W pierwszej połowie lat pięćdziesiątych wiele krajowych zespołów projektowych zajmowało się głównie rozwojem i budową myśliwców. Te biura projektowe połączyło pragnienie osiągnięcia prędkości lotu w ciągu następnych pięciu lat, co byłoby dwukrotnie większą prędkością dźwięku, i podzielało pragnienie każdego z nich, aby być pierwszym z największym możliwym marginesem. Wydawałoby się, że wszystko idzie zgodnie z planem i biznesem, gdy nagle w 1954 roku na tym tle pojawiła się oszałamiająca propozycja grupy niezbyt znanych specjalistów. Postanowili stworzyć nowy samolot w duchu starego, ale nie wycofanego oficjalnie hasła stalinowskiego: „Lataj szybciej, wyżej i dalej niż wszyscy inni!!!”.
Zrobić niezwykły samolot, który nie tylko spełniałby ówczesne wymagania, ale i naprawdę potrzebny, a którego nikt wcześniej nie miał, może być tylko w Biurze Projektowym, które posiada solidną bazę doświadczalną i produkcyjną. W tamtym czasie taki problem był prawie niemożliwy do rozwiązania, a przynajmniej bardzo trudny.
Na początku lat pięćdziesiątych. cała planowana sowiecka konstrukcja eksperymentalnego samolotu została skoncentrowana w kilku dużych eksperymentalnych biurach projektowych. Główni projektanci kolektywów, którzy pozostali w MAP (po zamknięciu eksperymentalnych przedsiębiorstw w latach 1946-1949), „trzymając się za ręce”, zamienili się w nieprzezwyciężony monolityczny mur. Po podzieleniu stref wpływów biura projektowe wszelkimi dostępnymi sposobami próbowały zapobiec promocji nowych konkurentów. Tylko nielicznym udało się dorównać im, i to w większości przypadków przez krótki czas (w 1951 r. odtworzono Biuro Projektowe WM Miasiszczewa, które zajmowało się bombowcami strategicznymi i stacjonowało w zakładzie nr 23).. Wśród wyjątków był OKB-256, który znajdował się na Morzu Moskiewskim w mieście Podberez'e na terenie zakładu nr 256 (wcześniej pracował tu OKB IV Chetverikov, a po 1947 r. - kierowali niemieccy specjaliści lotnictwa przez BV Baade). Na jego czele stanął Paweł Władimirowicz Tsybin (lata życia 1905-1992), autor wielu szybowców doświadczalnych, sportowych i desantowych, które zbudowano przed 1948 rokiem. Aby stworzyć własne biuro projektowe, musiał bardzo się postarać, aby przekonać rząd i elitę wojskową o konieczności zbudowania samolotu według zaproponowanego przez siebie wstępnego projektu. Ten wstępny rozwój był w rzeczywistości taki. Propozycja Tsybina.
4 marca 1954 Tsybin P. V. wysłał list zamknięty na Kreml z propozycją budowy nowego samolotu, który będzie miał niespotykane dotąd właściwości. Jego maksymalna prędkość miała wynosić 3 tys. km/h, wysokość lotu – 30 tys. metrów, a zasięg 14 tys. km. Zaproponowano wiele nowości, aby osiągnąć podane cechy. Na usterzenie i skrzydło przepisano sześciokątne profile o bardzo małej względnej grubości (od 2,5 do 3,5%), które nie były jeszcze stosowane w samolotach. Dla kadłuba wybrano kontury o podobnej stylistyce z prostoliniowymi tworzącymi powierzchniami obrotowymi. Ważnym warunkiem zapewnienia wysokich parametrów lotu był odpowiedni stosunek mocy do masy. Mieli go zdobyć, po pierwsze dzięki niespotykanej dotąd lekkości konstrukcji i wypełnieniu z odrzutem 80%, a po drugie dzięki zastosowaniu nowych, mocniejszych silników.
Pytanie, że ta elektrownia nadal musiała powstać, z jakiegoś powodu, na pierwszych etapach, nikomu nie przeszkadzało.
Wstępne prace w BNT TsAGI rozpoczęła niewielka grupa specjalistów, którzy zostali tymczasowo oddelegowani pod nadzorem PV Tsybin: OV Eliseev, IK Kostenko, AS Kondratyev, VB Shavrov. inny. Według wstępnego projektu „PC” (samolot odrzutowy) miał nietypowy układ aerodynamiczny. Urządzenie ma raczej wydłużone kontury kadłuba (około 30 metrów) z trapezowym skrzydłem o niskim wydłużeniu (powierzchnia 65 m2, rozpiętość 10 m, wychylenie wzdłuż krawędzi natarcia 58 stopni) miało dwa silniki na końcach skrzydła, nos i usterzenie ogona poziomego. Sekcja ogonowa była osobliwą atrakcją wstępnego projektu, reprezentującą podniecony „ładunek specjalny”. Na polecenie pilota (na rozkaz Kremla) rozdziela się w locie, zamieniając się w pocisk. Była to bomba skrzydlata (za podstawę przyjęto korpus z edycji „244N”), która po opuszczeniu zamka uchwytu bomby szybowała na cel znaleziony 250 kilometrów dalej, zrzucając z niego 50 kilometrów. Część samolotu, która pozostała na wysokości, wykonała zwrot i nie wchodząc w strefę obrony powietrznej wroga, wróciła… bez ogona. Po oddzieleniu „ładunku specjalnego” „samolot odrzutowy” został przekształcony w samolot schematu „kaczka”. Aby zrównoważyć go z nowym położeniem środka ciężkości (ponieważ tona ciężaru została „zdjęta” z rufy), w systemie sterowania uwzględniono przednie poziome powierzchnie obrotowe. Od momentu startu do oddzielenia „pnia” przedni poziomy ogon pracował w opierzonym, nieco „niechętnym” trybie. Powierzchnie sterowe bomby skrzydlatej, początkowo włączone do systemu sterowania samolotem jako stabilizator, po separacji przeszły w sterowanie autonomiczne, pełniąc swoją funkcję do momentu trafienia w cel. Celem może być Boston, Londyn, Nowy Jork i tak dalej.
Obiecane wskaźniki tak bardzo spodobały się Kremlowi, że stały się potężną przynętą dla wojska i rządów poststalinowskiego ZSRR, co zmusiło je do potraktowania propozycji bardzo poważnie, mimo sceptycyzmu co do jej wykonalności.
Wstępny projekt został przekazany pełnomocnikom w Ministerstwie Przemysłu Lotniczego. Jego rozpatrzenie i opracowanie do ogólnej oceny zostało przeprowadzone w Centralnym Instytucie Aerohydrodynamicznym. Po dyskusji w rozszerzonej komisji, w skład której weszli przedstawiciele przemysłu i Sił Powietrznych, m.in. propozycja została uznana za kompetentną i kompetentną. Specjaliści Instytutu Aviaprom wyrazili wątpliwości co do 80% zwrotu wagi, co doprowadziło do powołania odrębnego podkomitetu na czele z I. I. (szef brygady ciężarowej w Biurze Projektowym Sukhoi). Kontrola wykazała, że dla proponowanego projektu i układu aparatu 80% jest nierealnych, a można liczyć tylko na 60% (w praktyce radzieckiej konstrukcji samolotów już można było stworzyć samolot o zwrocie masy przekraczającym 50% W Biurze Projektowym Polikarpow w 1943 r. drewniany bombowiec NB („T”), którego zwrot masy wyniósł 55%). Biorąc pod uwagę, że taki wynik był obiecujący, propozycja Tsybina otrzymała „zielone światło”. W ten sposób, przy wszystkich zaletach i wadach, entuzjaści osiągnęli pełny sukces.
Różne komisje, inspekcje i inspekcje w sprawach prywatnych sztucznie opóźniały kontrolę obiektu „PC” o prawie rok. A kiedy nie było już na co narzekać, innowatorzy zaprezentowali swoje „pomysły” na rozszerzonym zarządzie Minaviapromu z udziałem urzędników departamentu obrony KC KPZR. 5 maja 1955 odbył się raport P. V. Tsybina. na górze, a 23 maja podpisano dekret rządowy o stworzeniu OKB-256 i budowie „PC”. Dokument został podpisany przez pierwszych 13 członków rządu ZSRR i Politbiura: Malenkov G. M., Chruszczow N. S., Bułganin N. A., Kaganovich L. M., Mikoyan A. I., Suslov M. A., Zhukov G. K., Pospelov PN, Voroshilov K. inny. Jednocześnie podpisali szacunek, łączna kwota wyniosła 224 miliony 115 tysięcy rubli. Do 1 lutego 1957 roku miała być gotowa pierwsza maszyna latająca, a zapasowa do 1 kwietnia tego samego roku. Całą pracę dano 1, 5-2 lata. Nie trzeba dodawać, że Pavel Vladimirovich i jego współpracownicy dokonali prawdziwego wyczynu, tworząc nowy biznes i otwierając przedsiębiorstwo. Nowe biuro projektowe otrzymało pomieszczenie i bazę produkcyjną zakładu nr 256. Kierownictwo Biura Projektowego: P. V. Tsybin - Główny Projektant, Golyaev A. G. - zastępca. w sprawach ogólnych B. A. Merkulov - zastępca. w nauce i Jakowlew I. A. - zastępca. dla specjalnego wyposażenia i systemów. Słynny projektant samolotów V. B. Shavrov. został szefem działu projektowego (kadłub, usterzenie, skrzydło, sterowanie, podwozie itd.) oraz kierował poszczególnymi zespołami specjalizującymi się w wymienionych jednostkach. Ponadto nowe biuro projektowe miało dużą liczbę innych brygad i wydziałów, aby obsadzić personel, którego otwarto szeroką recepcję. Innym głównym projektantom polecono przydzielić określoną liczbę osób do Tsybina. Do OKB-256 przydzielono również świeżo upieczonych młodych specjalistów ze szkół technicznych i uczelni wyższych. Z punktu widzenia kadr Tsybin nie miał szczęścia od czasu niedawno odtworzonego (1951-1952) OKB-23 głównego projektanta WM Miasiszczewa. wchłonęła niewykorzystane zasoby ludzkie, zapełniając własny personel specjalistami, którzy pozostali bez pracy po redukcji w drugiej połowie lat czterdziestych. przedsiębiorstw lotniczych. W związku z tym dla OKB-256 pozostał bardzo mało wykwalifikowanego kontyngentu. Naturalnie główni projektanci nie dali najlepszych pracowników ze swojego personelu (wszyscy starali się pozbyć niewykwalifikowanych i niechcianych). Tym samym ogólny poziom zawodowy pracowników OKB-256 był niższy w porównaniu z innymi przedsiębiorstwami. To jednak nie wszystko. Niemal wszyscy pracownicy przyjeżdżający z zewnątrz uważali, że ich zarobki nie mogą być niższe niż w poprzednim miejscu pracy. Ponadto w dużych eksperymentalnych biurach projektowych z reguły co miesiąc wypłacano premię w wysokości do 20% wynagrodzenia, ale w nowym biurze projektowym nie było jeszcze za co zapłacić. W związku z tym pracownicy zaczęli ubiegać się o podwyższenie stopni i kategorii w celu doprowadzenia swoich zarobków do poziomu dotychczasowych wynagrodzeń. Znaczną niedogodność w rekrutacji personelu stanowiło oddalenie zakładu od Moskwy, co stało się przyczyną kosztów z już ustalonym szacunkiem. Główny projektant spieszył się z obsadzeniem personelu do wczesnego wdrożenia prac nad produktem, aw niektórych przypadkach przesadzał z kategoriami i stopniami projektantów i innych inżynierów. Na przykład zamiast kategorii II i III podawali I i II, co w wielu przypadkach nie odpowiadało faktycznym kwalifikacjom. Ponadto warstwa czołowych inżynierów i innych „nieopisanych” przywódców i urzędników, urzędników i działaczy społecznych z dużymi zarobkami (szefowie wydziałów, grup, brygad wraz z ich zastępcami i asystentami, a także wszelkiego rodzaju związki zawodowe, Komsomol i partyjnych na wpół wyzwolonych i wyzwolonych sekretarzy) były dość znaczące.
Tymczasem złożoność i nowatorstwo postawionych zadań wymagało dostępności specjalistów najwyższej rangi, począwszy od zarządzania, a skończywszy na prostych projektantach. Dziś możemy śmiało powiedzieć, że oryginalny pomysł był poza zasięgiem wykonawców OKB-256. Dotknęło to już na pierwszych etapach prac. Skonsolidowany kolektyw nie miał wspólnej podstawy, owej długiej wspólnej pracy wstępnej (kiedy ludzie się do siebie przyzwyczajają i przyzwyczajają), co daje niezbędny zasób wiedzy.
Z wielkim trudem udało się doprowadzić do ostatecznego wyglądu „odrzutowca”, a nawet jego schematu. Przez długi czas (mniej więcej pierwsze dwa lata) wykonywano 5 rysunków ogólnoaranżacyjnych w skali 1:5, równo sygnowanych przez Tsybina, ale tylko częściowo służyło jako podstawa do szczegółowych badań, gdyż kolejne widoki nie zastąpiły poprzednich te, które nie zostały jednocześnie odwołane. I żadne z wielkich pytań nie zostało w pełni przemyślane. W zespołach projektowych nie było pełnej spójności. Szczególnie wiele zmian wprowadzono z powodu sprzętu, który nieustannie zmieniał się w kolejności jego ulepszania, gdy jeden system, który się nie usprawiedliwiał, zastępowano innym, z reguły bardziej złożonym i pojemnym. Ponadto w głowach „inicjatywnych” posłów i asystentów powstało wiele niepotrzebnej pracy. Na przykład dużo czasu poświęcono kwestiom z zakresu klimatyzacji (rozważano nawet propozycję hodowli chlorelli). Został zbudowany, jednak nie został ukończony, a raczej na początku prac zrezygnowano z własnej termicznej komory próżniowej. Wykonali, ale nie montowali dynamicznie, podobny model samolotu w skali 1:10. Wykonany z najdrobniejszej energii w każdym szczególe, został zaprojektowany do badania przyszłych wibracji i deformacji. Jednym słowem zrobiono wiele niepotrzebnych rzeczy, uwaga została rozproszona, a główne kwestie pozostały nierozwiązane. Dzieło przez długi czas nie mogło wyjść ze stanu różnego rodzaju ślepych zaułków. Dlatego prawie niemożliwe jest mówienie o wyraźnych wydarzeniach i osiągnięciach w ciągu pierwszych 2-3 lat. Praca weszła w stabilny kanał niemal pod koniec istnienia biura projektowego. Jednak najpierw najważniejsze.
Oczywiście w pracach były liczne konsultacje z TsAGI, a także innymi branżowymi instytutami przemysłu lotniczego pod nadzorem resortu obrony KC. Przy podejmowaniu decyzji praca wszystkich służb OKB drżała od bolesnych powiązań z fabrykami kruszywa, opiekunami oraz działami i instytucjami spoza MAP. Sprawa okazała się nowa w takim stopniu, że ani klienci, ani twórcy „PC”, ani ustawodawca nawet nie podejrzewali. Ale z biegiem czasu wiele się ustabilizowało. Przeprowadzono dużą liczbę obliczeń i odsadzeń, zbudowano kompleksy laboratoryjne i tym podobne. Pierwotna idea „asowego” odpinanego ogona została wkrótce porzucona ze względu na wyjaśnione trudności związane z separacją i autorecentracją, z nakładaniem się problemów aerodynamiki naddźwiękowej i poddźwiękowej tkwiących w pojedynczym samolocie i jego izolowanych częściach. W rezultacie projektanci zdecydowali się na normalny układ samolotu z usterzeniem ogonowym, a także częściowo zanurzone zawieszenie pod kadłubem „ładunku specjalnego”. W tym samym czasie zmieniono układ, konstrukcję i położenie chowanego podwozia, które otrzymało przednią pozycję głównej nogi z podparciem ogona i zmodyfikowanymi rozpórkami bocznymi.
Podczas opracowywania wstępnego projektu „PC” stało się jasne, że waga samolotu przekracza proponowaną i nie trzeba nawet myśleć o zwrocie masy na poziomie 60%. Pod koniec 1955 roku okazało się, że maksymalny zasięg lotu nie przekroczy 7,5 tys. km. Pojawił się pomysł na zawieszenie „PC” dla Tu-95N. Wspólny zasięg lotu miał wynosić 3000-4000 km, po czym nastąpiło rozprzęgnięcie i przyspieszenie samolotu odrzutowego za pomocą dwóch podwójnych dopalaczy (z silnikiem rakietowym na paliwo ciekłe) w trybie wznoszenia. Dalszy samodzielny lot (po zrzuceniu dopalaczy) odbył się na dwóch maszerujących naddźwiękowych silnikach strumieniowych z prędkością 3000 kilometrów na godzinę. Bomba, podobnie jak w oryginalnej wersji, miała zostać zrzucona 50 kilometrów przed celem, z wykryciem przez radar pokładowy z odległości 200-250 kilometrów.
Projekt samolotu „PC” w tej formie został wydany 31.01.1956 i zatwierdzony przez głównego projektanta P. V. Tsybin. Na długo wcześniej, niemal od samego początku rozwoju, w OKB-670 Bondaryuk M. M. wysłał oficjalne zamówienie na opracowanie naddźwiękowego silnika strumieniowego. Dwa takie SPVRD, które otrzymały oznaczenie RD-013, wytworzyły ciąg o wartości 4400-4500 kgf każdy na wysokości projektowej. Silniki miały zapewniać prędkość 3000 km/h na wysokości 20 tysięcy metrów. RD-013 miał regulowany zewnętrzny wlot powietrza sprężonego z centralnym stożkiem. Całkowita długość silnika wynosi 5,5 m, średnica komory spalania 650 mm.
Mniej więcej w tym samym czasie inne biura projektowe (Lavochkina SA i Myasishcheva V. M.) opracowywały alternatywne projekty: wyd. „350” i wyd. „40”. Były to zdalnie sterowane bezzałogowe, skrzydlate pojazdy znane jako Buran i Buran. Urządzenia zostały również zaprojektowane z myślą o prędkości 3000 km/h i międzykontynentalnym (transpolarnym) zasięgu lotu. Wyposażone były w silniki strumieniowe RD-012U i RD-018A (odpowiednio) zaprojektowane przez M. M. Bondaryuka. „Tempest” i „Buran” wyróżniały się pionowym startem z ziemi za pomocą rakiet z silnikami rakietowymi na paliwo ciekłe.
Pierwsze wystrzelenie międzykontynentalnego pocisku balistycznego R-7 zaprojektowanego przez SP Korolev, które miało miejsce 15.05.1957 r. oraz wystrzelenie 21.08.1957 r. tego samego pocisku na strzelnicę projektową, przyczyniły się do tego, że prace na statkach wycieczkowych strategicznej broni jądrowej została wkrótce znacznie zmniejszona.
Nastały czarne dni dla lotnictwa wojskowego i budowy samolotów. Twórcom rakiety udało się wyrobić opinię elity armii i rządu, że samolot traci na znaczeniu jako główna broń strategiczna. Szeroko reklamowano nowe pomysły dotyczące sprzętu wojskowego, w którym pociski zajmowały dominującą pozycję. Rozpoczęła się era radykalnej restrukturyzacji kompleksu wojskowo-przemysłowego ZSRR. Gorąco popierany i bezmyślnie dogmatyczny punkt widzenia (uczestników i partyzanckich zwolenników nauki o rakietach) został zawyżony przez sukcesy w astronautyce, co doprowadziło do kategorycznego stwierdzenia: „Rakiety zastąpią samoloty!”, które stało się hasłem przewodnim, przekazującym bezkrytyczna decyzja o taktycznym lotnictwie wojskowym. Niektóre biura projektowe samolotów i najpotężniejsze zakłady przemysłu lotniczego zostały na zawsze przeniesione do Ministerstwa Budowy Średnich Maszyn. Ich platforma, technika. sprzęt i wszystkie akcesoria lotnicze zostały umieszczone pod kafarem. Kultura projektowania, projektowania i produkcji pozostawiona po przemyśle lotniczym w różnych ogniwach (od produkcji części po ogólny montaż produktów) odegrała znaczącą rolę w potężnym rozwoju napędu rakietowego, rakietowego i astronautyki. Po raz kolejny rakietnicy dosłownie okradli przemysł lotniczy i do dziś spoczywają na laurach, pewni swojej niewinności. Dość powiedzieć, że fabryki nr 1 i nr 23 - flagowe okręty radzieckiego przemysłu lotniczego - zostały "uzurpowane" do seryjnej produkcji pocisków SP Korolev. i Chelomey V. N. „To był straszny czas” – powiedział W. Litwinow, dyrektor zakładu nr 1, dwukrotnie Bohater Pracy Socjalistycznej. Świeże transparenty i nowe apele zawieszone na ścianach budynków wyglądały jak apele o samobójstwo i nic nie mogło być zmieniono …”
W tamtych latach wiele jednostek, jednostek i formacji lotnictwa wojskowego zostało pozbawionych maty. części i rozwiązane. Tysiące samolotów bojowych znalazło swoje „miejsce ostatecznego spoczynku” na parkingu pod kutrami gazowymi. Powstałe w wyniku masowych zniszczeń samolotów cmentarze lotnicze mnożyły się i rozrastały na niespotykaną dotąd skalę. W całej swojej historii świat nigdy nie widział tak nieokiełznanego wandalizmu dotyczącego wyników pracy jego ludzi we własnym kraju. Lotnicy wojskowi i konstruktorzy samolotów zrezygnowali i zostali przekwalifikowani na projektantów rakiet i rakiet. Ramiączka ze „skrzydłami” i niebieskie dziurki na guziki zostały niezliczone zastąpione czarnymi z krzyżującymi się nakładkami z pni. Tylko jeden przykład pierestrojki pogrąża się w prawdziwym horrorze. Na przykład w Biurze Projektowym Ławoczkina dawne kadłuby opracowywały kadłuby satelitów kosmicznych, a wczorajsi projektanci skrzydeł … tylko przez zewnętrzne podobieństwo (a potem tylko w oczach gospodyń domowych lub dziennikarzy) przeszli na projektowanie paneli słonecznych …
Równolegle z pracami nad obiektem PC OKB zajmowało się projektowaniem i tworzeniem innych pojazdów. Jednym z najbardziej obiecujących był samolot rozpoznania strategicznego przeznaczony do prowadzenia prac operacyjnych głęboko za potencjalnym przeciwnikiem i nad możliwymi obszarami działań wojskowych. Rozmieszczone i prowadzone wcześniej prace nad samosterującym transportowcem bomb jądrowych stały się pomocą dla OKB-256, co pozwoliło utrzymać go na powierzchni w okresie decydującej dominacji rakietowej. W tym czasie twórcy technologii rakietowych i kosmicznych nie marzyli jeszcze o stacjach zwiadowczych i orbitujących satelitach szpiegowskich. Dlatego pod koniec lat 50. „atmosferyczny” samolot rozpoznawczy mógł być całkiem istotny.
Wstępny projekt samolotu rozpoznawczego, nazwanego „2RS”, przewidywał również zastosowanie dwóch naddźwiękowych strumieniowych silników odrzutowych RD-013 firmy Bondaryuk M. M. i start z powietrza spod przewoźnika. Kwestia zawieszenia pod samolotem Tu-95N w świetle ówczesnych wyobrażeń o nośnikach broni strategicznej odeszła w niepamięć. Temat był kontynuowany pod oznaczeniem „PCP”, czyli „odrzutowy samolot rozpoznawczy”. Nowa reorientacja obiektu, od startu na dużej wysokości do niezależnego startu z lotniska, okazała się wymuszona. Prace nad systemami zawieszenia nośnika, które rozpoczęły się w 1956 r. na etapie montażu i wydania ogólnych rysunków transportera bomb „PC”, nie zostały zakończone z kilku powodów. Długość zwiadowcy "2RS" w związku z montażem anteny ogonowej wzrosła w porównaniu z prototypem o 700 mm. Spowodowało to dodatkowe trudności z jego zawieszeniem pod kadłubem bombowca Tu-95N. Testy systemów zawieszenia, oddzielenie obiektu w locie i wystrzelenie SPVRD przeprowadzono w OKB-156 A. N. Tupolewa. niezwykle powoli i niechętnie (przede wszystkim wiązało się to z tym, że głównym przeciwnikiem twórczości Tsybina był A. N. Tupolew). Sprawy nie potoczyły się szybciej nawet po wydaniu przez rząd dekretu o kontynuacji seryjnej produkcji Tu-95 w Kujbyszewie w fabryce nr 18 ze względu na zapotrzebowanie na lotniskowce dla 2RS. Prace te w Biurze Projektowym Tupolewa zostały wkrótce jednostronnie zakończone.
Odmowa stworzenia lotniskowca (a w konsekwencji startu lotniczego) doprowadziła do wymiany elektrowni oraz zmiany schematu i konstrukcji podwozia w celu realizacji pełnoprawnej eksploatacji lotniskowej samolotu (tzw. poprzednie podwozie było przeznaczone wyłącznie do lądowania).
31 sierpnia 1956 CM wydał dekret o zwolnieniu samolotu PCR wyposażonego w parę silników D-21 zaprojektowanych przez PA Sołowjowa. Samolot ten miał opuścić halę montażową do pierwszego kwartału 1958 roku. Siły Powietrzne TTT sformułowały go 15 stycznia 1957 r. Gdyby te wymagania zostały spełnione, urządzenie stałoby się pierwszym samolotem całodziennym o prędkości lotu naddźwiękowej, przeznaczonym do prowadzenia rozpoznania w odległości 1, 7 tys. km od lotniska. Najwyższa prędkość "PCR" 2, 7000 km / h była wymagana tylko na wysokości przelotowej 25,5 km. Projekt projektu „PCR”, który został ukończony 26 czerwca 1957 r. i wykonany bardzo solidnie, potwierdził realność spełnienia zarówno wymagań klienta, jak i nadziei Kremla.
Wysokość 20 tys. metrów samolot zwiadowczy miał osiągnąć w 15 minut od momentu startu z pasa startowego. Prędkość dźwięku miała być osiągnięta na wysokości 8,5 tys. metrów 4 minuty po starcie. Na wysokości 10, 7 tys. m przy prędkości 1540 km / h zrzucono podwieszone czołgi i po osiągnięciu wysokości przelotowej (25,5 tys. m) PCR wykonał długi stały lot z prędkością ponaddźwiękową do M = 2,65. Maksymalna wysokość lotu przy prędkościach do 2800 km/h miała wynosić 26,7 tys. metrów, a zasięg lotu na wysokościach powyżej 20 tys. Według obliczeń rozbieg wynosił 1300 metrów z klapami wysuniętymi do prędkości startu 330 km / h, przy kącie startu do 9 stopni i ciągu 9500 kgf. Zejście „PCR” do lądowania miało rozpocząć się 500 kilometrów przed lotniskiem. Długość biegu przy prędkości lądowania 245 km/h wynosiła 1200 metrów. Zwiadowca podczas lotu musiał obserwować tryby ciszy radiowej i radarowej. W celu zmniejszenia odbicia radarowego specjaliści uzgodnili z konstruktorami odpowiednie kształty dolnej powierzchni pojazdu, a także możliwość zastosowania porowatych powłok antyradarowych. Aby uniknąć wrogich pocisków, które zostały wykryte przez anteny pokładowe, przewidziano wykonywanie manewrów przeciwrakietowych z przeciążeniami do 2, 5 (na przykład energetyczny wzrost do dynamicznego pułapu 42 tys. lewy i prawy rzut z dalszą gwałtowną zmianą wysokości), a także tworzenie pasywnych i aktywnych zakłóceń radiowych w zakresach częstotliwości roboczych wykrywania sprzętu obrony powietrznej wroga. Zagłuszanie było możliwe w obecności lokalizatora promieniującego zasilanego przez centralną turbinę i wyposażonego w dwa generatory elektryczne.
Schemat samolotu „PCR” to jednomiejscowy midwing z trapezoidalnym skrzydłem o niskim wydłużeniu i podobnym obracającym się ogonem. Profile powierzchni sterowej i nośnej uformowano w symetryczne sześciokąty z liniami prostymi. Sześciokąty na krawędzi spływu i natarcia są zaostrzone. Kadłub, złożony z walców i stożków, miał w centralnej części przekrój kołowy o średnicy 1500 mm. Na wierzchu kadłuba położono trapezową, nacinaną gargrotę, która rozciąga się od kokpitu do krawędzi natarcia pionowego ogona. Ten dodatek nie powstał od razu, ale w trakcie studiów projektowych. Jego głównym celem było okablowanie komunikacji wzdłuż kadłuba z kokpitu od sterów do odchylonych powierzchni ogona, do komunikacji między jednostkami hydraulicznymi i elektrycznymi oraz zbiornikami paliwa. Przednia część kadłuba to stożek z ostrołukowym kołpakiem. Część tylna, również stożkowa, zakończona półkulistą osłoną anteny ostrzegawczej w skrajnym tylnym punkcie. Zadaszenie kokpitu zostało utworzone z przezroczystych płaskich powierzchni. Ten kształt został użyty, aby uniknąć zniekształcenia widoczności. Kadłub podzielony był na osiem przedziałów: kołpak dziobowy; przedział na instrumenty; szczelna komora kokpitu; przedni zbiornik paliwa; środkowa część zajmuje funkcjonalne wyposażenie; tylny zbiornik nośny, składający się z dwóch części: przedziału sterowego i tylnego zbiornika paliwa. Przedział kokpitu miał izolację termiczną i dwie skorupy. Kadłub mieścił również jeden zbiornik zasilający o małej pojemności, turbosprężarkę i przechłodzony zbiornik na propan, który był używany do chłodzenia instrumentów i niektórych urządzeń w połączeniu z materiałami termoizolacyjnymi. Spawane zbiorniki na naftę wykonano z blachy duraluminium D-20. Średnica zawieszonych zbiorników wynosiła 650 mm, długość 11 400 mm i mogły pomieścić 4,4 tony paliwa. W przypadku lotów ze zmiennym reżimem prędkości (prędkość poddźwiękowo-naddźwiękowo-poddźwiękowa), w celu uniknięcia ostrych nierównowag wzdłużnych, przewidziano automatyczne pompowanie paliwa do tylnych zbiorników kadłuba z podwieszonych zbiorników i wprowadzono pewną procedurę produkcyjną. Jednocześnie zapewniono optymalne położenie środka ciężkości względem średniej aerodynamicznej cięciwy skrzydła.
Pilot w skafandrze znajdował się w szczelnej kabinie, w której przy ziemi utrzymywano ciśnienie wewnętrzne 780 mm Hg, a na wysokości roboczej 460 mm Hg. W kokpicie temperatura powietrza utrzymywała się na poziomie około 30 stopni przy temperaturze zewnętrznej 60 stopni i spadała nie mniej niż -5 stopni przy temperaturze za burtą do -60 stopni. Pilot używał indywidualnego systemu klimatyzacji, który zasilał jego skafander. Podczas lotu skafander był podłączony do głównego systemu klimatyzacji za pomocą zaworów. W przypadku rozhermetyzowania kabiny automatycznie uruchamiał się system awaryjnego zwiększania ciśnienia w skafandrze, zapewniając ciśnienie wewnętrzne odpowiadające wysokości lotu 11,5 tys.m, czyli dopuszczalne warunki życia przez 15 minut, podczas których pilot mógł zejść w gęstsze warstwy atmosfery, aby wrócić na swoje lotnisko.
W czasie lotu dokładność nawigacji lotniczej na danej trasie przy wykorzystaniu punktów radarowych co 500 km powinna wynosić co najmniej +/- 10 km na trasie, a podczas wyjścia na obszar docelowy do 3-5 km. Wskaźniki te osiągnięto za pomocą szeregu automatycznych systemów: systemu astroinercjalnego z pionowym żyroskopem, sprzętu lotniczego i nawigacyjnego, systemu stabilizacji kursu, autopilota i radarowych urządzeń celowniczych. Pokładowy system elektryczny składał się z pary rozruszników-generatorów GST-6000 zainstalowanych na każdym silniku i dwóch generatorów EG-6000, które były zasilane przez zespół turbiny. Sam zespół turbiny, zainstalowany w kadłubie i działający na zasilaniu ze sprężarek silników turboodrzutowych, był stacjonarnym reaktorem termicznym z dyszą wylotową usuniętą z poszycia kadłuba. Z turbozespołu napędzane były trzy 15-konne pompy hydrauliczne, sprężarka powietrza o wydajności 40 ton/h (ciśnienie robocze 2 atmosfery) oraz wentylator układu chłodzenia o wydajności 1000 ton/h (ciśnienie 0,7-1 atmosfera).
Broń defensywna „RSR” i sprzęt rozpoznawczy obejmował celownik radiolokacyjny z przystawką fotograficzną oraz stację rozpoznania radiowego, które zostały zainstalowane wewnątrz przedniej owiewki. Ich użycie było konieczne do rozpoznania ośrodków przemysłowych w odległości 250 km i wykrywania naziemnych systemów radarowych przeciwnika (na odległościach odpowiadających 125-130 procentom ich zasięgu wykrywania). Następnie podczas lotu nad celem na wysokości 23 tys. metrów uruchomiono sprzęt fotograficzny. Podczas lotu po trasie włączono celownik optyczny, służący do kontroli pracy sprzętu fotograficznego, a także stację ostrzegania o narażeniu radarowym na środki obrony powietrznej przeciwnika. W razie potrzeby można było zastosować sprzęt do ustawiania pasywnych i aktywnych zakłóceń radiowych.
We wszystkich wariantach samolotu, niezależnie od przeznaczenia, pozostała idea, że przede wszystkim należy przetestować możliwość lotu samolotem o tej konstrukcji i schemacie z jego nietypowym skrzydłem oraz zbadać cechy startu, lądowanie, zachowanie w powietrzu i inne specyficzne cechy. Przeskalowane modele, jak również związane z nimi kryteria podobieństwa, nie dostarczyły wyczerpujących danych na temat wyników badań aerodynamicznych. Aby uzyskać pełne informacje, konieczne było zbudowanie i przeprowadzenie testów w locie kilku modeli pełnoskalowych, uwzględnionych od samego początku w kosztorysie. Rząd nie był jednak zainteresowany pełnowymiarowymi modelami i nie znalazł odzwierciedlenia w dekretach. Jednak w miarę postępu prac potrzeba ich tworzenia stawała się coraz bardziej oczywista. W 1956 r. rozpoczęto opracowywanie pełnowymiarowego modelu nr 1 (NM-1), w którym wdrożono projekt przyszłego „PCR”: podwozie, płatowiec, rozmieszczenie sprzętu, sterowanie, działanie niektórych systemów pokładowych i wpływ systemów na zewnętrzne formy samolotu i jego główne zadania.
НМ-1 to uproszczony samolot typu „PCR” o podobnym kształcie, pilotowany w lotach badawczych bez ładunku i wyposażony jedynie w przyrządy testowe. Krótko mówiąc, laboratorium, które zostało stworzone do lotów bez osiągnięcia określonych osiągów w locie z ograniczonymi trybami. Przed otrzymaniem standardowych silników turboodrzutowych (D-21) w maszynie zainstalowano 2 silniki AM-5 o ciągu 2000 kgf każdy (model został zaprojektowany dla prędkości poddźwiękowych), co nałożyło pewne uproszczenia na konstrukcję maszyny i charakter eksperymentów lotniczych. Nos NM-1 został znacznie krótszy w porównaniu z wersją bojową: do centrowania zainstalowano tam ostrołukowy blank o wadze 700 kg. Materiały i konstrukcja NM-1 odpowiadały konstrukcji i materiałom „PCR”. Układ paliwowy został znacznie odciążony pod względem objętości paliwa i tym podobnych. sprzęt (nie było potrzeby pompowania paliwa tam iz powrotem, ponieważ nie planowano osiągnięcia kryzysu falowego i związanego z nim nierównowagi podłużnej). Zarząd również nie różnił się zasadniczo od „PCR”. Zawierał hydrauliczne wzmacniacze, sztywne pręty, mechanizmy ładujące i wały. Podwozie było zupełnie inne. Wykonano go zgodnie z typem urządzenia do lądowania z projektu wstępnego „PC”, czyli z położeniem podpory głównej przed środkiem ciężkości samolotu, ale ze znaczną ulgą odpowiadającą niższej masie NM -1. Zamiast dwukołowego wózka do lądowania wprowadzono lekką nartę, wykonaną z 10-milimetrowej płyty duraluminiowej o długości 2,1 m i szerokości 0,1 m. Została zaprojektowana na kilka lądowań z dalszą wymianą na nową. Oś koła z dwiema pneumatykami, zwana wózkiem startowym, była przymocowana do bocznych węzłów narciarskich do startu. Amortyzacja podwozia podczas kołowania i startu odbywała się poprzez ściskanie pneumatyki wysokociśnieniowej i siłownika hydraulicznego zębatki. Lot miał się odbyć w następującej kolejności: start, z oddzieleniem osi koła od narty; wznoszenia 1, 2-1, 5 tys. m i prędkość od 480 do 500 km / h; lot pudełkowy; lądowanie na nartach. Czas pierwszego lotu nie miał przekroczyć 15 minut.
Zasadniczo budowę NM-1 zakończono do połowy 1958 roku, ale jego wypuszczenie na lotnisko nastąpiło znacznie wcześniej niż pełna gotowość, aby zademonstrować szokujące tempo prac i realizacji planu. W związku z tym niektóre prace wykończeniowe przeprowadzono na świeżym powietrzu, co opóźniło je i skomplikowało, ponieważ samochód musiał być wtaczany do hangaru podczas deszczu i w nocy. Pierwsze kołowanie próbne odbyło się 01.10.1958. W tym samym czasie wykonali pierwszy lot w powietrze trwający 17 sekund. Jednak pozwolenia na pierwszy lot i kontynuację testów nie można było uzyskać ze względu na złą pogodę i drobne usterki w działaniu systemów pokładowych. Potem pojawiły się wątpliwości co do wytrzymałości nart do lądowania, a potem nadeszła zima. „Dobry” dla lotów nadano dopiero wiosną przyszłego roku. 18 marca 1959 r. przeprowadzono powtórne kołowanie, a 7 kwietnia o godz. 10:53 pilot doświadczalny Amet-Khan Sultan wykonał pierwszy lot na NM-1. Oddzielenie maszyny od pasa startowego odbywało się jakby w 3 etapach. Najpierw NM-1 z prędkością 285 km/h oddzielił się od pasa 26 sekund po rozpoczęciu rozbiegu. Druga separacja nastąpiła przy prędkości 305 km/h w 28. sekundzie. Po raz trzeci samolot odleciał 30 sekund po starcie. Pod koniec rozbiegu prędkość wynosiła 325 km/h, natomiast wysiłek na rączce 15 kg (zmniejszony przez trymer CPGO z 26 kg). Start odbywał się przy niższym kącie natarcia i niewielkim wzroście prędkości, w związku z czym wózek startowy, zrzucony z prędkością 400 km/h z wysokości 40 metrów, rozbił się na pasie startowym. Według pomiarów wykonanych przez towarzyszący samolot Jak-25 prędkość NM-1 wynosiła do 500 km/h, a wysokość lotu 1,5 km. W locie pilot odczuwał słabe kołysanie maszyny, kompensowane przez lotki. Na wysokości 200 metrów pilot zdjął przepustnicę, rozpoczynając szybowanie ze spadkiem prędkości do 275 km/h. Samolot wylądował pod mniejszym kątem natarcia i z większą prędkością niż zalecono w programie testów. Po 4 sekundach od dotknięcia betonu wypuszczony został spadochron hamujący. Podczas biegu z prędkością 186 km/h zapaliła się duraluminiowa podeszwa narty, ale po całkowitym zatrzymaniu płomień zniknął. Ze względu na większą prędkość lądowania długość biegu wynosiła nie 740 m (obliczona), ale 1100 m. Przy lądowaniu obciążenia udarowe wahały się od 0,6 do 1,95 jednostki. Czas trwania pierwszego lotu to 12 minut.
Kolejne dwa loty odbyły się 3 i 9 czerwca 1959 roku. W sumie Amet-Khan wykonał 6 lotów na NM-1, a następnie Radiya Zakharova wykonała jeszcze 7 lotów. W sumie w okresie od 1959 do 1960 roku. Na NM-1 latało 10 pilotów testowych, wykonując 32 loty trwające 11-40 minut na wysokości 1-4 km. Osiągnięcie prędkości większej niż 490 km/h nie było możliwe, ponieważ samolot o niskim wydłużeniu skrzydła, mający ciąg dwóch silników turboodrzutowych o masie 4000 kgf, leciał z dużym kątem natarcia - 10-12 stopni.
Loty pokazały, że samolot z takim skrzydłem może latać! W trakcie badań ujawniono pewne konkrety: samolot stabilnie utrzymuje kierunek startu, skuteczność sterowania zaczyna się przy prędkości 60 km/h. Przy prędkościach 110-120 km / h obserwuje się drżenie podczas startu i biegu. Start jest utrudniony przez duże wysiłki na rączce. Podczas lotu odbywa się rolka. NM-1 wyróżnia się dobrą „lotnością” zarówno w locie, jak i podczas lądowania. NM-1 do sterowania przy starcie, podczas budowy obliczenia do lądowania, a także jego wykonanie jest znacznie łatwiejsze niż Su-7, Su-9 i MiG-19, MiG-21.
Pracownicy OKB-256 podczas prób w locie i regulacji NM-1 wykonali rysunki robocze "RSR" w pełnym rozkwicie, mając nadzieję na otrzymanie z permskiej fabryki nr 19 obejść silniki D-21. Ale ani w 1958, ani w 1959 tak się nie stało. Głównym powodem niedostarczenia silników do „PCR” był silny sprzeciw A. N. Tupolew. Silniki D-20 (reprezentowały nie dopalaną wersję silnika D-21 lub D-20F), zgodnie z planem pracy OKB-156, przeznaczone były do pasażerskiego Tu-124, którego seryjną produkcję rozpoczęto w 1959 w fabryce samolotów w Charkowie nr 135. Według Tupolewa równoległa produkcja D-20 i D-21 doprowadziłaby do przerw w dostawach silników na paliwo stałe do jego samolotu. Na Kremlu autorytet Tupolewa był bardzo wysoki, zwłaszcza po stworzeniu Tu-104 i sensacyjnych lotach non-stop NS Chruszczowa. i Kozlova F. R. (pierwszy wiceprzewodniczący Rady Ministrów) do Stanów Zjednoczonych na Tu-114 (wersja pasażerska Tu-95). Tupolew A. N. zażądał zwiększenia produkcji D-20 ze szkodą dla D-21 (a w konsekwencji „RSR”) i wymagania te zostały spełnione. Tu-124 wszedł na średnie i lokalne linie Aeroflotu, a „PCR” ponownie pozostał bez silnika, ale teraz bez nośnika i bez elektrowni przeznaczonej do samodzielnego startu …
Kwestia uzyskania zasięgu 12000-13000 km, obliczonego dla samolotów 2RS i ZRS (z wykorzystaniem lotniskowca), prześladowała przywódców, a 20.03.1958 r. zadanie stworzenia Tu-95N zostało potwierdzone dekretem rządowym jeszcze raz. Jednak Tupolew ponownie dał uzasadnioną odmowę. Podjęcie ostatecznej decyzji zostało przesunięte na czas spotkania w sprawie budowy samolotów eksperymentalnych, które odbyło się na Kremlu 15.05.1958 r. Miasiszczew W. M. z rekomendacji A. N. Tupoleva został poinstruowany, aby skontaktować się z P. V. Tsybinem. oraz zapewnienie nośnika dla samolotów "RSR" oraz innych produktów OKB-256. Był to pierwszy krok do zjednoczenia obu podmiotów, nieprzyjemnych i niewygodnych dla Tupolewa, do odwetu za jednym zamachem z nimi …
Dla wielu intencja była oczywista. Rozpoczęcie prac przez Tsybina i Miasiszczewa oznaczałoby przynajmniej spowolnienie bieżących wydarzeń w OKB-23, a także odwrócenie uwagi OKB-256 od ukończenia prac wcześniej przyjętej wersji „RSR” i samodzielnego startu.
W desperackiej próbie ratowania sprawy Tsybin P. V. zaapelował do Biura Politycznego KC, dowództwa Sił Powietrznych i TsAGI. Spotkali go w połowie, przesuwając termin gotowości RSR do końca 1960 r., z odpowiednim wzrostem szacunku. Aby przyspieszyć prace, Mikoyan A. I., główny projektant OKB-155, został poinstruowany, aby pomóc w rozwoju elektrowni, a Tumansky S. K. - dostawę silników R-11F.
Główna i ostatnia wersja „RSR” została wyposażona w dwa silniki R-11F, wyposażone w urządzenia wejściowe, takie jak MiG-21F. Konstrukcja i formy samolotu rozpoznawczego podczas prac nad tym modelem uległy ponownej zmianie (nie licząc zaktualizowanej gondoli silnika turboodrzutowego). Zainstalowano nowe, bardziej zaawansowane systemy, bloki sprzętu lotniczego, poprawiono rozmieszczenie sprzętu fotograficznego. Zamiast oddzielnego mocowania kamer, zainstalowano je na wspólnej pojedynczej platformie, którą przed lotem zainstalowano w komorze ciśnieniowej. Po wykonaniu zadania platforma z kamerami została wysłana do laboratorium do obróbki. Aby zapewnić normalne funkcjonowanie sprzętu fotograficznego, środkowa część kadłuba (5,3 m) została przekształcona w półsześciokąt z dolną poziomą platformą, która została częściowo przeszklona w strefie uszczelnienia. Wewnątrz tego szczelnego przedziału (3,5 metra) zainstalowano kamery lotnicze AFA-33, -34 i -40. Dwa aparaty o ogniskowej 1000 milimetrów i dwa o ogniskowej 200 milimetrów można by zastąpić kombinacją składającą się z jednego aparatu o ogniskowej 1800 mm i pary aparatów o ogniskowej 200 mm. Obie opcje kompletowania sprzętu fotograficznego „PCR” to wymienne jednostki, które są instalowane na uniwersalnych platformach z przeszkleniem w komorze ciśnieniowej. W skład specjalnego sprzętu rozpoznawczego wchodziła także stacja rozpoznania radiowego oraz celownik radiolokacyjny z przystawką fotograficzną montowany w kokpicie dziobowym (głównym celem było prowadzenie rozpoznania ośrodków przemysłowych z odległości 250 km i wykrywanie radaru z odległości 125- 130 proc. ich zasięgu) oraz celownik optyczny do monitorowania pracy sprzętu fotograficznego, stacja ostrzegania przed napromieniowaniem radarowym samolotu, sprzęt do biernego i aktywnego zakłócania radarów wroga.
Główny sprzęt fotograficzny samolotu był przeznaczony do planowej, planowanej wieloletniej i długoterminowej fotografii lotniczej. Kamery montowano sekwencyjnie i zanim włączono je do pracy na tarczy, przeszklenie otwierano za pomocą sterowanej migawki. Komora została uszczelniona wokół uszczelki na obwodzie 7500 mm za pomocą nadmuchiwanego węża zainstalowanego w otworze kadłuba. Środek ten został wprowadzony na ostatniej modyfikacji „PCP”, aby uniknąć pogorszenia przezroczystości soczewek od oblodzenia ogólnego oszklenia i kondensacji wilgoci. Obecność tego bardzo skomplikowanego elementu wypełnienia kadłuba zwiększyła jego długość do 28 metrów, jednak nie bez uwzględnienia zwężającej się sekcji ogonowej w celu zwiększenia ramion ogonowych w celu zachowania sterowności i stabilności samolotu na torze i podłużne kanały.
Ze względu na dużą długość samolotu dokonano rekonfiguracji podwozia rowerowego z jednoczesną wymianą wózka dwukołowego na czterokołowy o obniżonej pneumatyce. Utrzymanie specyficznego obciążenia skrzydła przy kadłubie o większej masie osiągnięto dzięki szeroko zakrojonemu odciążeniu konstrukcji. I tak, na przykład, pięcioramienny schemat zasilania, którego opracowanie zajęło trzy lata, został zastąpiony 16-ściennym schematem ażurowym, w którym zastosowano spawanie rolkowe połączeń paneli poszycia. Od początku prac szef brygady skrzydła Belko Yu. I., który ostatecznie osiągnął swój cel, opowiadał się za zastosowaniem właśnie takiego projektu. Wszystkim elementom konstrukcji wewnętrznej samolotu i zespołów płatowca zwrócono szczególną uwagę na zmniejszenie masy. Projekt w prawie wszystkich szczegółach, węzłach i połączeniach stał się cienkościenny przy minimalnym wykorzystaniu połączeń śrubowych. Wymieniono i poprawiono wiele tak zwanych „lokomotyw” i części. Nawet połączenia nitowane ustępowały miejsca spawaniu w wielu przypadkach. Głównym powodem takiej całkowitej ulgi (być może ze szkodą dla trwałości) była specyfika zastosowania „PC” i „PCP”. Samolot został zaprojektowany tylko do 3 lotów o łącznym czasie lotu 200-250 godzin przed pojawieniem się deformacji 0,2 proc. Wagi zrewidowały nawet standardowe produkty pochodzenia zagranicznego. Elementy komunikacji i instalacji elektrycznej zostały zamówione przez podwykonawców w lekkiej i zredukowanej konstrukcji. Na przykład złącza wtykowe były o połowę mniejsze i mniejsze. Zapewniło to montaż rurociągów, wiązek i kabli bez zbędnych komplikacji w zakresie kosztów robocizny przy instalacji oraz niepotrzebnego wzmocnienia konstrukcji w obszarze otworów montażowych i otworów.
W rezultacie konstrukcja płatowca i samolotu jako całości okazała się tak lekka, że kultura ciężaru (nowa cecha na tamte czasy) czasami przekraczała światowe standardy.
Najskuteczniejszym sposobem zmniejszenia masy samolotu PCR było odrzucenie stosowania naddźwiękowych zbiorników podwieszanych. Pomysł ten nie przyszedł do głowy twórcom od razu, ale później. Jeśli nie przeciągasz ciężkich i ogromnych kontenerów z prędkością 1540 kilometrów na godzinę (przy której chcieli je zrzucić), ale wieszasz czołgi o znacznie mniejszej pojemności i pozbywasz się ich z prędkością około 850 km/h, w aby pokonać numer M=1 tylko dla "czystego" samolotu… Obliczyli, a następnie doszli do wniosku: stare zbiorniki podwieszane (każdy o pojemności 2200 kg) nie powinny być tworzone ani zawieszane, ale należy stosować nowe zbiorniki (każdy o pojemności 1300 kg)! Więc to zrobili. Masa paliwa zmniejszyła się bez zmniejszania zasięgu, natomiast masa startowa spadła o ponad 1 tonę.
Innowacje w tej dziedzinie dla konserwatystów starej gwardii z radzieckiego przemysłu lotniczego wydawały się całkowicie nieodpowiednie ze względu na ich własną retrogradację. Innowacje zaproponowane przez pracowników OKB-256 i zawarte w produktach "RSR" w ramach ministerstwa zostały kategorycznie odrzucone. A standardy, które istniały w tym czasie, takie same dla bombowców i myśliwców, nadal obowiązują. Oficjalne normy wytrzymałościowe są same w sobie, a rzeczywista wytrzymałość elementów konstrukcyjnych, która jest zapewniona ze znaczną reasekuracją, a dziś przyczynia się do „poprawy” właściwości użytkowych i „oszczędności” paliwa…
Głównym materiałem samolotu było duraluminium. Próba zastosowania berylu okazała się przedwczesna ze względu na niedokończoną technologię, niewystarczającą czystość stopów berylu i sporą toksyczność pracy (otwarty kontakt podczas nakładania powłok antykorozyjnych powodował choroby skóry pracowników). Fartuchy i rękawice ochronne szybko się niszczały. Zastosowanie części stalowych było ograniczone: tylko w szczególnie krytycznych obszarach o skoncentrowanych obciążeniach (zespoły podwozia, osadzanie dźwigarów, mechanizacja skrzydeł, zespoły zawiasów do wszystkich elementów sterujących, mocowanie zbiorników zaburtowych, bomby itp.). Wręgi kadłuba, głównie w jego środkowej części, były obramowane (precyzyjne tłoczenie z dalszą obróbką), otwarte od dołu w celu zamontowania platformy z dolnymi szybami i kamerami. Szczególnie trudnym zadaniem było opracowanie konstrukcji skrzydła, co wiązało się z jego cienkim profilem. Wielkość wysokości budynków w głównych punktach zakończenia do węzłów współpracujących kadłuba wynosiła 230 milimetrów (belka dwuteowa z półkami 25-250 milimetrów). Trudno było zainstalować silniki na końcach skrzydeł, gdzie wysokość budynków wynosiła 86 milimetrów.
W tej formie ostatecznie w zakładzie nr 256 rozpoczęto budowę prototypu „PCR”. Ale całkowite złożenie go w tym przedsiębiorstwie nie było możliwe, ponieważ obszary produkcyjne i pomieszczenia OKB zostały przeniesione na zastępcę. główny projektant Mikoyan A. I. na tematy związane z rakietami bezzałogowymi Bereznyak A. Ya.
10.01.1959 cały sztab OKB-256 został przeniesiony do OKB-23 głównego konstruktora WM Miasiszczewa, któremu polecono uporządkować dokumentację samolotu „RSR” i zgłosić się do 28.05. 1960 do Państwowego Komitetu Techniki Lotniczej (d. MAP). Sprawdzono całą dokumentację projektową, a także produkcyjno-technologiczną w nowej lokalizacji. Sprawdzono rysunki jednostek i części, ponownie wydane z obserwacją przez szefów podobnych dywizji OKB-23. Prawie nie dokonano żadnych zmian w dokumentacji, a prace rozpoczęły się od nowa. Zajęty własnym tematem - bombowce strategiczne M-4-6, Myasishchev V. M.nie przeszkadzały w pracy pracowników wiceprezesa Tsybina, którzy nadal udoskonalali i udoskonalali „PCR”, przygotowując go do prób w locie. 29.09.1960 pierwszy prototyp „RSR” został przewieziony w Żukowskim na lotnisko testowe. W tym samym czasie w Ułan-Ude, w dawnym zakładzie remontowym nr 99, powstała eksperymentalna partia pilotażowa „RSR”, która przeszła pod oznaczeniem R-020. Miasiszczewa W. M. W październiku 1960 roku został usunięty ze stanowiska głównego konstruktora OKB-23 i przeniesiony na szefa TsAGI. Sztab pracowników produkcyjnych i projektantów, którzy z nim pracowali, został całkowicie przeniesiony do Chelomey V. N., głównego projektanta OKB-52. OKB-23 stał się w rzeczywistości oddziałem OKB-52, którego baza produkcyjno-laboratoryjna znajdowała się w Reutowie. Zakład nr 23 został przeprojektowany do seryjnej produkcji rakiet nośnych Proton oraz innej techniki rakietowej i kosmicznej. Prace zespołu P. V. Tsybin do tego czasu zostali zlikwidowani przez gwałtowny rozkaz. Zmniejszone dotacje na wydawanie płac, nowy sąsiad otrzymał pełnomocnictwo do niepodzielnego dowodzenia służbami zakładu. Do lata 1961 r. Cały personel OKB-256 wraz z kierownictwem został przeniesiony do podporządkowania Ministerstwu Budowy Maszyn Średnich. Tsybin był później zaangażowany w rozwój statku kosmicznego Sojuz.
Na terenie zakładu nr 99 zbudowano trzy samoloty R-020 wyposażone w silniki R-11F, do montażu przygotowywano 10 kolejnych zespołów, części i zespołów montażowych. Wypracowana wcześniej możliwość montażu „PCR” w zakładzie nr 23 odeszła w zapomnienie, a gotowy samolot wraz z zaległością skierowano na złom zgodnie z rocznym planem na rok 1961.
Próby w locie samolotu NM-1 zostały wstrzymane, a eksperymentalny PCR w ogóle nie został przeprowadzony. Oba urządzenia w stanie częściowo zdemontowanym zostały sprowadzone do Moskwy i przekazane do Wydziału Inżynierii Lotniczej Moskiewskiego Instytutu Lotniczego jako pomoc dydaktyczna. Niektóre fragmenty „PCP” istnieją do dziś…
Przed ostateczną reorientacją zakładu nr 23 na pociski z samolotów, z TsAGI na OKB-23 pod nazwą P. V. Tsybin. przyszedł list biznesowy. Koperta zawierała rekomendację specjalistów tego instytutu dotyczącą aerodynamiki naddźwiękowej. Główny konstruktor „RSR” otrzymał ogólny widok tego urządzenia, przerobionego w najbardziej akceptowalnej formie do lotów z prędkością poddźwiękową, transsoniczną i naddźwiękową. Odcinki skrzydła, które miały duży wygięcie wzdłuż krawędzi natarcia, zostały wyraźnie zaznaczone, co pozwoliło na pokonanie bariery dźwięku przy minimalnych zmianach w wyważeniu wzdłużnym. To prawdopodobnie W. M. Miasiszczew. znalazł przestarzały dokument (być może celowo nie wysłany w 1958 r.) i przekazał go dawnej dobrej pamięci byłemu sąsiadowi Filowskiemu. Oczywiście do końca, a raczej zakończenia prac nad „PCR”, ta depesza była bezużyteczna i przypominała „śledź na herbatę”.
Jak już wspomniano, konkurenci często interweniowali w pracach nad „PC”, „2PC”, NM-1 i „PCP” wyłącznie w celu ingerencji, prawdopodobnie z zazdrości. Ważną rolę w spowolnieniu pracy OKB-256 odegrał trzykrotnie najpotężniejszy i najstarszy z magnatów lotniczych Bohater Pracy Socjalistycznej, Akademik, Generalny Projektant A. N. Tupolew. Patriarcha krajowego przemysłu lotniczego zrobił wszystko, aby sukcesy osiągnięte przez Biuro Projektowe Tsybin były pomnożone przez zero. Według informacji otrzymanych od samego Cybina, Golajewa, Szawrowa i innych pracowników biura projektowego, Tupolew chodził po sklepach, halach i biurach i krzyczał: „Gówno nie dostaniesz! Nic nie dostaniesz!” Następnie wziął i porzucił samolot lotniskowy na rzecz „2RS”. Ale Tsybin i jego specjaliści to zrobili! I nawet bez Tu-95N i D-21! NM-1 latał dobrze, a seryjna produkcja RSR (R-020) została uruchomiona w Ułan-Ude.
Zamknięcie obiecującego tematu na „PCR”, a także likwidacja biura projektowego Tsybin są bardziej dramatyczne, ponieważ w tych „wydarzeniach” miał swój udział inny wpływowy człowiek przemysłu lotniczego – Mikojan Artem Iwanowicz. Według jednego z asystentów Mikojana, późniejszego pierwszego wiceministra przemysłu lotniczego AV Minaeva, były tego 3 powody. Po pierwsze, samoloty RSR nie otrzymały obiecanych silników, ponieważ R-11F były niezbędne dla MiG-21. Po drugie, zabrał fabrykę nr 256 dla własnego tematu bezzałogowego, sadząc tam A. Ya Bereznyaka jako swojego zastępcę. oraz załadowanie przedsiębiorstwa z równoległą produkcją jednostek dla MiG. Po trzecie, Mikoyan A. I. obiecał rządowi stworzenie agenta wywiadu o trzech prędkościach o nazwie „wyd. 155”. W tym temacie zespół eksperymentalnego biura projektowego MiG miał wszystkie wstępne warunki: silnik turboodrzutowy R-15B i sprzęt fotograficzny, który został stworzony dla RSR, zamontowany i przetestowany na nim.
Mikojan AI poprowadził swoją OKB po dość trudnej ścieżce. Prędkości lotu odpowiadające M = 3 nie zostały osiągnięte. W drugiej połowie lat sześćdziesiątych. stało się tak, że Tsybin zaproponował już w 1956 r., czyli prędkość odpowiadającą liczbie M = 2,85. Samolot Mikojan nie miał zaplanowanego zasięgu lotu dla „RSR”, a MiG-25R zamienił się w zwiad taktyczny samolot.
Osiągi lotu:
Modyfikacja - NM-1;
Rozpiętość skrzydeł - 10, 80 m;
Długość - 26, 60 m;
Powierzchnia skrzydła - 64,00 m2;
Normalna masa startowa - 7850 kg;
Maksymalna masa startowa - 9200 kg;
Typ silnika - 2 silniki turboodrzutowe AL-5;
Ciąg - 2x2000 kgf;
Prędkość maksymalna - 500 km/h;
Pułap praktyczny - 4000 m;
Załoga - 1 osoba.
