5 ноября 1956 года в Великобритании Министерством снабжения создан Комитет по сверхзвуковым транспортным самолётам (Supersonic Transport Aircraft Committee — STAC), объединивший 9 крупнейших авиационных организаций страны для продолжения успешно начатого в стране внедрения реактивной коммерческой авиации и выбора проекта сверхзвукового самолёта. В 1960 году работа комитета основывалась на успешно испытанном с 1954 года проекте рекордного опытного истребителя фирмы Fairey Delta 2, который впервые представил общие черты сверхзвуковых пассажирских самолётов: бесхвостка с крылом малого удлинения, со сложной передней кромкой, однокилевое оперение, высокое шасси и опускаемую переднюю часть фюзеляжа для обзора на посадке с большим углом атаки. Этот этап завершился выбором проектного предложения фирмы Bristol type 223 и поиском партнёров разработки столь крупного коммерческого предприятия. Чуть позже похожие работы начаты во Франции — проект фирмы Sud Aviation Super-Caravelle. В 1962 году правительства Великобритании и Франции объединили усилия для создания и производства самолёта. Так был создан проект сверхзвукового пассажирского самолёта «Concorde» (Согласие). Вообще, в те годы США, Великобритания и Франция уже очень тесно сотрудничали в разработке поколения реактивных и сверхзвуковых военных самолётов. В США развернули собственные работы, но их проекты существенно отличались размерами самолётов и заданными показателями. Американским проектом по созданию сверхзвукового пассажирского самолёта занималась авиакомпания Boeing. Согласно проекту, самолёт Boeing 2707 должен был иметь вместимость до 300 пассажиров и скорость до 3000 км/ч.

Советские специалисты знали о национальных британском и французском проектах сверхзвуковых пассажирских самолётов. Их макеты неоднократно выставлялись на международных авиационных салонах. В СССР велись собственные исследования облика такого самолёта в нескольких конструкторских бюро и исследовательских институтах. Эти исследования завершились 16 июля 1963 года с выходом постановления ЦК КПСС и Совета министров СССР «О создании ОКБ А. Н. Туполева СПС Ту-144 с четырьмя реактивными двигателями и о постройке партии таких самолётов».

К 1965 году выбрано предложение ОКБ, которое в целом напоминало проект Concorde. На Парижском авиасалоне 1965 года сделано предложение европейским разработчикам о совместной разработке пассажирского самолёта, которое было принято французской стороной англо-французской разработки. С 1965 года проводились консультации с французскими разработчиками Concorde; более десятка встреч и по 65 докладов с каждой стороны. Впрочем, одновременно во Франции шли громкие шпионские скандалы, связанные в том числе и с этим сотрудничеством. Например, выслан из страны представитель Аэрофлота Сергей Павлов, обвинённый в вывозе документации Concorde.

Туполевское ОКБ выбрано как одно из самых опытных в создании пассажирских самолётов, особенно реактивных. Уже летали Ту-104, Ту-114, Ту-124, готовились к производству Ту-124А (будущий Ту-134) и Ту-154. К тому же в ОКБ имелся немалый задел в освоении сверхзвуковых бомбардировщиков Ту-22. 16 июля 1963 года вышло Постановление Совета Министров СССР № 798—271. Правительственное задание предусматривало создание сверхзвукового лайнера с крейсерской скоростью полёта 2300—2700 км/ч, практической дальностью 4000—4500 километров с 80—100 пассажирами на борту, либо 6000—6500 километров с дополнительными топливными баками и 50 пассажирами на борту.

Ведущим конструктором по самолёту назначен сын Андрея Николаевича — Алексей Андреевич Туполев (с 1973 года Борис Ганцевский, с 1979 года — Валентин Близнюк). Общее руководство осуществлял Андрей Туполев. Разработка двигателя поручалась ОКБ Николая Кузнецова.

Для испытания крыла Ту-144 на основе лёгкого истребителя с 1964 разрабатывался и построен опытный самолёт МиГ-21И, полетевший в 1968 году. В Великобритании на основе Fairey Delta 2 построен и летал опытный самолёт BAC 221 того же назначения.

Строительство первого опытного самолёта Ту-144 началось в 1965 году, вместе со вторым планером для статических испытаний.

11 декабря 1967 года «Конкорд» был впервые представлен публике, после чего ЦК КПСС было подписано предписание поднять Ту-144 в воздух до конца 1968 года.

Первый полёт опытного Ту-144 состоялся 31 декабря 1968 года, на два месяца раньше Конкорда. Выполнил его лётчик-испытатель ОКБ А. Н. Туполева Эдуард Елян.

До Ту-144 звуковой барьер преодолел американский дозвуковой лайнер Douglas DC-8, достигший 21 августа 1961 года скорости М=1,012 в полёте со снижением с высоты 12 500 м. Этот полёт был экспериментальным и выполнялся для исследования прочностных характеристик самолёта. 5 июня 1969 года на высоте 11000 метров Ту-144 развил скорость выше звуковой. 25 мая 1970 года самолёт разогнался до числа Маха больше 2 на высоте 16 300 м со скоростью 2150 км/ч.

Тем не менее рекорды опытного образца стали лишь началом доработки конструкции серийного самолёта Ту-144С, строительство которого начато в 1968, а завершено в начале 1971 года. Переработка явно делалась с учётом недавнего англо-французского опыта. Первый его полёт состоялся 1 июня 1971 года, спустя два с половиной года после полёта опытного самолёта. Наиболее существенные изменения второго лётного образца, самолёта первой серии:

Проектирование самолёта велось «отделом К» ОКБ-156.

Многие конструктивные решения по Ту-144 принимались на основе опыта проектирования и постройки самолётов типа Ту-22, М-50 (КБ Мясищева), нереализованном проекте «135», а также беспилотных самолётов разработки «отдела К». В то же время, в новом самолёте во многом были использованы самые передовые на то время научно-технические решения.

Самолёт представляет собой низкоплан, выполненный по схеме бесхвостка, с четырьмя маршевыми двухконтурными турбореактивными двигателями в нижней части фюзеляжа и вспомогательной силовой установкой. Носовая часть фюзеляжа выполнена отклоняемой на взлёте и посадке. Шасси трёхопорное, с выпускаемой предохранительной хвостовой пятой.

С целью повышения надёжности на самолёте применялось четырёхкратное резервирование всех основных систем самолёта: электрической, гидравлической и системы управления полётом.

Нормальный взлётный вес самолёта — 180 тонн, нормальный посадочный — 120 тонн.

Самолёт не имел таких элементов конструкции крыла, как закрылки и предкрылки, но имел убираемое в полёте переднее горизонтальное оперение, на жаргоне именуемое «усы» или «ушки». При переходе на сверхзвуковой режим осуществлялась сложная процедура перекачки топлива в задний центровочный бак для компенсации смещения центра давления воздуха и возникающего при этом момента на пикирование. В полёте на сверхзвуковой скорости рекомендовалось лишний раз не менять установившийся режим двигателей, а для стабилизации числа «М» пользоваться элевонами, при этом менялась высота полёта. Самолёт не имел реверса тяги двигателей, но имел мощные дисковые тормоза с принудительным воздушным охлаждением. Гашение скорости при приземлении, по усмотрению командира экипажа, осуществлялось выпуском тормозного парашюта.

Высокие температурные нагрузки при сверхзвуковом полёте породили необходимость использования не использующихся в обычной авиации материалов. Самолёт требовалось заправлять особым видом топлива ТС-6, применяемом для сверхзвуковой авиации, в двигателях использовалось синтетическое моторное масло, хвостовая часть фюзеляжа обшивалась тонкими листами нержавеющей стали, элементы мотогондол делались из титана, для иллюминаторов применялось специальное термостойкое фторсодержащее оргстекло.

Первые самолёты достаточно сильно различались по конструкции и по составу оборудования с последующими построенными.

Планер

Всего было построено 9 серий, включая одну опытную машину нулевой серии, одну опытную первой серии, четыре планера для статических и нагрузочных испытаний. Всего 21 планер, из которых 17 самолётов, последний был не достроен и никогда не летал (то есть по факту — 16 летающих машин).

Планер Ту-144 выполнен из теплостойкого алюминиевого сплава АК4-1 и, частично, из сплавов ВАД-23 и ОТЧ-1. Остекление иллюминаторов — из теплостойкого фторакрилатного оргстекла типа Э-2.

Фюзеляж круглого в плане сечения конструктивно делится на три части: носовую, центральную и хвостовую. Силовой набор — из шпангоутов, балок и стрингеров. Носовая часть фюзеляжа посредством электропривода (сдвоенного электромотора) отклоняется на 11° при взлёте и на 17° при посадке, освобождая при этом переднее остекление кабины пилотов, что обеспечивало нормальный обзор вперёд. Также имеется резервный привод носа от аварийного баллона с азотом под давлением 150 кг/см².

В центральной части расположена пассажирская кабина, которая вместе с носовой частью образует единый гермоотсек. Пассажирская кабина разделена на три пассажирских салона. Правый ряд имел блоки по три кресла, левый — по два, в хвостовой части третьего салона несколько рядов имели блоки по два кресла слева и справа. В первом салоне устанавливались сдвоенные кресла повышенной комфортности. На левом борту фюзеляжа были установлены две эксплуатационные двери для прохода в салоны. Также имелись служебные двери: две в хвостовой части фюзеляжа слева и справа, и по одной справа в середине и впереди. Для аварийного выхода на крыло имелось по люку справа и слева, также на некоторых машинах имелся слева внизу люк аварийного покидания для экипажа, сделанный как глухой тоннель сквозь передний грузовой отсек. В Монинском экземпляре такого тоннеля не было, и люк, открываемый снизу, даёт свободный доступ в передний грузовой отсек (впрочем, во многом заполненным нестандартным центровочным баком для авиакеросина).

Хвостовую часть фюзеляжа занимает топливный кессон-бак и отсек тормозного парашюта.

Кабина на опытных машинах выполнена на четырёх членов лётного экипажа: командира, второго пилота, бортинженера и инженера-экспериментатора. На серийных машинах планировался экипаж из трёх человек, но из-за технических проблем с навигационно-пилотажным комплексом дополнительно ввели штурмана. Все члены экипажа могут штатно экипироваться высотно-компенсирующими костюмами ВКК-6М. При полётах на высотах до 12 км ВКК могут не применяться, но для каждого члена экипажа предусмотрена кислородная маска КМ-32.

Крыло многолонжеронной конструкции образовывалось из симметричных профилей и имело сложную крутку в двух направлениях: в продольном и поперечном. Первоначально это было треугольное крыло оживальной формы с углом стреловидности по передней кромке 78° — для передней наплывной части и 55° — для задней базовой части. По всей задней кромке имелись четырёхсекционные элевоны. Центральная часть крыла и элевоны изготовлялись из титановых сплавов, остальная обшивка крыла — из сплошных цельнофрезерованных плит, изготовленных из алюминиевых сплавов. В дальнейшем, по результатам испытаний машины «044», крыло было полностью переделано, изменился его профиль и площадь, стреловидность наплывной части по передней кромке уменьшили до 76 градусов, а базовой увеличили до 57 градусов, увеличили коническую крутку законцовок. Теперь крыло обеспечивало самобалансировку на крейсерском полётном режиме с минимальными потерями качества, с учётом оптимизации по полётным деформациям крыла.

Площадь крыла составляет 503 м2, размах — 28 м. Углы отклонения элевонов по тангажу ±22°, по крену — ±19°.

По результатам испытаний первой машины диаметр фюзеляжа был увеличен на 50 мм (до 3300 мм), добавлены две вставки в фюзеляж — спереди 2610 мм, в хвостовой части — 870 мм. В передней части фюзеляжа было установлено многощелевое выдвижное крыло, предназначенное для повышения общей подъёмной силы на взлёте и посадке.

Хвостовое оперение с двухсекционным рулём направления. Кессон киля использовался в качестве балансировочного топливного бака. Площадь киля без учёта форкиля составляет 49,24 м2.

Силовая установка

Специально для самолёта был разработан двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой НК-144 КБ Н. Д. Кузнецова. Двигатель создавался на базе газогенератора НК-8 и наработок по НК-6. Дальнейшим развитием НК-144 стали двигатели НК-22, НК-25 и НК-32, и поныне поднимающие в воздух самолёты Ту-22М3 и Ту-160. НК-144 оказался пока единственным в истории авиации двухконтурным двигателем с форсажной камерой, штатно применяемым на серийном пассажирском самолёте. Форсаж выполнен регулируемым и позволял менять максимальную мощность двигателя перемещением РУД.

Четыре двигателя НК-144 на первом самолёте установили «пакетом» в нижней задней части фюзеляжа. Сопла двигателей выступали за заднюю кромку крыла, так как первоначально планировалось установить на внешние двигатели устройство реверса. В дальнейшем от разработки реверса пришлось отказаться, и для сокращения пробега установили парашютную тормозную систему.

Позже двигатели были доработаны до модификации НК-144А (самолёты Ту-144С). Однако они не удовлетворяли заказчика, в первую очередь по расходу топлива, что ограничивало дальность полёта. Решено было возобновить работы по мощному бесфорсажному двигателю. В ОКБ-36 под руководством П. А. Колесова началось проектирование одноконтурного ТРД РД-36-51 для Ту-144 с максимальной взлётной тягой 20000 кгс и ожидаемым удельным расходом топлива на крейсерском сверхзвуковом режиме полёта 1,23 кг/(кгс⋅ч). Работы по РД-36-51 шли одновременно с проектированием другого мощного одноконтурного ТРД РД-З6-41 для дальнего сверхзвукового ударного самолёта Т-4 ОКБ П. О. Сухого.

На строящихся в серии самолётах мотогондолы разнесли в стороны, их воздухозаборники, силовые шпангоуты и системы доработали для возможности установки в ходе производства двигателей одного из двух типов — НК-144 или РД-36-51А. В дальнейшем самолёт с двигателями РД-36-51А получил шифр Ту-144Д.

Каждый двигатель имеет собственный регулируемый воздухозаборник прямоугольного сечения с верхней горизонтальной подвижной панелью клина, тремя створками подпитки сбоку и нижней створкой перепуска. При скорости М = 2,2 степень сжатия воздуха в воздухозаборнике равна 10:1, при этом температура воздуха в канале в/заборника составляет +135 °С, при наружной температуре на эшелоне −57 °С.

Эксплуатационные ограничения по двигателям НК-144А: На земле максимальный форсажный режим двигателей ограничен по времени работы — 5 мин. На взлёте: внешние двигатели (№ 1 и № 4) — 30 мин, внутренние двигатели (№ 2 и № 3) — 10 мин (из-за ограничений по температуре хвостовой части фюзеляжа +120 °С). В горизонтальном полёте: крейсерский форсажный режим — не более 3 часов, максимальный форсажный режим: внешние двигатели — не более 20 мин, внутренние двигатели — не более 10 мин.

Вспомогательная силовая установка. В блоке мотогондол 3 и 4 СУ между двигателями установлена вспомогательная силовая установка ТА-6А, обеспечивающая энергией самолёт на земле и в аварийных случаях — в полёте, до высоты 3000 м.

Топливная система

На первой машине в крыле имелось 18 баков с заправочной ёмкостью около 70 000 кг.

На серийном Ту-144 (в соотв. с Руководством по эксплуатации кн. 4) восемь групп баков: 1-й лев. и прав., 2-й лев. и прав., 3-й лев., средн. и прав., 4-й лев. и прав, 5-й лев и прав., 6-й, 7-й, 8-й; расходные баки — РБ № 1, РБ № 2, РБ № 3 и РБ № 4. Балансировочные баки № 1 и 2 (передние) и № 8 в корме. Балансировочные баки использовались при смене полётного режима (переходе на сверхзвук и обратно). Топливной системой управляет электронная система управления и измерения топлива СУИТ1-2Б. Также установлены четыре расходомера РТ-31. В качестве перекачивающих установлены центробежные топливные насосы ЭЦН-321М и струйные насосы СН-3Ф.

В качестве топлива применялся авиационный керосин Т-6 или Т-8 с азотированием.

Гидросистема

Четыре параллельно работающие гидросистемы с нормальным давлением нагнетания 210 кг/см². Баки гидросистем 1—2 и 3—4 объединены. В первом баке 75 литров гидравлического масла, во втором 71 л. В качестве резерва используются две турбонасосные установки ТНУ для 2 и 4 г/систем, работающие на отбираемом от ВСУ воздухе. При необходимости 2 и 4 г/с могут быть закольцованы с 1 и 3.

Шасси

Передняя опора с двумя спаренными колёсами КН-17 950×300 мм. Стойка убиралась в нишу против потока. Поворот колёс от педалей путевого управления. Углы поворота передних колёс: на рулении — ±60°, на разбеге и пробеге — ±8°, при буксировке самолёта — режим свободного ориентирования.

Основные стойки строились в двух вариантах: первоначально на каждой основной опоре было по три четырёхколёсных тележки (двенадцать колёс), при этом стойки убирались в крыло. Затем тележки переделали в двухосные восьмиколёсные, с уборкой в ниши шасси между каналами в/заборника, причём тележки поворачиваются в поперечной плоскости на 90°. Колёса — КТ-160 950×400 мм. Колея шасси — 6,05 метра.

Противообледенительная система

Включает обогрев коков ВНА двигателей, электроподогрев кромок воздухозаборников, приёмников давления ППД-5, ППД-1, ПВД-19-1, датчика угла атаки ДУА из к-та системы АУАСП-21кр, электрообогрев лобовых стёкол лётчиков. Датчик обледенения самолёта — радиоизотопный РИО-4, датчики обледенения двигателей — типа ДО-206-2 (установлены только на 3 и 4 двигателе).

Оборудование

Состоит из системы электроснабжения, приборного оборудования, самописцев, радиоэлектронного оборудования, системы автоматического управления АБСУ-144, навигационно-пилотажного комплекса НПК-144, электронной системы управления двигателями и топливной автоматики.

Первичная сеть переменного тока стабильной частоты, четыре генератора 200 вольт 400 гц на двигателях и генератор ВСУ, в резерве электромашинный преобразователь ПО-500. Генераторы переменного тока подключены на гидравлические приводы постоянных оборотов (кроме генератора ВСУ). Сеть постоянного тока питается через четыре выпрямительных устройства, в качестве резерва применяются четыре бортовые аккумуляторные батареи. Вторичная сеть 36 вольт питается от трёхфазных трансформаторов — основных № 1 и № 2, ещё два трансформатора — в резерве; также применяется электромашинный преобразователь ПТ-1000ЦС (ПТ-500ТУ). Все питающие сети делятся на левые и правые.

Автоматическая бортовая система управления, первоначально АБСУ-004, затем — АБСУ-144, для того времени была достаточно революционной. Она обеспечивала автоматический полёт со стабилизацией угловых положений, высоты и скорости, а также управление от навигационного комплекса. В проводку управления были установлены механизмы триммирования и полётные загружатели. Имелась система автоматической балансировки. Новинкой была встроенная система автоматического контроля исправности и предполётной проверки АБСУ. Для повышения надёжности система выполнена с четырёхкратным резервированием. На АБСУ-004 было введено полётное ограничение на использование всех автоматических режимов (отключены), кроме режима стабилизации приборной скорости.

Комплекс НК(НПК)-144 построен на базе БЦВМ Орбита-10. Также в комплекте имеется вычислитель ВНПК-Д, гироинерциальная система «Радуга» (ГИС-1 и ГИС-2), резервная курсовая система, пульты и блоки. Комплекс устанавливался для отработки, начиная с самолётов второй серии (испытания на с-те № 10021), затем на все последующие машины. НПК предназначен для постоянного вычисления пилотажно-навигационной информации и выдачи её потребителям, а также индикации лётчикам текущего местоположения самолёта на проекционном индикаторе навигационной обстановки (блок ПИНО), в дальнейшем заменён на автоматический навигационный планшет ПА-3 (как на Ту-22М).

Приборное оборудование: система воздушных сигналов СВС-30-3; автомат углов атаки и перегрузок АУАСП-21кр; аппаратура ИА-16 (термометр температуры торможения), тахосигнальная аппаратура ВСУ ТСА-6М и др.

Приборы в кабине экипажа: плановый навигационный прибор ПНП-1, прибор командный пилотажный ПКП-1 (из к-та АБСУ-004) или ПКП-72, ПНП-72 из к-та АБСУ-144; указатель скорости УС-И; вариометр ВАР-30; электрический указатель поворота ЭУП-53МК; указатель углов атаки и перегрузок УАП из к-та АУАСП-21кр; указатель скорости и числа М УСО-5; указатель скорости УС-1600К; индикатор вертикальных режимов ИВР; указатель угла тангажа УУТ-144; указатель положения элевонов ИП-32-12 из к-та УП-32-12; указатель высоты УВО-5-1 из к-та СВС; авиагоризонт АГР-144; авиагоризонт резервный АГР-72; индикатор РМИ-2 из к-та РСБН; указатель положения РВ ИП-21-05 из к-та УП-21-05; указатель положения РН ИП-21-03 из к-та УП-21-03, высотомер-футомер ВТФ-80К; манометры гидросистем УИ1-340К 2 сер. (из к-та ДИМ2-240ТС); указатели манометров в г/с тормозов УИ1-150К 2 сер. (из к-та системы 75Т-185); указатель манометра аварийного торможения УИ1-240к 2 сер. (к-т ДИМ-240К); индикатор положения стреловидности переднего крыла ИП-33-14; указатели расхода воздуха УРВК-44; указатели положения регулятора тяги УПРТ-82, измеритель ИТА-6М из к-та ТСА-6М, указатель температуры ТУЭ-48; индикатор кислорода ИК-52; указатель высоты и перепада УВПД-5-0,8 и др.

Радиосистема ближней навигации РСБН-8С. Радиокомпас АРК-15. Два радиовысотомера малых высот РВ-5.

Магнитофон МС-61Б. Аппаратура речевой информации РИ-65. Самолётный ответчик СОМ-64-144. Система госопознавания — «изделие 020», обязанность подрыва ответчика при аварийной посадке была возложена на бортинженера.

Радиолокационная станция типа «Гроза-144». Связные станции — КВ станция «Микрон» и УКВ станция — «Ландыш».

Аварийный регистратор полётных параметров типа МСРП-12-96.