Камикадзе номер «51».
В процессе разработки бомбардировщика «50» в ОКБ-23 появилась идея модифицировать его в самолет - снаряд. Считалось, что только самолет - снаряд обеспечивал надёжную доставку к цели ядерных зарядов любой мощности. Предложение было подержанно. 3 августа 1956 года вышло соответствующие Постановление ЦК КПСС и СМ СССР № 1081-562, а 13 августа и приказ МАП №2432.
Самолет - снаряд получил обозначение «51», при несколько меньшей скорости чем «50» максимальная дальность составляла до 10 000 км, взлетная масса 215-225 т, масса боевой нагрузки в зависимости от дальности 8 - 22 т, мощность боевой части 40-70 мт («кузькина мать»).
Модификацию предполагалось выполнить в два этапа:
первый этап - самолет - снаряд с двигателями М16-17 и максимальным
использованием конструкции и систем бомбардировщика «50»;
второй этап - отработка конструкции самолета «51», установка двигателей ВД-9В с увеличением дальности полета и скорости до 2100-2200 км/ч.
В октябре 1956 года в МАП был передан «Предварительный проект сверхзвукового беспилотного самолета». Какое-то время работы по проекту продолжались, к 1957 г. проект закрыли.
К 1957 руководством СССР сделало окончательный выбор в пользу МБР, что в итоге привело к отказу от самолетов «50» и «51».
Фюзеляж полумонокок цилиндрической формы. Кабина экипажа заменена приборным отсеком, грузовой отсек зашит силовой панелью, шасси сняты, изменены лонжероны крыла и фюзеляжа.
Установлены съемные узлы для транспортировки самолета.
Предусматривалась установка нормальной кабины экипажа и велосипедного шасси для перегонки по воздуху и облета самолета.
В хвостовой части фюзеляжа установлены узлы крепления сбрасываемой рулевой камеры ЖРД. Изменен тормозной парашют и узлы его крепления.
Крыло кессонное, свободнонесущее, треугольное, с изломом по передней кромке, аэродинамически «чистое», обладающее высокими характеристиками.
Закрылки зафиксированы в убранном положении, установлены узлы крепления стартового ускорителя, для обеспечения «точечного» старта установлены специальные опоры.
Хвостовое оперение киль и стабилизатор цельноповоротные, кессонной конструкции, с углом стреловидности 54° по передней кромке.
Силовая установка четыре турбореактивных двигателя с форсажными камерами, М16-17 (этап 1), ВД-9В (этап 2), размещены в гондолах.
Воздухозаборники — лобовые, сверхзвуковые, нерегулируемые. Выходные сопла двигателей регулируемые, эжекторного типа. Топливо размещается в фюзеляжных и крыльевых кессон-баках.
В струях гондол внешних двигателей установлены «газовые» элероны.
На самолёте устанавливалось три стартовых ускорителя - два под крылом и один в хвостовой части фюзеляжа.
В гондоле подкрыльевого ускорителя размещены 8 ЖРД тягой 17 т, установленных под углом 55°, баки топлива и окислителя, парашют, поскольку предполагалось использовать ускоритель несколько раз. Сухая масса - 7.5-8 т, масса компонентов топлива - 22 т, масса заправленного ускорителя - 30 т, время работы - 17 сек.
Хвостовой ЖРД «СУ-50» тягой 17 т, разработан на базе ускорителя «СУМ» с увеличенным временем работы до 17 сек, углы поворота хвостовой камеры в горизонтальной и вертикальной плоскостях ±(15...20)°.
Система наведения инерциальная с астрокоррекцией «Земля» (аналогична системе управления МКР «Буря») разработана в НИИ-49, под руководством Г. Толстоусова, обеспечивала надёжный вывод самолета - снаряда в точку с заданными координатами.
Запускать самолет «51» предполагалось методом «точечного» старта (рассматривался как один из вариантов старта «50»).
На стартовый позиции, самолет устанавливался на две опоры маятниковой конструкции на которые приходилось 97-96% массы и на хвостовую опору.
Запускались основные ТРД и хвостовой ЖРД, самолет балансировался автопилотом на угле тангажа 14° (что облегчало автоматизацию взлета), включались подкрыльевые ускорители, самолет отрывался от земли, отводился маятником на высоту 18-20 м, на скорости 450 км/ч самолет сходил с маятника, ускорители отсекались, на скорости 470 км/ч, высоте над землей 220 м, самолет - снаряд переходил к полету по заданной программе. Масса самолета при «точечном» старте до 260 т.
На старте и начальном этапе полета, управление осуществляется хвостовым ЖРД и «газовыми» элеронами внешних двигателей.
Летно-технические характеристики:
Двигатель (кгс) 4 х М16-17 (18500) 4 х ВД-9В (?)
Масса полетная (кг) ~ 220 000 ~220 000
Скорость максимальная у земли (км/ч) 1800 2100-2200
Потолок практический (м) 17 500-18 000 21 000-22 000
Дальность полета (км) 7000-7500 8000-8500
1. Самолеты ЭМЗ им В.М. Мясищева;
2. Бахвалов Ю.О. (ред.) Научно-технические разработки ОКБ-23 - Салют.