Схема и конструкция самолета М-4.

Согласно постановлению Совета Министров СССР новый самолет должен иметь четыре ТРД АЛ-5 тягой по 5000 кгс или АМ-3 по 8000 кгс, его скорость должна составлять 850... 900 км/ч, а дальность с бомбовой нагрузкой (в том числе ядерной) калибром до 9000 кг - до 12 000 км.

Так как двигатели АЛ-5 не обеспечивали выполнения всех заданных характеристик, они были заменены на АМ-ЗА. АМ-ЗА - первый отечественный серийный ТРД большой тяги. Проектирование двигателя началось в 1949 г., государственные испытания завершились в 1952 г., серийное производство было развернуто на московском авиамоторостроительном заводе №300 (главный конструктор А.А, Микулин). Для своего времени это был самый мощный ТРД в мире. При максимальной тяге 8700 кгс удельный расход топлива составлял 1,0 кг/(кгс·ч). Несмотря на относительно малый начальный ресурс (100 ч) надежность АМ-ЗА была на порядок выше, чем у ТВД аналогичного класса - НК-12.

Экипаж самолета: левый летчик-командир, правый летчик, бортинженер, штурман-бомбардир, оператор прицела РБП-4 - стрелок, стрелок-радист, кормовой стрелок. Экипаж размещался в двух гермокабинах: передней и кормовой. В кормовой кабине находился стрелок кормовой пушечной установки, в передней - все остальные члены экипажа.

Рабочие места членов экипажа имели броневую защиту. Кресла всех членов экипажа (собственной разработки ОКБ-23) - катапультируемые вниз через люки в нижней части кабины. Все члены экипажа имели надежные средства спасения при необходимости покидания самолета как над сушей, так и над морем.

Планер самолета представлял собой цельнометаллический моноплан со среднерасположенным стреловидным крылом, однокилевым стреловидным оперением и убирающимся шасси велосипедной схемы.

Фюзеляж самолета - полумонокок круглого поперечного сечения с максимальным диаметром 3,5 м и длиной 45,6 м. Форма центральной части фюзеляжа - цилиндрическая, переходящая в коническую в хвостовой части и обтекаемую - в носовой части. По длине фюзеляж имел три технологических разъема, которые делили его на четыре части: носовую (переднюю герметическую кабину); среднюю, включавшую в себя кессон центроплана крыла; хвостовую; кормовую герметическую кабину.

В передней герметической кабине размещались экипаж, основное пилотажно-навигационное оборудование, радиооборудование и приборы управления вооружением.

В средней части фюзеляжа находились бомбоотсек, отсеки передней и задней опор шасси и были установлены верхняя и нижняя стрелковые установки, контейнер спасательных лодок, кислородное, противопожарное оборудование, агрегаты гидросистемы, системы наддува кабин и другое оборудование. Для усиления нижней части фюзеляжа по краям вырезов под люки шасси и бомбоотсека проходили два мощных продольных бимса, на которых находились узлы крепления бомбодержателей, створок бомболюка и шасси. В отсеках шасси, внутри кессона центроплана и под ним размещались 14 мягких топливных баков. В бомбоотсеке могли устанавливаться два дополнительных металлических подвесных топливных бака.

В хвостовой части фюзеляжа размещались шесть мягких топливных баков, снарядные ящики кормовой пушечной установки, фотоустановка, грузовой отсек для сигнальных средств, тормозной парашют, механизмы управления, аппаратура постановки помех.

В кормовой герметической кабине размещались кормовой стрелок, оборудование и приборы управления огнем. На задней стенке кабины монтировалась кормовая пушечная установка.

Каркас фюзеляжа состоял из поперечного набора шпангоутов и продольного набора стрингеров, изготовленных из прессованных профилей из сплавов В-95 и Д16Т. Обшивка в виде отдельных панелей с продольным набором стрингеров приклепывалась к каркасу впотай.

Крыло самолета стреловидное, свободнонесущее, кессонной конструкции. Угол стреловидности крыла 35° по линии четвертей хорд, угол установки 2°30', угол обратного поперечного V - 1°50'. Полное удлинение крыла составляло 7,82, относительная толщина профиля - около 15 %. Сильноразвитая по объему корневая часть уменьшала расчетный размах гибкого крыла, повышая его жесткость на изгиб и кручение, что дало возможность создать легкое крыло с гибкими концевыми частями. При относительно малой массе оно хорошо противостояло влиянию флаттера и легко воспринимало болтаночные нагрузки.

Крыло по размаху имело четыре разъема и делилось на пять основных частей: центральную, составлявшую одно целое со средней частью фюзеляжа; две корневые, в которых размещались двигатели с воздухозаборными тоннелями; две отъемные концевые.

Силовой основой крыла являлся мощный кессон, образованный передним и задним лонжеронами балочного типа, средними частями нервюр, верхними и нижними силовыми панелями обшивки с продольным стрингерным набором. Носки крыла - съемные, секции носков корневой части крыла, прилегающие к фюзеляжу, представляли собой воздухозаборники двигателей. Под обшивкой носков проходил горячий воздух противообледенительной системы. В хвостовых отсеках корневых частей крыла размещались по два двигателя. Профиль крыла в местах установки двигателей дорабатывался для обеспечения лучших условий обтекания. Узлы крепления двигателей устанавливались на силовых нервюрах, воздух к двигателям подводился по тоннелям, проходившим через лонжероны крыла. Стенки лонжеронов в местах пересечения с тоннелями представляли собой массивные штамповки. На отъемных частях крыла устанавливались концевые обтекатели подкрыльных опор шасси, выполнявшие роль противофлаттерных грузов.

Внутренние объемы кессона крыла использовались для размещения мягких топливных баков. Всего в крыле были установлены 50 баков. Конструкция крыла выполнялась в основном из алюминиевых и магниевых сплавов.

Механизация крыла состояла из отклоняющихся посадочных щитков, выдвижных закрылков и элеронов. Посадочные щитки устанавливались под гондолами и в убранном положении вписывались в обводы капотов двигателей. Взлетно-посадочные закрылки монтировались на монорельсах под хвостовыми отсеками корневой и отъемной частей крыла. Между внешними закрылками и обтекателями подкрыльевых опор шасси устанавливались двухсекционные элероны с внутренней весовой и аэродинамической компенсацией, внутренние секции элеронов снабжались триммерами.

Хвостовое оперение самолета - однокилевое, стреловидное, кессонной конструкции. Такой тип конструкции обеспечивал необходимую жесткость и прочность с точки зрения флаттера и весовой отдачи. Горизонтальное оперение, вынесенное вверх относительно фюзеляжа, располагалось над кормовой герметической кабиной. Стреловидность горизонтального оперения составляла 33°30' по линии четвертой хорд, угол поперечного V - 10°. Стабилизатор состоял из двух половин, состыкованных по оси самолета. Конструкция включала в себя кессон, съемный носок и несъемную хвостовую часть. В носке находились каналы для прохода нагретого воздуха противообледенительной системы. Стреловидность вертикального оперения составляла 35° по линии четвертей хорд. Киль по конструкции был подобен стабилизатору. Рули направления и высоты имели осевую аэродинамическую и весовую компенсацию. Для уменьшения шарнирного момента на рулях устанавливались триммеры, одновременно выполнявшие роль сервокомпенсаторов.

Шасси - убираемое, велосипедной схемы, с масляно-воздушной амортизацией - состояло из двух главных опор, установленных на фюзеляже и двух подкрыльных опор, закрепленных на концевых нервюрах крыла. Главные опоры размещались примерно на равном расстоянии от центра масс самолета, и стояночная нагрузка распределялась между ними поровну. На главных стойках устанавливались четырехколесные тележки с колесами 1700х550В. Для маневрирования самолета при движении по земле была создана оригинальная конструкция управляемой передней опоры. С помощью гидравлической рулевой машины передняя пара колес тележки поворачивалась в горизонтальной плоскости на угол ±4°. Боковые силы, возникающие на повернутых передних колесах, разворачивали всю тележку. Это облегчало управление тележкой и сокращало потребную мощность рулевой машины. Тележка могла быть повернута на угол ± 27°. Колеса задней тележки были снабжены тормозами. Подкрыльные опоры, свободно ориентирующиеся, имели по два нетормозных рычажно подвешенных колеса 660х160В. Все опоры убирались вперед: главные - в фюзеляж, подкрыльные - в концевые обтекатели крыла. Система управления всеми механизмами уборки и выпуска шасси автоматизированная.

Тормозной парашют являлся составной частью основной системы торможения самолета на пробеге. Самолет был оборудован трехкупольной системой тормозных парашютов. Парашюты выпускались при посадке самолета в момент касания колесами земли.