| M-4 | |
|---|---|
| M-4 på Ukrainka Air Base , 2004 | |
| Type | strategisk bombefly |
| Udvikler | OKB-23 |
| Fabrikant | Anlæg nr. 23 |
| Chefdesigner | V. M. Myasishchev |
| Den første flyvning | 20. januar 1953 |
| Start af drift | 28. februar 1955 |
| Slut på drift | 1993 (tankskibe) |
| Status | trukket ud af tjeneste |
| Operatører | USSR luftvåben |
| Års produktion | 1954 - 1956 |
| producerede enheder |
2 (eksperimentel) + 32 (seriel) |
| Muligheder | 3M |
| Mediefiler på Wikimedia Commons | |
"2M" ("M-4"); "Produkt 103" ; ifølge NATO-kodificering : "Bison-A" - den første seriel basismodel af familien af sovjetiske subsoniske strategiske bombefly udviklet af Myasishchev Design Bureau - mærket "M". Komponenter af den fulde betegnelse: "2M" - militær betegnelse i luftvåbensystemet; "M-4" - projektkode i OKB-23; "Produkt 103" - kode til design og teknologisk dokumentation i MAP -systemet i masseproduktion (i pilotproduktion "Produkt 25"). På grundlag af M-4-projektet blev der skabt flere eksperimentelle og serielle modifikationer. Den konsekvente udvikling af M-4-projektet i retning af at forbedre flyveydelsen var to serielle grundlæggende muligheder: 3M (M-6) og 3MD (M-6D).
Designet af flyet "25" ("Products 25") blev udført på et konkurrencemæssigt grundlag og inden for samme tidsramme med turbopropflyet "Tu-95" - i modsætning til de amerikanske analoger af Boeing-selskabet - B- 52 og Convair - skabt, også på et konkurrencebaseret grundlag - YB-60 . I modsætning til den amerikanske konkurrence, som endte med vedtagelsen af kun Boeing - køretøjer, blev begge konkurrerende køretøjer accepteret i masseproduktion og adopteret af USSR Aviation Administration, som, mens de forblev konkurrenter gennem hele perioden med finjustering og modernisering, bogstaveligt talt forsikrede og komplementerede hinanden med hensyn til at sikre nuklear paritet fra USSR. 2M-flyet overgik Tu-95 i flyvehastighed i alle tilstande (inklusive flyvning i ekstrem lav højde), med hensyn til bombebelastning, havde mindre akustisk og radarsigbarhed, men uden påfyldning i luften var det ringere end det i flyverækkevidde kun på grund af det høje specifikke brændstofforbrug for AM-3- motorer . Ved træningsflyvninger, hvis det er nødvendigt at vende tilbage til afgangsflyvepladsen, havde 2M-flyet, sammenlignet med Tu-95, en lidt mindre operationelt-taktisk rækkevidde .
I 1946 blev OKB-482 af V. M. Myasishchev (efter forslag fra Tupolev og Ilyushin) opløst med motivationen "af økonomiske årsager." Alle lokaler og produktionsbase blev overført til Ilyushin, og folk fra designbureauet og fabrikken blev tildelt luftfartsindustriens virksomheder, hvor der ikke var nogen stillinger for V. M. Myasishchev, og han blev tvunget til at beslutte at arbejde på MAI , i første omgang som dekan for flybygningsfakultetet, men på grund af konflikten med ledelsen af institutfestudvalget blev han med en degradering overflyttet til afdelingslederen for flykonstruktion. I et forsøg på at vende tilbage til designarbejdet i Aviaprom-systemet fremsatte Myasishchev et forslag om at udarbejde en "Plan for forskningsarbejde for MAI sammen med TsAGI om lovende spørgsmål om flykonstruktion." En betydelig del af denne plan blev optaget af sektionen: " Parametriske undersøgelser af fly ", for at opnå objektive data om muligheden for at skabe et langtrækkende strategisk bombefly med jetmotorer og en fejet vinge med høj forlængelse . På det tidspunkt var der ingen konsensus om muligheden for at skabe et sådant fly, nogle autoritative luftfartsspecialister fra MAP og luftvåbnet, fremtrædende videnskabsmænd og designere, herunder A. N. Tupolev, nægtede denne mulighed [1] .
Konceptet med at udvikle et forprojekt "High-speed long-range bomber" (SDB) er baseret på det objektive behov for accelereret levering langs den såkaldte "transpolare rute" - en fritfaldende atomladning med maksimal kraft (maksimal masse) ) til et hvilket som helst punkt i USA, ved at implementere de seneste videnskabelige - tekniske resultater inden for aerodynamik af høje sideforhold og højeffekt jetmotorer. Hastighedsfaktoren bestemte flyvetiden og dermed sandsynligheden for et forebyggende angreb.
I 1948 påbegyndte MAI og TsAGI de første udviklinger om emnet: "Højhastigheds langdistancebombefly" (SDB). Inden for et og et halvt til to år (1948-1950) introducerede V. M. Myasishchev og luftfartsingeniør G. N. Nazarov emnet SRT i praksis med forskningsarbejde fra ingeniørpersonalet ved Institut for Luftfartøjsteknik, kandidatstuderende og studerende fra MAI . Arbejdet med emnet SDB omfattede produktion af volumetriske beregninger, grafiske konstruktioner, foreløbige skitser og diagrammer. Initiativundersøgelser af SDB ved Institut for Luftfartøjsteknik på Uddannelsesinstituttet (MAI) blev udført i etaper. Mange muligheder for det aerodynamiske layout, volumen-vægt og strukturelle kraft-skemaer for fly af denne og andre klasser og typer blev overvejet [2] . Især blev de designaerodynamiske layouts af de engelske og amerikanske tunge strategiske jetbomber Vickers Valiant og XB-47 samt det sovjetiske erfarne bombefly " 150 " analyseret. Samtidig blev det antaget, at SRB væsentligt ville overstige de betragtede analoger med hensyn til nyttelast og flyverækkevidde og følgelig med hensyn til overordnede dimensioner og maksimal startvægt.
Der har dog endnu ikke været en egentlig motor for implementeringen af RRT-projektet. Derfor blev åbenlyst overvurderede designhøjde-hastighedskarakteristika for en hypotetisk turbojetmotor under symbolet AM-TKRD-03 ("A. Mikulin - Turbo-Compressor Jet Engine - 03") brugt til beregninger. De reelle egenskaber ved denne motor under mærkenavnet "AM-3" (især karakteristikaene ved det specifikke brændstofforbrug) blev først bestemt i 1950 og var faktisk hovedårsagen til behovet for at omarbejde det foreløbige udkast til SDB i retningen for yderligere at øge de samlede dimensioner og design af startvægt. Ved valg af det aerodynamiske layout af SDB var de mest interessante de allerede byggede lovende eksperimentelle fly "150" og XB-47, som på grund af de fremherskende omstændigheder i høj grad blev skabt på grund af brugen af videnskabelige og tekniske udviklinger af tyske specialister .Helt fra begyndelsen af udviklingen af SDB-forprojektet anbefalede Myasishchev, analogt med projekterne for XB-47 tunge bombefly og 150 medium bombefly, kraftigt et cykelchassis til bilen som det mest fordelagtige i forhold til følgende indikatorer: fremstillet af en squat skrog (og ikke fra høj vinge - foretrukket til enhver bombefly), cykelchassis - mest med hensyn til vægt på grund af relativt korte stivere; den beregnede relative masse af cykelchassiset for "SDB" var 3÷3,5% af flyets masse, mens den beregnede relative masse af 3-støttechassiset var 4÷6,5%; cykelchassisordning - redder vingen fra chassisbeklædninger - som skaber yderligere aerodynamisk modstand, og vigtigst af alt - redder vingen fra stødbelastninger under taxa, start og især under landing; Sammenlignet med andre ordninger er et cykellandingsstel mest at foretrække til flydrift på ikke-asfalterede flyvepladser.
I 1949 var MAI-medarbejderne V. M. Myasishchev og G. N. Nazarov involveret i TsAGI's arbejde med at skabe et flyvende laboratorium baseret på træningsbombeflyet UTB-2 (letvægtsversion af Tu-2) - som en del af oprettelsesprogrammet på Design Bureau -1 anlæg nummer 256 medium jet bombefly "150" med en cykel chassis ordning. Ordren til oprettelse af et flyvende laboratorium blev udstedt af TsAGI i forbindelse med design på OKB-1 af anlæg nr. 256, 150 medium bombeflyet. Men det kom ikke til praktisk implementering ... For at fremskynde forskningen af cykelchassiset foreslog chefdesigneren af OKB-1 til jetbombefly, S. M. Alekseev , at konvertere sit eksperimentelle jet multirole jagerfly I-215 , som var tæt i masse på UTB, for en "cykel" [AK 1996-01(32)] I OKB-1 på anlæg nr. 256 blev der ifølge resultaterne af test af I-215D jagerflyet modificeret til et cykelchassis også designet et cykelchassis til 150-flyene, som var en størrelsesorden tungere, hvortil idé og design af et forenklet startsystem blev udarbejdet sammenlignet med at starte på traditionelt trehjulet chassis. For "150"-flyene blev den såkaldte "squat" af flyet på bagbenet indført og brugt, takket være hvilken maskinen, når den nåede starthastigheden (det vil sige lighed mellem løft og start vægt), løftede selv næsen og brød med en angrebsvinkel på vingen øget med 3º væk fra vognbanerne uden at piloten tog kontrol over åget. Startprocessen blev ikke kun sikrere, men næsten automatisk, da piloten kun behøvede at holde bilen fra sidestall og overvåge driften af motorerne i starttilstand.
Myasishchev og Nazarov, efter at have modtaget tilladelse fra MAP, blev i detaljer bekendt med OKB-1's arbejde på flyet "150" (Nazarov blev udstationeret til anlæg nr. 256, hvor han deltog direkte i flyvetests i to måneder som en understudium af den ledende ingeniør af objektet "150"), hvilket i vid udstrækning viste sig at være nyttigt for emnet "SDB".
Da man forsøgte at implementere den akkumulerede erfaring med at designe et cykelchassis til et mellemstort bombefly "150" til SDB-projektet, viste det sig, at for et strategisk bombefly (mindst tre gange tungere end "150" flyet), "squat" system af den bageste støtte i sin rene form er uacceptabel under betingelserne for operationelle belastninger flyvepladsbaserede og layoutforhold. Ifølge beregninger udgjorde det forreste landingsstel på SDB 40% af belastningen og det bagerste - 60%. [AK 1996-01(35)] Under hensyntagen til den væsentligt højere designmæssige startvægt af SDB var hvert hovedlandingsstel udstyret med en firehjulet bogie. Når de valgte ordningen og hovedparametrene for cykelchassiset til SRB, lykkedes det designerne kreativt at genoverveje en andens erfaring med at "squatte" det bagerste landingsstel og for at forenkle starten skitsere det omvendte princip om "hæve" bombeflyet med 3º ved hjælp af et specielt hydraulisk drev monteret på det forreste landingsstel. I forhold til den mere massive "cykel" af det ottehjulede chassis "SDB" skulle den således opnå samme effekt i starten som for den mellemstore bombefly "150".
Det foreløbige design af SDB'en blev udviklet på MAI som et teknisk initiativforslag og var et helt metal cantilever monoplan af en normal aerodynamisk konfiguration med en fejet, højtmonteret vinge med høj forlængelse, med en fejet, enkeltkøl T- hale, med et chassis af cykeltypen, med fire hypotetiske turbojetmotorer af mærket AM-TKRD-03, placeret i strømlinede naceller på pyloner under vingen. Vingen langs for- og bagkanten har et variabelt (dobbelt) sweep, med dannelse af udviklede tilstrømninger i roddelen af basistrapezoidet, hvilket giver en forøgelse af stivheden af vingens kraftstruktur. Vingens sweep-vinkler langs forkanten (i zonen for den forreste tilstrømning - før pausen) - 45º, i endezonerne - 40º, langs linjen med brændpunkter (langs linjen med 25% af længderne af lokale akkorder) - 35º; med hensyn til spændvidde har vingen en aerodynamisk drejning (et påkrævet sæt aerodynamiske profiler af forskellig relativ tykkelse og krumning med hensyn til spændvidde) og en geometrisk drejning (fra 0° i sidesektionerne til -3° i endesektionerne) ; bagkanterne af vingekonsollerne, der vaskes af åen, er optaget af start- og landingsmekanisering i form af tilbagetrækkelige, enkeltspaltede klapper og krænger. De forreste og bageste fald i rodzonen af basisvingens trapez giver mulighed for en betydelig stigning i stivheden af vingens kraftstruktur under hensyntagen til niveauet af opfattede lineære belastninger og udvider udvalget af acceptable bæreflader betydeligt for vingefangsjustering i for- og bagsvulster. Fire motornaceller er monteret på pyloner under vingen og fordelt langs vingens spændvidde for at losse den under flyvningen og flyttes betydeligt fremad i forhold til forkanten af vingen for at udføre funktionerne som anti-fladdervægte. To indvendige motor-naceller er ophængt på pyloner under vingerødderne, to udvendige motor-naceller er installeret direkte under vingespidserne og er udstyret med nedre kåber for at kunne rumme sidestøtterne på cykelchassiset i tilbagetrukket position - svarende til det amerikanske erfarne bombefly XB-47. Denne mulighed for at installere motorgondoler krænker ikke den strukturelle integritet og stivhed af vingekonsollernes kraftkaissoner. Flykroppen i den midterste del har en cylindrisk form, i næse- og haledelene har den ovale tværsnit; skroget blev samlet af fem teknologiske sektioner, forbundet med bolte langs flangerammerne; i den forreste del af flykroppen er der en tryksat mandskabskabine, i resten af volumen var der: landingsstelrum; last (bombe) rum; brændstoftanke; "i bulk" - enheder af flyfunktionelle systemer og udstyr om bord; agter trykkabine og agterskyts. Bomberummet - dannet af rummet i den midterste del af flykroppen og begrænset i længderetningen af landingsstellets rum - forsynede affjedringen med en lodret pakke - to bomber af den maksimale kaliber (for eksempel FAB-9000). Besætningen på syv personer: i den forreste trykkabine - 6 personer (to piloter, navigator-scorer, to blisterpistoler, radiooperatør); i den agterste trykkabine - agterskytte [3] .
I begyndelsen af 1950'erne reagerede USA: Boeing og Convair begyndte den konkurrencedygtige udvikling af projekter for et interkontinentalt strategisk bombefly med en fejet fleksibel vinge med høj forlængelse. Samtidig udnyttede Boeing erfaringen med at skabe B-47 langtrækkende jetbomber, og gentog i det væsentlige dets aerodynamiske layout med en samtidig stigning i de overordnede dimensioner, men det relative aspektforhold af vingen blev reduceret fra 9,42 til 8,56. Denne omstændighed bekymrede USSR's ledelse, og gennemførligheden af at opsende de 85 fly i en serie blev stillet spørgsmålstegn ved luftvåbnet på grund af dets utilstrækkelige marchhastighed sammenlignet med lovende amerikanske jetfly med lignende formål. Hastighed bestemte flyvetiden og sandsynligheden for succesfuldt at overvinde fjendtlige luftforsvarszoner ... A. N. Tupolev var mere end kritisk over for den amerikanske udvikling og betragtede dem som et teknisk bluff i betragtning af, at OKB-156 sammen siden foråret 1948 med TsAGI, havde været videnskabeligt-forskningsmæssige udviklinger på tunge og supertunge fly med et højt billedformat med svøbte vinge ... Disse undersøgelser har vist, at en stigning i det samlede spænd af den fejede vinge og dermed dens masse uundgåeligt fører til et fald i den langsgående og tværgående stivhed af dens strukturelle kraftskema, som blev meget sårbar over for påvirkning af bøjnings-torsionsvibrationer under flyvning. De eksisterende TsAGI-udviklinger om dette emne har endnu ikke fuldt ud afsløret metoderne til beregning af en fleksibel svinget vinge ved transoniske flyvehastigheder ... På dette grundlag fulgte konklusionen: " Der er ingen pålidelig metode til at beregne en fleksibel fejet vinge - der er intet fly ... ". Ikke desto mindre krævede den udenrigspolitiske situation en hurtig styrkelse af den strategiske komponent af USSR Air Force [2] .
I begyndelsen af 1950, på et møde i det videnskabelige og tekniske råd (NTS) i TsAGI, blev rapporter fra V. M. Myasishchev og G. N. Nazarov hørt om resultaterne af parametriske undersøgelser af et strategisk fly med en "transpolær rækkevidde". Akademiker A. I. Makarevsky (formand), fremtrædende videnskabsmænd (i fremtidige akademikere) S. A. Khristianovich, V. V. Struminsky, G. S. Byushgens og andre specialister deltog i arbejdet i Det Videnskabelige og Tekniske Råd. Rapporterne illustrerede det forskningsarbejde, der blev udført om emnet RRT, som med hensyn til volumen og indhold faktisk fuldt ud svarede til det tekniske forslag og det foreløbige udkast til RRT. Som et resultat tog TsAGI STC en beslutning om muligheden for at skabe et strategisk bombefly med følgende egenskaber: vingefang - 50 m, vingeareal - 300 m², flylængde - 44 m, maksimal startvægt - 140 tons, normal startvægt - 110 tons, den anslåede flyverækkevidde er 12.000 km (med en bombebelastning på 5 tons), den maksimale bombebelastning er 20 tons (for enhver version af ophængning af bomber med en kaliber fra 0,5 tons til 9 tons), flyvningen hastigheden til målet er 800 ÷ 850 km/t. [5] .
Umiddelbart efter afslutningen af mødet i TsAGI STC forelagde Myasishchev et teknisk forslag til RRT til MAP-sekretariatet med en positiv konklusion fra TsAGI STC. På grund af det faktum, at TsAGI var MAP's ledende forskningsinstitut, blev ministeren for luftfartsindustrien Khrunichev (på trods af sin partiske holdning til Myasishchevs initiativaktiviteter) tvunget til omgående at kontakte Kreml og straks overføre alt materiale til Stalin [6] . Stalin tilkaldte Tupolev og stillede ham et spørgsmål om muligheden for at skabe et interkontinentalt jetbomber så hurtigt som muligt som svar på amerikanernes udvikling. Tupolev svarede, at på grund af den lave effektivitet af de eksisterende turbojetmotorer var det umuligt at skabe et sådant fly, primært på grund af den meget store nødvendige brændstofforsyning til flyet. Stalin holdt en pause, gik op til bordet, åbnede mappen, der lå på den, bladrede i flere sider og sagde: “ Mærkeligt. Men vores anden designer rapporterer, at dette er muligt, og påtager sig at løse problemet . Dette afsluttede samtalen. Tupolev, der indså, at Stalin var yderst utilfreds med hans svar, og forudså, at emnet for hans " 85 " fly ville blive lukket, rapporterede indholdet af samtalen med Stalin til sin stedfortræder L. L. Kerber [6] ... En situation svarende til historien med TU-4 bombeflyet udviklede sig, da V. M. Myasishchev lavede et teknisk forslag til kopiering af B-29 , og dens praktiske gennemførelse blev overdraget til A. N. Tupolev, med lukning af programmet for hans fly " 64 ".
I mellemtiden beordrede Stalin, irriteret over Tupolevs mening om umuligheden af at gennemføre SDB-projektet, øjeblikkeligt luftvåbnets øverstbefalende til hurtigst muligt at udvikle en taktisk og teknisk opgave til design af en interkontinental jetbomber baseret på V. M. Myasishchevs tekniske forslag til SDB, men med justeringer. Stalin blev informeret om, at de amerikanske firmaer Boeing og Convair allerede var i færd med at designe interkontinentale jetbombefly med et højt side-forhold på en konkurrencemæssig basis. Derfor besluttede Stalin at involvere sig i oprettelsen af et lignende fly på udviklingsstadiet af et foreløbigt projekt (forprojekt) ikke kun OKB-156 Tupolev, men også den konkurrerende initiativgruppe af V. M. Myasishchev ved MAI (der arbejder på entusiasme, hvilket betyder med minimale materialeomkostninger), med efterfølgende diskussion af disse projekter på ledelsesniveau for luftvåbnet og MAP.
Snart, for at diskutere TTZ udviklet af luftvåbnet til design af et interkontinentalt jetbomber med en stor forlængelsessvejet vinge, blev Tupolev inviteret til et møde i Kreml (Myasishchev var ikke inviteret). Efter at have gennemgået TTZ sagde Tupolev: " Jeg vil aldrig lave sådan et fly, fordi flagren fra store fejede vinger overhovedet ikke er blevet undersøgt, og det er umuligt at overvinde det ved transoniske hastigheder! »Samtidig fremførte han velbegrundede argumenter relateret til resultaterne af sovjetisk videnskabelig forskning baseret på beregninger og eksperimenter. Han kaldte oplysningerne om B-52 for et bluff fra den anden side af havet og sagde til slut: " Jeg er allerede ved at lave et langtrækkende jetbomber 88 med en turbojetmotor (fremtidig Tu-16), og stemplet 85 vil være nok for os i mange år ... "... JV Stalin sagde irriteret: " Hvis det ikke lykkes, hjælper vi, hvis du ikke vil have det, tvinger vi det!" "... A. N. Tupolev:" Men det kan jeg ikke! "..." Men Myasishchev, han vil! Han er engageret i nogle forretninger på Moskvas luftfartsinstitut og gik endda ud med et forslag til Khrunichev om at lave et strategisk bombefly med en fejet vinge ... ” [6] .
Som et resultat heraf blev TTZ udviklet af kunden (luftvåbenet) til udvikling af et foreløbigt projekt for en interkontinental jetbomber godkendt og udstedt næsten samtidigt til OKB-156 af A.N. Tupolev og I.V. Stalins viljestærke beslutning. initiativgruppen ledet af V.M. på initiativbasis (altså for ingenting!) inden for murene af Moskva Luftfartsinstitut og TsAGI (OKB-23 blev officielt dannet den 24. marts 1951). Den godkendte TTZ fastslog: brugen af fire AM-3 turbojetmotorer ; flyvehastighed 900÷1000 km/t; kampbelastning 5000 kg; praktisk flyverækkevidde (med en kampbelastning på 5000 kg) - mindst 13000 km; deadline for flyet til at komme ind i luftvåbnet er senest 1954 (det forventede år for starten på en atomkonflikt med USA). [3] Sammenlignet med V. M. Myasishchevs tekniske forslag til "SDB", skærpede Air Force TTZ, efter at have bestemt den specifikke type motorer (AM-3), kravene til flyvehastighed til målet fra 800 ÷ 850 km/t til 900 ÷ 1000 km/t og til flyverækkevidden (med en kampbelastning på 5000 kg), fra 12000 til 13000 km. Derfor var initiativgruppen af V. M. Myasishchev nødt til at omarbejde det foreløbige design "SDB" i overensstemmelse med kundens krav inden for et år.
AM-3 turbojetmotoren (AMRD-03-projektet) blev udviklet i 1949 på OKB-300 under ledelse af chefdesigner A. A. Mikulin, specifikt til de 88 fly. I 1950 blev de første arbejdskopier af AM-3 fremstillet og testet - på det tidspunkt de kraftigste raketmotorer i verden.Stadiet med foreløbig konkurrencedesign af interkontinentale transportører i initiativgruppen af V. M. Myasishchev og i OKB-156 Tupolev blev forudgået af udviklingen af et optimalt struktur- og kraftskema for en fejet vinge med stor forlængelse: let, stærk og holdbar ... For at bestemme de eksterne belastninger, der virker på vingen, blev der brugt beregningsmetode under hensyntagen til dens deformation under flyvning til statiske belastningstilfælde, foreslået af lederen af OKB-156 styrkeafdeling - A. M. Cheryomukhin, under hensyntagen til resultaterne af tidligere udførte undersøgelser ud af gruppen af V. M. Myasishchev sammen med TsAGI.
Den anden konkurrencedygtige version af det foreløbige projekt af et strategisk interkontinentalt bombefly, under koden "1M" ("M-2") - henholdsvis "The First Machine" ("Myasishchev - den anden"), var udviklingen af den første version af det foreløbige projekt under koden "SDB" - under hensyntagen til stigningen i de taktiske og tekniske krav til projektet - justeret af kunden (Air Force), i overensstemmelse med kundens samlede konkurrencedygtige taktiske og tekniske opgave (Air Force) for initiativgruppen af V. M. Myasishchev og for OKB-156 A. N. Tupolev. Til 1M-projektet bestemte kunden (Air Force) en specifik turbojetmotor af mærket AM-03, på det tidspunkt den mest kraftfulde i verden, men også den mest "gutter" [8] .
Det foreløbige projekt "1M" ("M-2") blev udviklet af en initiativgruppe af MAI-ingeniører under ledelse af V. M. Myasishchev, i tæt samarbejde med TsAGI, og blev efterfølgende grundlaget for et foreløbigt design af et lovende interkontinentalt bombefly - i stadierne af dannelsen af dets generelle skema og design, udviklet på fabrikken nummer 23, under koden "2M" ("M-4") [8] .
Det foreløbige projekt "1M" ("M-2") var en variant af udviklingen af "SDB"-projektet i følgende retninger: en stigning i kraftværkets kraft (i stedet for de hypotetiske turbojetmotorer fra AM-TKRD- 03-mærke - installation af mere kraftfulde turbojetmotorer af AM-03-mærket); stigning i kamplast og lastrumskapacitet; stigning i rækkevidde og flyvehastighed. Som et resultat blev det generelle aerodynamiske layout af flyskroget, vingen og haleenheden færdiggjort baseret på resultaterne af at blæse SDB-modellen i T-1 MAI vindtunnelen og styrkeberegninger ved TsAGI. Under udviklingen af M-2-projektet blev en konstant opadgående tendens i dets startvægt afsløret, idet der blev taget hensyn til den forudsagte forbedring af ombordsystemer og udvidelsen af flyets funktionalitet [9] .
M-2-projektet, i sammenligning med den første version af SDB, havde følgende forskelle: på grund af en stigning i designstartmassen for at sikre acceptable værdier af den specifikke belastning på vingen, areal blev øget; i forbindelse med overgangen til en fleksibel slynget vinge med høj forlængelse blev kun den forreste indstrømning bibeholdt, og vingens bagkant blev lige (uden knæk), hvilket forenklede vingeprofileringen; for betydeligt at reducere vingestrukturens masse - det er muligt at implementere et strukturelt kraftsystem, der bruger som hovedkraftelement - en fleksibel fejet caisson med høj forlængelse, der rummer venstre og højre grupper af brændstoftanke, der ikke påvirker driften af caissonen, som opfatter alle ydre og indre belastninger og udsat for torsions- og bøjningsdeformationer over et bredt område, forudsat at den vertikale amplitude af vingespidsernes svingning er mere end 2 m, uden nogen påvirkning af udkragningens "sving" på normale flyveforhold; fastgjort til caissonen - ikke-kraftelementer i vingestrukturen (betinget ikke opfatter bøjnings-torsionsbelastninger) inkluderede en profileret næse og hale - dannet af bevægelige elementer af start- og landingsmekanisering (sektioner af tilbagetrækkelige klapper) og ailerons; alle fire turbojet-naceller er ophængt på pyloner under vingen, adskilt langs vingefanget til aflæsning og væsentligt flyttet ind i strømmen i forhold til forkanten af vingen, som anti-fladdervægte; sokkerne på nacellernes pyloner er vist på den øvre overflade af vingen som aerodynamiske skillevægge [9] .
Det generelle indre layout af M-2-kroppen ligner SDB, men overalt har den en rund tværsnitsform med en midtersektionsdiameter på 3,5 m - for at øge lastens volumen (bombe sammenlignet med SDB) ) rum og rummer tre bomber med en kaliber på 9000 kg, og følgelig en stigning i antallet af bomber af en mindre kaliber samt i forbindelse med behovet for at øge kapaciteten af skrogbrændstoftankene (under hensyntagen til de tilgængelige paskarakteristika for den mere kraftfulde og mindre økonomiske turbojetmotor af mærket AM-03 sammenlignet med den hypotetiske turbojetmotor "AM-TKRD-03"). [AK 1996-01(32)]
Halen på M-2 er blevet modificeret baseret på resultaterne af blæsning af SDB-modellen i T-1 MAI vindtunnelen og styrkeberegninger af TsAGI-specialister. Kølen er blevet flyttet fremad, ind i zonen med høje byggehøjder af skroget, og for at sikre det nødvendige statiske moment er dens areal blevet øget med 7 % på grund af forlængelsen af korderne i retning af forkanten for at give det påkrævede statiske moment Den vandrette hale, med samme konfiguration og design, blev forskudt tilbage for at give det nødvendige statiske moment under hensyntagen til stigningen i vingeareal i overensstemmelse med den øgede designflyvevægt. [AK 1996-01(32)]
Skemaet for cykelchassiset til M-2-projektet, i sammenligning med SDB-projektet, ændrede sig ikke, det sikrede den samme fordeling af startmassen mellem det forreste og bageste hovedlandingsstel monteret på flykroppen.
I marts 1951, konkurrencedygtige foreløbige projekter (avancerede projekter) af højhastighedsinterkontinentale bombefly, jet - udvikling af initiativgruppen af V. M. Myasishchev (projekt "1M") og turboprop - udvikling af OKB-156 A. N. Tupolev (projekt "95") , blev forelagt til behandling af en kommission sammensat af repræsentanter for luftvåbnet og MAP. Efter at have gjort sig bekendt med de konkurrenceprægede foreløbige projekter, der var indsendt til overvejelse, var luftvåbnets kommando og ledelsen af luftfartsindustrien tilbøjelige til et kraftværk med en turbojetmotor (Myasishchevs M-1-projekt, med en skrogmidterdiameter på 3,5 m) ) ... Så erklærede A. N. Tupolev (Han var allerede enig med Stalin på forhånd), i nærværelse af repræsentanter for den øverste ledelse af luftvåbnet og luftfartsindustrien, lidenskabeligt erklærede: ... " Myasishchev er min elev, han vil ikke klare denne opgave " ... Som svar svarede V. M. Myasishchev: " Jeg kan kun håndtere det, fordi jeg er din elev "... Som et resultat besluttede Kommissionen for repræsentanter for luftvåbnet og MAP - at fortsætte den yderligere konkurrencemæssige undersøgelse af begge projekter og den endelige beslutning om masseproduktion, der skal træffes på grundlag af resultaterne af statslige tests af eksperimentelle prototyper af interkontinentale bombefly med turbojetmotorer og teatermotorer [10] .
Den 24. marts 1951 blev dekret nr. 949-469 fra USSR's ministerråd og CPSU's centralkomité underskrevet om design og konstruktion af flyet "25" på produktionsbasen for det største anlæg i Moskva nr. 23. Det samme dekret, på anlæg nr. 23's område, blev et nyt eksperimentelt designbureau OKB etableret -23 under ledelse af V. M. Myasishchev. OKB-23-holdet blev instrueret i at designe og bygge et tungt jetbombefly (produkt "25") med en rækkevidde på mindst 12.000 km, vilkår, finansiering og "relaterede" virksomheder var fast besluttet på at sikre samarbejde i produktionsaktiviteter. [AK 1995 - 06(3÷5)][AK 1996-01(31)][AK 2001 - 04(35)][A&B 2003-05 (5)]
Forkortede betegnelser: "2M" ("Second Machine") - designkode i luftvåbensystemet; "M-4" ("Myasishchev - den fjerde") - koden for designversionen i OKB-23; "Produkt 25" - kode til design og teknologisk dokumentation i MAP-systemet på pilotproduktionsstadiet; Bemærk: I OKB-23, sideløbende med udviklingen af udkastet "2M" ("M-4"), på grundlag af det konkurrencedygtige design "1M" ("M-1"), var et alternativt udkastdesign. udviklet - i versionen af en højhøjde bombefly, under betegnelsen "2M" ("M-3"). Bemærk : Pilotproduktion omfattede den sekventielle implementering af følgende faser: foreløbig design og konstruktion af en fuldskalamodel; godkendelse af flyets indretning i fuld skala; detaljeret design (detaljeret udvikling af flyarbejdstegninger, oprettelse af stande og flyvende laboratorier til test og finjustering af flysystemer og udstyrssystemer om bord) og næsten parallelt med konstruktionen af den første prototype; konstruktion af en eksperimentel prototype flyskrog til statisk styrketest; konstruktion af den anden eksperimentelle prototype af "understudiet"; fabriksflyvningstest og finjustering af eksperimentelle prototyper med deres efterfølgende overførsel til statslige tests.På initiativ af V. M. Myasishchev blev der sendt et direktiv til MAP-eksperimentelle virksomheder om hurtig tildeling af det nødvendige kontingent af specialister til at fylde personalet på OKB-23 og fabrik nr. 23 med den uundværlige tilbagevenden fra de designere og produktionsarbejdere, der havde tidligere arbejdet under Myasishchev på fabrik nr. 482. For fabrik nr. 23 blev der annonceret en yderligere rekruttering af arbejdere og medarbejdere samt unge specialister fra universiteter og tekniske skoler af alle nødvendige specialer. Da produktionsfaciliteterne på fabrik nr. 23 var klaret, beskæftigede virksomheden mere end 4.000 mennesker. [AK 1996-01(31)]
V. M. Myasishchev betroede udviklingen af et udkast til design til L. L. Selyakov . På kortest mulig tid var det nødvendigt at bestemme hovedparametrene for det nye gigantiske fly - dets skema. På det tidspunkt blev der set to planer for fremtidige tunge bombefly: den første var engelsk med motorer placeret i vingen nær flykroppen og et normalt trehjulet chassis ( Tu-16 blev skabt på det ), og det andet var amerikansk , med motorer placeret på et pylonophæng under vingen og et cykelchassis . I det flyprojekt, der blev foreslået til implementering, blev både engelske og amerikanske ordninger afspejlet.
Udkastet til design af det strategiske bombefly fik betegnelsen "2M" eller "M-4" i OKB-23, koden "25" blev tildelt henholdsvis temaet (programmet), på anlæg nummer 23 , den eksperimentelle prototype af det fly, der blev skabt, fik fabriksbetegnelsen "produkt 25" . ("fly 25") Emnet "25" blev erklæret som et chok for relaterede virksomheder og institutioner i MAP og andre afdelinger af det militærindustrielle kompleks i USSR. [AK 1996-01 (31)]
Helt fra begyndelsen af arbejdet, efter ordre fra chefdesigneren - V. M. Myasishchev, udarbejdede OKB-23 omhyggeligt mange aspekter af design i en specifik produktionsbase, som arvede produktionen og det teknologiske udstyr til Tu-4 masseproduktion. Det krævede en kvalitativ ændring i mange processer, både med hensyn til fremstilling og monteringsteknologi og i overensstemmelse med de nye ideer om verdens flykonstruktion.
Ifølge resultaterne af igangværende aerodynamiske undersøgelser hos TsAGI blev der for at sikre en given flyverækkevidde på 12.000 km - sammenlignet med 2M-projektet, foretaget ændringer i det overordnede layout af flyet for at øge dets aerodynamiske kvalitet. Især blev vingeslaget reduceret, og der blev brugt nye højtbærende bæreprofiler. Faldet i vingefejning skyldtes ønsket om at forbedre dets aerodynamiske kvalitet under hensyntagen til resultaterne af nye eksperimenter, ifølge hvilke de højeste værdier af vingeløftskoefficienten (Cu) (med uændret vingeareal og profil) svarede til at feje vinkler på 33 ÷ 35º langs fokuslinjen (0,25 % akkordlængder), i et ret bredt udvalg af angrebsvinkler og med hastigheder svarende til det transoniske steady-state flyveregime. For vingen på M-4-flyet blev der anvendt en sweep-vinkel på 35º langs linjen på 0,25% af akkorderne. Under hensyntagen til behovet for at installere de kraftigste AM-3 turbojetmotorer på det tidspunkt (der var intet alternativ), men også at have det højeste specifikke brændstofforbrug i alle flyvetilstande - for at sikre en given flyverækkevidde, kapaciteten af vingetankene blev øget - for ved at reducere indsnævringen af vingen og den tilsvarende stigning i vingekassens indre volumen; kapaciteten af skrogtankene blev øget - ved at øge dens længde med mere end 4 m; For at sikre ens belastninger på hovedstøtterne blev chassisbasen derfor øget. Disse designændringer førte til en betydelig stigning i startvægten af den designede maskine sammenlignet med tidligere foreløbige udviklinger. Til gengæld var det, for at sikre en acceptabel belastning af vingen, nødvendigt igen at øge vingearealet til 326,35 m², mens det på grund af et fald i indsnævringen af vingen for at sikre dens bøjnings-vridningsstivhed var nødvendigt for at forstærke vingekassen overalt. De vandrette og lodrette haleenheder blev redesignet i overensstemmelse hermed. Under hensyntagen til det meget succesrige aerodynamiske layout af Tu-16-flyet foreslog chefdesigneren af OKB-23 (hoveddesigner for maskinen) - L. L. Selyakov, at implementere et lignende arrangement af motorer til M-4 - ved roden af vingen, med en konvolut af to vandrette turbojetpakker langsgående kraftelementer i midtersektionen - over og under. Byggehøjden af de vandrette motorpakker var væsentligt mindre end tykkelsen af vingerodssektionerne, sammenlignet med samme forhold for Tu-16, og derfor muligheden for en mere jævn sammenkobling af vingekonsoller med motornacellerne og flykroppen blev leveret - uden høje trin. For at beskytte skrogets hud mod opvarmning af udstødningsgasserne fra de (indvendige) motorer nærmest siderne, blev der tilvejebragt dybere underskæringer af skallerne i toppen og bunden i dysebeklædningen på motorgondolerne for at sikre udvidelsen af gas. strømmer og svækker deres temperaturfelter på grund af erosion langs lodret. Samtidig øgede "sløringen" af udløbsgasstrålerne til smalle stråler den aerodynamiske effektivitet af de såkaldte "aktive kåber" i grænsefladerne mellem vingekonsoller og de ydre naceller og de indre naceller med skroget (flykroppen) - svækkelse af den skadelige virkning af strømningsinterferens, som var mere effektiv end jets enkelt turbojetmotorer på Tu-16-flyene. Således blev de vingekonsoller, der blev vasket af strømmen, fuldstændigt befriet fra pyloner med motornaceller, og under hensyntagen til implementeringen af cykelchassisordningen blev vingen også befriet fra chassisbeklædningerne og blev "aerodynamisk ren". Beklædningerne på hjælpelandingsstellet, installeret i stedet for de aerodynamiske spidser, udførte funktionerne som anti-fluttervægte og endeskiver - hvilket reducerede vingens induktive træk.
Selv på udviklingsstadiet af det foreløbige SDB-projekt anbefalede Myasishchev et cykelchassis til et bombefly som det mest fordelagtige med hensyn til følgende indikatorer: fremstillet af en squat-kropp (og ikke fra en høj vinge, som foretrækkes til enhver bombefly) , et cykelchassis er det letteste på grund af relativt korte stativer; den beregnede relative masse af cykelchassiset for "SDB" var 3÷3,5% af flyets masse, mens den beregnede relative masse af 3-støttechassiset var 4÷6,5%; cykelchassisordning - redder vingen fra chassisbeklædninger - som skaber yderligere aerodynamisk modstand, og vigtigst af alt - redder vingen fra stødbelastninger under taxa, start og især under landing; Sammenlignet med andre ordninger er et cykellandingsstel mest at foretrække til flydrift på ikke-asfalterede flyvepladser. Takket være implementeringen af cykelchassisordningen i de foreløbige projekter "SDB" og "1M" tegnede den forreste støtte sig for 40%, og den bagerste - 60% af designets maksimale startvægt, som er 140 og 155 tons Med denne fordeling af lasten var det stadig muligt at basere bombeflyet med en maksimal startvægt på 155 tons på eksisterende flyvepladser med en standardtykkelse af armeret betonbelægning. Men i processen med det foreløbige design af M-4-flyet opstod der en stabil tendens til at øge dens estimerede startmasse, hvor det var nødvendigt at losse det bagerste ben - efter at have læsset det forreste landingsstel. Derfor, i processen med det foreløbige design af M-4-maskinen på anlæg nr. 23, blev hovedopmærksomheden hos designerne af projektafdelingen (chef L. L. Selyakov) og chassisafdelingen (chef G. I. Arkhangelsky) givet til at bestemme de vigtigste parametre for chassiset med ligeligt belastede stativer hovedchassis. Den samme fordeling af flyets startmasse på hovedlandingsstellet - skabte gunstige betingelser for at kombinere placeringen af bomberummets geometriske centrum (midtpunktet af massen af nyttelasten (mål)lasten) med midten af luftfartøjets masse og bestemte betingelserne for fordeling af koncentrerede masser fra brændstof, udstyr og anden skrogpåfyldning, og også for at bestemme placeringen af massecentret af selve flystrukturen på en sådan måde, at disse masser ville blive fordelt næsten lige meget både mellem hjullejerne og uden for landingsstel-rummene i næse og agter. For tunge fly med cykellandingsstel er betingelsen om jævn fordeling af startvægten mellem hovedstøtterne den vigtigste fordel - ud fra det synspunkt at sikre, at maskinen er baseret på tilgængelige flyvepladser med en standardtykkelse på jernbetonbelægning.
Baseret på analysen af dynamikken i bevægelsen af fly med et cykellandingsstel langs landingsbanen, identificeret ved resultaterne af deres flyveoperation, blev der truffet foranstaltninger for at øge bombeflyets stabilitet under taxa, landing og især ved start - under start, når flyets hastighed langs landingsbanen og massen er højest . Især at holde bilen fra at krøje langs landingsbanen under start og landing blev sikret ved at fjerne sidelandingsstellet til den størst mulige afstand fra det bagerste landingsstel og flyets tyngdepunkt.
For at udarbejde skemaet og systemerne for et cykelchassis - det mest passende for startmassen af det fly, der er designet, blev Tu-4LL-flyvelaboratoriet oprettet (ved at forfine den serielle Tu-4-bombefly). I analogi med det urealiserede LL-UTB-2-projekt blev det til Tu-4LL designet og fremstillet af stålrør - en kraftig understøttende svejset truss-struktur - som giver dig mulighed for at ændre positionen af cykelchassisets bageste søjle ift. det flyvende laboratoriums tyngdepunkt. Tu-4LL testflyveprogrammet, udført længe før starten af flyvetest af M-4 prototypen, bekræftede fuldt ud forudsætningerne og beregningerne fra chassissystemudviklerne og gjorde det muligt at udarbejde teknikken til at styre et tungt fly med et cykellandingsstel i start- og landingsflyvetilstande. Testpiloterne fra LII MAP, efter at have studeret funktionerne i cykelchassiset, satte stor pris på rollen som flyvelaboratoriet Tu-4LL. Derudover blev der oprettet en særlig simuleringsbænk, hvor piloterne øvede sig i automatisk start i forhold til M-4. Han hjalp mange piloter med at overvinde den psykologiske barriere - at undertrykke det naturlige refleksbegær - ved at tage roret - for at "hjælpe" bilen med at lette.
Den 5. juni 1951 blev udkastet til design af det "mellemstore" strategiske jetbombefly "88" udviklet af A. N. Tupolev godkendt, hvilket praktisk talt betød begyndelsen på udviklingen i OKB-156 af dets arbejdsudkast (detaljerede tegninger til konstruktion af den første prototype). Fra anden halvdel af 1951 havde arbejdsdesignet af flyet "88" en direkte indvirkning på processerne for arbejdsdesign af det "tunge" strategiske interkontinentale bombefly både i OKB-156 ("fly 95") og i OKB-23 ("fly 25") .Den 30. november 1951, efter seks måneders arbejde på projektet "25" [11] godkendte Myasishchev layoutkommissionens protokol. Dette betød, at det foreløbige design af "fly 25" blev afsluttet, og på grundlag heraf begyndte OKB-23 at udvikle et arbejdsudkast til "fly 25" og bygge sin første prototype (under koden: "produkt 25" ).
I perioden med konstruktion, finjustering og introduktion af flyet til masseproduktion arbejdede omkring 10.000 mennesker allerede på anlæg nr. 23, på OKB-23 og i virksomhedens eksperimentelle kompleks. [AK 1996-01(31)]
Det første forsøgsfly (serienummer 4300001) blev nedlagt den 15. maj 1952 og færdiggjort i efteråret, da det arbejdede i tre skift. Strimlen af fabrikkens flyveplads var lille, så flyet blev adskilt i enheder, transporteret til designbureaubasen i Zhukovsky ( LII ), hvor det blev samlet igen. M-4 foretog sin første ti-minutters flyvning den 20. januar 1953 - to måneder efter den første flyvning med Tu-95 ; det blev løftet i luften af besætningen på testpiloten F. F. Opadchey (co-pilot A. N. Gratsiansky , navigatør A. I. Pomazunov , radiooperatør I. I. Rykhlov, flyingeniør G. A. Nefyodov, førende ingeniører A. I. Nikonov og I. N. Kvitko ). Som en del af den første fase af fabrikstestning udførte M-4'eren 28 flyvninger [12] , og efter forbedringer yderligere 18. Det første prototype M-4-fly med AM-3-motoren havde en flyverækkevidde på 9050 km ved en hastighed på 800 km/t.
Den 19. september 1953 blev der udstedt et dekret om produktion af en forsøgsserie på elleve fly i 1954-1955 på anlæg nr. 23.
Næsten hele sættet af våben og udstyr blev installeret på det andet eksperimentelle køretøj (serienummer 4300003). Flyet tog første gang i luften i januar 1954 under kontrol af besætningen på B. K. Galitsky .
Den 30. april 1954 blev det første prototypefly afleveret til statslige fælles test (GSI) på GK Research Institute of the Air Force, men før, den 1. maj, blev det demonstreret ved en luftparade over Den Røde Plads .
Ved statslige test i flyvevåbnet var flyets rækkevidde 9800 km. Efterfølgende arbejde med at finjustere flyet formåede at opnå en flyverækkevidde på 10.500 km.
Af de 32 fly bygget i serie døde tre sammen med besætningerne, og kort efter konstruktionen. En katastrofe opstod under destillationen til kampenheden på grund af at falde i et tordenvejr. Den anden var under accepttest på grund af en brand som følge af ødelæggelsen af en svækket brændstofledning, hvorfra "ekstra" fastgørelseselementer blev fjernet i kampen for vægtreduktion. Den tredje skete, da fabriksbesætningen fløj rundt om flyet (kommandør Ilya Pronin, co-pilot Valentin Kokkinaki, den yngre bror til berømte testpiloter ) på grund af de aerodynamiske egenskaber i M-4 under start.
For at reducere vægten blev der brugt en stor panelkonstruktion, hvilket i høj grad komplicerede produktionen af flyet. Også en funktion var den såkaldte. "aerodynamisk ren" vinge (manglende naceller til landingsstel og motorer på vingen) og som følge heraf et "cykel" landingsstel , som gjorde landing af et fly ekstremt vanskelig og praktisk talt umulig at opgradere bombepladser og bruge ekstern affjedring. For eksempel blev anklagen om " Tsar Bomba " droppet fra Tu-95 på grund af umuligheden af at levere den til M-4.
M-4 er et monoplan helt i metal af det klassiske design med en høj fejet vinge.
Flykroppen er en semi-monokok med cirkulært tværsnit, teknologisk opdelt i fire rum: næsen med en fronttrykkabine; den midterste del med den midterste del af vingen; haleparti og agterkahyt. Foran flykroppen var den tryksatte besætningskabine, flyve- og navigationsudstyr og våbenkontrolanordninger.
I den midterste del af flykroppen var placeret: bomberum; nicher til rengøring af hovedlandingsstellet; øvre og nedre skydeinstallationer; redningsbåd container; ilt, brandslukningsudstyr og andet udstyr 14 bløde brændstoftanke var placeret i midtersektionen og i chassisets nicher, mulighed for at placere yderligere to påhængstanke i bomberummet.
I den bagerste skrog er der seks bløde brændstoftanke, granatbokse til det agterste pistolbeslag, fotoudstyr, et signalrum, en bremseskærm og jamming-udstyr.
I det tryksatte agterste cockpit var agterskytten, der styrede det agterste kanonbeslag. Alle besætningsmedlemmer i en nødsituation og slynget ned.
Vinge - fejet cantilever caisson design. Teknologisk var vingen opdelt i et midtersektion, som var en integreret helhed med den midterste del af flykroppen, roddelene, som rummede kraftværket, og to aftagelige endedele. Vingens hovedkraftelement var en sænkekasse dannet af de forreste og bageste bjælker, ribber og kraftpaneler med et stringersæt. Varm luft fra anti-isningssystemet passerede under de aftagelige vingespidser. Bløde brændstoftanke blev placeret inde i vingeboksen.
Vingemekanisering - landingsklapper, udtrækkelige klapper og slagroer. Ailerons er to-sektioner med intern vægt og aerodynamisk kompensation. De indvendige sektioner af krængerne var udstyret med trimflige.
Hale - fejet, enkelt-køl, caisson design. Vandret hale - stabilisator med elevator. Stabilisatoren består af to halvdele forankret sammen langs flyets akse. Lodret fjerdragt - køl med ror.
Chassis - et cykelkredsløb, bestod af to primære firehjulede bogier og to-hjulede frit orienterende vingestøtter. Til manøvrering på jorden blev det forreste hjulpar på den forreste bogie drejet ved hjælp af en styremaskine. Hjulene på den bagerste bogie var udstyret med bremser. Selvorienterende underwingslandingsstel. Alt landingsstel trukket fremad mod flyvningen. For at reducere kilometertallet under landing blev der brugt et tre-kuplet faldskærmsbremsesystem. Faldskærme blev udløst i det øjeblik, hjulene rørte jorden.
Kraftværket er fire AM-3D turbojetmotorer med en fremdrift på 13250 kgf hver.
M-4 kom i tjeneste et par måneder før den amerikanske B-52 [14] [Note. 1] .
Flyets hovedbase var Volga-flyvepladsen Engels , specielt moderniseret til det nye fly; Den 201. TBAD blev ledet af generalmajor S. K. Biryukov .
M-4 blev betragtet som streng til at styre et fly, især på tidspunktet for start og landing . I meget lang tid kunne piloterne ikke vænne sig til det faktum, at jetbomberen bryder væk fra landingsbanen "automatisk", kun på grund af betjeningen af bilens "hæve"-mekanisme, og på tidspunktet for start, det var kun nødvendigt at holde flyet på en lige linje med pedalerne, og om nødvendigt afværge den fremkommende rulle. Mange piloter, styret af deres subjektive følelser, forsøgte at "hjælpe" bombeflyet med at lette og overtog roret, hvilket kunne føre til meget triste konsekvenser.
I løbet af de første tre driftsår oplevede divisionen mange ulykker og mindst seks katastrofer [14] .
Senere blev de ombygget til tankfly M-4-II.
Et af de bevarede eksemplarer er placeret på territoriet til UMMC Museum Complex (Sverdlovsk-regionen, Verkhnyaya Pyshma).
De givne data svarer til serie M-4 fra 1954 af udgivelsen.
Datakilde: Moroz S. "Myasishchev M-4 / 3M"
| Fly OKB im. V. M. Myasishcheva | ||
|---|---|---|
| Civil | M-101T | |
| Militær | ||
| Særlig | ||
| raketter |
| |
| Projekter | ||