Е.В.Арсеньев - История конструкций самолетов в СССР в 1951-1965 гг

нормальная

3000

3000

3000

-

3000

3000

максимальная

9000

9000

9000

-

9000

5000

Скорость, км/ч:

максимальная на высоте 11 000 м

1510

1410

1600

1387

1610 (3)

1360

посадочная

-

330

330

-

330

-

Практический потолок, м

14700

13500

-

13250

13300

15000

Дальность практическая, км

5850

4900

5650

5130

4400

2680 (4)

Длина разбега, м

1950

2830

2300

2270

2700

-

Длина пробега, м

1370 (1)

1700

1600

1350 (1)

1900

-

(1) С тормозным парашютом.

(2) При взлете с ускорителями допускалась масса 94 000 кг.

(3) С ракетой Х- 22 максимальная скорость 1550 км/ч.

(4) С дополнительным топливным баком с бомбовой нагрузкой 3 т.

Пассажирские самолеты Ту-124 и Ту-114

Основные данные

Ту- 124

Ту-114

Ту-114Д

Год выпуска

1960

1957

1962

Двигатели:

число

2

4

4

марка

Д-20П

НК-12М

НК-12МВ

тяга взлетная, кгс

2x5400

-

-

мощность взлетная, э.л.с.

-

4x15 000

4x15 000

Длина самолета, м

30,57

54,1

54,1

Высота, м

8,08

15,5

15,5

Крыло:

размах, м

25,55

51,1

51,1

площадь, м 2

119,37

311,1

311,1

Масса, кг:

взлетная:

нормальная

34500

164 000

-

максимальная

38000

179 000

182 000

топлива максимальная

10500

-

82000

пустого самолета

22 100

-

-

полезной нагрузки

6000

22500

5500

Число пассажиров

44

170...220

55...60

Скорость, км/ч:

максимальная на высоте (м)

970(8000)

894(9000) (1)

-

крейсерская

-

750...780

750...780

посадочная

220...225

-

-

Практический потолок, м

11 700

10000...12000

-

Дальность практическая, км, с нагрузкой (кг)

1200 (6000)

7000.. .8000

10 750 (5500)

Длина разбега, м

1030

2400

-

Длина пробега, м

930...960

-

-

(1) По результатам испытаний опытной машины.

Глава 9

Самолеты ОКБ П.В. Цыбина

4 марта 1954 г. П.В. Цыбин направил в правительство предложение о создании пилотируемого сверхзвукового дальнего бомбардировщика со скоростью полета 3000 км/ч, практическим потолком 30 000 м и дальностью 14 000 км. Работы над аванпроектом реактивного самолета под руководством П.В. Цыбина велись в Бюро новой техники ЦАГИ группой специалистов в составе В.Б. Шаврова, А.С. Кондратьева, О.В. Елисеева, И.К. Костенко и др.

Несмотря на возможно завышенные характеристики, проект вызвал большой интерес. 23 мая 1955 г. вышло постановление об организации ОКБ-256 на базе завода № 256 в г. Подберезье и постройке PC. В руководство ОКБ вошли П.В. Цыбин, главный конструктор, и его заместители: А.Г. Голяев - по общим вопросам, Б.А. Меркулов - по науке, И.А. Яковлев - по спецоборудованию и системам, - а также В.Б. Шавров, начальник конструкторского отдела. Для формирования штата создаваемого ОКБ главным конструкторам других ОКБ было дано указание выделить людей, был открыт широкий прием сотрудников, в ОКБ-256 направлялись по распределению молодые специалисты.

На этапе аванпроекта разрабатывался самолет с передним и хвостовым оперениями и тонким трапециевидным крылом малого удлинения с двумя прямоточными воздушно-реактивными двигателями (ПВРД) на концах. На расстоянии 50 км до цели хвостовая часть самолета с оперением, представлявшая собой крылатую бомбу на основе изделия 244Н, должна была отделяться и планировать на цель, а самолет должен был возвращаться на аэродром базирования.

При работе над эскизным проектом схему самолета изменили на обычную, бомбу разместили под фюзеляжем в полуутопленном положении. Собственная дальность полета PC по расчетам не превысила 7500 км, поэтому предусматривались применение воздушного старта с самолета-носителя Ту-95Н (на удалении до 4000 км от места базирования) с последующим набором высоты и разгоном до 3000 км/ч с помощью двух спаренных ускорителей с ЖРД и крейсерский полет на маршевых СПВРД (РД-013 тягой по 4400...4500 кгс, разрабатывавшихся в ОКБ-670 М.М. Бондарюка). Расчетная суммарная дальность полета PC составляла 12 500...13 500 км. Эскизный проект был выпущен 31 января 1956 г.

После успешных пусков межконтинентальных баллистических ракет работы по крылатым носителям ядерного оружия были сокращены. В ОКБ-256 разработка PC была прекращена, но продолжено проектирование его варианта 2РС - стратегического разведчика для ведения оперативной разведки на возможном театре военных действий и в тылу вероятного противника. Ввиду задержки работ по Ту-95Н рассматривалась возможность самостоятельного аэродромного старта для 2РС. Проект был доработан и обозначен ЗРС. Для взлета под фюзеляж ЗРС предполагалось установить четыре стартовых ускорителя, а под крыло для увеличения дальности полета - два сверхзвуковых ПТБ. Прекращение разработки Ту-95Н и отказ от воздушного старта привели к замене силовой установки и шасси на ЗРС. Работы были продолжены над проектом под обозначением РСР.

Реактивный самолет-разведчик РСР (проект)

31 августа 1956 г. вышло постановление правительства о выпуске РСР с двумя ТРДДФ Д-21 (вариант двигателя Д-20 с форсажной камерой) тягой 4750 кгс на форсированном режиме разработки ОКБ-19 П.А. Соловьева. 15 января 1957 г. ВВС сформулировали ТТТ к самолету. РСР должен был стать первым в мире самолетом со сверхзвуковой крейсерской скоростью полета для проведения разведки на удалении 1700 км от аэродрома базирования (скорость 2700 км/ч при высоте над целью 25 500 м) в любое время суток. Эскизный проект был закончен 26 июня 1957 г.

РСР должен был достигать скорости звука на высоте 8500 м через 4 мин после старта и набирать высоту 20 000 м через 15 мин после взлета. После сброса ПТБ на высоте 10 700 м и набора крейсерской высоты 25 500 м РСР должен был выполнять длительный установившийся полет со скоростью, соответствующей М = 2,65. Максимальная высота полета 26 700 м (при скорости до 2800 км/ч), дальность 3760 км. Полет РСР должен был проходить в режиме радио- и радиолокационного молчания. Изучались меры снижения радиолокационной заметности самолета. Для уклонения от ракет противника предусматривались выполнение маневра с перегрузкой до 2,5 (горка с динамическим потолком 42 км), а также постановка радиопомех.

РСР- одноместный среднеплан с трапециевидным крылом малого (1,67) удлинения с углом стреловидности 58* по передней кромке, со сверхзвуковым аэродинамическим профилем, образованным двумя трапециями с острыми передними и задними кромками, относительной толщиной 2,5 %. Крыло было дополнено небольшими аэродинамическими поверхностями с внешней стороны гондол двигателей. Механизация крыла: элероны и закрылки относительной площадью 4 и 7,7 % соответственно. Конструкция крыла 16-лонжеронная с набором нервюр и обшивкой в основном из алюминиевых сплавов, для увеличения жесткости крыла на кручение часть обшивки и конструкция элеронов выполнялись из алюминиево-бериллиевого сплава.