силового привода рулей и элеро-
нов применены автономные гидроагрегаты,
включающие в себя гидронасосы, гидромоторы
и гидросмесь с системой подпитки. Привод на-
сосов осуществляется трансмиссионным валом
от двигателя. Управление осуществляется изме-
нением положения реверсивного элемента на-
соса с помощью электродвигателя дистанцион-
ной системы.
Предварительная потребная мощность на
выходных валах рулевых агрегатов: для гори-
зонтального оперения - 60 л. с., для элеронов -
50 л. с., для руля направления - 20 л. с.
Управление самолетом осуществляется
комплексной системой самолетовождения,
обеспечивающей автоматический взлет, набор
высоты, вывод к цели и наведения на цель,
а также возвращение и посадку. Автопилот объ-
единяет в себе функции автопилота, автомата
продольного управления, и демпфера крена
и рысканья. Автопилот используется также для
автоматического взлета и посадки.
Пилотажно-навигационное оборудование
обеспечивает надежное самолетовождение, пи-
лотирование и бомбометание в сложных метео-
рологических условиях, в любое время суток
над любой подстилающей поверхностью.
Основным средством, обеспечивающим вы-
полнение боевого задания в указанных услови-
ях является комплексная система самолетовож-
дения и бомбометания (КСБ), являющаяся раз-
витием КСБ самолета «50».
Основным звеном системы является единое
счетно-решающее устройство (СРУ), предназна-
ченное для обработки данных, полученных от
следующих приборов:
автоматического секстанта, определяющего
высоты и курсовые углы двух светил;
гироориентатора, определяющего, ускорения
во взаимно перпендикулярных напра-влениях;
радиолокационного визира, воспроизводя-
щего на экране радиолокационное изображе-
ние местности и позволяющего определить ази-
мут и наклонную дальность цели, а также истин-
ную высоту полета самолета, необходимые для
бомбометания и уточнения местоположения са-
молета;
гирополукомпаса, определяющего ортодро
мический курс самолета;
магнитного датчика, определяющего маг-
нитный курс самолета;
датчика статического давления;
датчика полного давления;
датчика температуры наружного воздуха;
датчика вертикальной скорости;
хронометра;
автоматического радиокомпаса;
аппаратуры системы слепой посадки, опре-
деляющей отклонение от заданной траектории
посадки и обеспечивающей автоматический
привод и снижение самолета на взлетно-поса-
дочную полосу.
На основании полученных от датчиков пер-
вичных параметров СРУ вычисляет и выдает на
визуальные указатели системы КСБ пилотажно-
навигационнные параметры: текущие коорди-
наты самолета, расстояние до цели, высоту, пу-
тевую и вертикальную скорости и т.д. СРУ также
вырабатывает управляющие сигналы, учитыва-
ющие динамику самолета, и выдает их на испол-
нительные механизмы системы автоматическо-
го управления самолетом, определяет момент
открытия створок и сброс бомб и выдает сигна-
лы управления на соответствующие механизмы
Для обеспечения обзора из кабины при по-
лете, взлете и рулежке, на самолете установлен
перископ и телевизионный визир.
Для обеспечения автоматического призем-
ления (в том числе и при вынужденной посад-
ке) предусмотрена автоматическая система точ-
ного приземления с датчиками параметров, оп-
ределяющих траекторию посадки.
Радиосвязное оборудование обеспечивает
связь самолета с базой, наземными центрами уп-
равления, командную связь между самолетами,
внутрисамолетную связь между членами экипа-
жа и аварийную радиосвязь в случае аварии.
Радиосвязное оборудование содержит:
аппаратуру дальней связи системы
«Планета»;
командную КВ- радиостанцию;
самолетное переговорное устройство;
аварийную радиостанцию;
запросно-ответную станцию системы опо-
знавания типа «Дураль-М».
Электрооборудование самолета скомплек-
товано на базе бесконтроллерных синхронных
генераторов и асинхронных двигателей пере-
менного тока.
На самолете применена основная система
трехфазного переменного тока. Система источ-
ников электроэнергии состоит из двух турбоге-
нераторов переменного тока мощностью 90 квт
164
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
каждый с номинальным напряжением 208 в и часто-
той 400 Гц, работающих параллельно на общие ши-
ны. Генераторы приводятся в движение двумя воз-
душными турбинами, для питания которых отбира-
ется воздух от компрессоров двигателей.
Имеется вспомогательная система постоянного
тока, источником которого служат две выпрями-
тельные установки мощностью по 10 квт с выпрям-
ленным напряжением 28 В. Постоянный ток исполь-
зуется для цепей управления и маломощных нагру-
зок.
Система кондиционирования воздуха в кабине
и охлаждения рабочих отсеков имеет следующие
особенности:
1. Необходимый теплосъем определяется не
только теплопереходом извне за счет адиабатичес-
кого торможения и внутренними тепловыделения-
ми работающих приборов, но и теплом, получаю-
щимся в результате поглощения элементами конст-
рукции различного рода излучений реакторов. Ко-
личество этого тепла достигает очень больших ве-
личин и в значительной степени определяет
размерность системы.
2. Радиоактивность внешнего воздуха исключа-
ет возможность его использования в системе конди-
ционирования воздуха в кабине и требует создания
системы с изолированным климатом. Конструкция
кабины дает возможность без дополнительного уве-
личения массы поддерживать в кабине избыточное
давление до давления, соответствующего наземно-
му. В качестве тепловой изоляции кабины может
быть использован нейтронно-защитный слой, обла-
дающий достаточным термическим сопротивлени-
ем.
Наддув и вентиляция кабины производятся азо-
том и кислородом, испаряющимися в газификато-
рах КПЖ-30. Их смесь, подаваемая в кабину в про-
порции 1:1, обеспечивает ее наддув. Воздух из ка-
бины отсасывается вентилятором и поступает в ка-
бинный радиатор. Здесь он охлаждается продувоч-
ным воздухом и возвращается в кабину.
Во избежание попадания наружного воздуха
при эволюциях самолета, и в целях уменьшения
массы системы охлаждения, давление в кабине при-
нято постоянным по высоте и равным 760 мм рт. ст.
Система охлаждения обслуживает грузовой,
приборный отсеки и ниши шасси.
Воздух от компрессоров двигателей по двум ма-
гистралям поступает в первую ступень охлаждения -
воздухо-воздушный радиатор. Продувочный воздух
для него поступает из воздушных каналов двигате-
лей и затем выбрасывается в атмосферу. Рабочий
воздух делится на две линии: линию охлаждения
грузового отсека и отсеков заднего шасси; линию
охлаждения кабины, отсеков приборного и передне-
го шасси.
ОСНОВНЫЕ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ
ДАННЫЕ САМОЛЕТА - «60»
Тип	бомбардировщик
Год проекта
Экипаж	2
Двигатель	ТРДА
Мощность, л. с.
Длина самолета, м
Размах крыла, м
Площадь крыла, м^
Высота самолета на стоянке, м
Удельная нагрузка на крыло, кг/м^
Удельная нагрузка на мощность, кг/л.с.
Масса пустого самолета, кг	225 000
Масса топлива и масла, кг
Масса нагрузки, кг	до 25 000
Масса полетная, кг
Скорость максимальная у земли, км/ч
Скорость максимальная на высоте 2000 м, км/ч
Скорость посадочная, км/ч
Время набора высоты 2000 м, мин.
Потолок практический, м	до 13 500
Дальность полета, км	25 000
Продолжительность полета, ч
Длина разбега, м	2500-3000
Длина пробега, м
Количество построеных, шт
Второй ступенью охлаждения служит также воз-
духо-воздушный радиатор. Продувочным воздухом
для грузового отсека является воздух из воздушных
каналов, а для охлаждения герметичной кабины ис-
пользуется воздух из специального воздухозабор-
ника.
Третьей ступенью охлаждения рабочего воздуха
является турбохолодильник.
Бомбардировочное вооружение содержит
следующие средства:
бомбардировочную установку;
систему наведения самолетов-снарядов на
цель;
систему поддержания температурного режима
для спецгрузов;
специальное наземное оборудование.
Загрузка самолета-носителя спецгрузами пре-
дусматривается в следующих вариантах:
Груз	Количество
Самолет-снаряд0КБ-23	1
Самолет- снаряд П- 35	1
Спецгруз 1	1
Спецгруз 2	1
Спецгруз 3	1
Максимальная
масса, кг
10 000-12 000
2860
25 000
6500
7000
Все грузы, кроме первого, подвешиваются
и размещаются полностью в бомбовом отсеке са-
молета, закрываемом створками.
АВИКО ПРЕСС
165
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Самолет-снаряд ОКБ-23 размещен в нише,
образованной специально для этого в нижней
части бомбового отсека и частично выступает
за обвод фюзеляжа
Бомбардировочная установка состоит из от-
дельных систем, обеспечивающих:
подвоз грузов под самолет;
подъем и подвеску грузов на самолет;
управление грузами, створками бомболюков
и сбрасыванием грузов над целью.
Для подвоза самолетов-снарядов и спецгру-
зов используются как серийные, так и специ-
альные тележки. Для обеспечения подъема
грузов на самолет предусматриваются электри-
фицированные подъемники с системой поли-
спастов.
Подъем грузов производится на замок.
Для обеспечения подвески и транспортировки
грузов к цели на самолете предусматривается
система бомбодержателей, в соответствии
с подвешиваемыми грузами.
Система управления сбрасыванием - элект-
рическая и состоит из двух независимых сис-
тем: боевой и аварийной.
Управление боевым сбрасыванием грузов
производится автоматически от КСБ, но может
производится и вручную штурманом от кнопки
сбрасывания.
Аварийное сбрасывание может производит-
ся как штурманом, так и летчиком. Боевое сбра
сывание производится только на «взрыв», ава-
рийное сбрасывание может производится как
на «взрыв», так и на «не взрыв».
После сбрасывания створки бомболюка ав-
томатически закрываются.
Оборонительное вооружение самолета ре-
шает следующие задачи:
обнаружение, разведку и создание актив-
ных помех радиолокационным средствам ПВО
противника с помощью установок типа «Васи-
лек» или «Букет»;
создание пассивных помех (диполи) радио-
локационным средствам ПВО и самолетам про-
тивника с помощью установки типа «Автомат-2»
с реактивными снарядами ТРС-45;
обнаружение и отражение атак воздушного
противника
В хвостовой части самолета по бортам само-
лета за крылом расположены две пушечные
башни, управляемые автоматическим радиоло-
кационным прицелом.
В каждой башне установлена скорострель-
ная пушка 261П калибра 23 мм системы Рихте-
ра. Емкость патронных ящиков - 500 патронов
на пушку.
Схема членения самолета на агрегаты попе-
речными конструктивными разъемами опреде-
лилась положением шасси, размещением сило-
вой установки, кабины летчиков и спецгруза.
Полученные в результате членения агрегаты
фюзеляжа, крыла и оперения имеют габариты,
допускающие разбивку их на продольные пане
ли и являются вполне транспортабельными
в процессе их сборки и монтажа.
На некоторых этапах обслуживания возни-
кает необходимость производить регламентные
осмотры дистанционно, с помощью телевизион-
ных установок, а регламентные работы прово-
дить в условиях радиолокационного излучения
конструкции со специальных закрытых стремя-
нок и в ограниченные сроки. Ввиду этого, к раз-
мещению и креплению оборудования и комму-
никаций самолета предъявлены следующие
требования:
все оборудование и коммуникации, подле
жащие осмотру, должны размещаться таким об-
разом, чтобы была обеспечена возможность
дистанционного осмотра;
все крепления оборудования и коммуни-
каций, а также их соединения, должны быть
легкоразъемными. Доступ к оборудованию
должен быть обеспечен с подвижных защитных
стремянок.
166
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
АВИКО ПРЕСС
167
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
168
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
АВИКО ПРЕСС
169
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
170
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
АВИКО ПРЕСС
171
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
172
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
АВИКО ПРЕСС
173
www.vokb-la.spb.iu - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
174
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
АВИКО ПРЕСС
175
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
176
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
ГИДРОСАМОЛЕТ С АТОМНОЙ СИЛОВОЙ
УСТАНОВКОЙ (ПРОЕКТ 60М)
Предварительная проработка морского вари-
анта перспективного атомного самолета (ПАС)
проводилась в ОКБ-23 в соответствии с указани-
ем МАП от 16 апреля 1956 г.
№ М-40/1982
Совет Министров СССР постановлением за от
15 августа 1956 г.№1119-582 (приказ МАП от 21
августа 1956 г. №457) обязал Министерство
авиационной промышленности (ОКБ-23) одно-
временно с представлением эскизного проекта
сухопутного ПАС представить так же соображе-
ния о возможности создания морского варианта
этого изделия.
Морской вариант ПАС получил шифр «60М»
(ведущий конструктор Ю. Н. Труфанов). В рабо-
тах участвовала группа военных инженеров ВМФ,
возглавляемая Ш. К. Рахматулиным
При разработке проекта «60М» использова-
лись результаты исследований по сухопутному
ПАС и сверхзвуковому гидросамолету М-70. Так,
успешные испытания модели гидросамолета
М-70 с лыжно-крыльевым шасси в открытом во-
доеме послужили основанием для выбора имен-
но этой схемы для проекта 60М. Применение
классической реданной схемы было признано
нецелесообразным из-за увеличенного миделя
и большого веса конструкции.
Применение на самолете атомной силовой
установки (АСУ) накладывало на конструкцию,
аэродинамическую компоновку и условия назем-
ной эксплуатации самолета ряд серьезных требо-
ваний:
обеспечение работоспособности агрегатов
и систем самолета и возможности его наземной
эксплуатации при наличии мощного и длительно-
го радиоактивного излучения от реакторов дви-
гателей и от активированной конструкции всего
самолета;
получение максималь ного практического
потолка и удовлетворительных взлетно-посадоч-
ных характеристик самолета при практически
постояннй его массе в течение всего полета;
Гидросамолет с
атомной силовой
установкой
АВИКО ПРЕСС
177
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Гидросамолет «60М»
(вариант 1-в)
178
АВИКО ПРЕСС
www.vokb-la.spb.ru - Самолет своими
ДНЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛ1
1
□12
АВИКО ПРЕСС
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
АВИКО ПРЕСС
179
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Общий вид
гидросамолета
«60М»
Компоновка
гидросамолета
«60М»
(вариант 1-в)
обеспечение надежной защиты экипажа от
действий радиоактивного излучения.
Активация конструкции и, следовательно,
невозможность открытого подхода к самолету
в течение длительного времени заставляли при
проектировании обратить внимание на следу-
ющее:
подбор материала конструкции должен осу-
ществляться из условий минимальной ее актив-
ности;
оборудование самолета должно размещать-
ся на максимально возможном удалении от ре-
актора и допускать проверку, монтаж и демон-
таж его с минимальными затратами времени.
На этапе предварительной проработки мно-
го времени было уделено компоновке двигате-
лей и воздухозаборников с учетом следующих
требований:
получение минимального миделя лодки;
достаточное удаление воздухозаборников
и выхлопных сопел двигателей от уровня воды
при плавании;
получение минимального донного сопротив-
ления;
максимальное удаление реактора силовой
установки от кабины экипажа, систем и агрега-
тов самолета;
обеспечение простоты монтажа и демонта-
жа двигателей с помощью манипуляторных ус-
тановок.
Выполнение этих требований лучше всего
обеспечивал двигатель схемы «коромысло» при
размещении силовой установки в хвостовой ча-
сти лодки гидросамолета.
Установка двигателей на крыле (или в корне
крыла) приводила к увеличению миделя
и массы гидросамолета. Были исследованы
компоновки с тремя, четырьмя, пятью и шестью
двигателями в хвостовой части фюзеляжа. В ка-
честве основного был принят четырех двига-
тельный вариант.
Компоновка и предварительный расчет воз-
духозаборников в рассмотренных вариантах
180
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Компоновка гидросамолета «60М» (вариант 2-6)
Компоновка гидросамолета «60М» (вариант 3)
АВИКО ПРЕСС
181
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Компоновка
гидросамолета
«60М»
(вариант)
гидросамолета производились для расчетного
режима полета М=2 при Н=11000 м (по реко-
мендациям ЦАГИ и НИИ ВВС).
Исследовались компоновки гидросамоле-
та, как с лобовыми воздухозаборниками, так
и с боковыми. Во всех схемах с лобовыми воз-
духозаборниками воздушный канал от входа
до середины его длины был общим, а затем де-
лился по количеству двигателей. Такая компо-
новка была не изучена и требовала дополни-
тельных теоретических и экспериментальных
изысканий, которые были запланированы
в плане работ по теме. Применение боковых
воздухозаборников приводило к некоторому
увеличению миделя гидросамолета при мень-
шей длине воздушных каналов.
Предложенные компоновки были изучены
с точки зрения защиты двигателей и воздуш-
ных каналов от заливания водой на режимах
плавания, разбега и пробега гидросамолета
при заданном состоянии моря - 3 балла.
Воздухозаборники всех проработанных
компоновок гидросамолета были удалены от
поверхности спокойной воды на расстояние
от 1,2 м до 1,4 м, что исключало ее попадание
в воздухозаборник на режиме плавания с вы-
ключенными двигателями.
Для защиты реактивных сопел двигателей,
находящихся на расстоянии 0,3-0,4 м от по-
верхности воды, в кормовой части лодки были
предусмотрены заслонки, перекрывающие ре-
активные сопла нижних двигателей на поло-
вину их диаметра.
На режиме малого газа защитные заслонки
открывались полностью, но при этом величина
скорости истечения газа являлась достаточ-
ной гарантией защиты сопла от попадания во-
ды при прохождении гребней волн. Вероят-
ность подсоса воды в воздухозаборник на
этом режиме исключалась вследствие малой
скорости воздуха при входе в воздухозабор-
ник.
Анализ режимов плавания и взлета гидро-
самолета вселял уверенность в том, что с уче-
том рассмотренных конструктивных меропри-
ятий двигатели будут достаточно защищены от
попадания забортной воды при расчетном
волнении на море.
Конечно, для окончательного суждения
о надежности рассмотренной защиты двигате-
лей от попадания воды требовалось проведе-
ние экспериментальных исследований сило-
вых установок.
В предварительном проекте были пред-
ставлены шесть вариантов облика гидросамо-
лета «60М» «открытой» схемы:
три варианта с четырьмя двигателями;
два варианта с пятью двигателями;
один вариант с шестью двигателями.
182
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Компоновка гидросамолета «60М» (вариант)
Компоновка гидросамолета «60М» (вариант)
АВИКО ПРЕСС
183
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Схема района
базирования и
рассосредоточения
гидросамолетов
«60М»
Наиболее подробно были рассмотрены ва-
рианты с лобовыми воздухозаборниками
с четырьмя и пятью двигателями схемы «коро-
мысло». Выбор наиболее рационального вари-
анта облика был отложен на будущее.
Наряду с проработкой гидросамолета с АСУ
«открытой» схемы, где теплоносителем являлся
атмосферный воздух, в процессе предваритель-
ного проектирования оценивалась и АСУ «за-
крытой» схемы с промежуточным жидкокрис-
таллическим теплоносителем (натрий, литий).
В этой схеме источниками радиоактивного из-
лучения являлись только реактор, теплоноси-
тель и теплообменник.
Активации всей конструкции гидросамоле-
та не происходило из-за наличия защиты реак-
тора, что улучшало условия наземной эксплуа-
тации.
Мидель гидросамолета в случае применения
«закрытой» схемы оказался на 1-2 м2 меньше,
но значительно усложнилась компоновка и цен-
тровка аппарата в связи с тем, что реактор с за-
щитой пришлось выносить вперед по сравне-
нию с компоновкой АСУ «открытой» схемы. Кро-
ме того, летно-технические характеристики
ухудшились, как и надежность в условиях бое-
вой эксплуатации.
Вследствие этого, «открытую» схему АСУ, не-
смотря на вероятную активацию конструкции
и отсутствие защиты реактора, по мнению ОКБ,
следовало считать более перспективной на тот
момент изучения проблемы.
В выводах, обобщающих проделанную рабо-
ту, было отмечено:
1.	Создание гидроварианта ПАС принци-
пиально возможно при условии решения об-
щих задач разработки и эксплуатации самоле-
та с АСУ.
2.	Гидросамолет «бОМ» может иметь следу-
ющие основные характеристики, близкие к су-
хопутному ПАС (самолет «60» ): продолжитель-
ность полета 20- 25 ч.; высоту полета - 12-15
км; боевую нагрузку - 18 т.
3.	Создание гидроварианта ПАС представ-
ляется целесообразным ввиду:
большей безопасности эксплуатации гидро-
самолета как для обслуживания персонала, так
и для гражданского населения;
сосредоточения всех основных средств
технического обслуживания на береговой базе
с подземными сооружениями и на самоходном
доке;
тактических преимуществ, присущих гидро-
самолетам вообще.
В декабре 1956 г предварительный проект
гидросамолета «60М» был закончен и работы
были продолжены в рамках эскизного проекта.
Основным вариантом применения морского
ПАС был определен стратегический гидросамо-
лет-носитель самолетов-снарядов.
184
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Для гидросамолета была выбрана нормаль-
ная аэродинамическая схема с прямым кры-
лом, подобная схеме самолета «60». Только
воздухозаборники были не боковыми, а распо-
лагались над лодкой для защиты от попадания
воды
На этапе ЭП подтвердились преимущества
лыжно-крыльевой схемы гидрошасси:
уменьшается мидель лодки по сравнению
с реданной лодкой на 10-15% и облагоражи-
ваются внешние обводы самой лодки;
снижается масса конструкции из-за значи-
тельного уменьшения расчетных перегрузок на
взлете и посадке;
используются большие углы атаки на взле-
те и посадке и, тем самым, снижаются взлетные
и посадочные скорости;
обеспечивается удаление жизненно-важ-
ных частей гидросамолета (воздухозаборники
двигателей, крыло, хвостовое оперение и др.)
от воды при разбеге и пробеге, что значитель-
но повышает мореходные качества самолета.
Экспериментальные испытания лыжно-
крыльевого шасси в натурных условиях на са-
молете Бе-8 и подводных крыльев на торпед-
ных катерах показали существенное повыше-
ние мореходных качеств по сравнению с ре-
данными схемами гидросамолетов и катеров.
Поэтому реданная схема для проекта «60» не
рассматривалась.
В качестве основного варианта двигателя
для АСУ был выбран ТРДА «открытого» типа
«осевой» схемы, из-за меньшего миделя по
сравнению со схемой «коромысло».
Предварительно рассматривались как «от-
крытая», так и «закрытая» схемы АСУ. Послед-
няя была проработана в ЦИАН (пакеты по 4, б,
8 двигателей на один реактор).
В ЭП были представлены две возможные
компоновки гидросамолета с АСУ «закрытого»
типа: с четырьмя двигателями, центральным
лобовым воздухозаборником и прямым кры-
лом; с шестью двигателями, стреловидным
крылом, с центральными секторными и боко-
выми воздухозаборниками.
Хотя более предпочтительной была призна-
на «открытая» схема, серьезные преимущества
«закрытой» АСУ не позволяли быстро забыть
о ней. Они заключались в следующем:
отсутствие радиационного заражения базы
обслуживания и окружающей местности;
возможность кратковременной работы на
самолете после посадки и слива теплоносите-
ля;
возможность открытой работы с двигателя-
ми.
Но значительные конструктивные и техно-
логические сложности разработки и обслужи-
вания АСУ «закрытого» типа делало их приме-
Береговая база
гидросамолетов
«60М»
АВИКО ПРЕСС
185
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
23 000
Э о Q ггщ
Вид с носа Вид с кормы
Ь
кильблоки
Характеристика
эксплуатационного дока
Положение ворот
при нахождении самолета
на кильблоках
Кабина
самолета
Передние
кильблоки
Положение Положение ворот
самолета при доковании
на кильблоках самолета
Переходная шахта-
для экипажа
_	_ самолета
Защищенная кабина
для экипажа катера Приемная шахт*
для экипажа
самолета
Осадка максимальная
при доковании	7м
Осадка при плавании 5м
Положение
_	_	/ самолета
Грузовой отсек При доковании
док
и спмолета
механизмов дока
Самоходный
эксплуатационный
док и катер
обслуживания
нение менее вероятным, чем АСУ «откры-
того» типа.
Выводы, которые подытожили эскизный
проект законченный в марте 1957 г., были не-
утешительны, поскольку они не добавили ни-
чего нового к результатам предварительного
проекта. Это означало, что для реального про-
движения проекта нужны не годы, а десятиле-
тия.
В. М. Мясищев в докладе «Состояние и воз-
можные перспективы стратегической авиации»
в 1958 г отмечал по этому поводу:
«... Как показали наши совместные с ин-
ститутом атомной энергии и другими научны-
ми и опытными организациями работы
в 1955-57 г.г., создание таких двигателей, ус-
тановка их на самолеты и эксплуатация самих
самолетов в принципе возможны. Большие
трудности эксплуатации, связанные с опасным
воздействием излучения работающего ядерно-
го реактора и после работы его, могут быть
преодолены, но это потребует серьезной пере-
стройки организации и оснащения всех назем-
ных служб ВВС. Возможно, опыт применения
ядерных силовых установок на кораблях откро-
ет какие-нибудь другие стороны этой пробле-
мы, неизвестные до сих пор...»
ОПИСАНИЕ ГИДРОСАМОЛЕТА «60М»
Гидросамолет представляет собой цельно-
металлический среднеплан с прямым крылом
малого удлинения с Т-образным оперением,
четырьмя ТРДА, расположенными в кормовой
части лодки, и лыжно-крыльевыми шасси.
Среднее расположение крыла обеспечивает
хорошую компоновку воздухозаборников дви-
гателей, упрощает установку подкрыльных по-
плавков и не требует механизации для их
уборки.
Лодка гидросамолета с верхними цилиндри-
ческими воздухозаборниками имеет лыжно-
крыльевое шасси, убирающееся в полете запод-
лицо с днищем. Технологические разъемы де-
лят ее на четыре отсека: носовой отсек (Л-1),
отсек кабины (Л-2), средний отсек (Л-3) и хвос-
товой отсек (Л-4).
Каждый технологический отсек имеет не-
сколько отсеков непотопляемости, образован-
ных водонепроницаемыми переборками, распо-
ложенными по длине лодки на расстоянии 4-5 м
одна от другой. Стыковка отсеков лодки осуще-
ствляется по периметру силовых шпангоутов
с помощью фитингов и стыковочных болтов.
Отсек Л-1 имеет носок оживальной формы,
плавно переходящий снизу в килеватое днище.
Нижняя часть носка закрыта радиопрозрачным
обтекателем.
186
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Для подхода к оборудованию, расположен-
ному в носке лодки, на палубе отсека Л-1 име-
ются съемные люки. В нижней части отсека ус-
тановлена гидролыжа.
Отсек Л-2 включает в себя кабину экипажа,
аналогичную по конструкции кабине сухопут-
ного варианта ПАС. Для входа и выхода из ка-
бины в днище отсека Л-2 имеется герметичный
входной люк. Кабине экипажа подведена про-
водка дистанционного управления и контроля
за самолетом, двигателями и оборудованием.
Отсек Л-3 включает в себя кессон центропла-
на, грузовой отсек и отсек подводного крыла.
Грузовой отсек, расположенный перед кес-
соном центроплана, имеет донный люк длиной
9,5 м. (конструкция и герметизация створок
люка аналогичны выполненным на гидросамо-
лете Бе-10 и на летающей лодке «Sea-
Master»).
Подводное крыло четырехстоечное, уби-
рающееся вперед с помощью, гидроцилиндров,
расположено под кессоном центроплана вбли-
зи центра тяжести гидросамолета.
Над палубой отсека Л-3 перед крылом рас-
положены два цилиндрических регулируемых
воздухозаборника с общим конусом. Каждый
воздухозаборник переходит в два отдельных
воздушных канала, идущих к двигателям над
кессоном центроплана.
Отсек Л-4 состоит из герметичной части,
расположенной вдоль днища, и силовой бал-
ки, проходящей вертикально вдоль отсека по
его продольной оси. На силовой балке подве-
шены двигатели и закреплено хвостовое опе-
рение гидросамолета. Для подхода к двигате-
лям отсек Л-4 закрыт с бортов легкосъемными
панелями.
Отсеки лодки Л-1, Л-2 и Л-3 изготовлены из
кадмированного дюралюминия, отсек Л-4 сде-
лан из стали.
Крыло гидросамолета прямое, малого удли-
нения с неподвижно закрепленными на концах
поплавками, по конструкции подобно крылу са-
молета «60». Каждый поплавок имеет объем 8
м3 и представляет собой удобообтекаемое тело
с килеватым днищем. По длине поплавок раз-
делен на три герметических отсека с помощью
водонепроницаемых переборок.
Оперение гидросамолета с неподвижным
стреловидным килем и закрепленным в верх-
ней части киля поворотным горизонтальным
оперением, по геометрическим параметрам
и конструкции не отличается от хвостового
оперения самолета «60».
Управление гидросамолетом выполнено по
необратимой схеме.
Дистанционная электрическая проводка,
соединяющая рычаги управления с рулевыми
агрегатами, осуществляется электрическим
синхронно-следящим приводом. Проводка от
рулевых агрегатов к поверхностям управления
осуществлена вращающимися валами. Рулевые
агрегаты работают от автономных гидравличе-
ских систем.
Для увеличения надежности и упрощения
эксплуатации система электродистанционного
управления на гидросамолете дополняется си-
стемой автоматического управления от автопи-
лота, которая обеспечивает автоматический
взлет, набор высоты, выход к цели, наведение
на цель и автоматическую посадку.
По конструкции система управления гидро-
самолетом не имеет принципиальных отличий от
системы управления сухопутного варианта ПАС.
Гидрошасси состоит из следующих элемен-
тов: подводного крыла, носовой гидролыжи,
кормового демпфера и поплавковых лыж.
Подводное крыло является основным несу-
щим элементом гидрошасси при разбеге и про-
беге гидросамолета. Носовая гидролыжа слу-
жит для обеспечения углов атаки подводного
крыла около 80, необходимых для получения
максимального гидродинамического качества
подводного крыла. Кормовой демпфер служит
для гашения возможных продольных колеба-
ний при движении гидросамолета на режиме
глиссирования. Поплавковые лыжи предназна-
чены для демпфирования поперечных колеба-
ний до скорости движения гидросамолета,
Основные характеристики двигателей
гидроварианта ПАС
Характеристика	Предварительный проект	эп
Взлетная тяга, тс	22,5	18,75
Крейсерская тяга, тс	20,0	20.0
Масса двигателя, т	21,0	20,0
Мидель двигателя, м2	3,6	4,0
Массовая сводка гидросамолета ПАС, т
Наименование	Предварительный проект	ЭП
Взлетная масса	225,0	224,0
Силовая установка	80,0	80,0
Оборудование	4,3	6,0
Конструкция:	115,7	65,0
лодка	30,0	26,0
крыло (с поплавками)	18,9	20,8
оперение	6,25	6,0
управление	2,0	2,0
гидросистема	3,14	2,0
гидрошасси	10,4	8,0
кабина	45,0	48,0
Боевая нагрузка	25.0	25,0
АВИКО ПРЕСС
187
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Береговая база
гидросамоле гов
«60М»
при которой работа элеронов становится доста-
точно эффективной.
Пилотажно-навигационное оборудование
обеспечивает надежное самолетовождение, пи-
лотирование и бомбометание в сложных метео-
рологических условиях, в любое время суток. За-
дачи навигации, пилотирования, а также бомбо-
метания решаются комплексной системой само-
летовождения и бомбометания (КСБ). Эта систе-
ма обеспечивает вывод гидросамолета в район
сбрасывания самолета-снаряда, и выполнение
боевого задания при обычном бомбометании.
При использовании гидросамолета в варианте
носителя на нем устанавливается специальная
аппаратура наведения.
Радиооборудование обеспечивает связь ги-
дросамолета с базой или кораблем, командную
связь между самолетами и с аэродромом взлета
и посадки, внутрисамолетную связь и аварийную
радиосвязь в случае аварии гидросамолета.
Электрооборудование включает в себя ис-
точники электроэнергии, потребители и сетевое
оборудование. На гидросамолете применена си-
стема трехфазного переменного тока напряже-
нием 208 В и частотой 400 Гц. Источниками эле-
ктроэнергии являются два турбогенератора пе-
ременного тока мощностью 90 кВт каждый. Гене-
раторы приводятся в движение воздушными тур-
бинами, для питания которых отбирается воздух
от компрессоров основных двигателей. Система
постоянного тока является вспомогательной
и включает в себя две выпрямительные установ-
ки мощностью по 10кВт с выпрямительным на-
пряжением 28 В. Сеть гидросамолета и потреби-
тели разбиты на две системы: одна система про-
ходит по правому борту, другая - по левому бор-
ту. Для защиты генераторов, сети и потребителей
электроэнергии на гидросамолете установлены
соответствующие аппараты защиты.
В целом весь комплекс оборудования гидро-
самолета полностью соответствует оборудова-
нию сухопутного варианта ПАС.
Вооружение гидросамолета аналогично при-
меняемому на самолете «60».
Основным вариантом бомбардировщика яв-
ляется гидросамолет-носитель самолетов-снаря-
дов. Кроме того, гидросамолет может быть ис-
пользован в качестве обычного бомбардировщи-
ка с внутренней подвеской специальных изде-
лий.
В отличие от сухопутного варианта ПАС,
на котором предусмотрена полуутопленная под-
веска самолета-снаряда ОКБ-23, на гидросамо-
лете осуществлена внутренняя подвеска послед-
него. Вывод самолета-снаряда ОКБ-23 из грузо-
вого отсека для сброса производится аналогично
выводу самолета-снаряда П-35.
Оборонительное вооружение гидросамоле-
та, предназначенное для создания активных
и пассивных радиолокационных помех средст-
188
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
вам ПВО противника и для обнаружения
и отражения атак воздушного противника,
аналогично оборонительному вооружению
сухопутного варианта ПАС.
Защита экипажа гидросамолета от ней-
тронного и g-излучений не имеет отличий
от защиты, выполненной на сухопутном ва-
рианте ПАС. Масса защиты кабины рассчи-
тана из условия размещения ее на расстоя-
нии 30 м от реактора.
Для аварийного покидания гидросамоле-
та в воздухе предусмотрено раздельное ка-
тапультирование, в специальных экраниро-
ванных контейнерах, защищающих экипаж
от встречного потока воздуха и частично от
радиационного излучения в момент отделе-
ния от гидросамолета.
При вынужденных посадках гидросамо-
лета на воду наличие достаточного количе-
ства водонепроницаемых переборок обес-
печивает гидросамолету надежную плаву-
честь даже при серьезных повреждениях.
Спасение экипажа при вынужденных по-
садках на воду может быть осуществлено са-
моходным доком. В том случае, когда снятие
экипажа самоходным доком исключается
(посадка на большом удалении от районов
базирования, повреждение защиты кабины
и т.п.), члены экипажа покидают гидросамо-
лет, используя костюмы легководолазного
типа. Такие костюмы позволяют на глубине
5-10 м отплыть от гидросамолета на рассто-
яние до 500 м, после чего экипаж может вос-
пользоваться спасательной лодкой типа
ЛАС.
Защита двигателей от заливания водой
на режимах плавания, разбега и пробега ги-
дросамолета проработана из условия обес-
печения нормальной эксплуатации их при
волнении 3 балла. При этом высота ветро-
вой полуволны принята равной 0,5-0,б м.
Попадание забортной воды в двигатели
через воздухозаборники на всех режимах
исключается, так как они размещены над па-
лубой лодки и удалены от поверхности воды
на расстояние 2,25 м.
Для гарантированной защиты двигателей
от воды при волнении моря больше расчет-
ного в кормовой части лодки имеются спе-
циальные заслонки, перекрывающие нижние
реактивные сопла на половину их диаметра.
При предусмотренной доковой системе
технического обслуживания гидросамолет
будет находиться на воде только с работаю-
щими двигателями, вследствие чего пользо-
вание защитными заслонками предусмотре-
но в редких случаях.
ОСНОВНЫЕ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ
ДАННЫЕ САМОЛЕТА «60М»
Тип
Год проекта
Экипаж
Двигатель
Мощность, л. с.
Длина самолета, м
Размах крыла, м
Площадь крыла, м2
Высота самолета на стоянке, м
Предварительный проект ЭП
(вариант 1а) 2	2
55,10
32,00
350
13,80
бб,35
31,00
349
12,92
Удельная нагрузка на крыло, кг/м^
Удельная нагрузка на мощность, кг/л.с.
Масса пустого самолета, кг	-	-
Масса топлива и масла, кг	-	-
Масса нагрузки, кг	25	25
Масса полетная, кг	225 000	224 000
Скорость максимальная у земли, км/ч	2000
Скорость максимальная на высоте 2000 м, км/ч
Скорость посадочная, км/ч	340-380
2200-2400
320
Время набора высоты 2000 м, мин.
Потолок практический, м	12-15	1-13
Дальность полета, км	20-25	20-25
Продолжительность полета, ч	-	-
Длина разбега, м	-	-
Длина пробега, м	1600-2000	1600-2000
Количество построеных, шт
В процессе нормальной эксплуатации за-
щитные заслонки будут всегда открыты, об-
разуя внутреннюю поверхность нижнего
кормового обтекателя лодки.
Вопрос о возможности нормальной рабо-
ты реактора в случае попадания воды в ус-
ловиях плавания или в случаях полета
в дождь еще недостаточно изучен и требует
специальных исследований.
Условия базирования и эксплуатации.
В войне будущего обеспечение эффективных
боевых действий стратегической авиации
Схема членения
самолета 60М
АВИКО ПРЕСС
189
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
представляет серьезную проблему, так как
в борьбе за господство в воздухе аэродромы ба-
зирования авиации, тем более базы ПАС, будут
подвергаться ударам противника в первую оче-
редь. В эти условиях при базировании ПАС на
воде имеются следующие тактические выгоды
при ведении боевых действий:
обеспечиваются широкие возможности по
рассредоточению ПАС на большой площади ак-
ватории;
имеются большие возможности по органи-
зации аэродромного маневра;
в определенной мере удовлетворяется тре-
бование автономности базирования авиации;
сравнительно просто решаются вопросы ма-
скировки аэродромов и береговых сооружений
(станции обслуживания, склады и пр.).
В СССР имеются районы, которые по климати-
ческим условиям позволяют эксплуатацию гид-
росамолетов в течение всего года или значитель-
ной его части (9-10 месяцев). (Здесь необходи-
мо указать на опыты в Швеции в 1959 г. по под-
держанию водных акваторий круглый год в неза-
мерзаемом состоянии. Используя несложное
оборудование для подачи воздуха по трубам, там
удалось обеспечить циркуляцию тепловых слоев
воды со дна водоема.) Применение аналогично-
го метода может значительно расширить районы
базирования гидросамолетов, включая районы
с замерзающими акваториями.
В проекте рассмотрен один из возможных ва-
риантов базирования ПАС на воде, рассчитанный
на обеспечение эксплуатации 10-15 гидросамо-
летов. Район базирования должен иметь опера-
тивные склады грузов, оперативные станции об-
служивания, якорные стоянки для самолетов
и плавучих средств, а также акваторию для взле-
та и посадки гидросамолетов с зонами запуска
и опробирования двигателей.
Район базирования занимает участок побе-
режья размерами до 50-100 км, чем обеспечива-
ется практически любая степень рассредоточе-
ния гидросамолетов.
190
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
гидросамолета «60М» (варианг 1-а)	© двико пресс
АВИКО ПРЕСС
191
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
192
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
АВИКО ПРЕСС
193
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
194
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
АВИКО ПРЕСС
195
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
196
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
АВИКО ПРЕСС
197
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
198
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
ВЫСОТНЫЙ САМОЛЕТ М-30
С АТОМНОЙ СИЛОВОЙ УСТАНОВКОЙ
Проектные исследования самолетов с АСУ, на-
чатые в ОКБ 23 в 1955-1956 гг. (проекты «60»,
60М) получили дальнейшее развитие в 1959 г.
Во исполнение Постановления ЦК КПСС и СМ
СССР от 19. 06. 59 г. №682-310 и приказа ГКАТ от
29.07.59 г. №247 на предприятии началась эскиз-
ная проработка сверхзвукового высотного самоле-
та с АСУ «закрытой» схемы (заводской шифр
М-30).
В обеспечение этой работы здесь одновремен-
но приступили к разработке экспериментального
самолета с опытным атомным двигателем (завод-
ской шифр М-50ЛЛ). На самолете М-50ЛЛ плани-
ровалось изучить следующие вопросы:
рассеяние радиоактивного излучения АСУ
в воздухе и на земле;
эффективность защиты экипажа в натурной ка-
бине М-30, устанавливаемой на самолете М-50ЛЛ;
работоспособность оборудования и систем
в условиях облучения;
технологию эксплуатации и обслуживания са-
молета и АСУ.
Выбор для АСУ «закрытой» схемы (название го-
ворит само за себя) в противовес «открытой» схе-
ме, принятой в предыдущих «атомных» проектах,
обуславливался только одним, но определяющим
преимуществом - значительно меньшим уровнем
радиоактивного излучения. На это выбор повлиял
и опыт создания и эксплуатации первых советских
атомных подводных лодок.
В июле 1959 г., еще до выхода соответствующе-
го Постановления вправительства, проект ТТТ ВВС
к стратегической высотной бомбардировочно-раз-
ведывательной системе с АСУ был готов. Такая опе-
ративность Заказчика для ОКБ явилась приятной
неожиданностью.
Система М-30 предназначалась для:
нанесения ударов управляемыми ракетами
и бомбами по удаленным и наиболее важным
Высотный
самолет М-30
АВИКО ПРЕСС
199
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
БОМБАРДИРОВЩИК М-30
(вариант)
200	АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
© АВИКО ПРЕСС
АВИКО ПРЕСС
201
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Схема самолета
М-30 (вариант)
Летные данные
самолета М-30
малоразмерным целям на континенте (типа стар-
товых позиций МБР) и авианосным ударным со-
единениям кораблей противника на океанских
коммуникациях;
ведения воздушной стратегической разведки
сухопутных и морских ТВД и целеуказаний раке-
тоносным соединениям флота.
Система должна была состоять из:
сверхзвукового высотного самолета-носителя
с АСУ;
самолетов-снарядов «воздух-земля/ко-
рабль»;
комплекса оборонительного вооружения;
разведывательного комплекса, содержащего
самолеты-доразведчики;
наземного контрольно-проверочного и экс-
плуатационного оборудования.
Летно-технические характеристики, заданные
Заказчиком, должны были обеспечить доставку
самолета-снаряда массой Зт на радиус действия
12 500 км с крейсерской скоростью не менее 2700
км/ч.
В качестве самолета-снаряда в начале работ
предполагалось использовать управляемую само-
летную баллистическую ракету СБР-43 с РДТТ.
С 1959 г. в ОКБ-23 совместно с НИИ-2, ЦАГИ,
ОКБ-16, ОКБ-19 и рядом других организаций раз-
рабатывался эскизный проект этой ракеты для во-
оружения составных систем типа М-56 или М-30.
Основные проектные данные ракеты были таковы:
дальность пуска	500	км
точность попадания	1-2	км
снаряженная масса	6000	кг
Полет к цели системы М-30 должен был проис-
ходить на высоте 19-20 км. Над целью М-30 дела-
ет «подскок» до 24-25 км, самолет-снаряд отделя-
ется от самолета-носителя (который возвращает-
ся на базу) и совершает автономный полет до це-
ли на дальность 1000 км со скоростью 3500 км/ч.
Такой сценарий требовал скрупулезного
согласования характеристик реактора с двига-
202
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
телями, всей атомной силовой установки с са-
молетом и всего самолета-носителя с самоле-
том-снарядом.
Предстояло решить многоступенчатую на-
учно-техническую проблему, где в активе был
только проект ТТТ заказчика, а в пассиве все
остальное: самолет, реактор, двигатели, тех-
нология обслуживания, опыт работы с атом-
ными устройствами - все это отсутствовало
и в скором времени вряд ли появилось бы при
любых затратах.
Это прекрасно понимали исполнители про-
екта, но за дело взялись с энтузиазмом. Может
быть, добрым примером стал опыт создания
первой советской АПЛ К-3, которая была
спроектирована, построена и спущена на воду
всего за 6 лет.
Известно, что В. М. Мясищев с большим
вниманием следил за программой К-3, на-
сколько в то время это было возможно,
и очень надеялся использовать накопленный
корабелами опыт.
Кроме того, Мясищев был убежден в то
время, что обеспечение требуемой дальности
для сверхзвуковых стратегических систем
оружия, составляющей 16 000км по самым
скромным подсчетам, возможно только за счет
использования АСУ. Он даже предлагал в 1958
г. закрыть тему «52» и «сосредоточить все ра-
боты по стратегическим бомбардировщикам
на создании сверхзвуковой бомбардировоч-
ной системы с атомными двигателями» с це-
лью ускорения и снижения затрат на освоение
больших дальностей, скоростей и высот поле-
та.
Разработка двигателя для М-30 была пору-
чена ОКБ-276 (Генеральный конструктор
Н.Д. Кузнецов), хотя первопроходцами в этом
вопросе были ОКБ-165 и СКБ-500.
Этому не приходилось удивляться - Николай
Дмитриевич был новатором в двигателестрое-
нии и, как и Владимир Михайлович Мясищев, ПО-
Fl рофиль
полета М-30
Схема самолета
М-30 (вариант)
АВИКО ПРЕСС
203
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА

БОМБАРДИРОВЩИК М-30
(вариант)
204
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
© АВИКО ПРЕСС
АВИКО ПРЕСС
205
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
6150
Самолет М-30 (вариант)
Схема размещения экипажа
2800
206
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
лагал, что проект становится реальностью, если
им заниматься, не взирая на отсутствие опыта,
который неизбежно будет появляться и накап-
ливаться.
При выборе проектных параметров высотно-
го самолета специалисты ОКБ неожиданно
столкнулись с неприятной особенностью атом-
ного двигателя - падением тяги на высотах
полета ниже расчетной высоты реактора, при-
нятой равной 17 км, при сохранении расчетной
скорости полета.
У привычных ТРД на углеводородном топли-
ве типа керосина все происходило наоборот:
тяга возрастала с падением высоты полета про-
порционально росту относительной плотности
воздуха.
В связи с этим, требования к выдерживанию
расчетных параметров самолета становились
исключительно жесткими. Даже небольшие от-
клонения от них ставили под сомнение саму
возможность существования задуманного про-
екта, если ухудшение одного параметра нельзя
было скомпенсировать улучшением другого.
Оказалось, что в применении к высотному
сверхзвуковому самолету ядерная энергия в об-
мен на свою неисчерпаемость требует реализа-
ции высокого совершенства летательного аппа-
рата во всех отношениях.
Основными проектными параметрами яв-
лялись:
тяга двигателя (Н-20 км, М-2,5), кг	>3060
масса самолета над целью (при 5=400 м^), т < 140
аэродинамическое качество	> 6,4
коэффициент лобового сопротивления < 0,0093
Начались поиски облика нового самолета.
Аэродинамическая компоновка ПАС «60» была
рассчитана на средние высоты полета (около 13
км) и на применение АСУ «открытого» типа, по-
этому она явно не подходила.
Отработанная на М-50 и М-52 нормальная
схема с треугольным крылом тоже не удовлетво-
ряла проектантов из-за низкого аэродинамиче-
ского качества.
Наконец, было решено использовать более
приемлемую схему «утка» с крылом переменной
стреловидности и пакетным расположением
двигателей. Эта схема уже прошла «обкатку»
в проектах М-53 и М-56 и подтвердила проект-
ные ожидания, в том числе и в испытаниях на
летающих моделях.
Выбор количества двигателей - очень дол-
гий процесс для самолетов «60» и «60М» -
здесь решился быстро и четко.
Единый реактор мог снабжать энергией лю-
бое количество двигателей. Если учесть жест-
кое требование всемерного снижения аэроди-
намического сопротивления, то напрашивалось
Сводка масс самолета-носителя, кг
Наименование	Пред, проект, от 30.12.59	Уточнение от 30.12.60
Взлетная масса:	152 000	166 500
посадочная масса	130 300	144 800
боевая нагрузка	6000	5700
топливо	16 000	16 000
Посадочная масса:		
пустой самолет	129 800	144 300
экипаж	200	200
масло, кислород	300	300
Пустой самолет:		
конструкция	35 200	38 200
силовая установка	51 500	51500
защита кабины		
и реактора	34 500	46000
оборудование	8600	8600
Конструкция:		
крыло	15000	16500
фюзеляж	6000	7000
оперение	5000	5000
шасси	7000	7500
управление	1500	1500
гидросистема	700	700
решение использовать силовую установку с ше-
стью двигателями с небольшим миделем, как это
было сделано в проекте сверхзвукового бом-
бардировщика-разведчика М-56. (Первый ва-
риант самолета М-30 представлял собой высо-
коплан схемы «утка» с трапециевидным крылом
малого удлинения и четырьмя ТРДА под крылом.
- Прим. авт.).
Недостатком этой схемы являлся большой
разнос масс по длине фюзеляжа - тяжелая ка-
бина с защитой в носовой части и шесть двига-
телей в хвостовой.
Варианты боевой загрузки
назначение	тип груза	масса
Носитель УР	СБР-43	6000
Носитель спец, изделий
№1	6000
№2	2x3000
№3	2x3000
№4	4x1250
Бомбардировщик
ФАБ5000-М54	2x5000
ФАБЗООО М54	2x3000
ФАБ1500-М54	4x1500
ФАБ2600	4x2600
Учебно-тренировочный
ФАБ500-М-54	4x500
ФАБ250-М 54	4x250
АВИКО ПРЕСС
207
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Стратегическим
самолет М-30
Действующие перегрузки при циклической
болтанке по расчетам получались большими -
порядка 8-10, что представляло в будущем су-
щественную проблему.
Экспериментальные исследования влияния
нейтронного излучения на прочностные харак-
теристики традиционных авиационных мате-
риалов, проведенные в ВИАМ, показали, что
его можно не учитывать в расчетах на проч-
ность. Это упростило процесс проектирования
конструкции атомного самолета.
Силовая установка кроме шести воздушно-
реактивных двигателей А-5-2 (НК-5) ОКБ-276
Кабина самолета содержала системы.
I контура с реактором;
_____________________II контура;___________
питания двигателей углеводородным топ-
ливом;
смазки, наддува, противопожарной защи-
ты;
управления двигателями;
регулирования мощности реактора и тяги
двигателей;
охлаждения реактора;
подогрева теплоносителя;
контроля;
энергоснабжения.
Углеводородное топливо использовалось
для улучшения взлета, выхода на крейсерский
режим и выполнения маневра в районе цели.
На остальных режимах полета самолет обслу-
живался только АСУ.
В реакторе предполагалось применить
жидкометаллический теплоноситель - натрий
и литий. Предложенная схема двухконтурной
АСУ «закрытого» типа обеспечивала отсутствие
радиоактивности во II контуре, создавая при-
емлимые условия для эксплуатации самолета
на земле.
Одновременно с проектными изысканиями
по самолету и силовой установке в ОКБ серьез-
но занимались предстоящими вопросами ис-
пытаний и эксплуатации атомного самолета.
В 1959 г. был подготовлен «Предэскизный
проект летно-испытательной и доводчной ба-
зы самолетов с атомной силовой установкой
(типа «62» и «30»)» по объему больший, чем
проект атомного самолета. Проект ЛИиДБ был
выполнен под руководством начальника ЛИ-
иДБ ОКБ-23 Д. Н. Белоногова.
В гл. I, озаглавленной «Постановка вопро-
са», авторы писали:
Новизна и сложность работы, связанная
с первой попыткой организации испытаний
и эксплуатации самолетов с атомной сило-
вой установкой, требует проведения боль-
ших инженерно-технических разработок
и экспериментов, по результатам которых
будет производится уточнение настоящего
проекта.
Проблема организации эксплуатации само-
лета с атомной силовой установкой является
более сложной, чем проблема создания самого
самолета...
В проекте ЛИиДБ были предложены:
методика эксплуатации самолета в нор-
мальной и аварийной ситуациях;
определение перечня требуемых зданий,
сооружений, наземного оборудования и служб
ЛИиДБ;
краткое описание и технические условия на
проектирование зданий и сооружений;
208
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
требования к соблюдению норм техники бе-
зопасности, промсанитарии и противопожар-
ной техники.
Комплекс зданий и сооружений ЛИ и ДБ,
в частности, включал: основную ВПП длиной 5
км, технологическую и спец, стоянки, физичес-
кую станцию обслуживания реактора, отстой-
ник для выдержки самолета после полета.
Особое внимание было уделено разработке
технологии обслуживания АСУ, как наиболее
сложной и ответственной операции. План про-
ведения экспериментальной отработки АСУ
включал:
создание и отработку натурного силового
макета АСУ (наземный комплексный стенд, ими-
тирующий борт самолета и силовую установку
со всеми системами);
проведение доводочных, наземных и летных
испытаний изделия «62» (модификация само-
лета «60» с комбинированной силовой установ-
кой - двумя ТРД и двумя ТРДА);
проведение испытаний самолета М-30.
План работ по разработке самолета М-30,
составленный в конце 1959 г., предполагал со-
здание:
макета системы «ЗОН», составленной из са-
молета-носителя - «30» и самолета-снаряда ти-
па СБР-43 к середине 1961 г.;
опытной летной базы к концу 1963 г.;
самолета-аналога «30» с двигателем НК-5К
к середине 1965 г.;
самолета М-30 к концу 1966 г.
До конца 1959 г. работы велись обнадежи-
вающе высокими темпами, пока не наступило
охлаждение интереса к авиации во всех ее про-
явлениях, включая атомное.
Тем не менее, предварительный проект сис-
темы М-30 в июне 1960 г. был сверстан, а к кон-
цу года было выпущено дополнение к нему,
в котором уточнились некоторые параметры са-
молета. Так, крыло переменной стреловидности
сменило крыло треугольной формы в плане,
воздухозаборники удлинились для размещения
передней опоры шасси, СБР-43 уступила место
двум УР К-22 ОКБ-155.
В последней компоновке М-30 двухкилевое
оперение было заменено на однокилевое, кони-
ческая носовая часть фюзеляжа на оживальную
и появился гаргрот. На этом работы закончи-
лись.
Интересно отметить, что приоритеты госу-
дарственной технической политики оказались
едины, как для Запада, так и для Востока: с кон-
ца 50-х годов повсеместно авиационные про-
граммы начали вытесняться ракетно-космичес-
кими. Только на Западе это происходило более
планомерно и безболезненно.
Работы по авиационным атомным проектам
в начале 1961 г. были свернуты как в СССР, так
и в США. Проектом атомного самолета М-30 за-
кончилась десятилетняя деятельность ОКБ-23-
уникального конструкторского бюро стратеги-
ческих систем оружия.
Остается добавить, что В. М. Мясищев, уже
будучи руководителем ЭМЗ, еще раз вернулся
к атомной тематике, поддержав вместе с Н. Д.
Кузнецовым идею военного инженера из
НИИ-50 0. В. Гурко о создании воздушно-кос-
мического самолета с АСУ.
На предприятии была открыта тема 19
и в течение 1972-76 г.г. она активно разрабаты-
валась. Но в связи с тем, что ВКС М-19 (МГ-19)
составлял конкуренцию ВКС «Буран», эта тема
была закрыта, в том числе и стараниями руко-
водства НПО «Молния», которому в ту пору ор-
ганизационно подчинялся ЭМЗ.
Третья попытка после проектов «60» и «30»
по использованию ядерной энергии в авиации
не удалась. Быть может, будущие конструкторы
и исследователи окажутся в более благоприят-
ной ситуации и смогут воплотить мечту предше-
ственников об атомном самолете в реальность.
КРАТКОЕ ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ
(предварительный проект)
Самолет представляет собой цельнометал-
лический высокоплан, выполненный по схеме
«утка», с крылом малого удлинения переменной
стреловидности, двухкилевым вертикальным
оперением и трехопорным шасси с носовой
опорой.
Силовая установка состоит из реактора,
расположенного в средней части фюзеляжа,
и шести ТРДА А-5-2, объединенных в пакет под
нижней поверхностью в хвостовой части крыла.
Обшивка планера выполнена из титана, силовой
набор - из стали.
Фюзеляж делится технологическими разъе-
мами на пять частей. Передний отсек Ф-1 не
герметичный. Он содержит радиолокационное
и специальное оборудование. В верхней части
имеются съемные люки, а в нижнем - радио-
прозрачный обтекатель.
Герметичная кабина Ф-2 имеет наружную
обшивку, подкрепленную продольным и попе-
речным набором. Образующиеся ячейки запол-
нены изоляционным материалом, являющимся
наружным защитным слоем.
На внутреннюю поверхность каркаса нало-
жен внутренний защитный слой из панелей раз-
ной толщины с перекрытием внахлест. Внутрен-
ней оболочкой кабины является герметичная
сварная капсула.
АВИКО ПРЕСС
209
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ СИСТЕМЫ М-30
Проект ПТ Предварит, проект
Тип
Год проекта
Экипаж	2-3	2
Двигатель	ТРДА	ТВДА
Мощность, л. с.
Длина самолета, м	45,85	45,85
Размах крыла, м	26,9	26,9
Площадь крыла, м2	-	-
Высота самолета на стоянке, м	9,05	9,05
Удельная нагрузка на крыло, кг/м^
Удельная нагрузка на мощность, кг/л.с.
Масса пустого самолета, кг	-	-
Масса топлива и масла,	кг	-	-
Масса нагрузки, кг	3000	6000
Масса полетная, кг	152	152
Скорость максимальная у земли, км/ч	3200-3400	3200
Скорость максимальная на высоте 2000 м, км/ч
Скорость посадочная, км/ч	360-370	360-370
Время набора высоты 2000 м, мин.
Потолок практический, м	19 000-20 000	18 000-19 000
Дальность полета, км	25 000	25 000
Продолжительность полета, ч	-	-
Длина разбега (с форсажем), м	2200	2200
Длина пробега (с терм, парашютом), м	2200	2200
Количество построеных, шт
Агрегат Ф-3 включает в себя отсеки перед-
ней опоры шасси, оборудования и грузовой.
Грузовой отсек обеспечивает внутреннюю под-
веску управляемой ракеты СБР-43 и различных
вариантов бомбовой нагрузки.
Отсек реактора Р-1 включает: отсек фюзе-
ляжа, где размещаются реактор и распредели-
тельный узел; средний отсек крыла с воздухо-
заборниками, снабженными регулируемыми
диффузорами и системой разводки теплоноси-
теля.
Отсек силовой установки СУ-1 состоит из
кессона крыла, заключенного между килями,
мотогондолами и сопловым аппаратом. СУ-1
включает в себя шесть отсеков двигателей с ка-
налами воздухозаборников, разделенных про-
тивопожарными перегородками.
Подвеска двигателей - стержневая. Входные
и выходные устройства - регулируемые. Под мо-
тогондолами установлена задняя предохрани-
тельная пята и аэродинамические тормоза. В от-
сек СУ-1 убираются основные опоры шасси.
Крыло моноблочной конструкции собрано
из монолитных фрезерованных панелей. В кон-
струкции элеронов, закрылков и интерцепторов
используются сотовые заполнители.
Вертикальное оперение двухкилевое лон-
жеронной схемы с рулями направления сотовой
конструкции.
Горизонтальное оперение переднего рас-
положения управляемое в полете. Предусмот-
рен сдув пограничного слоя от специальной
двигательной установки.
Шасси трехопорное с управляемой перед-
ней опорой. Передняя опора снабжена двумя
не тормозными колесами 880x230, основные
опоры имеют восьмиколесные тележки с тор-
мозными колесами того же размера.
Кабина экипажа предназначена для разме-
щения летчика-командира корабля и штурмана,
который располагается за командиром. Кабина
снабжена минимально необходимым набором
оборудования для уменьшения ее объема.
В аварийных случаях экипаж имеет возмож-
ность покинуть самолет через люки верхнего
расположения с помощью катапультируемых
кресел.
Посадка членов экипажа на свои рабочие
места осуществляется через люки в нижней ча-
сти кабины.
Тормозная парашютная система включает
два тормозных парашюта площадью по 216 м2
из трех куполов каждый, укладываемые в ци-
линдрические контейнеры, расположенные
в хвостовой части фюзеляжа. Один из парашю-
тов основной, другой - дублирующий. Управле-
ние парашютами - электропневматическое.
Система управления самолетом трехка-
нальная электромеханическая. Она является ча-
стью комплексной автоматической системы са-
молетовождения и предназначена для ручного
дистанционного управления, стабилизации
положения самолета по траектории и относи-
тельно центра масс, выполнения автоматичес-
кого взлета и захода на посадку.
В системе управления впервые примене-
ны электромеханические рулевые приводы
с механическими вариаторами, приводящими-
ся во вращение асинхронными электродвига-
телями.
Воздушная система служит для уборки
и выпуска шасси, торможения основных опор
и управления створками грузоотсека. Для пита-
ния системы используются воздушные баллоны
с давлением 200 атм., связанные единой пнев-
мосетью.
Система защиты от радиоактивного излуче-
ния включает собственную защиту реактора, за-
щиту экипажа и части оборудования. Защита
реактора обеспечивает возможность наземного
обслуживания самолета после посадки.
Герметичная капсула, служащая для защиты
экипажа во время работы реактора имеет
внешний и внутренний слои защиты общей тол-
щиной до 140 мм, изготовленные из специаль-
Отсек Л-3 (протяженностью от кабины до
210
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
но из свинцового стекла и плексигласа общей
толщиной 110 мм.
Система электроснабжения трехфазная
с линейным напряжением 208 В и частотой
400 Гц. Вспомогательными системами являются
системы постоянного тока напряжением 28
в и переменного тока напряжением 208 в и час-
тотой 2000 Гц. Повышенная частота применена
для экспериментальных целей.
Основными источниками электроэнергии
являются шесть синхронных генераторов мощ-
ностью по 90 кВА. Источниками постоянного
тока являются четыре выпрямительных блока.
Комплексная пилотажно-навигационная
система содержит:
центральное вычислительное устройство;
гироориентатор и гировертикаль;
допплеровский измеритель путевой скоро-
сти и угла сноса;
радиолокационный визир;
астроориентатор;
аппаратуру дальней и ближней навигации;
пилотажно-вычислительное устройство;
центральную систему воздушных сигналов;
радиовысотомер больших высот;
точный посадочный высотомер.
Радиооборудование представлено новыми
разработками, специально сделанными для
атомного самолета:
KB-станция дальней радиосвязи;
УКВ-станция командной связи;
самолетное переговорное устройство;
радиосистема опознавания
автоматический и бесподстроечный радио-
компасы.
Остальное радиооборудование входит в ком-
плексную пилотажно-навигационную систему.
Кислородное оборудование представляет
собой систему низкого давления, в которую
входят:
самолетные кислородные газификаторы ти-
па СКГ-15;
стационарные кислородные приборы типа
КП-42;
контрольные приборы;
Атомные проекты
В. М. Мясищева
АВИКО ПРЕСС
211
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
парашютные кислородные приборы типа
КП-27М.	\
Бомбардировочное вооружение позволя-
ет использовать самолет в вариантах:
самолета-носителя управляемых ракет типа
Х-43;
самолета-носителя специальных изделий;
самолета-бомбардировщика;
учебно-тренировочного самолета.
Бомбовый отсек оборудован бомбодержате-
лями с замками для подвески и сбрасывания
грузов. Он снабжен теплоизоляцией и устройст-
вами, обеспечивающими поддержание в нем
необходимого температурного режима.
Управление сбрасыванием бомб, спец, изде-
лий и УР, открытием и закрытием створок бомбо-
люка осуществляется электрической системой.
Командная часть этой системы расположена в ка-
бине, а исполнительная - в бомбовом отсеке.
212
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
АВИКО ПРЕСС
213
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
214
АВИКО ПРЕСС
,ам своими руками.
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
СВЕРХЗВУКОВОЙ ГИДРОСАМОЛЕТ М-70
К середине 50-х годов эффективность
средств противовоздушной обороны (ПВО) за
счет принятия на вооружение первых сверхзву-
ковых истребителей-перехватчиков с управляе-
мыми ракетами на борту и зенитно-ракетных
комплексов выросла настолько, что повсемест-
но стал вопрос о перевооружении стратегичес-
кой авиации бомбардировщиками нового поко-
ления.
Мир переживал тот редкий миг, когда сред-
ства обороны превзошли средства нападения
по тактико-техническим характеристикам
и уровню боевой эффективности в целом. Осо-
знание этого факта умножило усилия США
и СССР по созданию новых стратегических сис-
тем оружия.
К работам подобного направления относи-
лось исследования возможного облика сверх-
звукового гидросамолета-бомбардировщика,
начатые в ОКБ-23 по указанию начальника 7-го
Главного управления МАП в ноябре 1955 г.
Летающие лодки привлекали прежде всего
возможностью их заправки топливом с надвод-
ных кораблей и подводных лодок вблизи бере-
гов потенциального противника и бесплатным
базированием на зеркале океана. Сверхзвуко-
вая скорость позволяла им быстрее миновать
зону ПВО противника.
Кроме того, гидросамолет обладал рядом
преимуществ перед сухопутным самолетом по
условиям базирования, в частности:
не требовались дорогостоящие взлетно-по-
садочные полосы и рулевые дорожки;
практически были не ограничены длины раз-
бега и пробега, в связи с чем допускались более
высокие взлетные и посадочные скорости;
имелась возможность осуществлять широ-
кий аэродромный маневр;
существовала практически полная неуязви-
мость гидроаэродромов от ударов противника;
-	Сверхзвуковой
при правильной организации обслуживания гидросамолет м_70
с необходимыми плавсредствами для эксплуа-
АВИКО ПРЕСС
215
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Модель гидросамолета М-70 в гидроканале ЦАГИ
Модель М-70 в музее ЭМЗ им. В. М. Мясищева
тации гидросамолетов можно было обеспечить
практически полную автономность их базирова-
ния на необорудованных акваториях.
Автором предложения об использовании гид-
росамолетов в качестве сверхзвуковых бомбарди-
ровщиков-разведчиков являлся Главный конструк-
тор Р. Л. Бартини, под руководством которого
в 1952-1961 гг. было разработано пять проектов
сверхзвуковых самолетов-амфибий: А-55, А-57,
Р-57АЛ, Ф-57 и Р.
Может быть, подобная идея была следствием
осознания СССР в геополитическом плане, как ост-
рова в капиталистическом окружении и попыткой
использовать ресурсы Мирового океана. За рубе-
жом это направление не разрабатывалось, видимо
из-за отсутствия подобных проблем.
В ОКБ-23 тема получает шифр «70» (Наиболь-
ший порядковый номер, использованный в нуме-
рации проектов ОКБ-23 - Прим. авт.).
В июле 1956 г. был выпущен отчет о предвари-
тельной проработке проекта «70», и в ЦАГИ нача-
лись экспериментальные исследования динамиче-
ски-подобной модели самолета в гидроканале
и открытом водоеме.
Через месяц вышло Постановление ЦК КПСС и
СМ СССР от 15.08.56 г. №1119-582 о разработке
в ОКБ-23 эскизного проекта дальнего сверхзвуко-
вого многоцелевого гидросамолета М-70. То же за-
дание параллельно поручается и ОКБ
Г. М. Бериева, специализирующегося по
гидросамолетам
Для ускорения работ по подготовке эскизного
проекта в ОКБ-23 командируется группа инжене-
ров-офицеров ВВС. Это дало свои плоды и уже
в сентябре 1956 г. были готовы ТП ВВС к самолету
М-70.
Дальний морской бомбардировщик предназ-
начался для:
нанесения ударов бомбами и самолетами-сна-
рядами по соединениям кораблей и конвоям про-
тивника;
воздушной разведки и наведения на цель под-
водных лодок.
Условия боевого применения:
длительное пребывание на плаву, взлет и по-
садка с самолетом-снарядом днем и ночью в слож-
ных метеоусловиях, в открытом море и океане при
волнении 3-4 балла;
осуществление встречи с подводной лодкой
в заданном квадрате после длительного полета над
водной поверхностью на большом удалении от бе-
рега; заправка топливом от подводных лодок
и надводных кораблей в открытом море и океане
при волнении 3-4 балла;
полет к цели, ее поиск и обнаружение на высо-
тах, близких к практическому потолку.
216
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
в условиях сильного противодействия и при-
менения противником всех средств ПВО при
подходе к цели и в районе цели;
боевое применение самолета-снаряда на
сверхзвуковых скоростях с различных высот
до практического потолка включительно днем
и ночью в любых метеоусловиях.
Гидросамолет должен был нести боевую
нагрузку до 5 т, иметь скорость полета до 1800
км/ч и дальность до 8000 км.
Опыт создания тяжелых скоростных гидро-
самолетов в мировом самолетостроении от-
сутствовал, да и ОКБ-23 не приходилось до
этого заниматься гидроавиацией, поэтому сво-
ей главной целью специалисты определили
обоснование технической возможности со-
здания подобного летательного аппарата.
Для этого, надо было решить ряд узловых про-
блем:
выбор аэродинамической и гидродинами-
ческой компоновок самолета;
создание проекта норм прочности тяжелых
гидросамолетов совместно с отраслевыми
НИИ;
проектирование новых взлетно-посадоч-
ных устройств.
При разработке гидросамолета М-70 широ-
ко использовался накопленный ОКБ опыт про-
ектирования и постройки дальнего сверхзву-
кового бомбардировщика М-50, в частности:
применение крупногабаритных штампо-
ванных панелей;
размещение топлива в герметизированных
отсеках конструкций;
применение автоматических устройств для
управления самолетом, систем навигации,
бомбометания, управления оборонительным
вооружением и др.
Ввиду того, что гидросамолет «70» по ос-
новным параметрам оказался близок к сверх-
звуковому бомбардировщику «50», топливная,
гидравлическая и воздушная системы, блок-
схема управления,электрооборудование и пи-
лотажно-навигационное оборудование этого
самолета без принципиальных изменений бы-
ли применены в новом проекте.
Основными факторами, определившими
аэродинамическую компоновку гидросамоле-
та, явились:
заданный ТТТ комбинированный режим
полета гидросамолета, включающий основной
крейсерский полет на скорости 900-950 км/ч
и участок в 500 км в районе цели, который ги-
дросамолет должен пройти на сверхзвуковой
скорости - 1700-1800 км/ч;
удовлетворительные взлетно-посадочные
характеристики, определяющие общую проч-
Сравнительные тактико-технические характеристики гидросамолетов (этап ЭП)
	ТТТ ВВС	М-70 (комб. режим)	М-70 (сверхзв.)	СДМБР
Взлетная масса, т	-	240	240	240
Боевая нагрузка, т	5	5	5	5
Экипаж, чел Силовая установка:	-	3	3	3
тип двигателя	-	ТРДФ	ТРДФ	ТРДФ
		нк-6	П10Б	П10Б
взлетная тяга, тс	-	4x22 500	4x26 500	4x26 500
Крылатая ракета:				
тип	П-6	П-6 (изд. 44)	П-6 (изд. 44)	П-6
масса, т	-	3600	3600	3600
дальность полета, км	-	400-450	400-450	400-450
высота над целью, км	-	ДО 20	ДО 20	ДО 20
скорость, км/ч Практическая дальность, км	-	до 2500	до 2500	до 2500
автономная	6000-6500	6000-7000	7000-7500	7000-7500
с 2-мя заправками от ПЛ		21 000-21 500	23 000-24 000	
Потолок при пуске КР, км Скорость, км/ч	15-16	16-17	19-21	20
максимальная	1700-1800	1700-1800	2500	2440
крейсерская	-			
взлетная	-	360-380	370-380	450
посадочная	-	230-250	230-250	290
АВИКО ПРЕСС
217
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Заправка в
воздухе М-52 от
М-70
ность, и, следовательно, и весовую отдачу гидроса-
молета по топливу;
заданная мореходность гидросамолета в 4 бал-
ла (высота ветровой волны 1,5-1,8 м).
Принятая аэродинамическая компоновка -
нормальная схема с тонким трапециевидным кры-
лом малого удлинения и четырьмя двигателями,
два из которых располагались над крылом, а два
других - по бокам киля - наиболее полно удовле-
творяла этим требованиям. Геометрические пара-
метры лодки выбирались из условий получения
оптимальной дальности полета гидросамолетов
с учетом как миделя (удлинения), так и веса конст-
рукции.
Проектантам удалось удовлетворить строгим
требованиям аэро- и гидродинамики и разрабо-
тать очень изящный летательный аппарат, обводы
которого вполне современны и сегодня. (Для аль-
тернативного проекта СД МБР Г. М. Бериева была
выбрана та же аэродинамическая схема с таким же
размещением двигателей. - Прим. авт.).
Из рассмотренных двигателей оптимальными
с точки зрения летных данных оказались двигате-
ли НК-б проект Главного конструктора Н. Д. Кузне-
цова, которые и были приняты в качестве основ-
ных.
Кроме того, на гидросамолете могли устанавли-
ваться двигатели М16-17Ф Главного конструктора
П. Ф. Зубца, используемые для сверхзвукового
бомбардировщика М-52, работы по которому раз-
ворачивались в то же время. Гидросамолет имел
при этом несколько худшие летно-технические
данные, однако и с этими двигателями ТТТ к гидро-
самолету, в основном, выглядели выполнимыми.
В соответствии с ТТТ была рассмотрена воз-
можность дальнейшего улучшения летно-техниче-
ских данных гидросамолета.
В отличие от базового варианта с комбиниро-
ванным режимом полета компоновка перспектив-
ного гидросамолета имела следующие особеннос-
ти:
тонкое крыло малого удлинения, скомпонован-
ное из профилей У-5 м, с=3% (на базовом крыле -
П-53с - б, с= 4%)
силовая установка состояла из четырех двига-
телей П10-Б конструкции Н. Д. Кузнецова (про-
ект);
двигатели размещались в четырех мотогондо-
лах: два в хвосте (на киле), два на концах крыла са-
молета;
была убрана кормовая пушечная установка,
при сохранении всего радиотехнического оборо-
нительного вооружения.
Лодка по основным геометрическим парамет-
рам, конструкции, компоновке и размещению обо-
рудования, а также взлетно-посадочные устройст-
ва остались без изменений.
Проведенная модификация позволяла рассчи-
тывать на увеличение скорости - до 2500 км/ч,
и высоты над целью - до 21 км.
218
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
В процессе эскизной проработки были
проведены:
экспериментальные исследования модели
гидросамолета в аэродинамической трубе
Т-108 ЦАГИ;
экспериментальные исследования дина-
мически-подобных моделей гидросамолета
в гидроканале и на экспериментальной базе
(в открытом водоеме) 12-й лаборатории ЦА-
ГИ;
теоретические исследования на электро-
интеграторах вопросов взлета и посадки тя-
желых скоростных гидросамолетов;
исследования и предварительные обобще-
ния (совместно с ЦАГИ) по нормам прочности
гидросамолета с лыжно-крыльевым шасси;
анализ возможных летно-технических
данных гидросамолета при различной аэро-
динамической компоновке («бесхвостка»,
«летающее крыло» и т.д.);
анализ возможного тактического примене-
ния гидросамолета типа М-70.
В результате этих исследований был сде-
лан вывод, что создание тяжелого скоростно-
го гидросамолета технически возможно.
В то же время, по мнению специалистов
ОКБ, использование такого гидросамолета
в качестве морского бомбардировщика или
самолета-носителя управляемых снарядов
«воздух-корабль» - не совсем целесообраз-
но, так как:
летно-тактические данные гидросамолета
значительно уступают тактико-техническим
данным сухопутных бомбардировщиков тако-
го класса;
-	для поражения важных морских целей на
значительном удалении до 9000 км от госу-
дарственной границы СССР может успешно ис-
пользоваться стратегическая система М-52К
(в дальнейшем система М-56К);
-	для поражения морских целей, удаленных
от советских аэродромов базирования на
2000-3000 км обычными и специальными бом-
бами калибром до 3-5 т или самолетами-сна-
рядами массой до 3,5 т, могут быть успешно
использованы сухопутные тактические бом-
бардировщики.
Таким образом, раскритиковав основное
назначение гидросамолета, заданное в ТТТ,
что являлось уникальным фактом в практике
взаимоотношений Заказчика и Разработчика,
проектанты далее изложили следующие
предложения:
«Представляет практический интерес
использование гидросамолета «70» в качест-
ве разведчика, обеспечивающего боевые дей-
ствия океанских подводных лодок на дальних Схема контакта
М-7О с подводной
коммуникациях противника.	_
лодкой
АВИКО ПРЕСС
219
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Компоновочная
схема М-70
При взаимодействии с подводными лодками
гидросамолет совершает полеты в район дей-
ствий подводных лодок (7000-8000км), произ-
водит разведку значительных водных прост-
ранств в этом районе, и после обнаружения це-
ли, осуществляет неведение подводных лодок
на нее для применения ими реактивного и тор-
педного оружия.
Гидросамолет, рассчитанный на посадку
и взлет в открытом море при сложных гидро-
метеорологических условиях, (волнение до 4-х
баллов), может дозаправиться топливом от
специальных подводных лодок-танкеров или
надводных кораблей, увеличивая тем самым
свой радиус действия и продолжительность
пребывания в районе боевых действий подвод-
ных лодок. Кроме того, гидросамолет, остава-
ясь на плаву в море, может совершать «такти-
Варианты загрузки грузового отсека
Груз	Количество, шт.		Масса, кг
Самолет-снаряд типа П-6	1	3400
Изделие «6»	1	6500
Изделие «4»	1	1500
Изделие «3»	1	4000
Управляемая авиабомба		
типа УБВ-3	1	5060
Мины в габаритах ФАБ-1500	4	4x1100
ческую паузу», то есть выжидать удобную
тактическую обстановку, уменьшая этим по-
требный наряд гидросамолетов.
Исходя из этого, на основе имеющихся ма-
териалов в эскизном проекте рассмотрена воз-
можность дозаправки гидросамолета «70»
топливом от подводных лодок-танкеров или
надводных кораблей. Дальность полета гидро-
самолета «70» при двух дозаправках может со-
ставить 21 000-21 500 км.
Однако основным назначением рассмотрен-
ного в эскизном проекте гидросамолета, по на-
шему мнению, должна быть дозаправка стра-
тегической системы «52» (в будущем системы
«56») топливом в полете, т.к. использование
гидросамолета «70», взаимодействующего
с подводными лодками в качестве самолета-за-
правщика, создает совершенно новые возмож-
ности проникновения зазвукового самолета-
носителя «52» в глубокие тылы вероятного
противника, (см. карту)
Самолет-носитель при двух дозаправках
(до и после цели) может иметь радиус сброса
самолета-снаряда - до 8000 км, т. е. радиус
действия системы (включающий дальность
автономного полета изделия «44» к цели -
2000 км) - до 10 000 км. При этом:
самолет-носитель имеет возможность со-
вершать полет к цели с направлений, имеющих
наименее развитую систему ПВО;
220
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
процесс заправки может также осуществ-
ляться вне зоны действия стационарной сис-
темы ПВО противника, ввиду чего заправка ус-
пешно может производится на дозвуковой ско-
рости;
гидросамолеты-заправщики при взаимодей-
ствии с подводной лодкой-танкером, имеющей
запас авиационного топлива до 1800 т (такая
лодка задана ВМФ для строительства), могут
дозаправить дважды (до и после цели) 4-5 бом-
бардировщиков;
не требуется значительных материально-
технических затрат на строительство аэро-
дромов базирования сухопутных самолетов за-
правщиков и сохранение их в боевых условиях.»
Основным способом увеличения дальности
полета был определен способ дозаправки гид-
росамолета от специальной подводной лодки-
танкера (ПЛТ).Поэтому в проекте была подроб-
но проработана технология дозаправки гидро-
самолета от ПТЛ. Наряду с этим была рассмотре-
на дозаправка топливом в воздухе от аналогич-
ного гидросамолета-заправщика и от сухопутно-
го самолета-заправщика.
Планом опытно-конструкторских работ для
ВМФ предусматривалось в 1958 г. проработка
ПЛТ, способная выдать гидросамолетам или ко-
раблям в открытом море до 1800 т керосина со
скоростью перекачки 6000 л/мин.
С целью отработки взаимодействия гидроса-
молетов и ПЛ при дозаправке в ноябре-декабре
1956 г., в июне-июле 1957 г. и в августе 1957 г.
были проведены учения на Черноморском, Се-
верном и Тихоокеанском флотах соответствен-
но.
В качестве заправляемого самолета исполь-
зовался гидросамолет Бе-6 разработки ОКБ
Г.М. Бериева. В результате этих широкомас-
штабных испытаний была установлена техничес-
кая возможность дозаправки гидросамолетов от
ПЛТ при следующем порядке взаимодействия
с ПЛТ:
ПЛТ докладывает обстановку на береговой
пункт управления и, при наличии благоприятных
условий, гидросамолет вылетает на задание;
ПЛТ, находясь в погруженном состоянии, ус-
танавливает связь с гидросамолетом, выпуская
приводной радиобуй, предварительно взаимно
опознавая друг друга;
гидросамолет выходит на плавающий радио-
буй и производит посадку;
устанавливается подводная связь между ПЛТ
и гидросамолетом с помощью гидроакустичес-
кой установки;
ПЛТ всплывает и осуществляет контакт для
заправки;
Сравнительная характеристика
двигателей гидросамолета М-70
	НК 6	М-16-17Ф	П10Б (НК-10)
Тяга, кгс:			
взлетная	25 500	22 000	26 500
форсажная (М=2,2)	20 150	21000	30 000
номинальная	3800	3900	21000
(Н=11 км)	(М=0,9)	(М-0,9)	(М=1,7)
Удельный расход			
топлива, кг/кгс-ч:			
взлет	1,75	1,8	
форсаж	1,96	1,86	1,88 (М-2,2)
номинал	0,87	0,93	1,37
(Н=11 км)	(М=0,9)	(М=0,9)	(М-1,7)
Масса сухая, т	3500	4200	
Габариты, м	1	01,995x4,95 01,86x6,26		
подается сигнал о готовности к встрече гид-
росамолета-бомбардировщика, подготовленно-
го для выполнения боевого задания.
Контакт ПЛТ и гидросамолета осуществляет-
ся посредством троса с соединительной голо-
вкой. Трос, войдя в зацепление со специальным
захватывающим приспособлением, укрепленном
на трале ПЛТ, подтягивается лебедкой на палубу
ПЛТ. Затем к соединительной головке троса при-
соединяется конец топливного шланга и проис-
ходит заправка.
Также было уделено значительное внимание
вопросам эксплуатации и обслуживания с ис-
пользованием самоходного эксплуатационного
дока специальной постройки и других вспомога-
тельных плавсредств, а также приведены основ-
ные требования к этим средствам.
В сентябре 1957 г., в срок, определенный По-
становлением Правительства, эскизный проект
был подготовлен, но не рассматривался Заказчи-
ком (ВВС). В том же месяце все работы по теме
«70» были прекращены.
Определенную роль в свертывании этой те-
матики сыграло отношение самих авторов к сво-
ему детищу, область применения сверхзвуково-
го гидросамолета была сжата узкими рамками
разведчика и заправщика. Последний вариант
применения не был даже упомянут в ТТТ ВВС.
Но главной причиной, видимо, явилось появле-
ние в военных арсеналах СССР мощной ракеты-
носителя Р-7 разработки ОКБ-1 С.П. Королева,
которое явилось предвестником грядущей эры
господства ракетно-ядерного оружия.
15 мая 1957 г. в СССР был проведен успеш-
ный пуск первой в мире межконтинентальной
баллистической ракеты с ядерным зарядом,
и господство наступательного оружия было
АВИКО ПРЕСС
221
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Самоходный
эксплуатационный
док
восстановлено. Необходимость в наукоемких
и дорогостоящих скоростных тяжелых гидросамо-
летах, как средствах доставки ракетно-бомбового
оружия, отпала.
Правильность основного вывода эскизного
проекта М-70 о технической возможности созда-
ния тяжелого скоростного гидросамолета была
подтверждена только через ЗОлет. В 1986 г. круп-
нейший в мире самолет-амфибия А-40 «Альбат-
рос» разработки ТАНК имени Г. М. Бериева совер-
шил свой первый полет.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ГИДРОСАМОЛЕТА
М-70 (ЭП)
Гидросамолет представляет собой высокоплан
нормальной схемы с тонким трапециевидным
крылом малого удлинения, четырьмя двигателями
на пилонах, два из которых размещены над кры-
лом, а два других закреплены справа и слева от
киля, и гидрошасси.
Лодка гидросамолета обтекаемой формы, по-
перечные сечения образованы дугой окружности
(сверху), сопряженной с прямыми боковинами
и ограниченные снизу килеватым днищем. Плос-
костями разъема лодка делится на шесть отсеков.
Отсек Л-1 ферменной конструкции служит
для размещения радиолокационного оборудова-
ния и крепления заправочной штанги. Сверху
ферма закрывается съемной крышкой на замках,
а снизу - радиопрозрачным обтекателем.
Отсек Л-2 - (герметичная кабина) представля-
ет собой полумонокок с продольным и попереч-
ным набором из прессованных дюралюминиевых
профилей. Герметизация швов в стыках панелей
достигается герметиком марки Ви-32-3. В кабине
размещается экипаж, состоящий из грех человек,
и аппаратура управления гидросамолетом.
Фонарь летчика и штурмана сварен из прессо-
ванных титановых профилей и остеклен органи-
ческими стеклами повышенной прочности. Пе-
редние стекла выполнены из силикатного трип-
лекса с пленочным электрообогревом.
Входом в кабину для всех трех членов экипажа
служит дверь в задней, стенке, сообщающая каби-
ну с приборным отсеком (в Л-3), имеющим, в свою
очередь, дверь на левом борту.
В аварийных случаях покидание гидроса-
молета экипажем в воздухе осуществляется
вниз через люки, расположенные под сидени-
ями летчика (для летчика) и стрелка-ради ста
(для стрелка-радиста и штурмана). Покидание
гидросамолета экипажем на плаву в аварий-
ных случаях возможно через люки в верхней
части фонаря, закрывающиеся откидными
крышками. Герметизация входных и аварийных
люков достигается резиновыми пневмошлан-
гами.
222
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Отсек Л-3 (протяженностью от кабины до
грузового отсека) набран из цельнопрессован-
ных панелей (материал В-95). В Л-3 входит
приборный отсек и пять отсеков - топливных
баков в нижней передней части. Имеется отсек
для установки носовой гидролыжи, отделенной
герметической нишей. Шпангоуты в нижней ча-
сти развиты во флоры, воспринимающие на-
грузку от днища лодки и являющиеся ложемен-
тами для днищ топливных баков. В нижней ча-
сти Л-3 имеется приемник топливозаправочно-
го шланга при заправке от подводной лодки-
танкера.
Средний отсек Л-4 цилиндрический, изго-
товлен из цельнопрессованных панелей (из ма-
териала В-95), протяженностью от начала гру-
зового отсека до третьего лонжерона кессона
центроплана. Включает в себя грузовой отсек,
кессон центроплана, отсек с установкой под-
водного крыла, отделенного герметичной нишей
и топливный отсек. Над нишей отсека подвод-
ного крыла имеется лаз. Грузовой люк и ниша
подводного крыла слева и справа окантованы
общими бимсами, а спереди и сзади - усилен-
ными флорами с утолщенной обшивкой днища.
Грузовой люк закрывается двумя створками.
Герметизация люка достигается сдвоенными ре-
зиновыми пневмошлангами.
Хвостовой отсек Л-5 (протяженностью от
заднего лонжерона кессона центроплана до
кормовой стрелковой установки) собирается
из клепаных панелей, набранных из листовой
обшивки и прессованных стрингеров. Включа-
ет отсеки топливных баков, крепления верти-
кального и горизонтального оперений и кор-
мовой демпфер, размещаемый в герметичной
нише.
Отсек Л-б - кормовая автоматическая стрел-
ковая установка.
Герметизация швов лодки в топливных отсе-
ках, на днище, в нишах и других местах обеспе-
чивается герметиком марки У-30. По всей дли-
не, начиная от фонаря, проходит гаргрот, в ко-
тором размещаются коммуникации управления,
топливной системы, электрооборудования
и т. д.
Непотопляемость лодки обеспечивается на-
личием шести изолированных герметичных от-
секов, образуемых задраиванием лазов в соот-
ветствующих флорах. Буксировочные приспо-
собления - утки, рымы и гак - дистанционно уп-
равляемые и утапливаемые заподлицо с внеш-
ним обводом лодки.
Крыло состоит из центропланной части
и отъемных консолей. Основным силовым эле-
ментом центропланной и консольных частей яв-
ляется трехлонжеронный кессон. Продольный
набор кессона выполнен из прессованных па-
нелей (материал В-95). На 70% полуразмаха на
верхней поверхности крыла установлен пилон
для крепления мотогондолы. В этом сечении
консоль крыла имеет разъем. Носок крыла от
борта до пилона (15% хорды) отклоняется на
15° вниз. Полости в кессоне внутренней части
крыла (К-2) служат топливными емкостями.
Элерон состоит из двух частей- внешней от
поплавка до пилона и внутренней- от пилона до
закрылка. Элерон имеет один лонжерон, нервю-
ры и обшивку.
Закрылок расположен в корневой части
крыла между бортом лодки и элероном, имеет
один лонжерон, нервюры и обшивку. Закрылок
перемещается по трем рельсам двумя шарико-
выми подъемниками. Крутящий момент к подъ-
емникам передается валами от общего элект-
ромеханизма. Электромеханизм выпуска за-
крылков установлен в лодке и состоит из двух
электродвигателей и дифференциального сум-
мирующего редуктора. В случае отказа элект-
родвигателя выпуск закрылков может произ-
водиться вторым электродвигателем, при этом
время выпуска закрылков увеличивается в два
раза.
Поплавок представляет собой полумонокок
с продольным и поперечным набором из прес-
сованных профилей. В передней части поплав-
ка установлен топливный бак, в задней нижней
части имеется отсек для уборки подкрыльной
гидролыжи. Отсек отделен от остального объе-
ма поплавка герметизированной нишей. Герме-
тичность швов обеспечивается герметиком.
Оперение гидросамолета состоит из двух
горизонтальных управляемых поверхностей
и вертикальной поверхности с управляемым ру-
лем. Горизонтальное оперение имеет наклон-
ные оси вращения, являющиеся лонжеронами
и набор нервюр, расположенных перпендику-
лярно оси лонжерона. Лонжероны переменного
сечения: в концевой части двутавровые, в кор-
невой- круглые. Материал лонжеронов -
ЗОХПСНА. Обшивка - листовой дюралюминий
Д16Н-ТНВ толщиной 1,5 - 2 мм. Конструкция
киля двухлонжеронная с нервюрами, располо-
женными по полету. Вертикальный руль (одно-
лонжеронный с нервюрами и обшивкой) делит-
ся пилоном крепления хвостовых мотогондол на
две части: верхнюю и нижнюю.
Мотогондолы делятся на две крыльевых
и две хвостовых.
Крыльевые мотогондолы установлены на пи-
лонах, конструкция которых состоит из двух лон-
жеронов с носовым и хвостовым обтекателями.
Лонжероны пилона стыкуются с крылом по пе-
реднему и заднему лонжеронам. Кроме эксплуа-
АВИКО ПРЕСС
223
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Модель
гидросамоле га
М-70
тационных разъемов на мотогондоле предус-
мотрены съемные крышки люков для обслужи-
вания агрегатов двигателя. Хвостовые мото-
гондолы при помощи горизонтального пилона
крепятся к килю. Пилон двумя лонжеронами
крепится к соответствующим лонжеронам ки-
ля.
Мотогондола состоит из неподвижной но-
совой части с выдвижным носком, силовой
панели, скрепленной с пилоном по бортовой
нервюре, рамы крепления двигателя к сило-
вой панели, монтажной панели со створками
и хвостовой части. Узлы крепления хвостовых
двигателей по конструкции аналогичны узлам
крепления крыльевых двигателей.
Гидрошасси состоит из подводного крыла,
носовой гидролыжи, подкрыльных гидролыж
и кормового демпфера.
Подводное крыло - сварное из титаново-
го сплава, образовано верхней и нижней об-
шивкой, приваренной к нервюрам. Внутрен-
няя полость подводного крыла залита запол-
нителем для предотвращения заливания ее
водой в случае повреждения обшивки крыла.
Подводное крыло шарнирно крепится к четы-
рем стальным стойкам, две передние из кото-
рых имеют ступенчатые обтекатели. Ступени
на крыле и стойках расположены в одной
плоскости и необходимы для подвода воздуха
к верхней поверхности подводного крыла
и обеспечения срывного обтекания. Длина
задних стоек может уменьшаться за счет сжа-
тия упругого элемента под действием внеш-
ней нагрузки на подводное крыло, чем обес-
печивается поворот крыла и уменьшение его
угла атаки. Подводное крыло убирается в по-
лете заподлицо с днищем посредством пово-
рота стоек крепления крыла относительно
шарнирных узлов крепления их к лодке.
Носовая гидролыжа представляет собой
полумонокок с продольным и поперечным на-
бором из прессованных профилей (материал
Д16АТ). Нижняя поверхность гидролыжи вы-
полнена по форме днища лодки, заподлицо
с которым она становится в убранном поло-
жении. Гидролыжа шарнирно крепится двумя
стойками к лодке и убирается посредством их
поворота силовым гидроцилиндром по поле-
ту.
Подкрыльные гидролыжи представляют
собой стойки с несущим элементом (типа под-
водного крыла или гидролыжи) на конце.
Система управления гидросамолетом не-
обратимая. Рычаги управления нагружаются
автоматами усилий (горизонтальное и верти-
кальное оперение) и пружинными загружате-
лями (элероны) в зависимости от их переме-
щения и скорости полета или только от пере-
мещения (для элеронов).
224
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
ной системы управления совместно с демпфе-
рами рыскания и крена.
Силовые приводы расположены вблизи ру-
левых поверхностей. Проводка от силовых при-
водов к рулевым поверхностям выполнена вра-
щающимися валами. Здесь же расположены ав-
томаты усилий и механизмы триммерного эф-
фекта. Блоки гидромоторов с приводами от
электродистанционной и жесткой систем управ-
ления, а также от автопилота располагаются
в центральной части лодки (для элеронов)
и в хвостовой части (для управления горизон-
тальным и вертикальным оперением).
Гидравлическая система гидросамолета
служит для:
уборки и выпуска органов гидрошасси;
управления створками грузового отсека;
питания блоков управления элеронами, вер-
тикальным и горизонтальным оперением и ин-
терцепторами.
Гидравлическая система состоит из самосто-
ятельных блоков питания. Каждый блок пред-
ставляет собой компактный агрегат, состоящий
из бака, фильтра, насоса подкачки, основного
насоса, предохранительного клапана и аккуму-
лятора. На турбинах энергоузла устанавливают-
ся по одному блоку питания элеронов, верти-
кального и горизонтального оперений. Кроме
того, на передней турбине устанавливается блок
питания основной системы, на задней - аварий-
ной системы. Основная и аварийная системы
питания служат для уборки и выпуска гидро-
шасси, управления створками грузового отсека
и питания блока управления интерцепторами.
Блоки управления горизонтального и верти-
кального оперений и элеронов обслуживаются
каждый двумя автономными блоками питания.
Имеются два основных и один аварийный
энергоузлы. Наличие давления во всех системах
питания в полете контролируется световой сиг-
нализацией, расположенной в кабине летчика.
На земле давление в системах контролируется
манометрами расположенными в блоках пита-
ния.
Пилотажно-навигационное оборудование
выполнено в виде комплексной системы само-
летовождения и бомбометания (КСБ), которая
обеспечивает автоматизацию вычислений
и процессов самолетовождения и бомбомета-
ния.
КСБ включает:
единое счетно-решающее устройство;
гироориентатор;
радиолокационную станцию типа «Ветер»;
астровизирные устройства;
радиолокационный визир;
центральную гировертикаль;
курсовую систему;
датчик высотно-скоростных параметров;
пилотажно-посадочный прибор;
автоматический радиокомпас с УКВ-при-
ставкой;
аппаратуру слепой посадки;
комплект аварийных приборов, обеспечива-
ющих возвращение и посадку самолета на аэро-
дром в случае выхода из строя КСБ.
Электрооборудование включает основную
электросистему переменного трехфазного тока
с U=200b и частотой 400 Гц и аварийную систе-
му постоянного тока с U=27 В.
Источниками переменного тока являются
три синхронных трехфазных турбогенератора
мощностью по 60 КВА, работающих как раздель-
но, так и параллельно.
Вспомогательная система запитывается от
основной через два выпрямительных устройства
и от аккумуляторной батареи емкостью 100 А.
Потребителями постоянного тока являются
цепи электродистанционного управления, све-
товое и светосигнальное оборудование.
Радиооборудование включает радиосвяз-
ное, радиолокационное и радионавигационное
оборудование.
Радиосвязное оборудование содержит аппа-
ратуру системы «Планета», состоящую из пере-
датчика типа «Кристалл», приемника «Руль-М»,
приставку «Кварц-1» и обеспечивает экипажу
постоянную связь с базой и внутрисамолетную
связь между членами экипажа с помощью пере-
говорного устройства СПУ-6. Кроме того,
на борту имеется аппаратура подводной связи
и взаимоопознавания типа «Охотск».
Радиолокационное оборудование представ-
лено визиром СБР-50, входящим в КСБ.
Радионавигационное оборудование содер-
жит радиовысотомеры РВ-У и РВ-25, радиоком-
пас АРК-54Б, дальномерно-угломерную систему,
в которую входят комплексная аппаратура опо-
знавания «Дюраль» и угломерная УКВ-пристав-
ка «Исток».
Вооружение состоит из бомбардировочно-
го и оборонительного. Для обеспечения боево-
го применения изделий на гидросамолете пре-
дусмотрены:
бомбардировочная установка;
система управления изделиями;
система поддержания температурного режи-
ма в грузовом отсеке.
Управление боевым сбрасыванием
выполняется автоматически от КСБ или вручную
штурманом. Боевое сбрасывание производится
только на «взрыв», аварийное - на «взрыв»
и «невзрыв».
АВИКО ПРЕСС
225
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Оборонительное вооружение предназна-
чается для отражения атак противника в
задней полусфере и создания пассивных помех
системам наведения наземных РЛС и управляе-
мых ракет класса «земля-воздух» и «воздух-
воздух».
Оборонительное вооружение включает:
кормовую башню с двумя пушками типа
261-П;
радиолокационный прицел типа «Ксенон»;
реактивные снаряды ТСР-45 с дипольными
отражателями;
устройство выброса ТСР-45 типа «Авто-
мат-2»;
станцию обнаружения «Сирена-3»;
станции создания помех наземным РЛС
и РЛС самолетов противника.
В разведывательном варианте гидросамо-
лет оснащен фотоаппаратом типа АФА-45 с фо-
кусным расстоянием 1800 мм, которое обеспе-
чивает перспективное фотографирование на
оба борта с углами места 5°-35°.
Система кондиционирования обеспечи-
вает поддержание в кабине экипажа темпера-
туры воздуха 20°-40°С, избыточного давления
0,4 кг/см^ и вентиляцию кабины чистым воз-
духом. Кроме того, система обеспечивает пита-
ние скафандров воздухом (200 л/мин, t=30°C).
Воздух для подачи в кабину отбирается за
последней ступенью компрессоров двух внут-
ренних двигателей и проходит через воздухо-
воздушный радиатор и турбохолодильник.
Затем воздух охлаждается до нужной темпера-
туры, смешиваясь в воздухосмесителе с горя-
чим воздухом, идущим в обход турбохолодиль-
ника.
Воздух для скафандров отбирается от про-
межуточных ступеней всех четырех двигателей
и проходит все стадии подготовки аналогично
кабинному воздуху.
Аварийная вентиляция и наддув скафанд-
ров осуществляется от баллонов со сжатым
воздухом.
Система охлаждения грузового отсека
поддерживает температуру 50-25°С в грузовом
отсеке и сконструирована аналогично системе
кондиционирования.
Кислородное оборудование обеспечи-
вает питание кислородом членов экипажа
ОСНОВНЫЕ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ
ДАННЫЕ САМОЛЕТА М-70
Тип
Год проекта
Экипаж
Двигатель
Мощность, л. с.
Длина самолета, м
Размах крыла, м
Площадь крыла, м2
Высота самолета на стоянке, м
бомбардировщик
1956
34,6
343
Удельная нагрузка на крыло, кг/tP
Удельная нагрузка на мощность, кг/л.с.
Масса пустого самолета, кг
Масса топлива и масла, кг
Масса нагрузки, кг
Масса полетная, кг
90 000 95 000
144 300-139 300
5000
240 000
Скорость максимальная у земли, км/ч
Скорость максимальная на высоте 2000 м, км/ч
Скорость посадочная, км/ч
Время набора высоты 2000 м, мин.
Потолок практический, м
Дальность полета, км
Продолжительность полета, ч
Длина разбега, м
Длина пробега, м
Количество построеных, шт
в течение всего полета и в случае аварийно-
го покидания самолета. Она представляет со-
бой систему низкого давления, в которую
входят:
кислородные жидкостные приборы СКГ-15
(3 шт.);
стационарные кислородные приборы
КП-40Д (3 шт.);
парашютные кислородные приборы
КП-27М (3 шт.).
Средства спасения содержат высотные
скафандры, спасательную лодку и катапульти-
руемые вниз кресла. Для катапультирования
кресел в днище лодки имеются два люка: через
передний люк катапультируется летчик, через
задний - стрелок-радист и штурман поочеред-
но.
Спасательная лодка, используемая при
аварийном приводнении, укомплектована ава-
рийно-спасательной радиостанцией «Каме-
лия», радиолокационным маяком-ответчиком
«Штырь» и бортовым аварийным пайком.
226
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
СВЕРХЗВУКОВОЙ ПАССАЖИРСКИЙ
САМОЛЕТ М-53
Динамичное развитие мировой экономики
в 50-х годах потребовало расширения и упоря-
дочивания связей между географически уда-
ленными друг от друга регионами. С 1958 г.
открываются регулярные пассажирские транс-
атлантические рейсы реактивных дальнемагист-
ральных самолетов типа В-707 (США) между Но-
вым и Старым светом.
В СССР в 1956 г. начинается эксплуатация
первого реактивного отечественного пассажир-
ского самолета Ту-104, предназначенных для
средних авиалиний, а в 1958 г. - серийное про-
изводство первого реактивного пассажирского
самолета Ту-114 для дальних авиалиний.
Первенцы реактивной гражданской авиации
имели крейсерскую скорость полета около 800
км/ч. Устойчивая тенденция роста скорости воз-
душного транспорта делала неизбежным пере-
ход на сверхзвуковые скорости полета. Учиты-
вая это и опираясь на опыт создания сверхзву-
ковых стратегических бомбардировщиков М-50
и М-52, в ОКБ-23 впервые в СССР в 1958г.присту-
пили к проектным изысканиям по сверхзвуково-
му пассажирскому самолету (СПС).
Веской причиной этой инициативы явилось,
по всей вероятности, осознание В. М. Мясище-
вым того факта, что боевые сверхзвуковые са-
молеты М-50, М-52, М-56 не «пойдут» в серию,
хотя М-50 успешно проходил стадию летных ис-
пытаний, а М-52 по всем характеристикам обе-
щал быть еще лучше.
Прохладное и даже предвзятое отношение
военно-политического руководства к разработ-
кам ОКБ-23 чувствовалось и во время визита
партийно-правительственой делегации, воз-
главляемой Н. С. Хрущевым, на предприятие
в августе 1958 г., и при работе макетной комис-
сии по самолету М-52 в мае-июне 1959г.
Разработка СПС была попыткой применить
уникальный опыт создания дальних сверхзвуко-
вых самолетов в новой для ОКБ сфере - граж-
данской авиации.
Модель самолета
М-53
АВИКО ПРЕСС
227
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
_____ — А Э Р О W Л О Т —
СССР-2:!531
ПАССАЖИРСКИЙ
СВЕРХЗВУКОВОЙ
САМОЛЕТ М-53

228
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
АВИКО ПРЕСС
229
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Компоновка самолета М-53А
Вариант М-53Б
230
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Проект СПС получил шифр «55». В 1958 г. были
рассмотрены четыре варианта самолета, отличаю-
щиеся размерностью и аэродинамической схемой:
55А («утка» с треугольным крылом и двумя ТРД
М16-17П, на 60 пасс, с дальностью 2500 км);
55Б («утка» с крылом тройной стреловидности
и четырьмя ТРД М16-17П на 110 пасс, и дальностью
до 6000 км);
55В («утка» с треугольным крылом и шестью
ТРД ВК-15М на 120 пасс, с дальностью до 6500 км);
55Д (самолет «нормальной» схемы по типу
М-50А с треугольным крылом и четырьмя ТРД
М16-17П на 110 пасс, с дальностью до 5500 км).
Расчетная крейсерская скорость полета вари-
антов А, В, Д составляла 2000 км/час, варианта
В - 2600 км/ч.
В 1959 г. работы по СПС продолжались, но уже
под новыми шифрами: «53» и «59». Ведущим кон-
структором по теме был назначен В. Г. Григорьев,
ведущим конструктором по проекту «53» -
В. М. Максимов.
На первом этапе предполагалась разработ-
ка пассажирской модификации опытного бом-
бардировщика М-50А с крейсерским числом
М=1,7, на втором - проектирование нового пас-
Схема М-53 В
Заявленные проектные характеристики СПС
	«29» дозвуковой С 4ххВД-7 (типа ЗМ)	«53» I этап освоения сбхВК 15	«59» II этап освоения с4хВД 7	сверхзвуковой с 4хМ16 17М
Максимальная скорость, км/ч	950	1100	2000	3100
Крейсерская скорость, км/ч	850	1000	1800	2600
Количество пассажиров, чел.	50-60	100-220	40-50	100-130	40-50	100-130	40-50	100-120
Рейсовая дальность полета, км	7500	4500	7500	6000	5000	3200	7500	5800
Высота полета, км	9,4-12,5	11-13	13-16	15-20
Взлетный вес, т	150-185	165	165-180	до 240
Сроки, г:				
выпуска опытного самолет	1961	1962	1965	
начала эксплуатации на линиях	1963	1964	1966	1970
АВИКО ПРЕСС
231
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Схема М-53 с
несущими
мотогондолами
сажирского самолета со скоростью, соответст-
вующей М=3. Проект первого этапа получил
шифр «53», второго этапа - «59». ( В дальней-
шем использовался только шифр «53», так как
шифр «59» получила сверхзвуковая стратеги-
ческая система с турборакетными двигателями.
- Прим, авт.)
Руководство ГВФ поддержало эту инициати-
ву и выдало предварительные ТТТ к СПС от 29.
11. 59 г. В конце 1959 г. выходит Постановле-
ние СМ СССР №569-232 в соответствии с реше-
нием Военно-промышленной комиссии о раз-
работке проекта СПС М-53. По предложению
ГВФ к рассмотрению дополнительно был при-
нят проект пассажирского самолета М-29 на ба-
зе бомбардировщика ЗМ, работы по которому
были прекращены в 1955 г.
Главное внимание было уделено выбору
и обоснованию характеристик и схемы СПС.
Работы велись по следующим основным на-
правлениям:
аэродинамическая и конструктивная ком-
поновки ;
отработка совместно с ГВФ тактико-техни-
ческих требований к самолету и пассажирскому
оборудованию;
технико-экономические расчеты;
проектирование конструкции и подбор ма-
териалов для работы в условиях кинетического
нагрева до 100°С;
проектирование и постройка макетов пасса-
жирских и бытовых помещений самолета.
При выборе облика СПС проектанты ОКБ ру-
ководствовались следующими соображениями.
Выбранная компоновочная схема должна была
обеспечить, в первую очередь, получение мак-
симально высокого аэродинамического качест-
ва на крейсерском режиме полета и максималь-
но высокую весовую отдачу по топливу. Кроме
того, большое значение имела проблема скач-
кообразного смещения фокуса при переходе
через скорость звука. При выборе схемы долж-
ны обеспечиваться максимальные удобства для
пассажиров, невысокий уровень шума в салоне,
противопожарная безопасность самолета при
аварийных посадках, приемлемые взлетно-по-
садочные характеристики.
Были рассмотрены четыре возможные схе-
мы сверхзвукового пассажирского самолета
одной размерности:
М-53А - нормальная схема с треугольным
крылом и хвостовым оперением с двигателями,
установленными на пилонах под крылом (по ти-
пу М-50А);
М-53Б - схема «утка» с двигателями, уста-
новленными на пилонах под крылом;
М-53В - схема «утка» с несущими крылье-
выми мотогондолами;
М-53Г - схема «утка» с пакетным располо-
жением двигателей в хвостовой части фюзе-
ляжа.
232
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Нормальная схема самолета имела опреде-
ленные преимущества, главным из которых яв-
лялось ее освоенность, что позволяло создать
сверхзвуковой пассажирский самолет в крат-
чайшие сроки, но она не обеспечивала высокое
аэродинамическое качество на сверхзвуковых
скоростях и обладала большим недостатком -
резким смещением фокуса самолета при пере-
ходе на сверхзвуковые режимы полета. Из-за ности.
этого для обеспечения центровки самолета тре-
бовалось размещать часть топлива в передних
отсеках фюзеляжа и применять на самолете си-
стему перекачки топлива в полете в хвостовую
часть фюзеляжа.
Это требовало применение автоматов цент-
ровки и продольной устойчивости, что услож-
няло самолет и понижало степень его безопас-
Схема М-53.
Вариант «утка»
Сравнительные характеристики СПС
Характеристика	М-53 (проект)	Ту-144	«Конкорд»
Начало работ, г.	1958	1963	1956
Первый полет, г.	-	1968	1969
Экипаж, чел	3	4	3
Количество пассажиров, макс чел.	130	150	128
Габариты самолета, м:			
размах крыла	27	28	25,6
длина	51,3	65,7	62.2
высота	10,8	12,5	12,2
Силовая установка:			
тип двигателей	РД-16- 23	НК-144А	Olympus 593 МкбЮ
взлетная тяга, т	4x17	4x20	4x17,2
Взлетный вес, т	165	195	181,5
Коммерческая нагрузка, т	12	10	12,7
Весовая отдача по комм, нагрузке, %	7,2	5,1	7,0
Крейсерская скорость, км/час	2200	2200	2150
Высота полета, км	14-17	ДО 20	ДО 18
Дальность полета при макс, запасе топлива, км	6000	6500	7215
АВИКО ПРЕСС
233
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Схема М-53.
Вариант «утка»
Кроме того, из-за низкого аэродинамичес-
кого качества и малой весовой отдачи по топ-
ливу эта схема не обеспечивала требуемой
дальности полета.
Отмеченные недостатки в значительной мере
устранялись при выборе аэродинамической схемы
«утка» с крылом переменной стреловидности
и «плавающим» передним оперением (автором
этой схемы являлся Л. Л. Селяков. - Прим. авт.).
У самолетов этой схемы смещение фокуса при
переходе на сверхзвуковые режимы полета сведе-
но к минимуму, что позволяло иметь приемлемую
центровку самолета на всех режимах без перекачки
топлива. Схема «утка» также имела по сравнению
с нормальной схемой другие важные преимущест-
ва:
обеспечивалось требуемое аэродинамическое
качество на сверхзвуковых режимах полета;
большие корневые хорды крыла позволяли уве-
личить строительную высоту крыла и снизить его
массу, что, вместе с отсутствием хвостового гори-
зонтального оперения, пониженными нагрузками,
действующими на фюзеляж, и некоторыми другими
весовыми преимуществами, приводило к значи-
тельному повышению весовой отдачи самолета по
топливу. Эти основные преимущества схемы «утка»
имели решающий характер, несмотря на худшие аэ-
родинамические характеристики на дозвуковой
234
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
скорости и взлетно-посадочных режимах
полета.
Что касается сравнения трех рас-
смотренных вариантов схемы «утка» меж-
ду собой, то они сводились к следующему:
установка двигателей на пилонах сни-
жает аэродинамическое качество на
крейсерском режиме полета;
установка двигателей в несущих мото-
гондолах «пакетом» в общей гондоле дает
значения качества, более высокие, чем
в предыдущей компоновке;
у самолета с пакетным расположением
двигателей обеспечивается более низкий
уровень шума в пассажирском салоне, так
как двигате-ли находятся сзади его, и,
благодаря близкому расположению дви-
гателей к плоскости симметрии самолета,
облегчается парирование момента на
скольжение при отказе в полете части
двигателей.
С учетом изложенного предпочтение
было отдано схеме самолета «утка» с па-
кетным расположением двигателей, од-
нако ввиду новизны этой схемы, требо-
валось ее более глубокое исследование
на следующих этапах работы.
Вариант «утка» с
несущими
мотогондолами
АВИКО ПРЕСС
235
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Модель самолета
М-53
(Необходимо отметить, что в основу схемного
решения М-53 были положены результаты проект-
ных исследований облика сверхзвукового бомбар-
дировщика-разведчика М-56Р - Прим. авт.).
К силовой установке СПС были предъявлены сле-
дующие основные требования:
двигатели должны быть оборудованы устройст-
вами для реверсирования тяги, шумоглушения
и иметь большой (не менее 1000 часов) ресурс;
двигатели должны иметь минимально возмож-
ный мидель и массу при достаточно большой взлет-
ной тяге.
Этим требованиям в известной степени удовле-
творяли ТРД без форсажной камеры. Готовых двига-
телей, как всегда, не было. К рассмотрению были
приняты: серийный двигатель ВД-7К, двигатель
РД16-17 (Гл. конструктор П. Ф. Зубец), создаваемый
для стратегических бомбардировщиков М-52 и М-56,
и проект ТРД ВК-15 ОКБ-117 Главного конструктора
В. Я. Климова, планируемый также для использова-
ния в силовой установке бомбардировщика-развед-
чика М-56Р.
Большое внимание было уделено выбору
и обоснованию крейсерской скорости полета.
СПС не должен выполнять весь полет на сверх-
Характеристики двигателей для самолета		«53» (М=1,7;	Н=11 км)
Параметры	Потребные	М16-17П	ВД-7К
	характеристики		
Взлетная тяга, кг	18 500	18 500	12 000
Удельный расход топлива, кг топл./кг тяги-час	0,82	0,82	0,82
Максимальная тяга, кг	11 500	10 000	7300
Удельный расход топлива (макс.), кг топл./кг тяги-час	117	1,2	1,17
Крейсерская тяга, кг	10 500	9000	7000
Удельный расход	1,15	1,19	1,15
топлива (крейс.), кг топл./кг тяги-час			
Сухой вес двигателя (титан), кг	3500	4000	2800
Вес двигателя с реверсом и шумоглушителем, кг	3800	4500-4700	3000
Диаметр мотогондолы, мм	1600	1800	1400
Количество двигателей на самолет, шт.	4	4	6
236
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Экономический эффект от применения сверхзвуковых пассажирских самолетов
Самолеты	Экономический эффект
Наименование	Ил-18	проект «53»	
Потребный парк самолетов, шт.	765	172	Парк самолетов сокращается в 4,5 раза
Стоимость парка самолетов, млн. руб. (в ценах 1960 г.)	6120	4128	Стоимость парка самолетов сокращается почти на 2 млрд. руб.
Экономия времени пассажиров за год, млн. ч.	-	53	Экономия времени пассажиров за год составляет 53 млн. ч.
Потребная численность летного персонала, чел.	3825	516	Потребная численность летного персонала уменьшается в 7,5 раза.
Время для технического обслуживания парка самолетов за год, млн. ч.	66,7	18,7	Время технического обслуживания уменьшается в 3,5 раза.
звуковой скорости, так как создаваемые при
полете сверхзвукового самолета на небольшой
высоте ударные волны вызывают ну поверхно-
сти земли резкие импульсы увеличения давле-
ния, которые могут привести к разрушению или
повреждению зданий и сооружений. Поэтому
полеты со сверхзвуковой скоростью не могут
быть допущены на высотах менее 10 000 м.
Таким образом, часть проходимого самоле-
том пути должна затрачиваться на набор высо-
ты, на разгон самолета до сверхзвуковой крей-
серской скорости, затем на торможение для пе-
рехода на дозвуковую скорость перед сниже-
нием и на снижение. Чем меньше дальность по-
лета, тем большая доля пути будет приходиться
на дозвуковые этапы полета и тем меньше бу-
дет сказываться преимущество большой скоро
сти крейсерского полета.
Исходя из этого соображения, был сделан
вывод, что для сверхзвукового самолета с даль-
ностью полета 4500 км нецелесообразно при-
нимать крейсерскую скорость полета более
М=2, а для дальности полета 6500 км - более
М= 3-3,5.
При заданных рейсовой дальности и ком-
мерческой нагрузке скорость крейсерского по-
лета должна выбираться из условия получения
наименьшей стоимости перевозок (тонно-кило-
метра). При рейсовой дальности 4500 км наи-
выгоднейшей скоростью является скорость, со-
ответствующая числу М=1,9-2,1.
Помимо этих соображений, существенное
влияние на выбор скорости оказывает работо-
способность конструкционных материалов
в условиях интенсивного аэродинамического
нагрева и изменение характеристик двигателей
по числам М.
Было решено, что на первом этапе создания
сверхзвуковых пассажирских самолетов целе-
сообразно максимально использовать опыт по-
стройки дозвуковых самолетов, применив
обычные ТРД без форсажа и освоенные типы
конструкций из материалов Д-16 и В-95, проч-
ностные характеристики которых сохраняются
до температур, соответствующих числам
М=2,0-2,2. Дальнейшее повышение числа М вы-
зывает необходимость применения термостой-
ких материалов (жаропрочной стали, титано-
вых сплавов и т.д.), конструкции из которых
еще не были проработаны.
В результате учета всех приведенных сооб-
ражений был сделан вывод, что оптимальной
скоростью крейсерского полета для самолета
с дальностью полета 4500 км является скорость
в диапазоне чисел М= 1,8-2,0.
Технико-экономический анализ примене-
ния СПС показал, что при этом может быть по-
лучен значительный экономический эффект
в результате:
уменьшения стоимости парка самолетов для
заданного объема воздушных перевозок;
сокращение времени пребывания пассажи-
ров в пути;
уменьшения потребной численности летно-
го и обслуживающего персонала.
Для всех вариантов самолета были опреде-
лены технико-экономические показатели. Со-
гласно расчетам, выполненным на основе мето-
дики ГосНИИ ГВФ по принятым в проекте лет-
но-техническим данным самолета «М-53»
Салон самолета
М-53
АВИКО ПРЕСС
237
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Буфет-кухня на
самолете М-53
себестоимость перевозки 1 т груза на 1 км со-
ставляет (в ценах I960 г.):
для самолетов схемы «утка»: с двигателями на
пилонах 2 руб. 16 коп.; с несущими мотогондолами
или пакетным расположением двигателей 2 руб.
14 коп.
В результате проработки возможного облика
перспективного СПС были сделаны следующие вы-
воды:
1.	Выполнение ТТТ ГВФ (особенно по дальнос-
ти) возможно только при условии достижения ве-
личины аэродинамического качества не ниже 6,0,
весовой отдачи по топливу - 48-55% и создания
двигателя с высокими удельными характеристика-
ми.
2.	Высокое аэродинамическое качество
можно получить только путем применения прин-
ципиально новых аэродинамических схем само-
лета и способов компоновки двигателей. Одной
из новых схем, принятых для разработки, являет-
ся схема «утка» с плавающим оперением, крылом
переменной стреловидности и с расположением
двигателей «пакетом» под крылом или в виде не-
сущих мотогондол.
3.	Ни один из построенных и разрабатывае-
мых в настоящее время двигателей не удовлетво-
ряет требованиям, предъявляемых к двигателю
СПС. В связи с этим, необходимо дальнейшее улуч-
шение характеристик и увеличение ресурса двига-
телей.
На основании компоновочных, конструктивных
и макетных проработок составлен совместный
с ГВФ уточненный проект ТТТ к сверхзвуковому
пассажирскому самолету.
Спроектированы и построены два частичных
макета самолета:
отсек пассажирского салона диаметром 3,2 м
и длиной 9,0 м;
отсек буфета-кухни диаметром 3,2 м и длиной
2,5 м;
Макеты предназначались для решения следую-
щих задач:
определение минимального диаметра фюзеля-
жа при размещении в ряду шести пассажирских
кресел;
определение оптимальных размеров пасса-
жирского кресла;
определение минимальных размеров бытовых
помещений;
рациональное размещение оборудования бу-
фета и кухни для 120 пассажиров;
рациональное размещение освещения, венти-
ляции и т.п.;
внешнее оформление пассажирского помеще-
ния.
Во исполнение постановления ЦК КПСС и СМ
СССР от 30 мая 1960 г. за №569-232 в ОКБ было
разработано техническое предложение (аванпро-
ект) на сверхзвуковой пассажирский самолет
«М-53» со следующими основными данными:
Крейсерская скорость полета, км/ч	1800-2000
Число пассажиров, чел.	100-130
Максимальная рейсовая дальность, км	до 6500
Проект этого самолета 29 августа I960 г. был
представлен в ГКАТ.
Через два месяца ОКБ-23 прекратило свое су-
ществование, а еще через три года ОКБ-51
А. Н. Туполева приступило к проектированию СПС
Ту-144.
Необходимо отметить, что большинство пост-
роенных вскоре дальних сверхзвуковых самолетов
военного или гражданского назначения (Т-4 П.
0. Сухого, Ту-144 А. Н. Туполева, англо-француз-
ский СПС «Конкорд») использовали схему «утка»
с крылом переменной стреловидности, управляе-
мым ПГО и «пакетным» размещением двигателей.
Только Ту-144 имел схему «бесхвостка», но на
серийных образцах было введено выдвижное на
взлете-посадке переднее горизонтальное опере-
ние и «бесхвостка» превратилась в «утку».
Специалисты ОКБ-23 впервые в СССР столкну-
лись с массой неоднозначных проблем, сопутству-
ющих сверхзвуковому длительному полету, и смог-
ли или решить их, или дать рекомендации по их
разрешению.
Кроме того, размерность СПС и его основ-
ные летно-технические характеристики, спрог-
нозированные в ОКБ-23, были реализованы
в упомянутых образцах СПС, что делает честь
238
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
проектантам ОКБ-23, как первопроходцам
сверхзвуковой дальней авиации.
КРАТКОЕ ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ
(Аванпроект)
Сверхзвуковой пассажирский самолет М-53
представляет собой цельнометаллический мо-
ноплан, выполненный по схеме «утка» с высо-
корасположенным крылом треугольной формы
переменной стреловидности, четырьмя турбо-
винтовыми двигателями, расположенными по
«пакетной» схеме под крылом, и трехопорной
схемой шасси с носовой опорой. Самолет спро-
ектирован с учетом правила площадей.
Компоновка самолета М-53 предусматрива-
ет возможность быстрого его переоборудова-
ния в десантный, военно-транспортный и сани-
тарный варианты.
Фюзеляж самолета сигарообразной формы
круглого сечения с вписанным фонарем каби-
ны экипажа. Наибольший диаметр равен 3,65 м.
Верхняя часть фюзеляжа сливается с верхней
поверхностью крыла, а нижняя часть переходит
в двигательную установку. В фюзеляже самоле-
та расположены:
кабина для 3-х членов экипажа (предусмот-
рено дополнительное рабочее место для летчи-
ка-оператора во время дальних и учебных по-
летов);
три пассажирских салона;
три туалетных комнаты;
три гардероба;
буфет-кухня с оборудованием.
В фюзеляже под полом оборудованы багаж-
но-грузовые помещения, имеющие общий объ-
ем 32 м^. Перевозка пассажирского багажа,
почты и мелких грузов предусматривается в де-
вяти контейнерах. Это позволяет производить
загрузку и выгрузку контейнеров вне самолета
и механизировать погрузку контейнеров в са-
молет.
Предусмотрена компоновка салона в эконо-
мическом классе на 130 пассажиров а в турист-
ском - на 50 пассажиров.
Фюзеляж типа «полумонокок» представля-
ет собой герметичную конструкцию, состоя-
щую из клепано-клеевых панелей и набора
шпангоутов.
Панели собраны из листов обшивки, к кото-
рым крепятся стрингеры из прессованных про-
филей на клею и заклепках. В панелях перед-
ней части фюзеляжа к вместо лепки применена
точечная сварка.
Крыло кессонной схемы из прессованных
и клепаных панелей и имеет излом по передней
кромке. К нему крепятся кили, основные стойки
шасси, мотогондолы с воздухозаборниками. Со-
держит элероны, закрылки и рули высоты. Карта полеТов М-53
АВИКО ПРЕСС
239
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
ОСНОВНЫЕ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ		
ДАННЫЕ САМОЛЕТА	М-53 (АВАНПРОЕКТ)	
	Требования ГВФ	М-53
Тип	пассажирский	пассажирский
Год проекта	1954	1954
Экипаж/число пассажиров, чел	-/100-120	3/100-130
Двигатель	-	4хРД16 23
Мощность, л. с.	-	-
Длина самолета, м	-	51,3
Размах крыла, м	-	27,0
Площадь крыла, м2	-	-
Высота самолета на стоянке, м	-	9,85
Удельная нагрузка на крыло, кг/м^	-	-
Удельная нагрузка на мощность, кг/л.с.	-	-
Масса пустого самолета, кг	-	-
Масса топлива и масла, кг	-	76 700
Масса нагрузки, кг	15 000	12 000
Масса полетная, кг	-	165 000
Скорость максимальная у земли, км/ч		2000
Скорость максимальная на высоте 2000	м, км/ч	—
Скорость посадочная, км/ч	-	290
Время набора высоты 2000 м, мин.	-	-
Потолок практический, м	14 000-16 000	13 000-16 000
Дальность полета, км	4400-4500	4500
Продолжительность полета, ч	-	-
Длина разбега, м Длина пробега, м	-	1750 1500
1 Количество построенье, шт	нет	нет
Большая часть крыла предназначена для заправки
топливом.
Предусмотрена установка системы управления
пограничным слоем.
Вертикальное оперение выполнено по двух-
килевой схеме, каждая консоль содержит киль
и двухсекционный руль направления.
Горизонтальное оперение, расположенное
в носовой части фюзеляжа, является «плаваю-
щим» (флюгирующим) на дозвуковой скорости
полета и управляется серворулем. На сверхзвуко-
вом режиме полета горизонтальное оперение вы-
полняет функцию управляемого стабилизатора.
Горизонтальное и вертикальное оперения
имеют кессонную конструкцию, состоящую из
трех лонжеронов, штампованных нервюр и прес-
сованных панелей. Основным материалом каркаса
являются сплавы В-95 и Д-23, имеющие приемле-
мые характеристики в условиях аэродинамическо-
го нагрева.
Шасси самолета четырехопорной схемы с тре-
мя основными опорами. Две боковые основные
опоры крепятся к крылу, центральная основная
опора - к фюзеляжу. Передняя опора шасси - уп-
равляемая и оборудована двумя нетормозными
колесами. Каждая из двух боковых основных опор
снабжена двухколесной тележкой, а центральная
- четырехколесной тележкой. Колеса основных
опор - тормозные.
Гидравлическая система самолета состоит из
двух независимых систем питания, работающих от
двух насосных станций. В полете насосные стан-
ции после уборки шасси выключаются.
Система обеспечивает управление разворотом
передней опоры шасси,уборку и выпуск шасси, от-
крытие и закрытие створок отсеков шасси и уп-
равление торможением колес основных опор.
Возможен аварийный выпуск шасси и открытие
створок отсеков шасси от топливной системы.
При этом давление создается автономной насос-
ной станцией.
Система управления - смешанная. В системе
используются рулевые приводы, представляющие
собой электрогидравлические усилители мощнос-
ти объемного регулирования вращательного типа,
состоящие из четырех независимых систем, свя-
занных на входе и выходе с помощью механичес-
ких дифференциалов. Рулевые приводы связаны
с кабиной экипажа механической проводкой вра-
щательного типа, а с рулями - с помощью транс-
миссионных валов и шариковых винтовых подъ-
емников.
При числе М меньше единицы по сигналу от
датчика числа М муфта расцепа, имеющаяся в эле-
ктромеханизме, освобождает вал привода и опе-
рение становится «плавающим». В этом случае уп-
равление оперением осуществляется с помощью
серворулей, отклоняемых специальным электро-
механизмом.
Управление передним горизонтальным опере-
нием при числе М больше единицы осуществляет-
ся с помощью специального электромеханизма,
включение и выключение которого производится
летчиком или автопилотом. Электромеханизм свя-
зан с передним горизонтальным оперением по-
средством трансмиссионного вала и шарикового
подъемника.
На самолете установлена система автоматиче-
ского управления (САУ), предназначенная для
обеспечения требуемых характеристик устойчи-
вости и управляемости на всех режимах полета
при ручном управлении, автоматическую стабили-
зацию самолета относительно центра тяжести, ста-
билизацию на заданной траектории, выполнение
автоматического взлета и захода на посадку, пре-
дотвращение возможных выходов на опасные ре-
жимы по перегрузке. САУ можно использовать для
ручного дистанционного управления в качестве
аварийной системы.
Силовая установка самолета состоит из че-
тырех двигателей РД16-23, расположенных
в ряд в специальном отсеке под крылом самоле-
та. Воздухозаборники двигателей представляют
собой сдвоенные каналы с прямоугольными
входами. Двигатели оборудованы устройствами
для реверсирования тяги и шумоглушения. Каж-
240
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
дый двигатель изолируется специальными
противопожарными перегородками.
Топливная система содержит семь баков-
отсеков. В каждом баке установлены по два
подкачивающих насоса, подающие топливо по
двум трубопроводам. Каждый трубопровод
обеспечивает питание топливом двух двигате-
лей. Трубопроводы соединяются между собой
через кран кольцевания. Порядок выработки
топлива осуществляется топливной автомати-
кой в заданной последовательности. Система
дренажа топливных баков комбинированная.
На малых скоростях и высотах полета дрени-
рование и наддув осуществляются от скорост-
ного напора, а на больших скоростях и высо-
тах полета - воздухом, отбираемым от двига-
телей.
Система кондиционирования использует
воздух, отбираемый от компрессоров всех че-
тырех двигателей. Он имеет температуру
280°С. Проходя последовательно через возду-
хо-воздушный радиатор первой ступени, водя-
ной испаритель, воздухо-воздушный радиатор
второй ступени воздух с температурой 15°С
подается в салон. Часть воздуха отбирается
и пропускается через фреоновый испаритель
блока рециркуляции. После дополнительного
охлаждения он подается для охлаждения отсе-
ков оборудования, буфета-кухни, туалетов,
стенок и пола салона.
Противообледенительная система - воз-
душно-тепловая для крыла и вертикального
оперения, электротермическая для передних
стекол кабины экипажа, воздухозаборников
двигателей и льдоудалительная для горизон-
тального оперения. Льдоудалители горизон-
тального оперения работают по циклу: нагрев
30 с., охлаждение 60 с.
Система электропитаниявключает в себя
три различные системы:
основная система переменного трехфазно-
го тока напряжением 200 в с частотой 400 Гц;
вспомогательная система трехфазного пе-
ременного тока напряжением 200 в перемен-
ной частоты и постоянного тока 28,5 в, получа-
емого с помощью выпрямительных блоков;
система постоянного тока.
Основным источником электроэнергии яв-
ляются четыре генератора переменного трех-
фазного тока на 120 кВа каждый. Генераторы
устанавливаются на двигателях с приводом по
стоянной частоты вращения. Источник питания
вспомогательной системы - четыре стартер-ге-
нератора мощностью 60 кВа каждый с приводом
непосредственно от двигателей. В качестве ре-
зервных источников постоянного тока применя-
ются аккумуляторные батареи.
Кислородное >борудование обеспечивает
кислородом экипаж и пассажиров. Подача кис-
лорода производится через маски открытого
М-53. Вариант на
базе самолета
М-52
АВИКО ПРЕСС
241
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
типа. Бортпроводники используют пере-
носные кислородные приборы. Для больных
и слабых пассажиров во время нормального
полета также предусмотрены переносные кис-
лородные приборы. Поступление кислорода
к маскам происходит автоматически от сигна-
лизатора опасной высоты при падения давле-
ния в кабине ниже допустимого. Дыхание кис-
лородом пассажиров обеспечивается в тече-
ние 15-20 минут.
Пилотажно-навигационное оборудова-
ние содержит:
точную курсовую систему;
допплеровский измеритель скорости и угла
скольжения;
комбинированное навигационное вычисли-
тельное устройство «Пламя»;
центральную гировертикаль ЦГВ-10
(2 шт.);
датчики воздушно-скоростных параметров
(ДВС-4, МРД и т.д.);
систему дальней радионавигации «Тропик»;
астрокомпас;
двухдиапозонную аппаратуру для системы
регулирования воздушного движения;
автоматический радиокомпас «Баган»;
пилотажно-командное устройство «Путь»
(2 шт.);
аппаратуру регулирования воздушным дви-
жением «Барометр»;
аппаратуру ближней радионавигации и от-
зывания «Свод-Дорога»;
вычислитель системы автоматической по-
садки;
связную радиостанцию дальней радиосвязи
«Призма»;
УКВ-радиостанции «Лотос» (2 шт.);
громкоговорящее СПУ;
аварийно-спасательную радиостанцию
«Кедр-С».
Потребная мощность оборудования -
12 КВт.
242
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
СВЕРХЗВУКОВОЙ
САМОЛЕТ-РАЗВЕДЧИК Р-020
Самолет-разведчик с нетипичным для совет-
ской авиации обозначением Р-020 - последний
из семейства проектов сверхзвуковых самоле-
тов, разработанных в ОКБ-256 (ГКАТ при СМ
СССР) под руководством главного конструктора
П. В. Цыбина.
ОКБ-256 было организовано 23. 05. 1955 г.
после того, как П. В. Цыбину удалось заинтере-
совать военно-политическое руководство СССР
весьма смелым предложением о создании пер-
спективного сверхзвукового высотного бомбар-
дировщика с удивительными характеристиками:
высота полета - до 30 км, дальность - 14 000 км,
крейсерская скорость - 3000 км/ч. Буквальное
воплощение популярного советского лозунга
«выше всех, дальше всех, быстрее всех!»
Производственной базой нового ОКБ стал
опытный авиационный завод №256 в г. Подбе-
резье Московской области, где с 1947 г. труди-
лись немецкие авиационные специалисты,
возвратившиеся в Германию в 1953 году.
Первоначальный вариант - дальний бом-
бардировщик PC (реактивный самолет) со-
ставной конструкции представлял собой аппа-
рат с передним и хвостовым горизонтальными
оперениями, рекордно тонким крылом
(С=2,5%) малого удлинения с двумя ПВРД на
его концах.
Задняя часть аппарата после разделения
планировала на цель, являясь крылатой бом-
бой, а передняя возвращалась на аэродром, уп-
равляемая летчиком.
Следующий вариант PC нормальной схемы
предполагалось запускать с самолета-носителя
Ту-95Н с помощью двух ускорителей с ЖРД.
Дальнейший полет самолет должен был совер-
шать, используя тягу двух ПВРД РД-013 с тягой
около 4,5 т каждый (разработки ОКБ-670
М. М. Бондарюка).
Компоновочные проблемы И ограничения Сверхзвуковой
по массе заставили отказаться от воздушного самолет-РазвеДчик
у	Р-020
старта и переориентировать самолет на разве-
АВИКО ПРЕСС
243
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Р-020 на заводском
аэродроме	дывательные цели. К тому же разработка са-
молета-носителя в ОКБ-51 А. Н. Туполева яв-
но затягивалась.
Несмотря на эти технические трудности,
очередным Постановлением ЦК КПСС и СМ
СССР за №1237-628 от 31. 08. 56 г. ОКБ-256 по-
ручается создание стратегического самолета-
разведчика РСР (реактивный сверхзвуковой
разведчик) уже с более реальными характерис-
тиками: потолок - до 26 км, дальность - до
3500 км, крейсерская скорость - 2500 км/ч.
РСР планировалось оснастить двумя ТРДФ
Д-21 разработки ОКБ-19 П. А. Соловьева.
Эскизный проект был закончен в июне
1957 г., но выпуск конструкторской документа-
ции был заморожен до получения результатов
летных испытаний пилотируемой натурной мо-
дели РСР-НМ-1.
Натурная модель, или экспериментальный
самолет НМ-1, в целом соответствовал эскизно-
му проекту РСР, отличаясь от него более корот-
кой носовой частью и взлетно-посадочными ус-
тройствами.
Кроме того, согласно рекомендации ЦАГИ,
удлинение крыла было увеличено за счет орга-
низации с внешних сторон гондол двигателей
концевых поверхностей - «ласт». (Подобная
операция, должная увеличить аэродинамичес-
кое качество, была проделана также и с продук-
цией ОКБ-23 - самолетом-носителем М-52. -
Прим. авт.).
Силовая установка НМ-1 состояла из двух
серийных двигателей АМ-5 конструкции
А. А. Микулина с суммарной тягой на крейсер-
ском режиме 4000 кг.
Первый полет НМ-1 продолжительностью 11
минут совершил летчик-испытатель Амет-Хан-
Султан 7. 04. 59 г. Всего было выполнено 32 по-
лета. Самолет уверенно держался в воздухе на
скоростях до 500 км/ч и высотах до 4 км, боль-
ших показателей он не достиг из-за недоста-
точной тяги двигателей.
По результатам летных испытаний проект
РСР был существенно переработан, и его наи-
менование было изменено на Р-020.
Геометрия самолета в очередной раз изме-
нилась и, наконец, комплекты рабочей доку-
ментации были переданы на завод ОКБ-256
(г. Подберезье), где началось изготовление
опытного образца, и на завод №99 (г. Улан-
Удэ), где было развернуто изготовление голо-
вной серии из пяти самолетов.
К тому времени началась очередная реорга-
низация народного хозяйства, и ОКБ-256 осе-
нью 1959 г. оказалось в составе ОКБ-23, ли-
шившись своей производственной базы.
Конструкторскую документацию на опыт-
ный самолет пришлось перевыпускать в соот-
ветствии с возможностями опытного производ-
ства ОКБ-23, но изготовление первых пяти са-
молетов на заводе №99 планомерно продолжа-
лось на основании Постановления ЦК КПСС
и СМ СССР за №1118-483 от 25. 09. 59 г.
В соответствии с этим же Постановлением
организация работ по созданию трех первых
летных образцов перепоручалась ОКБ-23.
В связи с задержкой поставки двигателя
Д-21 было решено установить на первый лет-
ный экземпляр самолета (изд. «1-020») серий-
ные двигатели Р11Ф-300 ОКБ-500 С. К. Туман-
ского с суммарной тягой 7500 кгс (протокол
ГКАТ от 22. 12. 59 г.).
В опытном производстве ОКБ-23 были изго-
товлены мотогондолы под этот двигатель, дета-
ли и узлы системы управления самолетом, про-
изведены монтаж систем, оборудования и об-
щая сборка самолета.
В установленный постановлением срок со-
бранный самолет был перевезен в ЛИиДБ
(г. Жуковский), а 29. 09. 60 г. началась его
подготовка к летным испытаниям.
Параллельно на заводе №99 был изготовлен
комплект агрегатов планера и мотогондолы под
штатный двигатель Д-21, которые в мае I960 г.
были перевезены и состыкованы в СибНИА в г.
Новосибирске, где вскоре провели частотные
и статические испытания в холодном состоянии.
ОКБ-23 спроектировало и изготовило стен-
ды, необходимые для первоочередных работ по
отработке систем самолета Р-020.
244
АВИКО ПРЕСС
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
В частности, были изготовлены стенды системы уп-
равления, топливной системы и для испытаний топлив-
ных баков.
Проработана телеметрическая схема испытатель-
ного оборудования и проведены испытания отдельных
узлов на различных стендах.
Поглощение в октябре 1960 г. ОКБ-23 всеядным ра-
кетным монстром ОКБ-52 вначале не отразилось на
программе Р-020 - видимо у В. Н. Челомея были более
срочные дела. Поэтому достаточно планомерно (в соот-
ветствии с решением ГКАТ от 07.07.60 г.) продолжа-
лось строительство второго летного экземпляра (изд. 2-
020) также с двигателями РИФ-300.
Отличительной особенностью изд. 2-020 было вве-
дение отклоняемых носков крыла, призванных обеспе-
чить лучшие взлетно-посадочные характеристики са-
молета.
Агрегаты планера изд. 2-020 были изготовлены на
заводе №99 в сентябре 1960 г. В ноябре там же было за-
кончено изготовление комплекта агрегатов самолета для
горячих испытаний, который был подготовлен к отправ-
ке в СибНИА.
В ходе проектирования и изготовления двигателя
Д-21 его характеристики ухудшились по сравнению
с заданными Постановлением Правительства и ранее
заявленными (увеличен масса и расход топлива, умень-
шена тяга на разгонном режиме), увеличились также
веса некоторых блоков оборудования самолета Р-020
по сравнению с ранее согласованными. В связи с этим
оказалась необходимой модификация самолета для
обеспечения характеристик, заданных Постановлением
Правительства.
Специалистами ОКБ-23 был проработан вариант
усовершенствованной модификации самолета (изде-
лие 3-020), получивший обозначение Р-020Б. По этому
варианту были определены его технические характери-
стики и составлено дополнение к эскизному проекту.
В1961 г. работы по самолету Р-020 были прекраще-
ны и задел уничтожен.
Достойно упоминания, что рабочие завода №99 от-
казались разрезать на металл построенные ими самоле-
ты Р-020. Руководство завода благоразумно не стало
настаивать и выдержало трехлетнюю паузу, и задел по-
степенно растаял, будучи исчерпаемым источником ме-
таллолома.
КРАТКОЕ ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ
(опытный образец изд. «3-020»)
Самолет выполнен по нормальной схеме средне-
план с трапециевидным крылом малого удлинения
и двумя ТРДФ, установленными на концах крыла.
Фюзеляж с цилиндрической средней частью
и коническими носовой и хвостовой частями имеет
круглое поперечное сечение с максимальным диа-
метром 1,5 м.
ОСНОВНЫЕ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ
ДАННЫЕ САМОЛЕТА Р-020
Тип Год проекта Экипаж Двигатель Мощность, л. с.	Постановление Правительства бомбардировщик 1956 ТРДФ Д 21	РСР (ЭП) бомбардировщик 1957 1 ТРДФ РИФ 300	опытный обр. Р 020 (изд. 3 020) бомбардировщик I960 1 ТРДФ РИФ 300
Длина самолета, м	-	27,4	28,0
Размах крыла, м	-	10,23	10,36
Площадь крыла, м^	-	-	-
Высота самолета на стоянке, м	-	4,75	4,75
Удельная нагрузка на крыло, кг/м^	-	-	-
Удельная нагрузка на мощность, кг/л с	-	-	-
Масса пустого самолета, кг	-	7700	-
Масса топлива и масла, кг	-	10 700	-
Масса нагрузки, кг	-	2600	-
Масса полетная, кг	-	21000	-
Скорость максимальная у земли, км/ч	2700	до 2800	2700
Скорость максимальная на высоте 2000 м км/ч		-	-
Скорость посадочная, км/ч	-	-	-
Время набора высоты 2000 м, мин.	-	-	-
Потолок практический, м	25 000-26 000	26 700	23 000
Дальность полета, км	3300-3500	ДО 3760	2650-2950
Продолжительность полета, ч	-	-	-
Длина разбега, м	1200-1400	1200	1400
Длина пробега, м	-	1350	1350
1 Количество построенье шт	-	-		.	
АВИКО ПРЕСС
245
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Состоит из восьми отсеков: носового кока,
приборного отсека, отсека гермокабины
с двойной оболочкой и теплоизоляцией, пе-
реднего несущего топливного бака, средней
части с отсеком фотооборудования, хвостового
несущего топливного бака, рулевого отсека
и кормового топливного бака.
В гермокабине в катапультируемом кресле
размещается один летчик в скафандре. Давле-
ние воздуха в кабине 780 мм рт. ст., на высоте
23 км - 460 мм рт. ст.
Для обеспечения работы фотооборудова-
ния нижняя панель средней части фюзеляжа
выполнена плоской и прозрачной.
В фюзеляже также располагается тормоз-
ной парашют и бак с пропаном для охлаждения
отсеков с оборудованием.
Крыло бесстрингерное, 16-ти лонжерон-
ной конструкции с относительной толщиной
2,5%. Верхняя и нижняя поверхности крыла
трапециевидного поперечного сечения обра-
зованы плоскими панелями.
Крыло оснащено элеронами, поворотными
закрылками и отклоняемой носовой частью.
С внешней части мотогондол предусмотрены
концевые аэродинамические поверхности для
снижения индуктивного сопротивления.
Хвостовое оперение цельноповоротное. Го-
ризонтальное и вертикальное оперения 3-х лон-
жеронной конструкции с профилем относитель-
ной толщиной 3,5%, с клиновидными носовой
и хвостовой частями и прямоугольной средней
частью.
Шасси велосипедной схемы с двумя допол-
нительными лыжами-костылями под двигате-
лями и хвостовой опорой - костылем. Перед-
няя основная опора двухколесная, задняя опо-
ра оснащена четырехколесной тележкой
с центральной лыжей, ограничивающей обжа-
тие колес.
Управление самолетом - бустерное нео-
братимое с жесткой проводкой.
Силовая установка содержит два ТРДФ
РИФ-300 со взлетной тягой 3,7 т каждый.
Топливная система содержит шесть фюзе-
ляжных баков, встроенных в конструкцию,
и два крыльевых подвесных топливных бака,
рассчитанных на 1,3-2,2 т топлива каждый.
Пилотажно-навигационное оборудова-
ние включает:
астроинерциальную систему;
гировертикаль;
курсовую систему;
единый пилотажно-навигационный при-
бор;
радиолокационный визир;
автопилот.
Разведывательное оборудование содержит:
радиолокационный прицел с фотоприс-
тавкой;
оптический прицел;
станцию радиоразведки;
фотоаппаратуру (АФА-33, АФА-34, АФА-40)
с фокусным расстоянием 200 мм, 1000 мм,
1800 мм.
Оборонительное оборудование включает:
станцию предупреждения о радиолокаци-
онном облучении;
аппаратуру для создания активных и пас-
сивных радиопомех.
246
АВИКО ПРЕСС
СОДЕРЖАНИЕ
Введение	3
Дальний звуковой бомбардировщик «31»	10
Дальний сверхзвуковой бомбардировщик «32»	21
Дальний скоростной бомбардировщик «34»	27
Сверхзвуковой дальний бомбардировщик М-50	33
Сверхзвуковой беспилотный самолет «51»	75
Сверхзвуковая дальняя бомбардировочная система М-52К	79
Стратегическая бомбардировочная система М-56К	109
Сверхзвуковая стратегическая система М-57К	135
Сверхзвуковая стратегическая система М-59К	136
Составная стратегическая система «58» с ВВП	137
Стратегический бомбардировщик-разведчик «60»	139
Гидросамолет с атомной силовой установкой (проект 60М)	177
Высотный самолет М-30 с атомной силовой установкой	199
Сверхзвуковой гидросамолет М-70	215
Сверхзвуковой пассажирский самолет М-53	227
Сверхзвуковой самолет-разведчик Р-020	243
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Научно-популярное издание
Александр Аркадьевич Брук
Константин Геннадиевич Удалов
Станислав Гаврилович Смирнов
Александр Васильевич Архипов
Борис Леонидович Пунтус
ИЛЛЮСТРИРОВАННАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ
САМОЛЕТОВ ОКБ В. М. МЯСИЩЕВА
Том 2, часть 3
Под редакцией В. К. Новикова
Технический редактор Н. Д. Очагов
Корректор А. А. Минин
Подписано в печать 29. 01. 2001 г. формат 60x90 1/8
Гарнитура Оффицина Санс. Фрисет
Печать офсетная. Усл. печ. лист 31. Заказ №
Тираж 1000 экз.
Издательство «Авико Пресс»
Лицензия ЛР № 062078
Издательство «Премьер Групп НВ»
Лицензия ИД N" 00693
В третьей части второго тома
«Иллюстрированной энциклопедии
самолетов ОКБ В. М. Мясищева»
изложена история создания
авиационной техники в ОКБ-23
за период с 1951 по 1960 годы.
Представлены машины:
*	Самолет М-31
*	Самолет М-32
*	Самолет М;34
*	Самолет М-50
*	Самолет М-51
*	Самолет М-52
*	Самолет М-53
*	Самолет М-54
*	Самолет М-56
*	Самолет М-57
*	Самолет М-58
*	Самолет М-59
*	Самолет М-60
*	Самолет М-70
*	Самолет Р-020
*	Самолет М-30
Издание иллюстрировано
большим количеством
фотографий и схем,
ранее не публиковавшихся.
Для широкого круга читателей,
интересующихся историей
отечественной авиации.