Конструкция самолета ТУ-160

Конструкция самолета ТУ-160.

Самолет Ту-160 выполнен по нормальной аэродинамической схеме  с крылом изменяемой геометрии. Особенностью планера является интегральная схема  аэродинамической компоновки, при которой  корневая неподвижная часть крыла  выполнена неразъемной с фюзеляжем  и составляет с ним единую конструкцию. Это позволяет более полно  использовать внутренние объемы для  размещения грузов, топлива, оборудования, а также уменьшить число конструктивных стыков, что способствует снижению массы планера.

Геометрические размеры  самолета

Планер изготовлен в основном из алюминиевых сплавов (В-95, термообработанных для повышения ресурса, а также АК-4). Доля титановых сплавов в массе планера - 20%, использованы КМ и стеклопластики. Широко применяются клееные трехслойные конструкции. Низко расположенное стреловидное крыло с большим корневым наплывом и поворотными консолями имеет относительно большое удлинение. Узлы поворота консолей (шарниры) расположены на 25% размаха крыла (при минимальной стреловидности). 
Конструктивно крыло разделяется на следующие агрегаты: 
• балку центроплана, представляющую собой цельносварный титановый агрегат длиной 12,4 м и шириной 2,1 м, с поперечным набором в виде стеночных нервюр из алюминиевого сплава и перестыковочных профилей для обеспечения связи с наружной обшивкой и фюзеляжем. Балка центроплана органически встроена в центральную часть планера и обеспечивает восприятие всего спектра нагрузок, приходящих от консолей крыла, замыкание и передачу их на фюзеляж. Кессон центроплана является также топливным баком; 
• двухсрезные титановые узлы поворота (шарниры), обеспечивающие поворот консолей и передачу нагрузок с крыла на центроплан (на первой машине крепление проушин шарнир было сварным, однако в дальнейшем по технологическим соображениям перешли на болтовое крепление); 
• консоли крыла, выполненные из высокопрочных алюминиевых и титановых сплавов, пристыковывающиеся к шарнирам и поворачивающиеся в диапазоне углов стреловидности 20-65°. 
Основой силовой части консолей крыла является кессон, образованный семью фрезерованными двадцатиметровыми панелями, пятью фрезерованными и сборными лонжеронами, а также шестью нервюрами. Кессон служит емкостью для топлива. Непосредственно к нему крепятся узлы, агрегаты и элементы взлетно-посадочной механизации, флапероны и аэродинамические законцовки. 
Центральная часть планера включает в себя собственно фюзеляж, неподвижную ("наплывную") часть крыла, встроенную балку центроплана и мотогондолы двигателей. Вместе с центральной частью крыла фюзеляж представляет собой единый агрегат, выполненный в основном из алюминиевых сплавов. 
В носовой части фюзеляжа полумоноковой конструкции, начинающейся радиопрозрачным оживальным обтекателем бортовой РЛС, находится носовой отсек оборудования, в котором размещены блоки БРЭО и герметическая кабина экипажа, включающая, включающая технические отсеки оборудования. 
Экипаж, состоящий из четырех человек, размещен в носовой части фюзеляжа в единой просторной гермокабине. В передней части установлены кресла первого и второго летчиков, за ними - штурмана и штурмана-оператора. Все члены экипажа располагаются в катапультньк креслах К-36ЛМ, позволяющих покидать самолет во всем диапазоне высот полета, в том числе и на земле при рулении. Для повышения работоспособности летчиков и операторов в длительном полете спинки катапультных кресел снабжены подушками с пульсирующим воздухом для массажа. В задней части кабины имеется туалет, малогабаритная кухня и откидная койка для отдыха. Вход в кабину экипажа - через нижний люк со специального наземного трапа-стремянки. Самолеты последнего выпуска оснащены встроенным трапом. 
Непосредственно за кабиной последовательно расположены два унифицированных отсека вооружения длиной по 11 м, шириной и высотой по 1,9 м, оснащенные встроенными узлами для подвески всей заданной номенклатуры авиационных средств поражения, системами подъема вооружения, а также креплениями и установками электрокоммутационной аппаратуры.

На торцевых и  боковых стенках отсеков вооружения размещены различные агрегаты и  система управления створками. 
Между отсеками расположена балка центроплана. В наплывной и хвостовой частях самолета размещены топливные кессон-баки. 
В носовой негерметизированной части наплыва находятся агрегаты систем кондиционирования и жизнеобеспечения. 
Хвостовая часть планера - наиболее сложно нагруженный участок самолета (из-за наличия больших деформаций в этой зоне) органически объединяет мотогондолы, ниши шасси с отсеком вооружения и заднюю часть фюзеляжа. Здесь наряду с конструкциями из титанового сплава применены сотовые трехслойные конструкции из сплавов алюминия. 
Для упрощения схемно-конструктивной завязки крыла и центральной части планера разработана оригинальная и изящная конструкция, включающая "гребни", которые представляют собой отклоняемые корневые части закрылков, синхронно отслеживающие поворот консолей крыла и обеспечивающие отклонение до максимальной их стреловидности. Установленные на мотоотсеках обтекатели делают переходные зоны между агрегатами более плавными. 
Хвостовое оперение выполнено по нормальной схеме с цельноповоротным стабилизатором (стреловидность по передней кромке 44°), расположенным на 1/3 высоты вертикального оперения (для исключения воздействия струи двигателей). Его конструкция включает кессоны с узлами поворота и сотовые трехслойные панели из алюминиевых или композиционных материалов.

Хвостовое оперение

Киль, являющийся верхней  частью вертикального оперения, цельноповоротный. Поворотная часть киля имеет трапециевидную форму. Большая площадь поворотной части обеспечивает хорошую управляемость самолетом на всех режимах полета. 
Трехопорное шасси имеет носовую управляемую стойку и две основные стойки, расположенные за центром масс самолета. Колея шасси - 5400 мм, база шасси 17880 мм. Размер основных колес - 1260 х 485 мм, носовых - 1080 х 400 мм. Носовая стойка шасси, расположенная под техническим отсеком в негерметизированной нише (в которой расположен также люк для входа в самолет), снабжена двухколесной тележкой с аэродинамическим дефлектором, «прижимающим» струями воздуха к бетонке всякий мусор, препятствуя его засасыванию в воздухозаборник (в дальнейшем самолет предполагается оснастить также устройством защиты двигателей от попадания посторонних предметов, использующим сжатый воздух от компрессора ТРДДФ). Стойка убирается поворотом назад по полету.

Спаренные многорежимные  воздухозаборники установлены под передним наплывом крыла. В отличие от других боевых самолетов четвертого поколения, на Ту-160 применены воздухозаборники внешнего сжатия с вертикальным, а не горизонтальным клином (это полностью исключает взаимовлияние воздухозаборников на работу двигателей). 
В ходе серийного производства самолет подвергался ряду усовершенствований, обусловленных опытом его эксплуатации. Так, было увеличено число створок для подпитки двигателей на боковых стенках мотогондол, что повысило устойчивость ТРДДФ и упростило управление двигателями. Замена ряда сотовых панелей с металлическим заполнителем на углепластиковые панели позволила несколько снизить массу конструкции. Верхние люки штурмана и оператора оснастили перископами заднего обзора. Было доработано программное обеспечение ПРНК, внесли изменения в гидросистему. 
В ходе реализации многоэтапной программы снижения радиолокационной заметности на обечайки и каналы воздухозаборников нанесли специальное графитовое радиопоглощающее покрытие, радиопоглощающей краской на органической основе покрыли носовую часть самолета, были реализованы меры по экранированию двигателей. Сетчатые фильтры, введенные в остекление, позволили устранить переотражение радиолокационного излучения от внутренних поверхностей кабины, а также ослабить световой поток при ядерном взрыве.

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА.

Двухконтурный турбореактивный  форсированный двигатель (ТРДДФ) НК-32, созданный ОКБ Н.Д.Кузнецова, результат  развития многорежимных двигателей большой тяги, предназначенных для  тяжелых сверхзвуковых самолетов  Ту-144 (НК-144) и Ту-22М (НК-22, НК-25). Двигатель  серийно выпускается с 1986 г. в  Самаре и к середине 90-х гг. не имел мировых аналогов. Это один из первых в мире серийных двигателей, при создании которых приняты  меры по снижению радиолокационной и  ИК сигнатуры. 
Компрессор ТРДДФ имеет трехступенчатый вентилятор, пять ступеней среднего давления и семь ступеней высокого давления. Для уменьшения заметности двигателя (а следовательно, и всего самолета) планируется придать первой ступени компрессора роль своеобразного экрана, обеспечивающего минимальное отражение достигающего двигатель радиолокационного излучения различного диапазона (механизм снижения радиолокационной заметности двигателя его разработчиками не раскрывается, однако можно предположить, что лопатки компрессора, соответствующим образом профилированные, отражают радиолокационное излучение на радиопоглощающее покрытие, нанесенное на стенки воздухозаборника). Лопатки компрессора изготовлены из титана, стали и (в контуре высокого давления) высокопрочного никелевого сплава. Масса компрессора 365 кг, степень двухконтурности 1,4, степень повышения давления (на взлетном режиме) 28,4. 
Камера сгорания кольцевая, с испарительными форсунками, обеспечивающая бездымное горение и стабильный температурный режим. Турбина имеет одну ступень высокого давления (диаметр 1000 мм, температура торможения газа 1357°С) с охлаждаемыми монокристаллическими лопатками, одну промежуточную ступень и две ступени низкого давления.

 
Двухконтурный турбореактивный 
форсированный двигатель НК-32

Форсажная камера спроектирована с учетом снижения ИК излучения и обеспечения минимального дымления. 
Сопло - полностью регулируемое, автомодельное.

 
Воздухозаборник самолета

 
Форсажная камера двигателя

Система управления двигателем - электрическая, с гидромеханическим  дублированием. Ведутся работы по созданию цифровой системы управления с полной ответственностью. 
Длина ТРДДФ - 6000 мм, диаметр (по воздухозаборнику) - 1460 мм, сухая масса 3400 кг, максимальная бесфорсажная тяга 4 х 14000 кгс (4 х 137,2 кН), максимальная форсажная тяга 4 х 25000 кгс (4 х 245 кН). 
Двигатели размещены в мотогондолах попарно, разделены противопожарными перегородками и функционируют полностью независимо друг от друга.

 
Конструкция воздухозаборника самолета

Для обеспечения  автономного энергоснабжения на самолете установлена газотурбинная ВСУ (размещена за нишей левой опоры основного шасси).

 
ОБЩЕСАМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ

Гидравлическая система  самолета - четырехканальная, с рабочим  давлением 280 кг/см2. 
Бомбардировщик оснащен аналоговой электродистанционной системой управления с четырехканальным резервированием по каналам тангажа, крена и рыскания, обеспечивающей оптимальные характеристики устойчивости и управляемости на всех режимах полета. Реализован принцип "электронной устойчивости" с полетной центровкой, близкой к нейтральной. 
Управление самолетом по тангажу осуществляется при помощи цельноповоротного стабилизатора, по крену - флаперонами и интерцепторами, по курсу - посредством цельноповоротного киля. 
Имеется автоматическая система ограничения и предупреждения о выходе на предельные режимы. 
Ту-160 оборудован системой дозаправки в воздухе типа "шланг-конус". В нерабочем положении штанга убирается в носовую часть фюзеляжа в отсек перед кабиной летчиков. Первоначально, когда самолеты-заправщики Ил-78 и ЗМ оснащались системой дозаправки в воздухе с тяжелым конусом, на бомбардировщике устанавливалась массивная "стреляющая" штанга, однако после появления более легких конусов с 1988 г. на Ту-160 устанавливаются облегченные штанги более простой конструкции. По настоянию ВВС рассматривался также вариант оборудования самолета неубирающейся штангой, размещенной в несколько приподнятой носовой части фюзеляжа (как на самолете 3МД), однако в дальнейшем от такого решения отказались. В качестве самолетов-заправщиков используются Ил-78 или Ил-78М.

 
Выпуск штанги для дозаправки топливом в полете.

 
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ И ОБОРУДОВАНИЕ.

Бомбардировщик оснащен  прицельно-навигационным комплексом (ПрНК), обеспечивающим автоматический полет и боевое применение, включающим ряд систем и датчиков, позволяющих поражать наземные цели вне зависимости от времени суток, региона и метеоусловий. 
На самолете установлена сдублированная инерциальная навигационная система (ИНС), астронавигационная система, система спутниковой навигации, многоканальный цифровой помехозащищенный комплекс связи. Бортовой комплекс обороны (БКО) позволяет обнаруживать и классифицировать РЛС ПВО противника различных типов (размещенные на земле, самолетах и кораблях), определять их координаты и подавлять мощными активными помехами или дезориентировать ложными целями. 
Навигационно-прицельная БРЛС "Обзор-К", установленная в носовой части фюзеляжа, имеет параболическую антенну и способна обнаруживать крупные морские и наземные радиолокационно контрастные цели на удалении несколько сот километров. 
Имеется оптоэлектронный бомбардировочный прицел "Гроза", обеспечивающий бомбометание с высокой точностью в дневных условиях и при низком уровне освещенности. В дальнейшем самолет получит лазерную систему подсветки наземных целей, обеспечивающую применение корректируемых авиационных бомб (КАБ) с лазерным полуактивным наведением с больших высот. 
В хвостовом конусе размещены многочисленные контейнеры с ИК ловушками и дипольными отражателями. 
В крайней задней части фюзеляжа расположен теплопеленгатор, обнаруживающий приближающиеся с задней полусферы ракеты и самолеты противника. 
Общее число цифровых процессоров, имеющихся на борту самолета, превышает 100. Рабочее место штурмана оснащено восемью ЦВМ. 
Кабина летчиков оборудована стандартными электромеханическими приборами, в целом аналогичными установленным на бомбардировщике Ту-22М3. Однако управление самолетом осуществляется не при помощи традиционного для тяжелых кораблей штурвала, а посредством ручки управления «истребительного» типа (появлению ручки управления самолет Ту-160 во многом обязан командующему ДА В.В.Решетникову, много сделавшему для того, чтобы убедить многочисленных «консерваторов» в пользе ее применения на тяжелом бомбардировщике). В перспективе предполагается переоснащение бомбардировщиков более современной авионикой.

 
ВООРУЖЕНИЕ

В двух внутрифюзеляжных грузоотсеках может размещаться различная целевая нагрузка общей массой до 40000 кг. Она включает широкую номенклатуру управляемых ракет, корректируемых и свободнопадающих бомб, а также других средств поражения, как в ядерном, так и в обычном снаряжении, что позволяет использовать самолет практически против всех типов наземных и морских целей.

 
Многопозиционное  устройство барабанного типа 
МКУ-6-5У в переднем грузоотсеке самолета

Основной вариант  вооружения - стратегические крылатые ракеты Х-55 или Х-55М/СМ (12 единиц на двух многопозиционных устройствах барабанного  типа МКУ-6-5У) предназначены для поражения  стационарных целей с заранее  заданными координатами, ввод которых  осуществляется в «память» КР перед  вылетом бомбардировщика или  непосредственно в полете с помощью  заранее запрограммированных носителей  информации.

 
Ракеты, загруженные  на МКУ

Ракета Х-55 («изделие 125», либо РКВ-500Б, по коду НАТО AS-15b Kent, индекс М/СМ зависит от боевой части) разработана в НПО «Радуга» под руководством И.Селезнева. Имеет длину 6040 мм, диаметр 556 мм. Для увеличения дальности полета до 3000 км ракета может оснащаться сбрасываемыми конформными топливными баками. Стартовая масса ракеты 1210 кг (без баков)/ 1500 кг (с баками). Х-55СМ оснащена ядерной БЧ мощностью 200 кТ.

 
Ракета Х-55 без  дополнительных топливных баков 
из экспозиций музея Дальней Авиации (авиабаза Энгельс)

Для наведения на цель Х-55 необходимо пролететь несколько  тысяч километров над безориентирной местностью. Работа над данной проблемой была сделана на основе работ по экстремальной навигации А.А.Красовского из Военно-воздушной академии им. Н.Е.Жуковского. В них он предложил использовать физические поля Земли, в частности рельеф поверхности, так как оказалось, что характеристики рельефа любого участка местности имеют свои уникальные особенности, подобно тому, как папиллярные линии пальцев или радужная оболочка глаза принадлежат только одному человеку на планете. Такими же особенностями обладают магнитные, гравитационные поля, но удобнее всего использовать рельеф, потому что его проще всего измерить – обыкновенным высотомером. 
Кроме того, достаточно оригинально продумана выставка инерциальной системы ракеты. Баллистические ракеты, которые стартуют из шахт, имеют гироинерциальные платформы, точно выставленные по осям пусковой установки. Это позволяет «закачивать» полетное задание в единую систему координат, привязанную к базе, которой является шахта. Для крылатой ракеты такой базой выступает самолет, который не только движется в пространстве, но еще и постоянно деформируется под воздействием различных нагрузок, получаемых в полете, поскольку является упругой системой. Эта деформация может достигать одного градуса и больше, а выставку инерциальной системы ракет надо производить с точностью до угловой секунды. Причем ракета находится не в центре тяжести самолета в грузоотсеке, где «гуляют» свои деформации. Поэтому для выставки используется так называемый аналитический метод выставки. Суть заключается в том, что самолет в полете делает «змейку», создавая перегрузки. Гироинерциальная платформа ракеты измеряет при этом маневре возникающие ускорения, и то же самое выполняет гироинерциальная система самолета. Далее идет выставка платформы ракеты так, чтобы вектор ускорения, измеряемый ею, соответствовал вектору ускорения, определяемому гироинерциальной платформой самолета. Эта платформа являлась базовой, и ракета настраивалась по вектору ускорения, а не по геометрическим осям. 
Крылатая ракета имеет автономную систему управления, которая корректирует её полет по рельефу местности. Но прежде чем попасть в первую её зону, она должна идти очень точно к ней от точки пуска. Незначительная ошибка может увести её далеко в сторону от первой зоны коррекции и она просто «заблудится», не «увидев» под собой того рельефа, который заложен в её памяти. Аналитическая выставка позволяет досточно точно настроить инерциальную системы ракеты.