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Tu-160 / Ту-160

MAKS 2007航空ショーにて離陸するTu-160

用途：爆撃機

分類：戦略爆撃機

製造者：ツポレフ設計局

運用者： ロシア（ロシア航空宇宙軍）

初飛行：1981年12月18日

生産数：35機

運用開始：1987年 / 2005年

運用状況：現役

ユニットコスト：
Tu-160M2：150億RUルーブル(≒2億6700万USドル)
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Tu-160（ロシア語: Ту-160 トゥー・ストー・シヂスャート）は、ソビエト連邦のツポレフ設計局が開発した可変翼超音速戦略爆撃機である。

ロシア語で「白鳥」の意味。「ベールイ・レーベチ」（Белый лебедьビェールィイ・リェービェチ）の非公式愛称がついており、北大西洋条約機構 (NATO) の用いたNATOコードネームでは「ブラックジャック」（英語: Blackjack）と呼ばれた。その形状からアメリカのB-1 ランサーに対抗して開発されたものとみられている。
概要

航空機70として開発が始められて、その後、試作1号機が1981年12月に初飛行し、1982年2月の試験飛行では音速を超えている。1987年には試作2号機が試験飛行中に墜落したが、この年の5月、最初の実用部隊の第184親衛重爆撃機連隊の2個飛行隊に配備され運用開始する。一方　西側諸国には、1981年11月にラメンスコイエ航空試験センターにあった試作1号機がアメリカの偵察衛星により確認され、最初に撮影された写真には、不鮮明ながらも隣にTu-144が並んで写っていたため、アメリカのB-1よりも一回り大きいことが分った。その後、名称がTu-160と判明、ブラックジャックのNATOコードネームが与えられている。
開発の経緯

1964年10月にニキータ・フルシチョフが書記長を退任すると、軍事的影響力を宇宙技術開発と戦略ミサイルの拡充に依拠していた偏重志向は撤回され、新しい政治局は時代遅れになりつつあった軍事戦力の近代化を自らに課した[1]。次世代の戦略爆撃機が開発される発端となったのは、既存の3MやTu-95、Tu-16に代わる新たな戦略航空機についての問題提起であり、1967年11月28日にはソビエト閣僚議会が決議した第 1098-378 号の中で提示された新しい多重形態の戦略爆撃機（Стратегическому Межконтинентальному Самолету, СМС)に基づく開発競争が発足した。この決定は1955年に米国で発足したヴァルキリー計画とその産物であるXB-70、続く1965年に開始された先進型有人戦略航空機計画（ASMA）に影響されたものとも考えられている。当初計画に参画したのはスホーイ、ミャシーシシェフで、ツポレフは開発中であったTu-22Mの初飛行を1969年8月に完了し、1970年から開発に加わった。3つの設計局に提示された技術要件は次の通りである[2]。

高度18000m、速度3200?3500km/hでの超音速巡航、もしくは低高度亜音速航行した場合の航続距離は11000?13000km

高度10000mでの遷音速(800?900km/h)巡航時の航続距離は16000?18000km/h

地表付近での亜音速巡航および高高度での超音速巡航による敵防空網の突破

最大積載量45000kg

第一級の未舗装の滑走路から離陸可能であること

言い換えれば、ソ連空軍は敵の防空システムを貫通するために高高度、もしくは地表付近の高度を可能な最大速度で飛行し、脅威が無い場合は航続距離を最大化するため中高度を経済巡航するという複雑な飛行プロファイルに沿った任務の遂行が可能な、積載能力の高い機体を要求していた。こうした特徴を持つ航空機を実現するには複雑な開発手法と技術的問題の解決を必要とし、搭載されるエンジンと機体形状の研究の中で、速度域によって異なる機体特性と航続距離の妥協点を探るのが主な課題であった。1960年代から1970年代において、運用上でこのような機体特性の柔軟性、可変性が必要となった場合、設計上での解決策は可変後退翼の採用だったが、予備設計の段階では低アスペクトのデルタ翼機も比較対象として研究され、設計案として検討された。

TsAGIの風洞設備を用いた実験と研究の結果、可変後退翼は低アスペクトのデルタ翼機と比較して約1.5倍の空力効率であり、離陸特性は2倍優れていることが示された。可変後退翼が最も後退しているときの空力効率は同程度であった。航続距離に関しては、亜音速域で中高度(3000m~9000m)を飛行した場合は30~35％、低高度の場合は10%増加し、超音速巡航時はおおむね同じ航続距離となった。可変翼機構の搭載によって重量が増大する欠点については、発生する重量的な損失を補完する以上の翼面荷重の増加によって克服された。加えて、翼面荷重の増加により、デルタ翼機に比べて小さい推力重量比で未舗装滑走路から離陸することが可能となり、これによってエンジンの設計に際してより小型化・低重量化がもたらされ、相乗的に可変機構の重量的損失が補われる形となった。

もう１つの重要な課題は最大巡航速度の決定であり、これは航続距離、機体を構成する主な構成素材、生産コストと関連していた。可変後退翼を備えた航空機がマッハ2.2で飛行した場合、マッハ3.0で飛行した場合と比較して大幅に航続距離が増加し、断熱圧縮を克服するためのチタンや高温強度の高い合金素材のかわりに、軽量なアルミニウムを主要な材料として使用することが可能となった。