лет на ММЗ 'Опыт' ведутся проектные работы по трехдвигательному варианту самолета Ту-204.
11 августа 1981 г.выходит Постановление Совета Министров СССР N 782- 230 о создании среднемагистрального пассажирского самолета с тремя двигателями Д-90. После проведения работ по согласованию, 20.07.82 г. ТЗ на самолет было утверждено в ГА и МАП на самолет.Разработаны частные ТЗ на системы,оборудование и двигатель. Был разработан комплексный план-график работ по смежным министерствам, предприятиям и организация по созданию опытной партии самолетов. Практически осуществлено распределение работ между КуАЗ-ом и ММЗ 'Опыт'. В 1982 г. был подготовлен эскизный проект и представлен заказчику макет самолета.
В 1981 г. Министром авиационной промышленности назначается И.С.Силаев. Новый министр требует от отечественной авиационной промышленности форсирования работ по созданию новейших пассажирских самолетов среднемагистрального и дальнемагистрального классов по своему уровню соответствующих новым американским пассажирским самолетам Боинг 757 и 767, а также самолетам европейской разработки серии А-300. Эти требования Министра в основном относились к двум разработкам: Ту-204 и Ил-96, оба самолета создавались практически одновременно и их объединяла высокая степень унификации по самолетным системам, оборудованию и двигателям. В обоих проектах использовались одни и те-же двигатели Д-90, агрегаты системы электроснабжения, навигационно-пилотажного и информационного комплекса, радиосвязного оборудования и т.д. Самолет по концепции должен был приблизиться к Боингу 757 и стать двухдвигательным.
Именно на этом варианте настаивал Селяков во всех инстанциях, как на более рациональном с технической точки зрения и не менее безопасном чем трехдвигательный; при этом он настаивал на сохранении большого диаметра фюзеляжа для получения 'гибкого' всесезонного самолета. Так как такой подход, при всех его положительных эксплуатационных качествах, не давал возможности получить при имеющихся двигателях топливную эффективность не более чем 19 г/пасс.км., заданную в ПСМ СССР, Генеральный конструктор А.А.Туполев твердо встал за вариант нормального диаметра фюзеляжа (около 4,0 м). Л.Л.Селяков попросил освободить его от руководства проектированием Ту-204. Проект самолета стал двухдвигательным с нормальным фюзеляжем. Руководителем работ, а с 1986 г. и Главным конструктором по проекту, стал Л.А.Лановский, на плечи которого легла вся основная тяжесть работ по руководству и организации проектирования, испытаниям и доводки всего сложнейшего комплекса самолета Ту-204.
Под новый вариант самолета составляется новое техническое задание, которое МГА утверждает 15.12.83 г. (откорректированное по результатам проработок проекта в январе 1985 г.). Помимо схемы самолета, изменяется состав оборудования, особенно НПК и связанных с ним подсистем, взлетная тяга двигателя Д-90 доводится до 16000 кг, при практическом сохранении удельных параметров двигателя (Д- 90А).
После проведения большого объема дополнительных опытно-конструкторских работ по новому варианту 18 января 1986 г. выходит второе Постановление Совета Министров СССР по самолету Ту-204, по которому задавалось строить самолет в двухдвигательном исполнении с новыми комплексами оборудования. Испытания первых образцов машины должны были начаться в 1988 г. и в начале 90-х самолет должен был поступить в эксплуатацию. Вскоре определился и новый серийный завод, где должны были серийно выпускать Ту-204, им стало Ульяновское авиационное объеденение (в настоящее время АО 'Авиастар'), введенное встрой в 1980 г и выпускавшее Ан-124, а с 1987 г. приступившее к освоению Ту-204.
Строившийся Ту-204 предназначался для эксплуатации на воздушных трассах протяженностью до 3500 км и рассчитывался на перевозку 212-214 пассажиров в туристском классе с шагом установки кресел 0,81 м. Основные проблемы, стоявшие перед ОКБ при создании самолета, были: достижение высоких летно-технических характеристик и комфорта пассажиров, обеспечение в условиях интенсивной эксплуатации надежности и безопасности полета, высокой топливной эффективности и низких эксплуатационных расходов. Высокое аэродинамическое качество 18,1 (на испытаниях самолета получили 18), применение малошумных турбовентиляторных двигателей с большой степенью двухконтурности, а также высокое весовое совершенство конструкции самолета позволяли достичь в полтора-два раза лучшей топливной экономичности, чем у современных отечественных пассажирских самолетов класса CMC. Проектирование самолета на всех этапах проводилось с широким использованием современной вычислительной техники. Автоматизация процесса проектирования позволила решить сложные задачи по аналйзу и оптимизации параметров самолета, его теоретических обводов.Применение вычислительной техники дало возможность оптимизировать конструктивные силовые схемы и проводить автоматизированный весовой контроль, а также программировать механическую обработку деталей на станках с ЧПУ. Благодаря использованию программы проектирования внешних обводов удалось обеспечить аналитическую плавность поверхности крыла весьма сложной аэродинамичекой формы, а также повысить точность привязки стапельной оснастки для отдельных агрегатов и подвижных элементов по сравнению с традиционным плазово-шаблонным методом. В результате теоретических и экспериментальных исследований, направленных на получение высокого аэродинамического качества, было выбрано крыло большого удлинения и умеренной стреловидности, образованное сверхкритическими профилями с большой относительной толщиной.
Разработанные совместно с ЦАГИ сверхкритические профили и распределение их относительных толщин по размаху крыла тщательно отрабатывались в общей пространственной схеме обтекания крыла с пилонами и мотогондолами, что позволило обеспечить бескризисное обтекание на крейсерских режимах полета.Большое внимание уделялось снижению аэродинамического сопротивления. Для уменьшения индуктивного сопротивления крылу была придана отрицательная аэродинамическая крутка, на концах установлены специально спрофилированные поверхности (концевые крылышки). Оптимизированы внешние обводы в зонах соединения крыла с фюзеляжем, оперения с фюзеляжем, пилонов мотогондол с крылом. Улучшено качество внешней поверхности, сокращено до минимума количество внешних надстроек (антенн, датчиков, насадок и т.д.) и улучшена их аэродинамическая форма. В целях снижения потерь аэродинамического качества на балансировку полет на крейсерском режиме должен был выполняться при малых запасах устойчивости, что позволяло уменьшить нагрузку на горизонтальное оперение и фюзеляж. Задняя центровка самолета обеспечивалась системой перекачки топлива из крыльевых баков в килевой бак, при этом возможное изменение центровки получалось почти на 10% САХ. Обратная перекачка топлива в крыльевые баки должна была производится на снижении с эшелона и заканчиваться до входа самолета в зону аэродрома посадки.
В конструкции самолета широко были применены новые алюминиевые конструкционные сплавы с улучшенными физико-механическими и ресурсными характеристиками, алюминиево-литиевые и титановые сплавы, новые стали, современные композиционные материалы и гибридные материалы. Использование неметаллических материалов в конструкции самолета и его интерьера позволило получить экономию в массе пустого самолета около 1200 кг. Использование длинномерных полуфабрикатов и крупногабаритных листов позволило выполнить консоли крыла без стыков и существенно уменьшить количество стыков на фюзеляже, в результате этого снизилась масса конструкции и улучшилось качество внешней поверхности самолета. Особое внимание было уделено повышению коррозионной стойкости конструкции.Была усовершенствована схема теплозвукоизоляции, в нижней части гермокабины установлены дренажные клапаны, и улучшено лакокрасочное покрытие.
Для того чтобы обеспечить возможность эксплуатации самолета на аэродромах с длиной ВПП не превышающей 2500 м, и выполнить требования ICAO по шуму на местности, самолет был оснащен мощной механизацией крыла: двухщелевыми закрылками с большими откатами и предкрылками вдоль всей передней кромке крыла, внутренние секции предкрылка отклонялись вперед по полету. Механизация крыла обеспечивала достижение больших коэффициентов подъемной силы на взлетно-посадочных режимах при сохранении высокого аэродинамического качества. Предусматривалось управления механизацией крыла как в автоматическом,так и в ручном режимах. На пробеге самолета автоматически должны были отклоняться
