Разработчик: ОКБ Туполева
Страна: СССР
Первый полет: 1968 год
Тип: Сверхзвуковой пассажирский самолет
Успехи в создании в 50-е годы сверхзвуковых боевых самолетов, в том числе и тяжелого класса, создало благоприятную обстановку для изучения возможности создания сверхзвукового пассажирского самолета (СПС). История появления первых проектов СПС уходит своими корнями в первые послевоенные годы, когда в США и Великобритании было предложено несколько гипотетических проектов, весьма далеких по своим техническим решениям от практической реализации. Во второй половине 50-х годов по обе стороны «железного занавеса» появляются сначала опытные, а затем и серийные сверхзвуковые тяжелые самолеты военного назначения и практически сразу на их базе ведущие мировые авиационные фирмы подготавливают проекты СПС различных аэродинамических и компоновочных схем. Детальный анализ и дальнейшая проработка предложенных проектов СПС на базе первых сверхзвуковых бомбардировщиков показали, что создание эффективного конкурентоспособного СПС путем модификации военного прототипа — задача крайне сложная (в отличие от процесса создания первых реактивных пассажирских самолетов на базе дозвуковых тяжелых боевых самолетов). Первые сверхзвуковые боевые тяжелые самолеты по своим конструктивным решениям в основном отвечали требованиям сравнительно кратковременного полета на сверхзвуке. Для СПС требовалось обеспечить длительный крейсерский полет на скоростях соответствующих как минимум М=2, плюс специфика задачи по перевозки пассажиров требовала значительного повышения надежности работы всех элементов конструкции самолета, при условии более интенсивной эксплуатации с учетом увеличения длительности полетов на сверхзвуковых режимах. Постепенно, анализируя все возможные варианты технических решений, авиационные специалисты, как в СССР, так и на Западе пришли к твердому мнению, что экономически эффективный СПС необходимо проектировать как принципиально новый тип летательного аппарата.
В ОКБ А.Н. Туполева к решению проблемы проектирования СПС подошли в начале 60-х годов. Первые технические предложения ОКБ по СПС в основном базировались на проектах дальних бомбардировщиков: это прежде всего на проектах самолетах семейства Ту-22 («105А» и «106А»), а также проекты стратегического ударного самолета «135». В дальнейшем, когда начались работы по Ту-144, С.М. Егер предложил предварительный проект Ту-144 с двигателями НК-144, по своим компоновочным решениям повторявший проект Ту-135П. Помимо ОКБ А.Н.Т уполева, предварительной проработкой по теме СПС в СССР занималось ОКБ-23 В.М. Мясищева. В этом ОКБ в конце 50-х годов на основе технических решений по стратегическим самолетам-носителям М-50/М-52 и М-56/М-57 были подготовлены предложения по нескольким оригинальным проектам СПС (М-53, М-55А, М-55Б и М-55В).
Начало 60-х годов ознаменовалось развертыванием практических работ над англо-французским СПС «Конкорд» (начало исследований по теме 1955-1956 годы) с крейсерской сверхзвуковой скоростью полета более М=2 и дальностью полета со 120-140 пассажирами на борту 6000-6500 км. Одновременно основные авиационные фирмы США, исходя из своего видения рынка будущих СПС, приступили к работам по проектированию значительно более крупного СПС чем «Конкорд», предназначенного для перевозки 250-300 пассажиров с крейсерской скоростью до М=3 на дальность 7000-8000 км (проекты фирм Боинг, Локхид, Дуглас).
Анализ условий существования будущего СПС, проведенный в СССР применительно к уровню отечественного самолетостроения и его ближайших перспектив, а также экономических возможностей страны и потребностей ГВФ, показал, что для СССР наиболее предпочтительным является путь создания отечественного СПС по своим ожидаемым летно-техническим данным близкий к англо-французскому «Конкорду». Перед отечественной авиационной наукой и промышленностью в ходе создания советского СПС ставились ряд научно-технических проблем, с которыми наша ни дозвуковая пассажирская, ни военная сверхзвуковая авиация не сталкивались. Прежде всего для обеспечения требуемых летно-технических характеристик СПС (двухмаховый полет на дальность до 6500 км со 100-120 пассажирами, в сочетании с приемлемыми взлетно-посадочными данными) требовалось обеспечить значительное улучшение аэродинамического совершенства самолета при крейсерских полетах на М=2-2,2. Аэродинамическое качество на этих режимах необходимо было увеличить до 7,5-8,0, что значительно превышало значения, полученные для аэродинамических схем отечественных тяжелых сверхзвуковых боевых самолетов того периода (расчетное значение Кмакс. для М=2 для Ту-22 равнялось 4,4; для М-50 — 5,5; для М-52 — 5,6; для Ту-135 и М-56 — 6,4). Требовалось решить вопросы устойчивости и управляемости тяжелого самолета при полетах в дозвуковой, трансзвуковой и сверхзвуковой областях, выработать практические методы балансировки самолета на всех этих режимах с учетом минимизации аэродинамических потерь. Длительный полет на скорости М=2 был связан с исследованиями и обеспечением прочности конструкции агрегатов планера при повышенных температурах (близких к 100-120 градусам С), предстояло создать теплостойкие конструкционные материалы, смазки, герметики, а также разработать типы конструкций, способных длительно работать в условиях циклического аэродинамического нагрева. Очень высокие требования предъявлялись к агрегатам силовой установки: необходимо было создать мощные и экономичные двигатели, устойчиво работающие в условиях сверхзвукового полета, решить проблемы регулирования воздухозаборников, работающих в широком диапазоне высот и скоростей, обеспечив регулирование требуемого расхода воздуха на входе при возможно меньших аэродинамических потерях. Выполнение длительного сверхзвукового крейсерского полета наиболее рационально было выполнять на больших высотах, соответственно перед головным и агрегатными ОКБ ставилась задача разработки принципов создания новых систем кондиционирования воздуха, а затем и конкретных агрегатов и систем, обеспечивающих комфортные условия пассажирам и экипажу на больших высотах (до 20 км) и при длительных полетах при значительных нагревах элементов конструкции планера. Необходимо было создать ряд новых устройств и систем, обеспечивающих автоматическое управление полетом, точную навигацию в условиях длительного сверхзвукового полета и автоматическую посадку. Возникла необходимость изучения экологических особенностей эксплуатации СПС, связанных с выбросом в атмосферу большого количества отработанных газов двигателей на больших высотах и их влияние на озонный слой, воздействия шума и звукового удара на людей, животных и строения, влияние длительных полетов на больших высотах на пассажиров и экипаж, связанных с воздействием солнечной радиации. При создании СПС, исходя из условий безболезненного его внедрения в существующую транспортную систему, необходимо было при проектирование СПС учитывать особенности отечественной и международных систем воздушных перевозок, существующих аэропортов и управления воздушным движением.
Все эти задачи, с привлечением в определенной степени западного опыта, детально изучались в ЦАГИ, в ОКБ А.Н. Туполева, другими ОКБ, привлекавшимися к программе создания советского СПС. Официальным основанием для начала работ по отечественному СПС первого поколения (СПС-1), получившему обозначение Ту-144, стало Постановление Совета Министров СССР No. 798-271 от 16 июля 1963 года и Приказ МАП No. 276 от 26 июля того же года. ОКБ А.Н. Туполева задавалось спроектировать и построить СПС с крейсерской скоростью полета 2300-2700 км/ч, практическая дальность полета на сверхзвуке с 80-100 пассажирами оговаривалась 4000-4500 км; в перегрузочном варианте с дополнительными топливными баками и с 30-50 пассажирами — 6000-6500 км. Эксплуатация с аэродромов первого класса при нормальной взлетной массе 120-130 тонн. Предполагалось в 1966-1967 годах построить пять экземпляров Ту-144 (два экземпляра для прочностных испытаний) . Учитывая техническую сложность получения максимальной дальности полета первого отечественного СПС, решено было вести работы в два этапа: на первом этапе достигнутая практическая дальность полета должна была составлять 4000-4500 км, на втором этапе Ту-144 должен был достичь дальности 6500 км. Двигатели для Ту-144, в соответствии с рекомендациями ЦИАМ, задавались двухконтурные турбовентиляторные с форсажными камерами. ОКБ Н.Д. Кузнецова на основе газогенератора ДТРД НК-8 бралось создать для будущего советского СПС ДТРДФ, получивший обозначение НК-144, с взлетной тягой 20000 кгс и удельным расходом топлива на крейсерском сверхзвуковом режиме на уровне 1,35-1,45 кг/ кгс час. Следует отметить, что успех проекта Ту-144 в большой степени зависел от успехов двигателестроителей. Выбор для Ту-144 ДТРДФ, работающего на форсаже на крейсерских режимах отнюдь был небесспорным, он давал возможность получить для Ту-144 менее напряженный в температурном отношении двигатель (соответственно более надежный и менее дорогой), а так-же более оптимизированный двигатель для выполнения полетов в широком диапазоне высот и скоростей, чем в случае выбора одноконтурного ТРД. Большие сомнения вызывала возможность получения умеренных расходов топлива на крейсерских режимах на данном типе двигателя и, как следствие обеспечение требуемой дальности полета. Все это не было большим секретом ни для туполевцев, ни для МАП. Еще на этапе проектирования мясищевских сверхзвуковых стратегических носителей М-50/М-52 и М-56, а также проработки проектов СПС М-53 и М-55, в ОКБ-23 получили расчетные результаты, говорящие о том, что получить приемлемую сверхзвуковую дальность полета на тяжелом самолете вполне реально, при условии использования двигателей с удельными расходами топлива в пределах 1,2 кг/кгс час. Такой двигатель в опытных экземплярах к началу 60-х годов в СССР был создан — это был одноконтурный бесфорсажный ТРД «16-17» (взлетная тяга 18000 кгс, удельный расход топлива на крейсерском режиме 1,15 к/кгс час), разработанный в ОКБ-16 П.Ф. Зубца. Англо-французы, выбирая тип двигателя для своего «Конкорда» пошли промежуточным компромисным путем, выбрав для него одноконтурный ТРДФ Бристоль «Олимп» 593 с небольшой степенью форсирования и удельным расходом топлива на форсаже 1,327 кг/кгс час (взлетная тяга на форсаже 17200 кгс). К сожалению работы по мясищевским проектам тяжелых сверхзвуковых машин были закрыты, соответственно в начале 60-х годов в СССР временно прервалась линия развития мощных экономичных бесфорсажных одноконтурных ТРД (ОКБ-16 перевели на тематику твердотопливных ракетных двигателей), и, как результат, к началу проектирования Ту-144, ОКБ А.Н. Туполева пришлось пойти на технический риск, сделав ставку на ДТРДФ НК-144. Вскоре, в 1964 году, когда полным ходом шло проектирование Ту-144 с НК-144, решено было реанимировать работы по экономичным мощным бесфорсажным ТРД для СПС: в ОКБ-36 под руководством П.А. Колесова началось проектирование одноконтурного ТРД РД-36-51 для Ту-144 с максимальной взлетной тягой 20000 кгс и ожидаемым удельным расходом топлива на крейсерском сверхзвуковом режиме полета 1,23 кг/кгс час (работы по РД-36-51 шли одновременно с проектированием другого мощного одноконтурного ТРД РД-36-41 для дальнего сверхзвукового ударного самолета Т-4 ОКБ П.О. Сухого).
Проектирование Ту-144 Андрей Николаевич решил поручить Отделению «К», занимавшемуся до этого беспилотной техникой и имевшему достаточный опыт в области освоения длительного полета со скоростями превышающими М=2 (ударный беспилотный самолет Ту-121, беспилотные самолеты-разведчики — серийный Ту-123 и опытный Ту-139). Главным конструктором и руководителем работ по теме Ту-144 Андрей Николаевич назначил А.А. Туполева. Именно под его руководством, с привлечением лучших сил отечественной авиационной науки и техники, в Отделении «К» рождалась идеология и будущий облик Ту-144. В дальнейшем после смерти А.Н. Туполева и назначения А.А. Туполева руководителем предприятия, темой Ту-144 руководили Ю.Н. Попов и Б.А. Ганцевский. Вскоре Ту-144 становится одной из основных и приоритетных тем в деятельности ОКБ и всего МАП на ближайшие 10 лет.
Аэродинамический облик Ту-144 определялся главным образом получением большой дальности полета на крейсерском сверхзвуковом режиме, при условии получения требуемых характеристик устойчивости и управляемости и заданных характеристик взлета и посадки. Исходя из обещанных удельных расходов НК-144, на первоначальном этапе проектировании поставили задачу получить на крейсерском сверхзвуковом режиме полета Кмакс = 7. По суммарным экономическим, технологическим, весовым соображениям приняли число М крейсерского полета равным 2,2. В ходе проработки аэродинамической компоновки Ту-144 в ОКБ и в ЦАГИ рассматривалось несколько десятков возможных вариантов. Изучались «нормальная» схема с горизонтальным оперением в хвостовой части фюзеляжа, от нее отказались, так как подобное оперение давало до 20% в общем балансе сопротивления самолета. Отказались и от схемы «утка», оценив проблему влияния дестабилизатора на основное крыло. Окончательно исходя из условий получения требуемого аэродинамического качества и получения минимальных разбежек фокуса при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях остановились на схеме низкоплана — «бесхвостки» с составным треугольным крылом оживальной формы (крыло образовывалось двумя треугольными поверхностями с углом стреловидности по передней кромке 78° — для передней наплывной части и 55° — для задней базовой части), с четырьмя ДТРДФ, размещенными под крылом, с вертикальным оперением, расположенным по продольной оси самолета, и трехопорным убирающимся шасси. В конструкции планера в основном использовались традиционные алюминиевые сплавы. Крыло образовывалось из симметричных профилей и имело сложную крутку в двух направлениях: в продольном и поперечном. Этим достигалось наилучшее обтекание поверхности крыла на сверхзвуковом режиме, кроме того подобная крутка содействовала улучшению продольной балансировки на этом режиме. По всей задней кромке крыла размещались элевоны, состоявшие из четырех секций на каждом полукрыле. Конструкция крыла многолонжеронная, с мощной работающей обшивкой из сплошных плит, выполненных из алюминиевых сплавов, центральная часть крыла и элевоны изготовлялись из титановых сплавов. Секции элевонов приводились в действие двумя необратимыми бустерами. Руль направления также отклонялся с помощью необратимых бустеров и состоял из двух, независящих друг от друга, секций. Аэродинамическая форма фюзеляжа выбиралась из условий получения минимального сопротивления на сверхзвуковом режиме. Добиваясь этого, пошли даже на некоторое усложнение конструкции самолета. Характерной особенностью Ту-144 стала опускающаяся, хорошо остекленная носовая часть фюзеляжа перед пилотской кабиной, что обеспечивало хороший обзор на больших взлетно-посадочных углах атаки, присущих самолету с крылом малого удлинения. Опускание и подъем носовой части фюзеляжа осуществлялся с помощью гидропривода. При конструировании отклоняющейся негерметичной части и ее агрегатов удалось добиться сохранения гладкости обшивки в местах сочленения подвижной части с герметичной кабиной и остальной поверхностью фюзеляжа. Форма мотогондол определялась в основном компоновочными соображениями и условиями надежности работы силовой установки. Четыре ДТРДФ НК-144 разместили под крылом близко друг к другу. Каждый двигатель имел свой воздухозаборник, причем два соседних воздухозаборника объединялись в общий блок. Подкрыльевые воздухозаборники — плоские с горизонтальным клином. Торможение потока при сверхзвуковых скоростях полета осуществлялось в трех косых скачках уплотнения, в прямом замыкающем скачке и дозвуковом диффузоре. Работа каждого воздухозаборника обеспечивалась автоматической системой управления, которая изменяла положение панелей клина и створки перепуска в зависимости от режима работы двигателя НК-144. Длина мотогондол определялась размерами двигателей и требованиями ЦАГИ и ЦИАМ к обеспечению необходимой длины каналов воздухозаборников для нормальной работы двигателей. Следует отметить, что в отличие от проектирования воздухозаборников и двигателей «Конкорда», где этот процесс шел как единое целое, проектирование НК-144 и мотогондол с воздухозаборниками шли как два во многом независимых процесса, что привело в какой-то степени к переразмеренности мотогондол и в дальнейшем ко многим взаимным неувязкам работы двигателей и системы воздухозаборников. Предполагалось, как и на «Конкорде», ввести систему торможения на посадке за счет реверса двигателей, реверс планировалось установить на два крайних двигателя (систему реверса не довели, в результате опытная и серийные машины эксплуатировались с тормозным парашютом). Основные стойки шасси убирались в крыло, передняя стойка убиралась в переднюю часть фюзеляжа в пространство между двумя блоками воздухозаборников. Небольшая строительная высота крыла потребовала уменьшения размера колес, в результате в основных стойках шасси использовалась двенадцатиколесная тележка с колесами сравнительно небольшого диаметра. Основной запас топлива размещался в крыльевых кессон-баках. Передние кессон-баки крыла и дополнительный килевой бак служили для балансировки самолета. Основные работы по выбору оптимальной аэродинамической схемы Ту-144 в ОКБ возглавлял Г.А. Черемухин, вопросами оптимизации силовой установки по проекту занималось подразделение во главе с В.М. Булем На Ту-144 фактически были применены многие принципиальные решения дистанционной системы управления, в частности рулевые агрегаты привода органов управления самолета отрабатывали сигналы системы улучшения устойчивости и управляемости по продольному и путевому каналам. На некоторых режимах указанное мероприятие позволяло осуществлять полет при статической неустойчивости. Выбор идеологии системы управления Ту-144 во многом является заслугой Г.Ф. Набойщикова. В создание и доведение этой принципиально новой системы управления большой вклад внес Л.М. Роднянский, ранее занимавшийся системами управления в ОКБ П.О. Сухого и В.М. Мясищева, и в начале 60-х годов сделавший очень много для доводки весьма «сырой» системы управления Ту-22. Кабина пилотов проектировалась с учетом требований современной эргономики, она выполнялась четырехместной: два передних места занимали первый и второй пилот, за ними размещался бортинженер, четвертое место на первой опытной машине предназначалось для инженера-экспериментатора. В дальнейшем предполагалось ограничить экипаж тремя пилотами. Отделка и компоновка пассажирского салона Ту-144 соответствовали мировым требованиям к современному дизайну и к комфортабельности, при их отделке использовались новейшие отделочные материалы. Пилотажно-навигационное оборудование Ту-144 комплектовалось самыми совершенными системами, какие могла дать на тот период отечественная авионика: совершенный автопилот и бортовая электронно-вычислительная машина автоматически поддерживали курс; летчики могли видеть на экране, размещавшемся на приборной доске, где в данный момент находится самолет и сколько километров осталось до места назначения; заход на посадку осуществлялся автоматически в любое время суток при сложных погодных условиях и т.д. — все это было серьезным рывком вперед для нашей авиации.
Постройка первого опытного самолета Ту-144 («044») началась в 1965 году, одновременно строился второй экземпляр для статических испытаний. Опытная «044» первоначально рассчитывалась на 98 пассажиров, позднее эта цифра была увеличена до 120. Соответственно расчетная взлетная масса увеличилась со 130 тонн до 150 тонн. Опытная машина строилась в Москве в цехах ММЗ «Опыт», часть агрегатов изготовлялась на его филиалах. В 1967 году была закончена сборка основных элементов самолета. В конце 1967 года опытную «044» перевезли в ЖЛИ и ДБ, где в течение всего 1968 года осуществлялись доводочные работы и доукомплектование машины недостающими системами и агрегатами.
Одновременно на аэродроме ЛИИ начались полеты самолета-аналога МиГ-21И (А-144, «21-11»), созданного на базе истребителя МиГ-21С. Аналог создавался в ОКБ А.И. Микояна и имел крыло геометрически и аэродинамически подобное крылу опытного «044». Всего было построено две машины «21-11», на них летали многие летчики-испытатели, в том числе и те которым предстояло испытывать Ту-144, в частности Э.В. Елян. Самолет-аналог успешно облетали до скорости 2500 км/ч и материалы этих полетов послужили основой для окончательной корректировки крыла Ту-144, а также позволили летчикам-испытателям подготовиться к особенностям поведения самолета с таким крылом.
В конце 1968 года опытный «044» (бортовой No. 68001) был готов к первому полету. На машину назначили экипаж в составе: командира корабля — заслуженного летчика-испытателя Э.В.Е-ляна (получившего затем за Ту-144 Героя Советского Союза); второго пилота — заслуженного летчика испытателя Героя Советского Союза М.В. Козлова; ведущего инженера-испытателя В.Н. Бендерова и бортинженера Ю.Т. Селиверстова. Учитывая новизну и необычность новой машины, ОКБ пошло на неординарное решение: впервые на опытную пассажирскую машину решили установить катапультируемые кресла экипажа. В течение месяца проводились гонки двигателей, пробежки, последние наземные проверки систем. С начала третьей декады декабря 1968 года «044» находилась в предстартовой готовности, машина и экипаж были полностью готовы к первому вылету, в течение всех этих десяти дней над аэродромом ЛИИ не было погоды и опытный Ту-144 оставался на земле. Наконец, в последний день уходящего 1968 года, через 25 секунд после момента старта «044» впервые оторвалась от взлетной полосы аэродрома ЛИИ и быстро набрала высоту. Первый полет продолжался 37 минут, в полете машину сопровождал самолет-аналог «21-11».
сверхзвуковой пассажирский самолет и это был самолет построенный в СССР, первый «Конкорд» уйдет в полет только 2 марта 1969 года. Было доказано на практике, что тяжелые самолеты бесхвостой схемы имеют права гражданства в СССР (до этого полета у нас все ограничивалось большим количеством проектов тяжелых «бесхвосток»). 5 июня 1969 года опытный самолет первый раз на высоте 11000 м превысил сверхзвуковую скорость, к маю 1970 года машина летала на скоростях М=1,25-1,6 на высотах до 15000 м. 12 ноября 1970 года в часовом полете «044» летала полчаса на скорости превышающей 2000 км/ч, на высоте 16960 м была достигнута максимальная скорость 2430 км/ ч. В ходе испытаний опытная машина неоднократно летала за рубежи СССР, в мае-июне 1971 года «044» приняла участие в салоне в Ле-Бурже, где она впервые «встретилась» с англо-французским «Конкордом». На «044» стояли опытные двигатели НК-144 с удельным расходом топлива на крейсерском сверхзвуковом режиме 2,23 кг/кгс час, с такими удельными расходами на испытаниях Ту-144 сумел выйти на сверхзвуковую дальность полета 2920 км, что было значительно меньше требуемой дальности. Кроме этого в ходе испытаний столкнулись с некоторыми конструктивными недоработками: в полетах наблюдались повышенная вибрация и нагрев хвостовой части фюзеляжа от счетверенного пакета двигателей, не выручали даже титановые конструкции. Выполнив программу испытательных полетов «044» (всего около 150 полетов), так и осталась в одном опытном экземпляре. От нее большего и не требовалось, свою задачу доказать техническую возможность создания в СССР сверхзвукового пассажирского самолета она выполнила. Необходимо было продвигаться дальше, улучшая конструкцию самолета и двигателей.
Работы по развитию базовой конструкции самолета «044» шли в в двух направлениях: создание нового экономичного бесфорсажного ТРД типа РД-36-51 и значительное улучшение аэродинамики и конструкции Ту-144. Результатом этого должно было стать выполнение требований по дальности сверхзвукового полета. Решение комиссии Совета Министров СССР по варианту Ту-144 с РД-36-51 было принято в 1969 году. Одновременно по предложению МАП-МГА принимается решение, до момента создания РД-36-51 и установки их на Ту-144, о строительстве шести Ту-144 с НК-144А с уменьшенными удельными расходами топлива. Конструкцию серийных Ту-144 с НК-144А предполагалось значительно модернизировать, провести значительные изменения в аэродинамике самолета, получив на крейсерском сверхзвуковом режиме Кмакс более 8. Эта модернизация должна была обеспечить выполнение требований первого этапа по дальности (4000-4500 км), в дальнейшем предполагался переход в серии на РД-36-51.
Строительство предсерийного модернизированного самолета Ту-144 («004) началось на ММЗ «Опыт» в 1968 году. По расчетным данным с двигателями НК-144 (Ср=2,01) предполагаемая сверхзвуковая дальность должна была составлять 3275 км, а с НК-144А (Ср=1,91) превысить 3500 км. С целью улучшения аэродинамических характеристик самолета на крейсерском режиме М=2,2 изменили форму крыла в плане (стреловидность наплывной части по передней кромке уменьшили до 76 градусов, а базовой увеличили до 57 градусов), форма крыла стала ближе к «готической». По сравнению с «044», увеличилась площадь крыла, ввели более интенсивную коническую крутку концевых частей крыла. Однако самым важным нововведением по аэродинамике крыла стало изменение срединной части крыла, обеспечившее самобалансировку на крейсерском режиме с минимальными потерями качества, с учетом оптимизации по полетным деформациям крыла на этом режиме. Была увеличена длина фюзеляжа с учетом размещения 150 пассажиров, улучшена форма носовой части, что также положительно повлияло на аэродинамику самолета. В отличие от «044» каждую пару двигателей в парных мотогондолах с воздухозаборниками раздвинули, освободив от них нижнюю часть фюзеляжа, разгрузив его от повышенных температурных и вибрационных нагрузок, при этом изменили нижнюю поверхность крыла в месте расчетной области поджатия потока, увеличили щель между нижней поверхностью крыла и верхней поверхностью воздухозаборника — все это позволило интенсивней использовать эффект поджатия потока на входе в воздухозаборники на Кмакс, чем это удалось получить на «044». Новая компоновка мотогондол потребовала изменений по шасси: основные стойки шасси разместили под мотогондолами, с уборкой их внутрь между воздушными каналами двигателей, перешли к восьмиколесной тележке, изменилась также схема уборки носовой стойки шасси. Важным отличием «004» от «044» стало внедрение переднего многосекционного убирающегося в полете крылышка-дестабилизатора, выдвигавшегося из фюзеляжа на взлетно-посадочных режимах, и позволявшего обеспечивать требуемую балансировку самолета при отклоненных элевонах-закрылках. Доработки конструкции, увеличение коммерческой нагрузки и запаса топлива привели к возрастанию влетной массы самолета, которая превысила 190 тонн (для «044» — 150 тонн).
Строительство предсерийного Ту-144 No. 01-1 (бортовой No. 77101) завершилось в начале 1971 года, 1 июня 1971 года самолет совершил первый полет. По программе заводских испытаний машина выполнила 231 полет, продолжительностью 338 часов, из них 55 часов самолет летал на сверхзвуке. На этой машине отрабатывались комплексные вопросы вопросы взаимодействия силовой установки и самолета на различных режимах полета. 20 сентября 1972 года машина совершила перелет по трассе Москва-Ташкент, при этом маршрут был пройден за 1 час 50 минут, крейсерская скорость во время полета достигала 2500 км/ч. Предсерийная машина стала основой для развертывания серийного производства на Воронежском авиационном заводе (ВАЗ), которому решением правительства было поручено освоение в серии Ту-144.
Первый полет серийного Ту-144 No. 01-2 (бортовой No. 77102) с двигателями НК-144А состоялся 20 марта 1972 года. В серии, по результатам испытаний предсерийной машины, была откорректирована аэродинамика крыла и еще раз несколько увеличена его площадь. Взлетная масса в серии достигла 195 тонн. Удельный расход топлива НК-144А к моменту эксплуатационных испытаний серийных машин намеревались довести до за счет оптимизации сопла двигателя до 1,65-1,67 кг/кгс час, а в дальнейшем до 1,57 кг/кгс час, при этом дальность полета должна была увеличиться до 3855-4250 км и 4550 км соответственно. Реально смогли достичь к 1977 году в ходе испытаний и доводок серии Ту-144 и НК-144А Ср=1,81 кг/ кгс час на крейсерском сверхзвуковом режиме тяги 5000 кгс, Ср=1,65 кг/кгс час на взлетном форсажном режиме тяги 20000 кгс, Ср=0,92 кг/кгс час на крейсерском дозвуковом режиме тяги 3000 кгс и на максимальном форсажном режиме на трансзвуковом режиме получили 11800 кгс.
3 июня 1973 года первая серийная машина во время демонстрационного полета в Ле-Бурже потерпела катастрофу. Погиб экипаж во главе с летчиком-испытателем М.В. Козловым (помимо М.В Козлова в этом полете погибли второй пилот В.М. Молчанов, Заместитель главного конструктор В.Н. Бендеров, бортинженер А.И. Дралин, штурман Г.Н. Баженов, инженер Б.А. Первухин). Для расследования катастрофы была создана комиссия, в которой принимали участия специалисты СССР и Франции. По результатам расследования французы отмечали, что отказа в технической части самолета не было, а причиной катастрофы явилось: наличие в кабине непристегнутых членов экипажа, внезапное появление самолета «Мираж» в поле зрения экипажа самолета Ту-144, наличие кинокамеры в руках одного из членов экипажа, которая при падении могла заклинить штурвал управления. Судя по всему в тот момент подобное заключение устраивало всех. Пожалуй наиболее емко и точно о катастрофе Ту-144 в Ле-Бурже в 90-е годы высказался Э.В. Елян: «Эта катастрофа — горький пример того, как стечение мелких на первый взгляд, незначительных небрежностей, в данном случае и со стороны французских служб управления полетами, привело к трагическим последствиям.»
Производство Ту-144 с НК-144А продолжалось в Воронеже до начала 1977 года. На этих машинах был проведен большой объем летных испытаний и начаты полеты с пассажирами. На Ту-144 No. 02-1 (бортовой No. 77103), первый полет выполнен 13 декабря 1973 года, отрабатывался пилотажно-навигационный комплекс НПК-144, система электроснабжения, проводились испытания на режимах прерванного взлета, совершались технические рейсы по городам СССР.
На Ту-144 No. 02-2 (бортовой No. 77144), первый полет 14 июня 1974 года, проводились исследования по аэродинамике, прочности, поведению на больших углах атаки, проверялась работа самолетных систем и оборудования в нештатных полетных ситуациях, в 1975 году машина летала в Ле-Бурже.
Ту-144 No. 03-1 (бортовой No. 77105) построили в 1973 году и сразу переделали в Ту-144Д с двигателями РД-36-51А.
Ту-144 No. 04-1 (бортовой No. 77106), первый полет 4 марта 1975 года, использовался для оценки эффективности работы СКВ, на нем решались некоторые проблемы по топливной системе. 26 декабря 1975 года на этой машине был выполнен первый эксплуатационный рейс по маршруту Москва — Алма-Ата. К этому моменту помимо летчиков МАП, на Ту-144 уже начали летать летчики МГА. Самолет перевозил по маршруту грузы, почту, полеты проходили на высотах 18000 м и со скоростями 2200 км/ч. В настоящее время Ту-144 No. 04-1 можно видеть в экспозиции Музея в Монино.
Ту-144 No. 04-2 (бортовой No. 77108), первый полет 12 декабря 1975 года, проводились доводочные работы по системам навигационного оборудования, по АБСу-144, по системе детекторного захода на посадку, по автомату тяги.
Ту-144 No. 05-1 (бортовой No. 77107), первый полет 20 августа 1975 года, после заводских испытаний и испытаний по различным программам, был представлен в 1977 году в качестве комплексного объекта на совместные государственные испытания. По результатам этих испытаний отмечалось, что летно-технические характеристики самолета, за исключением практической дальности полета с заданным числом пассажиров, взлетной массе, соответствуют заданным на Ту-144 требованиям (при испытаниях получили практическую дальность полета на сверхзвуке при взлетной массе 195 тонн при коммерческой нагрузке 15 тонн 3080 км, при 7 тоннах — 3600 км. Подчеркивалось, что дальность полета 4000-4500 км, при коммерческой нагрузке 14-15 тонн на Ту-144 с НК-144А не может быть реализована и отмечалось, что получение требуемой дальности возможно с двигателями РД-36-51А.
После окончания совместных испытаний принимается решение МАП-МГА о начале пассажирских перевозок на самолетах Ту-144 с НК-144А. Ту-144 No. 05-2 (бортовой No. 77109), первый полет 29 апреля 1976 года, и Ту-144 No. 06-1 (бортовой No. 77110), первый полет 14 февраля 1977 года, использовались для регулярных пассажирских перевозок по трассе Москва — Алма-Ата. В первый пассажирский рейс Ту-144 отправился 1 ноября 1977 года. Полеты на расстояние 3260 км на высоте 16000-17000 м со скоростью 2000 км/ч проводились один раз в неделю, количество пассажиров на борту не превышало 80 человек. До момента прекращения регулярной эксплуатации с пассажирами в мае 1978 года, экипажи Аэрофлота на Ту-144 выполнили 55 рейсов, перевезя 3284 пассажира. Ту-144 с НК-144А стал первым в СССР пассажирским самолетом, который получил национальный сертификат летной годности на безопасность перевозки пассажиров, остальные самолеты Аэрофлота в то время подобного сертификата не имели (исключение составлял Ту-134, который был сертифицирован в Польше по английским нормам летной годности).
Ту-144 представляет собой цельнометаллический моноплан бесхвостой схемы с низкорасположенным крылом малого удлинения, убираемым передним крылышком и однокилевым вертикальным оперением. В конструкции планера широко используются монолитные панели с продольными и поперечными ребрами, химически травленные листы, т.н. «плавающие» крепления для уменьшения температурных напряжений. Основными конструкционными материалами являются: теплостойкий алюминиевый сплав АК4-1 и высокопрочный сплав ВАД-23. Для элементов планера, нагревающихся в полете до температуры свыше 150°С, применяется сплав ОТ4-1.
Экипаж состоит из двух летчиков, бортинженера и двух стюардесс.
Фюзеляж полумонококовой конструкции с гладкой работающей обшивкой, подкрепленной стрингерами из прессованных профилей и набором шпангоутов. Он состоит из носового поворотного обтекателя и передней (шп. No.No.2-19), средней (шп. No.No.19-110) и хвостовой (шп. No.No.110-128) частей. Носовой обтекатель негерметичный, для улучшения обзора пилотам отклоняется вниз на взлете на угол 11°, на посадке — 17°. В крейсерском полете, когда носовой обтекатель поднят, минимальный уровень обзора обеспечивается через его боковое остекление. Исполнительным механизмом для опускания обтекателя является привод, работающий от электромеханизма, а в аварийной ситуации — от баллона со сжатым азотом. Передняя часть обтекателя выполнена радиопрозрачной. Передняя часть фюзеляжа содержит кабину пилотов, места крепления и механизм поворота передних крылышек, которые убираются в углубления фюзеляжа между шп. No.No. 6-17. В средней части фюзеляжа размещаются пассажирские салоны, вестибюль, гардероб, буфет и туалеты. По каждому борту расположены по 34 иллюминатора с трехслойным остеклением из органических материалов. Под полом между шп. No.No.20-31 расположена ниша уборки передней опоры шасси, между шп. No.No.31-66 — 1-е багажное отделение с люком между шп. No.No.34-38. Далее следуют технические отсеки и 2-е багажное отделение, расположенное между шп. No.No.98-110. В хвостовой части фюзеляжа находятся балансировочные топливные баки, хвостовая опора и контейнер тормозного парашюта.
Крыло — треугольное с наплывом, многолонжеронной конструкции, с силовым кессоном в средней части. Крыло состоит из двух носовых частей (расположенных между шп. No.No.23-47 фюзеляжа), двух передних частей (между шп. No.No.47-66), средней части (между шп. No.No.66-96) и двух отъемных частей (консоли от нервюры No.11). Носовая и передняя части крыла представляют собой единый агрегат, содержащий кессон-баки. В средней части также расположены баки и ниши основных опор шасси. Отъемная часть крыла состоит из кессон-бака, заключенного между лонжеронами No.No.1-11, хвостового отсека с элевонами и концевого обтекателя. Каждый из 8 элевонов подвешен на 2 опорах и приводится в действие 2 бустерами.
Вертикальное оперение однокилевое, трапециевидное, кессонной конструкции. На киле крепятся 2 секции руля направления, каждая приводится 2 бустерами. В верхнем обтекателе расположены антенны радиотехнического оборудования. При выпущенном шасси угол отклонения руля направления составляет 25° в каждую сторону, при убранном — ограничен 5°.
Передние крылышки предназначены для создания момента тангажа, а так же увеличения общей подъемной силы на взлете и посадке. В убранном положении крылышки не выходят за теоретический контур фюзеляжа. Система управления крылышками позволяет установить их в любое промежуточное положение, однако на практике используются два крайних положения.
Взлетно-посадочные устройства. Шасси самолета состоит из двух основных опор, а также передней и хвостовой вспомогательной опор. Основные опоры с колесами 950×400 мм убираются вперед, при этом тележка запрокидывается на 90° в поперечной плоскости. Передняя опора с колесами 950×300 мм также убирается вперед. Во время руления колеса передней опоры могут поворачиваться в обе стороны на угол до 59°, при разбеге и пробеге — до 8°. Хвостовая опора предназначена для предотвращения повреждений мотогондол в случае превышения взлетных или посадочных углов. Она выпускается и убирается одновременно с остальными опорами шасси. Для уменьшения длины пробега самолета при посадке применяется тормозной парашют, выпуск и сброс которого производятся с помощью сжатого азота.
Силовая установка состоит из 4-х маршевых двухконтурных форсажных двигателей НК-144А, регулируемых воздухозаборников, систем — топливной, масляной, управления, а также вспомогательной силовой установки (ВСУ). Топливо на самолете размещено в 18 кессон-баках крыла общей вместимостью 80000 кг. Кроме того, в хвостовой части фюзеляжа расположены два резиновых балансировочных бака вместимостью 6400 кг, не заправляемых на земле. Помимо питания двигателей, топливная система обеспечивает продольную балансировку самолета при переходе через М=1 путем перекачки топлива из передних баков в хвостовые и обратно. Топливная система участвует также в охлаждении воздуха в СКВ, масла и коробок приводов на двигателях. Топливом служат керосины Т-8 (основной), Т-7 и Т-1 (резервные). ВСУ ТА-6А обеспечивает на земле и на высотах до 3000 м: поочередный запуск маршевых двигателей, работу системы кондиционирования воздуха, работу турбонасосного агрегата гидросистемы, питание бортовой электросети переменным и постоянным током.
Противопожарное оборудование включает систему пожаротушения в отсеках маршевых двигателей и ВСУ, систему пожаротушения внутри маршевых двигателей, 4 ручных переносных углекислотных огнетушителя для борьбы с огнем в обитаемых помещениях. При тушении пожара в двигательных отсеках используется фреон, подача которого производится в 3 очереди (первая включается автоматически).
Система управления самолетом — смешанная, включающая механические системы продольного, поперечного и путевого управления с постоянно включенными в них рулевыми двухкамерными гидроприводами (бустерами) РП-64. В системах продольного и поперечного управления установлены вспомогательные приводы РП-46Б; автоматическую бортовую систему управления АБСУ-004, работающую на всех режимах полета, кроме взлета до высоты 400 м и посадки с высоты 30 м до приземления; электрические системы управления электромеханизмами, входящими в состав всех трех каналов управления самолетом. В кабине экипажа, крыле и киле механическая проводка жесткая, на большей части длины фюзеляжа — тросовая. Все гидроприводы включены в работу по необратимой схеме, переход на безбустерное управление исключен. Для имитации передачи аэродинамических нагрузок на органы управления в кабине пилотов в каждой из систем управления установлены основные и полетные пружинные загружатели. Полетные загружатели включаются/выключаются автоматически при уборке/выпуске шасси и передних крылышек. Все загружатели снабжены механизмами триммерного эффекта. Управление элевонами и рулем направления обеспечивается даже в случае заклинивания одной из секций и выхода из строя части бустеров. Для обеспечения постоянного натяжения тросов проводки управления независимо от температурных расширений фюзеляжа и самих тросов применены регуляторы натяжения тросов автоматического действия. В системах управления элевонами и рулем направления дополнительно смонтированы электрогидравлические рулевые агрегаты РА-57Б-1, включающиеся в работу по командам АБСУ-004.
Гидросистема состоит из 4 независимых гидросистем и предназначена для энергопитания следующих систем: управления самолетом -основных и вспомогательных рулевых приводов; управления воздухозаборниками двигателей; уборки и выпуска шасси; управления поворотом колес передней опоры шасси; управления тормозами колес основных опор шасси (основное и аварийное); перекачки топлива в балансировочные баки и обратно, аварийного слива топлива. Рабочие жидкости гидросистемы — МРТУ-38-1-195-66 и 7-50С-5. Номинальное рабочее давление — 210 кгс/см2. Давление в каждой из независимых гидросистем создается двумя гидронасосами, установленными на двигателях. Кроме того, на случай отказа двигателей во второй и четвертой гидросистемах установлено по одной вспомогательной насосной установке с приводом от воздушной турбины, получающей сжатый воздух от ВСУ.
Электросистема. На борту имеются три независимые электросистемы: две переменного тока (200/115 В, 400 Гц и 36 В, 400 Гц) и постоянного тока (27 В). Переменным током запитаны: топливные насосы, выпрямительные устройства и трансформаторы, стеклоочистители, противообледенительные устройства, система зажигания двигателей, управления носовым обтекателем и передними крылышками, топливная автоматика, навигационно-пилотажное, радио- и светотехническое оборудование, электробытовое оборудование. Постоянным током запитаны: система запуска двигателей и ВСУ, система автоматического управления АБСУ, подвижные элементы воздухозаборников, часть светотехнического, радиосвязного и навигационного оборудования. Источниками электроэнергии являются установленные на двигателях генераторы и аккумуляторные батареи 20КНБН-25.
Система кондиционирования воздуха (СКВ) предназначена для создания комфортных условий в герметической кабине самолета в полете, на стоянке и рулении. СКВ включает подсистемы: наддува, вентиляции и теплозащиты, автоматического регулирования давления, автоматического регулирования температуры, контроля за расходом воздуха. СКВ обеспечивает температуру в герметической кабине 20-ЗСГС (устанавливается бортинженером отдельно для пассажиров и экипажа) и давление не ниже 0,76 атм, температуру в технических и багажных отсеках не выше 35°С. Воздух для СКВ отбирается от последних ступеней двигателей с суммарным часовым расходом 5600 кг/ч, а также от ВСУ или аэродромного источника. СКВ состоит из двух независимых полу-систем, в которые воздух отбирается соответственно от левой и правой пары двигателей. Сброс воздуха из гермокабины производится в полость между внешней обшивкой фюзеляжа и облицовкой пассажирского салона, затем воздух поступает на охлаждение оборудования, расположенного в негерметичной зоне, и далее сбрасывается в атмосферу. Максимальная холодопроизводительность СКВ на крейсерском режиме полета составляет 60000 ккал/ч.
Противообледенительные устройства включают электротепловые системы воздухозаборников двигателей и лобовых стекол кабины экипажа.
Радиосвязное оборудование предназначено для: радиосвязи в диапазонах КВ и УКВ; внутрисамолетной связи; оповещения пассажиров и проигрывания музыкальных программ; выдачи речевой информации членам экипажа; передачи информации о государственной принадлежности самолета. Для выполнения этих задач на самолете установлены связная радиостанция «Микрон» и две радиостанции «Ландыш», аппаратура внутренней связи, аппаратура магнитной записи и воспроизведения «Арфа», речевой информатор РИ-65.
Радионавигационное оборудование обеспечивает автоматическое вождение самолета по трассам и выполнение захода на посадку в сложных метеоусловиях. В его состав входят: радиотехническая система ближней навигации и посадки РСБН-П-144, доплеровский измеритель скорости и угла сноса ДИСС-М2, автоматический радиокомпас АРК-15 и радиовысотомер РВ-5.
Пилотажно-навигационное оборудование включает пилотажно-навигационный комплекс НПК-144 и автономно работающие приборы. НПК-144 решает следующие задачи: определение географических координат места самолета; определение истинного, магнитного и ортодромического курса, заданного и текущего путевых углов, угла сноса и азимута на радиостанцию; — определение текущих значений приборной, истинной и путевой скорости полета; определение высоты полета; предварительное программирование маршрута путем ввода в память координат 8 пунктов поворота, 14 аэродромов, 16 радиомаяков и схем предпосадочных маневров; оперативного изменения маршрута в полете. В состав НПК-144 входят: цифровая вычислительная машина ЦВМ 10-144, навигационно-посадочный вычислитель, гироинерциальная система «Радуга», система воздушных сигналов СВС-30-3, РЛС «Гроза-144», аварийная курсовая система АКС, проекционный индикатор навигационной обстановки ПИНО, а также элементы радионавигационного оборудования — доплеровский измеритель скорости и угла сноса ДИСС-М2 и радиотехническая система ближней навигации и посадки РСБН-П-144. К автономно работающим приборам относятся авиагоризонт АГР-144, электрический указатель поворота, указатель угла тангажа, магнитный компас.
Бытовое оборудование. На борту организованы 3 пассажирских салона: 1-го класса на 16 мест, и два — туристского класса на 30 и 104 места, а также 2 буфета, 3 гардероба, 4 туалета. Пассажиры обеспечены, кроме общего, индивидуальным освещением и обдувом.
Аварийно-спасательное оборудование. Для аварийного покидания при вынужденной посадке самолет оснащен надувными трапами, брезентовыми желобами, спасательными фалами, аварийными топорами. При полетах над водными пространствами самолет может быть дополнительно оснащен спасательными плотами и индивидуальными надувными жилетами для пассажиров и членов экипажа. Люди могут покинуть самолет через 4 выхода на каждом из бортов, а также через форточки в кабине экипажа.
| Модификация | Ту-144 |
| Размах крыла, м | 28.80 |
| Длина самолета,м | 65.70 |
| Высота самолета,м | 12.85 |
| Площадь крыла,м2 | 507.00 |
| Масса, кг | |
| пустого самолета | 91800 |
| нормальная взлетная | 150000 |
| максимальная взлетная | 195000 |
| Тип двигателя | 4 ТРДДФ НК-144А |
| Тяга, кгс | |
| нормальная | 4 х 15000 |
| форсированная | 4 х 20000 |
| Максимальная скорость, км/ч | 2500 (М=2.35) |
| Крейсерская скорость, км/ч | 2200 |
| Практическая дальность, км | 6500 |
| Дальность полета на сверхзвуке, км | 2920 |
| Практический потолок, м | 18000-20000 |
| Экипаж, чел | 3 |
| Полезная нагрузка: | 150 пассажиров или 15000 кг груза |
Источник