Следующие по длине фюзеляжа три технологических отсека - топливные баки-отсеки. Они соединены системой трубопроводов. Над баками расположен гаргрот, имеющий форму полуцилиндра. В гаргроте находятся основные транзитные коммуникации самолета.

В хвостовой части фюзеляжа размещается хвостовой отсек, в котором находится четырехкупольная парашютно-тормозная установка (ПТУ). Створки ПТУ раскрываются в стороны.

Под вторым и третьим топливными отсеками расположена центральная часть крыла самолета - центроплан.

Под центропланом установлена гондола с пакетным расположением четырех двигателей.

Гондола технологически делится на переднюю и хвостовые части. Носок передней части гондолы представляет собой вертикальный клин, на котором справа и слева установлены регулируемые створки многоскачкового воздухозаборника. В носке гондолы размещена ниша передней опоры шасси. За нишей передней опоры между воздушными каналами расположен отсек оборудования, в котором находятся агрегаты самолетных систем. В центральной зоне гондолы между воздушными каналами находится расходный топливный бак. По бокам центральной части гондолы под центропланом расположены левая и правая ниши главных опор шасси.

В хвостовой части гондолы находится отсек двигателей с противопожарными перегородками.

В консолях крыла размещены исполнительные органы системы управления элевонами, бортовые аэронавигационные огни.

В киле размещены агрегаты радиоэлектронных комплексов, тросы и исполнительные органы системы управления рулем направления.

Шасси трехопорной схемы с носовым колесом. Такое шасси обеспечивает эксплуатацию самолетов с аэродромов 1-го класса с бетонированным покрытием. Основные стойки шасси снабжены двухосными тележками с четырьмя тормозными колесами. На каждом колесе - спаренная шина. Передняя опора шасси имеет рычажно-подвешенные спаренные колеса со стартовыми тормозами. Механизм управления служит также и демпфером «шимми».

В конструкции планера применены новые по тем временам высокопрочные металлические материалы:

- титановые сплавы ВТ-20, ВТ-22, ВТ-21Л;

- нержавеющие стали ВИС-2 и ВИС-5;

- конструкционная сталь ВКС-210.

Поверхность планера самолета на 69% состояла из панелей, сваренных из листа точечной электросваркой (ТЭС), на 21,6% - из панелей, сваренных из листа сквозным проплавлени-ем, на 9,4% - из фрезерованных плит панелей.

На самолете применена «пакетная» схема силовой установки с черырьмя опытными двигателями РД36-41 конструкции П. А. Колесова. Для обеспечения надежной работы двигателей на всех режимах работ и скоростей полета самолета применен сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник смешанного сжатия с автозапуском для расчетного числа М=3. Примененное на двигателях многорежимное сверх-звуковое сопло имеет три венца подвешенных створок, образующих дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, которое обеспечивает высокую эффективность тяги во всех диапазонах скоростей полета.

Особенностью силовой установки самолета является то, что каждый воздухозаборник питает воздухом два двигателя.

Основные топливные баки расположены в фюзеляже и центроплане. Топливная система самолета состоит из системы топливопитания - заправки топливом на земле и в воздухе, системы аварийного сброса топлива, системы наддува баков нейтральным газом и системы перекачки топлива, обеспечивающей заданную центровку самолета.

Впервые в отечественной практике была разработана новая топливная система с гидротурбонасосами для подачи топлива к двигателям, перекачки топлива из очередных баков в расходный и для перекачки центровочного топлива.

Для самолета изготовлены теплостойкие агрегаты топливной системы.

На самолете впервые была установлена электрическая дистанционная следящая система управления двигателями, работающая как от рук пилота, так и от автомата тяги.

Кроме указанных систем, силовая установка самолета включает в себя системы пожаротушения, охлаждения, защиты воздухозаборников от обледенения, запуска двигателей на земле и в воздухе, автоматического регулирования воздухозаборников.

Самолет оборудован электрогидравлической дистанционной системой (СДУ). На первых экспериментальных самолетах устанавливалась и резервная механическая система.

Основой системы электроснабжения самолета является система трехфазного переменного тока со стабилизированным напряжением 220/115 В и частотой 400 Гц. В качестве источников тока применены четыре синхронных генератора с масляным охлаждением 60 кВт каждый. Стабилизация частоты достигается работой генератора с гидравлическим приводом постоянных оборотов.

Питание потребителей постоянного тока 27 В и переменного-36 В частотой 400 Гц осуществляется соответственно с помощью четырех выпрямительных устройств и двух трехфазных трансформаторов. В качестве аварийных источников используются три аккумуляторных батареи и преобразователь.

Гидросистема самолета состоит из четырех автономных систем (зеленой, синей, коричневой и желтой), предназначенных для работы органов управления самолетом, уборки-выпуском шасси, подъема и опускания носовой части фюзеляжа, регулирования панелей воздухозаборников, торможения колес, управления разворотом носового колеса и других. Рабочее давление в гидросистеме составляет 280 кг/м2. В гидросистеме применены паяные соединения трубопроводов из стали ВНС-2 и титановые сплавы. Специально для самолета был создан гидрокомплекс, рассчитанный на работу в условиях длительного воздействия высоких температур.

Система жизнеобеспечения самолета включает в себя системы кислородного обеспечения, кондиционирования воздуха и спецснаряжения экипажа.

Кислородная система состоит из двух газификаторов жидкого кислорода, регуляторов бортового унифицированного комплекта кислородных приборов.

Система кондиционирования воздуха состоит из агрегатов трехступенчатого охлаждения воздуха и системы автоматического регулирования заданных параметров.

Основным видом снаряжения экипажа является скафандр.

Радиоэлектронное бортовое оборудование самолета включает в себя два больших комплекса: радиоэлектронный и навигационный.

Радиоэлектронный комплекс выполняет задачи обнаружения целей и прицельного пуска авиационных управляемых ракет, а также задачи связи, разведки и обороны.

Аппаратура радиоэлектронного комплекса разделена функционально на четыре самостоятельных системы:

- систему управления ракетами класса «воздух- поверхность»;

- систему разведывательного оборудования;

- систему радиосвязного оборудования;

- систему обороны самолета, включающую в себя средства индивидуальной и групповой защиты.

Навигационный комплекс обеспечивает непрерывное определение местоположения самолета в пространстве, выдачу навигационных данных в систему автоматического управления, выдачу необходимой пилотажной информации экипажу, взаимодействуя при этом с радиоэлектронным комплексом самолета.

Летно-технические характеристики первого экспериментального самолета «101»

Геометрические характеристики самолета «101» соответствовали характеристикам серийного самолета.

На самолете «101» планировалось достичь предельных скоростных характеристик на высоте и у земли, заданных для серийного самолета.

Расчетные дальности полета у самолета «101», вследствие меньшего запаса топлива во внутренних баках самолета, были меньше заданных для серийного самолета.

Взлетные и посадочные массы самолета «101» были меньше, чем у серийного. Поэтому длины разбега и пробега на БВПП имели меньшую величину и составляли соответственно 900-1050 и 800-900 метров.

Весовые характеристики самолета были следующие:

- максимальная взлетная масса, кг 125000

- нормальная взлетная масса, кг 114000

- масса пустого самолета, кг 55600

- масса топлива во внутренних баках, кг 57000

Взлетная тяговооруженность при нормальной взлетной массе была равна 0,56, а взлетная нагрузка на крыло составляла 385 кг/м2.

Летно-технические характеристики самолета Т-4

Па базе ударно-разведывательного комплекса самолета Т-4 в ОКБ П. О. Сухого в 1967-1972 гг. проводилась разработка стратегического двух-режимного ударно-разведывательного самолета Т-4МС (заводской шифр - изделие «200»). Разработка была задана Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР в 1967 г.

Самолет Т-4МС создавался с учетом новейших достижений в области аэродинамики, двигателестроения, применения новых конструкционных материалов и технологических процессов.

Учитывая возможности существующих и перспективных средств ПВО в конце 60-х годов пришли к выводу, что наиболее выгодными режимами полетов следует считать:

- сверхзвуковой режим на скорости не менее 3200 км/ч на максимально возможной высоте;

- режим полета у земли на скорости 1100- 1200 км/ч.

Разнообразие поставленных перед самолетом задач предполагало, что такой самолет будет:

- иметь большую дальность полета с нормальной боевой нагрузкой;

- иметь большую боевую нагрузку в полете на меньшую дальность;

- обладать способностью совершать боевые полеты в широком диапазоне скоростей и высот;

- иметь на борту высокоэффективное радиоэлектронное оборудование, обеспечивающее решение поставленных боевых задач;

- иметь возможность размещения широкой номенклатуры существующего и перспективного вооружения;

- обладать способностью базирования на аэродромах 1-го класса и на полевых аэродромах с грунтовым покрытием.

Этим требованиям наилучшим образом удовлетворял самолет с изменяемой в полете стреловидностью крыла, которая позволяет:

- существенно увеличить значение максимального аэродинамического качества при полете на дозвуковых скоростях;

- улучшить взлетно-посадочные характеристики самолета;

- уменьшить отрицательное воздействие перегрузок на экипаж и конструкцию самолета при полете на больших скоростях у земли.

На начальной стадии проектирования самолета Т-4МС была проанализирована возможность создания стратегического самолета путем применения на самолете Т-4 крыла изменяемой стреловидности, а затем путем последующего масштабного увеличения такого самолета. Попытка реализации этого проекта желанных результатов не дала, поскольку привела к резкому увеличению габаритов и массы самолета и не обеспечила возможности размещения необходимого состава вооружения.

В итоге ОКБ вынуждено было вернуться к поискам новых принципов построения компоновочной схемы самолета, которая удовлетворяла бы следующим основным положениям;

- получению максимально возможных объемов при минимальной омываемой поверхности;

- обеспечению размещения в грузовых отсеках необходимого состава вооружения;

- получению максимально возможной жесткости конструкции с целью обеспечения полетов на больших скоростях у земли;

- исключению основных фрагментов силовой установки из общей силовой схемы самолета с целью обеспечения возможности модификации самолета по типу пригоняемых двигателей;

- перспективности компоновки сточки зрения возможности поэтапного улучшения летно-технических характеристик самолета.

Компоновкой, удовлетворяющей перечисленным требованиям, и являлась разработанная в ОКБ схема «бесхвостки» - интегральная схема типа «летающее крыло» с изменяемой в полете стреловидностью поворотных консолей крыла. Продувки моделей этой компоновки в аэродинамических трубах ЦАГИ показали возможность реализации высоких значений аэродинамического качества как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета. В разработанной компоновке малая площадь поворотных консолей в сочетании с жестким несущим корпусом гарантировала возможность полета на больших скоростях у земли.

Окончательный облик аэродинамической и конструктивно-компоновочных схем самолета сложился к концу 1970 г. и претерпел в дальнейшем незначительные изменения, связанные в основном с более глубокой проработкой конструктивной модели самолета и результатами продувок моделей в аэродинамических трубах.

К концу 1970 г., на четвертом году проектирования самолета, была закончена разработка его аванпроекта, который отправили заказчику и в отраслевые институты МАП на заключение.

Основу аэродинамической компоновки самолета Т-4МС составляет крыло, состоящее из неподвижной части - центроплана, и двух поворотных консолей, которые с помощью шарниров крепятся к центроплану.

В центроплане, который в компоновке выполняет роль несущего корпуса, размещаются кабина экипажа, приборные отсеки, отсеки вооружения, ниши опор шасси и основные топливные емкости самолета. По аэродинамической конфигурации центроплан представляет собой крыло малого удлинения, набранное профилями с относительной толщиной 6%, с деформацией срединной поверхности и круткой сечений, обеспечивающими самобалансировку самолета на режиме крейсерской скорости полета на М=3р. Деформация и крутка распространяются и на поворотные консоли крыла.

Поворотные консоли оснащены средствами механизации - закрылками и предкрылками по всему размаху. Отношение закрылков и предкрылков на небольшой угол на режимах дозвукового крейсерского полета приводит к увеличению аэродинамического качества.

Продольное управление самолетом на всех режимах полета осуществляется рулями высоты, расположенными на задней кромке центроплана между гондолами.

Органами поперечного управления служат кренеры, расположенные на верхней поверхности поворотных консолей и с помощью параллелограмного механизма ориентируемые по потоку в процессе изменения стреловидности.

Для обеспечения путевой устойчивости и управления для самолета выбрана двухкилевая схема с цельнопо-воротными килями, обеспечивающая более высокую эффективность на больших углах атаки и балансировку самолета при отказе двух двигателей.

На самолете установлено 4 двигателя, располагающиеся попарно в двух мотогондолах, расположенных под центропланом. Мотогондолы имеют плоские регулируемые воздухозаборники с горизонтальным клином, разделенные перегородкой и работающие на один двигатель каждый.

Взлетно-посадочные устройства самолета состоят из шасси нормальной трехточечной схемы с носовой опорой и из системы тормозных парашютов.

Главные опоры шасси включают трехосные тележки с шестью тормозными колесами, на каждой из которых установлено по две шины, обеспечивающие эксплуатацию самолета и с грунтовых аэродромов.

На первом этапе силовая установка самолета должна была состоять из четырех двигателей РД36-41, на втором этапе планировалось установить 4 комбинированных двигателя К-101 со взлетной тягой 20 000 кГс каждый. Эти двигатели должны были обладать преимуществами турбореактивного двух-контурного двигателя на дозвуковом крейсерском полете и турбореактивного двигателя на разгоне и сверхзвуковых скоростях.

В состав силовой установки, кроме двигателей с воздухозаборниками и каналами подвода воздуха к двигателям и соплам, входили: системы топли-вопитания двигателей, системы заправки топливом на земле и в воздухе, система аварийного слива топлива, системы наддува топливных баков нейтральным газом, системы охлаждения двигателей, системы пожаротушения, защиты воздухозаборников от обледенения и попадания посторонних предметов. Основные топливные емкости самолета располагались в герметичных баках-отсеках центроплана.