Бомбардировщик-ракетоносец Т-4 (изделие 100)

 

Разработчик: ОКБ Сухого
Страна: СССР
Первый полет: 1972 г.

 

 

 

Формирование облика первого «трехглавого» советского дальнего самолета происходило в начале 60-х годов. Основное назначение сверхзвукового ударно-разведывательного комплекса Т-4 (заводской номер — изделие 100) заключалось в поиске и уничтожении крупных надводных целей типа авианосцев, ракетоносцев, морских транспортов, наземных объектов стратегического назначения, а также в ведении воздушной разведки. Планировалось, что самолет, имеющий взлетную массу 100-110 тонн при крейсерской скорости 3000-3200 км/ч на высоте 20- 24 км без подвесных топливных баков, будет иметь дальность 6000 километров. Эксплуатация самолета намечалась с аэродромов 1-го класса.

В апреле 1963 года был закончен предварительный эскизный проект, в котором самолет выполнялся по схеме «утка» с управляемым передним горизонтальным оперением, с тонким фюзеляжем большого удлинения, имеющим слабовыступающий фонарь, плавно переходящий в гаргрот. Силовая установка состояла из четырех турбореактивных двигателей, которые были установлены попарно в изолированных мотогондолах под крылом. Воздухозаборники каждой из мотогондол были разделены перегородкой и имели вертикальные поверхности торможения.

На самолете предполагалось установить тонкое стреловидное крыло треугольной формы в плане. Передняя кромка воздухозаборников значительно выступала за переднюю кромку консолей крыла. Передняя опора шасси убиралась в нишу, расположенную в фюзеляже; основные опоры шасси — в ниши, расположенные в мотогондолах. Между мотогондолами на трех параллельных точках подвески, одна из которых совпадала с осью симметрии фюзеляжа, размещалось вооружение самолета.

Совместно созданная ВВС СССР и Государственным комитетом по авиационной технике комиссия в период с 21 мая по 3 июня 1963 года рассмотрела представленные материалы проекта и оценила их положительно. В своем Заключении она отметила, что дальний сверхзвуковой ударно-разведывательный самолет Т-4, предложенный ОКБ П. О. Сухого, по своему назначению, летно-техническим характеристикам, составу радиоэлектронного оборудования и вооружения в основном удовлетворяет требованиям ВВС к современным дальним ударно-разведывательным комплексам и является наиболее перспективным среди самолетов подобного класса. Представленные материалы предлагалось взять за основу для постройки макета и начала рабочего проектирования.

В конце 1963 года ударно-разведывательный самолет Т-4 отдельным Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР был принят к разработке.

К сотрудничеству с ОКБ П. О. Сухого был привлечен широкий круг научных организаций. Так, в период с 1962-го по 1965 год в аэродинамических трубах ЦАГИ был проведен большой объем работ по продувке аэродинамических моделей самолета.

В 1961-1965 годах, когда в ОКБ окончательно сформировался облик самолета Т-4, было разработано 50 альтернативных вариантов его аэродинамической компоновки. Основное внимание уделялось поиску оптимального варианта для решения главной задачи: самолет должен был выполнять длительный полет на высоте со скоростью втрое превышающей скорость звука.

Аэродинамическая схема «утка» сразу же привлекла внимание проектировщиков. При этом попытки разработать компоновку самолета по другой перспективной схеме — «бесхвостка» — повторялись достаточно регулярно, но успеха не имели. Наиболее распространенная «нормальная» аэродинамическая схема с хвостовым горизонтальным оперением серьезной конкуренции первым двум составить не могла и была забракована в самом начале. В настоящее время не сохранилось даже архивных материалов о работах по такой схеме.

Варьировалась и компоновка на самолете силовой установки. Двигатели на чертежах располагались то в четырех изолированных мотогондолах под крылом и центропланом; то попарно по схеме «рядом» («пакетной») в двух изолированных мотогондолах под крылом; то все четыре двигателя в единой центральной мотогондоле по схеме «пакет». Не были обойдены вниманием и более сложные компоновки, такие, как размещение двух двигателей по схеме «пакет» в центральной мотогондоле и двух — в изолированных мотогондолах под крылом; двух двигателей по бокам фюзеляжа и двух — в изолированных мотогондолах; по два двигателя по бокам фюзеляжа.

Иногда поиски приводили к оригинальным, редко встречающимся в мировой практике компоновкам. В частности, заслуживает внимания компоновка четырех двигателей в центральной мотогондоле, где двигатели расположены или попарно друг над другом; или пара верхних двигателей находится ближе к обрезу хвостовой части фюзеляжа, чем пара нижних двигателей. Рассматривалось и расположение двигателей в четырех изолированных мотогондолах, когда две мотогондолы находятся над крылом и две — под крылом.

Также тщательно прорабатывались тип и форма воздухозаборников силовой установки. Не обошли вниманием воздухозаборники с горизонтальной и вертикальной поверхностями торможения, осесимметричные воздухозаборники и воздухозаборники, каждый из которых обслуживал один или два двигателя. Способы их компоновки на самолете тоже различались: центральный, боковые, изолированные и их сочетания.

По расположению относительно фюзеляжа в основном рассматривались низкорасположенные центроплан и консоли крыла.

Наиболее удачными с точки зрения взаимного расположения фюзеляжа, воздухозаборников силовой установки, центроплана и консолей крыла оказались аэродинамические компоновки, включающие в себя наплыв — переднюю часть крыла с большой стреловидностью передней кромки. Наплыв плавно переходит в центроплан и консоли крыла и составляет с ними единую несущую поверхность — несущий корпус, имеющий непрерывную переднюю кромку, переднюю кромку с точками перелома (изменение угла стреловидности), с отрицательным поперечным V центроплана и консолей крыла или без него.

Консоли крыла предлагались различного удлинения, сужения, с различной (в т.ч. оживальной) формой законцовки консоли. Часть компоновок включала в себя заднюю кромку консолей обратной стреловидности.

В схеме «утка» рассматривалось различное по форме и расположению по высоте фюзеляжа переднее горизонтальное оперение (ПГО), как правило, имеющее прямую ось вращения, с механизацией задней кромки и без нее.

Вертикальное оперение (ВО) в основном применялось однокилевое, расположенное на хвостовой части фюзеляжа с небольшим форкилем или без него. Но в некоторых вариантах компоновок возникала и двухкилевая схема вертикального оперения.

Компоновка взлетно-посадочных устройств, главным образом шасси, влияет на геометрические размеры и форму агрегатов, в которых расположены ниши для их уборки. Поэтому проектирование шасси для четырехдвигатель-ного трехмахового самолета оказалось далеко не легким делом.

Проще решался вопрос с уборкой передней опоры шасси (ПОШ). Тут, как известно, два варианта: уборка шасси в фюзеляж и уборка в вертикальный разделяющий центральный воздухозаборник. Для основных опор шасси рассматривались четыре варианта уборки:
-в центральную мотогондолу, в ниши между воздушными каналами и внешними панелями гондолы;
-в вертикальной клин подкрыльной мотогондолы;
-в центроплан;
-в отдельные обтекатели, расположенные под центральной мотогондолой или центропланом.

Разнообразными были и решения по установке на ударно-разведывательный самолет основного типа вооружения — управляемых ракет класса «воздух-поверхность». Предполагалось размещение под самолетом двух или трех точек их подвески. Основными вариантами были, во-первых, установка управляемых ракет (УР) под центропланом и консолями крыла и фюзеляжем на пусковых устройствах по схеме «рядом»; во-вторых, установка УР под фюзеляжем, над центральной мотогондолой по схеме «тандем» (друг за другом), как на открытых пусковых устройствах, так и «полуутопленными» в конструкцию самолета.

Как уже было сказано выше, совместная работа с ЦАГИ позволила к 1963 году сформировать аэродинамическую компоновку, легшую в основу предварительного эскизного проекта. Окончательный аэродинамический облик самолета сложился в 1965 году. В декабре 1966 года в срок, установленный заказчиком, ОКБ П. О. Сухого предъявило командованию ВВС СССР полноразмерный макет самолета (длиной 43,7 м с размахом крыла 22 м) и эскизный проект.

Макетной комиссии, назначенной приказом Главкома ВВС, в период с 17 января по 2 февраля был представлен на рассмотрение самолет Т-4 в двух вариантах — ударном и разведывательном.

Комиссия оценила проделанную работу положительно, отметив, что создание самолета Т-4 является важнейшей общегосударственной задачей по оснащению Военно-воздушных сил страны качественно новыми и эффективными ударно-разведывательными средствами.

Окончательная аэродинамическая компоновка самолета, получившего одобрение комиссии, имела следующие черты:
-была разработана по аэродинамической схеме «утка»;
-несущая поверхность самолета состояла из наплыва, плавно переходящего в центроплан, и центроплана и консолей крыла с прямой механизированной по всему размаху задней кромкой;
-тонкий фюзеляж большого удлинения и круглого поперечного сечения был снабжен цельноповоротным, с прямой осью вращения, высокорасположенным относительно фюзеляжа передним горизонтальным оперением; однокилевым, с рулем направления с небольшим форкилем, вертикальным оперением; поворотной носовой частью фюзеляжа; гаргротом, расположенным на верхней поверхности фюзеляжа;
-двигатели были установлены по схеме «пакет» в единой мотогондоле, с центральным воздухозаборником с вертикальными поверхностями торможения, с вертикальным клином, делящим воздухозаборник на две половины, каждая их которых обслуживает два двигателя;
-передняя опора шасси убиралась в вертикальный клин центрального воздухозаборника, основные опоры шасси — в ниши, расположенные в мотогондоле между воздушными каналами и ее внешним бортом;
-вооружение самолета устанавливалось на две открытые точки подвески, расположенные параллельно под мотогондолой.

Для обеспечения постройки и стендовой отработки опытных экземпляров самолета решено было подключить к работам Тушинский машиностроительный завод (ТМЗ).

В 1965 году были выданы технические задания разработчикам на проектирование отдельных агрегатов и систем самолета, а также на натурные стенды. В том же году разработаны чертежи отсеков крыла и фюзеляжа для статических и динамических испытаний и отработки технологий их изготовления.

В 1966 году было закончено предварительное проектирование и начат выпуск рабочих чертежей. Полный их комплект на первый опытный самолет (изделие «101») и самолет для статических испытаний (изделие «100С») был выпущен в 1968 году. В этом же году началась постройка самолета «101». В 1969 году была закончена сборка головной и боковой частей фюзеляжа с центропланом, а в 1970 году сборка агрегатов самолета была закончена полностью.

Почти одновременно в 1968 году в производство были запущены чертежи планера второго опытного самолета (изделие «102»), затем в 1970 году — третьего опытного самолета (изделие «103»), а в 1971 году — четвертого (изделие «104»).

В 1971 году совместно с Тушинским машиностроительным заводом была завершена постройка первого опытного самолета «101» и 30 декабря он был перевезен из сборочного цеха ОКБ П. О. Сухого на летно-испытательную базу. В течение четырех месяцев на самолете проводились доводочные работы, а также отладка и отработка систем, осуществлялись попарные и общие запуски двигателей.

20 апреля 1972 года самолет был принят экипажем на летные испытания. В ходе испытаний «101» выполнено восемь рулежек, из которых четыре были скоростными, с разгоном до скорости 260-290 км/ч и с отрывом носового колеса. Скоростные рулежки выполнялись с помощью систем дистанционного управления, с включенными демпферами, при работе внутренней пары двигателей на максимальном форсажном режиме, г внешней пары — на максимальном бесфорсажном режиме. По окончании скоростного участка рулежек двигатели дросселировались до малого газа, выпускался тормозной парашют и производилось торможение самолета. Результаты проведенного эксперимента подтвердили, что система дистанционного управления имеет лучшие характеристики и более предпочтительна для летчика. Учитывая надежность ее работы благодаря четырехкратному резервированию, было принято решение: первый полет выполнять при управлении самолетом посредством дистанционной системы.

Первый полет экспериментального самолета «101» состоялся 22 августа 1972 года. Его пилотировали заслуженный летчик-испытатель Герой Советского Союза В. Ильюшин и заслуженный штурман Н. Алферов. Полет проходил при взлетном весе самолета 77300 кг. Шасси в воздухе не убиралось. При взлете внутренние двигатели работали на максимальном форсажном режиме, а внешние — на максимальном бесфорсажном. В полете на высоте 3000 м производилась качественная оценка устойчивости и управляемости самолета и работы силовой установки. Была выполнена имитация посадки самолета пролетом над полосой. Как и было предусмотрено, полет обеспечивался дистанционным управлением. Торможение самолета на пробеге выполнялось основной тормозящей системой и тормозным парашютом. Продолжительность первого полета — 40 минут. Вес топлива составлял 20000 кг.

После первого полета испытания «101» были приостановлены для замены главных опор шасси на модифицированные с доработанным механизмом разворота тележки при уборки шасси.

Перед вторым полетом, который состоялся 4 января 1973 года, на самолете была выполнена скоростная рулежка. Шасси в полете не убиралось. В горизонтальном полете на высоте 3000 м при скорости 500-550 км/ч выполнялись дачи по крену и тангажу, импульсы рулем направления и элевонами по тангажу, проверялась работа двигателей и системы автоматического управления тягой. Максимальная высота полета 5000 метров, продолжительность — 41 минута, максимальная приборная скорость не превышала 630 км/ч. На снижении был выпущен перископ для проверки обзора через него. Посадка произведена с остатком топлива не более 4000 кг.

В третий раз самолет «101» поднялся в воздух 14 февраля 1973 года. В полете была произведена попытка уборки шасси. Однако внутрь вошли только передняя и правая основные опоры шасси — левая основная опора шасси осталась снаружи. Выпуск шасси прошел нормально.

По плану летных испытаний первого этапа намечалось 10 полетов самолета «101», из них практически проведено девять. Первые 5 полетов выполнялись с неубранным шасси. В пятом полете взлетный вес составлял уже 101700 кг. В девятом, который состоялся 6 июля 1973 года, проводилась оценка устойчивости и управляемости самолета в процессе разгона с набором высоты с 10000 м до 12000 м, числа М со значения 0,9 до 1,3 торможения.

Летные испытания первого этапа прошли удачно. В «Отчете о проведении заводских летных испытаний самолета Т-4 (заводской шифр «101»)», подписанном заместителем главного конструктора, ведущим летчиком-испытателем В.Ильюшиным, сказано, что «…самолет на рулении прост и хорошо управляем, на взлете устойчив и не имеет тенденции к самопроизвольному рысканию или подъему носа. Очень хороший обзор с опущенной головной частью фюзеляжа значительно облегчает выполнение руления, взлета и посадки самолета. Взлетный угол выдерживается просто, отрыв самолета происходит плавно. После подъема носовой части фюзеляжа полет происходит по приборам. Установленный на самолете перископ дает хороший обзор вперед. Набор высоты прост и не требует от летчика повышенного внимания. В горизонтальном полете самолет управляем хорошо. Разгон и проход скорости звука спокоен, момент прохода М=1 отмечается только по приборам. Заданный режим легко выдерживается элевонами и передним горизонтальным оперением. Интенсивность разгона самолета достаточно хорошая. Заход на посадку и посадка просты. Наличие автомата управлением тяги полностью разгружают летчика от работы двигателями на режиме захода на посадку. Самолет касается земли плавно, без тенденции к «козлению» или самопроизвольному опусканию носа, на пробеге самолет устойчив и хорошо управляем. Тормозные парашюты и тормозная система, система колес эффективны».

Кроме того, следует отметить, что по результатам летных испытаний самолета «101» полученные летные характеристики совпали с расчетными. Агрегаты планера, изготовленные из титановых сплавов и стали в 1968 году, в течение пяти лет эксплуатации не имели нарушений прочности и герметичности ни по одной из сварных точек.

Сборка экспериментального самолета «102» была закончена в 1973 году, в четвертом квартале того же года намечалось начать его летные испытания.

На ТМЗ изготовили агрегаты планера для третьего самолета — «103» — и произвели их окончательную сборку. Летные испытания этого самолета предполагалось начать в третьем квартале 1974 года. В перспективе была сборка и четвертого самолета «104», а также постройка «105» и «106» экспериментальных самолетов.

Первый опытный самолет «101» в дальнейшем намечалось использовать для отработки бортовых систем, определения устойчивости и управляемости на максимальных скоростях полета и для определения летно-технических характеристик.

Самолет «102» планировалось использовать для отработки навигационной комплекса, а «103» — для реальных пусков управляемых ракет. На самолете «104» предполагалось отработать вопросы применения бомбового вооружения, пуска управляемых ракет, а также провести ряд испытаний для оценки дальности полета. Самолет»105″предназначался для отработки систем радиоэлектронного оборудования, а самолет «106» — для отработки всего ударно-разведывательного комплекса в целом.

Закрытие работ по теме «Т-4» перечеркнуло все эти планы.

Первый экспериментальный «трехмаховый» самолет Т-4, совершивший 9 полетов, был в 1982 году отправлен на вечную стоянку в Монинский музей ВВС. Фрагменты самолета «102» экспонировались в ангаре Московского авиационного института, но впоследствии были разрезаны и увезены на переплавку.
Такая же судьба постигла и частично собранную машину «103».

Конструкция и компоновка самолета Т-4.

Планер самолета состоит из следующих агрегатов: фюзеляж, гондолы двигателей, крыло, переднее горизонтальное оперение, киль, основные и передняя опоры шасси. В свою очередь, фюзеляж, гондолы двигателей и крыло делятся на технологические отсеки. Фюзеляж самолета состоит из семи основных отсеков: отклоняемой носовой части, кабинного отсека, приборного отсека, отсека центрального топливного бака, хвостового отсека и отсека хвостового парашюта.
В отклоняемой носовой части фюзеляжа под радиопрозрачным обтекателем размещается антенна и радиоэлектронные блоки радиолокационной станции. Перед передней стенкой кабины в отклоняемой носовой части находятся стеллажи с блоками пилотажно-навигационной системы, системы управления оружием, а также агрегаты системы кондиционирования. В отклоняемой носовой части фюзеляжа установлена и штанга дозаправки самолета топливом в воздухе.
В верхней части кабинного отсека размещаются тандемно расположенные кабины летчика и штурмана. Каждая кабина имеет свой откидной люк для аварийного покидания самолета и для посадки экипажа в кабины. В подкабинных отсеках установлены системы жизнеобеспечения экипажа и система охлаждения и кондиционирования.

Основная часть радиоэлектронного оборудования установлена в приборном отсеке. Фюзеляж в зоне приборного отсека по всей его длине имеет круглое сечение диаметром 2000 мм. Длина приборного отсека 6746 мм. Он выполнен герметичным с теплоизоляционным покрытием по всей поверхности отсека.

Следующие по длине фюзеляжа три технологических отсека — топливные баки-отсеки. Они соединены системой трубопроводов. Над баками расположен гаргрот, имеющий форму полуцилиндра. В гаргроте находятся основные транзитные коммуникации самолета.

В хвостовой части фюзеляжа размещается хвостовой отсек, в котором находится четырехкупольная парашютно-тормозная установка (ПТУ). Створки ПТУ раскрываются в стороны.

Под вторым и третьим топливными отсеками расположена центральная часть крыла самолета — центроплан.

Под центропланом установлена гондола с пакетным расположением четырех двигателей.

Гондола технологически делится на переднюю и хвостовые части. Носок передней части гондолы представляет собой вертикальный клин, на котором справа и слева установлены регулируемые створки многоскачкового воздухозаборника. В носке гондолы размещена ниша передней опоры шасси. За нишей передней опоры между воздушными каналами расположен отсек оборудования, в котором находятся агрегаты самолетных систем. В центральной зоне гондолы между воздушными каналами находится расходный топливный бак. По бокам центральной части гондолы под центропланом расположены левая и правая ниши главных опор шасси.

В хвостовой части гондолы находится отсек двигателей с противопожарными перегородками.

В консолях крыла размещены исполнительные органы системы управления элевонами, бортовые аэронавигационные огни.

В киле размещены агрегаты радиоэлектронных комплексов, тросы и исполнительные органы системы управления рулем направления.

Шасси трехопорной схемы с носовым колесом. Такое шасси обеспечивает эксплуатацию самолетов с аэродромов 1-го класса с бетонированным покрытием. Основные стойки шасси снабжены двухосными тележками с четырьмя тормозными колесами. На каждом колесе — спаренная шина. Передняя опора шасси имеет рычажно-подвешенные спаренные колеса со стартовыми тормозами. Механизм управления служит также и демпфером «шимми».

В конструкции планера применены новые по тем временам высокопрочные металлические материалы:
-титановые сплавы ВТ-20, ВТ-22, ВТ-21Л;
-нержавеющие стали ВИС-2 и ВИС-5;
-конструкционная сталь ВКС-210. Поверхность планера самолета на 69% состояла из панелей, сваренных из листа точечной электросваркой (ТЭС), на 21,6% — из панелей, сваренных из листа сквозным проплавлени-ем, на 9,4% — из фрезерованных плит панелей.

На самолете применена «пакетная» схема силовой установки с черырьмя опытными двигателями РД36-41 конструкции П. А. Колесова. Для обеспечения надежной работы двигателей на всех режимах работ и скоростей полета самолета применен сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник смешанного сжатия с автозапуском для расчетного числа М=3. Примененное на двигателях многорежимное сверхзвуковое сопло имеет три венца подвешенных створок, образующих дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, которое обеспечивает высокую эффективность тяги во всех диапазонах скоростей полета.

Особенностью силовой установки самолета является то, что каждый воздухозаборник питает воздухом два двигателя.

Основные топливные баки расположены в фюзеляже и центроплане. Топливная система самолета состоит из системы топливопитания — заправки топливом на земле и в воздухе, системы аварийного сброса топлива, системы наддува баков нейтральным газом и системы перекачки топлива, обеспечивающей заданную центровку самолета.

Впервые в отечественной практике была разработана новая топливная система с гидротурбонасосами для подачи топлива к двигателям, перекачки топлива из очередных баков в расходный и для перекачки центровочного топлива. Для самолета изготовлены теплостойкие агрегаты топливной системы.
На самолете впервые была установлена электрическая дистанционная следящая система управления двигателями, работающая как от рук пилота, так и от автомата тяги.

Кроме указанных систем, силовая установка самолета включает в себя системы пожаротушения, охлаждения, защиты воздухозаборников от обледенения, запуска двигателей на земле и в воздухе, автоматического регулирования воздухозаборников.

Самолет оборудован электрогидравлической дистанционной системой (СДУ). На первых экспериментальных самолетах устанавливалась и резервная механическая система.

Основой системы электроснабжения самолета является система трехфазного переменного тока со стабилизированным напряжением 220/115 В и частотой 400 Гц. В качестве источников тока применены четыре синхронных генератора с масляным охлаждением 60 кВт каждый. Стабилизация частоты достигается работой генератора с гидравлическим приводом постоянных оборотов.
Питание потребителей постоянного тока 27 В и переменного-36 В частотой 400 Гц осуществляется соответственное помощью четырех выпрямительных устройств и двух трехфазных трансформаторов. В качестве аварийных источников используются три аккумуляторных батареи и преобразователь.

Гидросистема самолета состоит из четырех автономных систем (зеленой, синей, коричневой и желтой), предназначенных для работы органов управления самолетом, уборки-выпуском шасси, подъема и опускания носовой части фюзеляжа, регулирования панелей воздухозаборников, торможения колес, управления разворотом носового колеса и других. Рабочее давление в гидросистеме составляет 280 кг/мг. В гидросистеме применены паяные соединения трубопроводов из стали ВНС-2 и титановые сплавы. Специально для самолета был создан гидрокомплекс, рассчитанный на работу в условиях длительного воздействия высоких температур.

Система жизнеобеспечения самолета включает в себя системы кислородного обеспечения, кондиционирования воздуха и спецснаряжения экипажа. Кислородная система состоит из двух газификаторов жидкого кислорода, регуляторов бортового унифицированного комплекта кислородных приборов.
Система кондиционирования воздуха состоит из агрегатов трехступенчатого охлаждения воздуха и системы автоматического регулирования заданных параметров.
Основным видом снаряжения экипажа является скафандр.

Радиоэлектронное бортовое оборудование самолета включает в себя два больших комплекса: радиоэлектронный и навигационный.
Радиоэлектронный комплекс выполняет задачи обнаружения целей и прицельного пуска авиационных управляемых ракет, а также задачи связи, разведки и обороны.

Аппаратура радиоэлектронного комплекса разделена функционально на четыре самостоятельных системы:
-систему управления ракетами класса «воздух — поверхность»;
-систему разведывательного оборудования;
-систему радиосвязного оборудования;
-систему обороны самолета, включающую в себя средства индивидуальной и групповой защиты.

Навигационный комплекс обеспечивает непрерывное определение местоположения самолета в пространстве, выдачу навигационных данных в систему автоматического управления, выдачу необходимой пилотажной информации экипажу, взаимодействуя при этом с радиоэлектронным комплексом самолета.

Летно-технические характеристики первого экспериментального самолета «101».

Геометрические характеристики самолета «101» соответствовали характеристикам серийного самолета. На самолете «101» планировалось достичь предельных скоростных характеристик на высоте и у земли, заданных для серийного самолета. Расчетные дальности полета у самолета «101», вследствие меньшего запаса топлива во внутренних баках самолета, были меньше заданных для серийного самолета.
Взлетные и посадочные массы самолета «101» были меньше, чем у серийного. Поэтому длины разбега и пробега на БВПП имели меньшую величину и составляли соответственно 900-1050 и 800-900 метров.

Весовые характеристики самолета были следующие:
максимальная взлетная масса, кг — 125000
нормальная взлетная масса, кг — 114000
масса пустого самолета, кг — 55600
масса топлива во внутренних баках, кг — 57000

Взлетная тяговооруженность при нормальной взлетной массе была равна 0,56, а взлетная нагрузка на крыло составляла 385 кг/мг.

Нa базе ударно-разведывательного комплекса самолета Т-4 в ОКБ П. О. Сухого в 1967-1972 годах проводилась разработка стратегического двухрежимного ударно-разведывательного самолета Т-4МС (заводской шифр — изделие «200»). Разработка была задана Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР в 1967 году.

Самолет Т-4МС создавался с учетом новейших достижений в области аэродинамики, двигателестроения, применения новых конструкционных материалов и технологических процессов.

Учитывая возможности существующих и перспективных средств ПВО в конце 60-х годов пришли к выводу, что наиболее выгодными режимами полетов следует считать:
-сверхзвуковой режим на скорости не менее 3200 км/ч на максимально возможной высоте;
-режим полета у земли на скорости 1100-1200 км/ч.

Разнообразие поставленных перед самолетом задач предполагало, что такой самолет будет:
-иметь большую дальность полета с нормальной боевой нагрузкой;
-иметь большую боевую нагрузку в полете на меньшую дальность;
-обладать способностью совершать боевые полеты в широком диапазоне скоростей и высот;
-иметь на борту высокоэффективное радиоэлектронное оборудование, обеспечивающее решение поставленных боевых задач;
-иметь возможность размещения широкой номенклатуры существующего и перспективного вооружения;
-обладать способностью базирования на аэродромах 1 -го класса и на полевых аэродромах с грунтовым покрытием.

Этим требованиям наилучшим образом удовлетворял самолет с изменяемой в полете стреловидностью крыла, которая позволяет:
-существенно увеличить значение максимального аэродинамического качества при полете на дозвуковых скоростях;
-улучшить взлетно-посадочные характеристики самолета;
-уменьшить отрицательное воздействие перегрузок на экипаж и конструкцию самолета при полете на больших скоростях у земли.

На начальной стадии проектирования самолета Т-4МС была проанализирована возможность создания стратегического самолета путем применения на самолете Т-4 крыла изменяемой стреловидности, а затем путем последующего масштабного увеличения такого самолета. Попытка реализации этого проекта желанных результатов не дала, поскольку привела к резкому увеличению габаритов и массы самолета и не обеспечила возможности размещения необходимого состава вооружения.

В итоге ОКБ вынуждено было вернуться к поискам новых принципов построения компоновочной схемы самолета, которая удовлетворяла бы следующим основным положениям:
-получению максимально возможных объемов при минимальной омываемой поверхности;
-обеспечению размещения в грузовых отсеках необходимого состава вооружения;
-получению максимально возможной жесткости конструкции с целью обеспечения полетов на больших скоростях у земли;
-исключению основных фрагментов силовой установки из общей силовой схемы самолета с целью обеспечения возможности модификации самолета по типу пригоняемых двигателей;
-перспективности компоновки с точки зрения возможности поэтапного улучшения летно-технических характеристик самолета.

Компоновкой, удовлетворяющей перечисленным требованиям, и являлась разработанная в ОКБ схема «бесхвостки» — интегральная схема типа «летающее крыло» с изменяемой в полете стреловидностью поворотных консолей крыла. Продувки моделей этой компоновки в аэродинамических трубах ЦАГИ показали возможность реализации высоких значений аэродинамического качества как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета. В разработанной компоновке малая площадь поворотных консолей в сочетании с жестким несущим корпусом гарантировала возможность полета на больших скоростях у земли.

Окончательный облик аэродинамической и конструктивно-компоновочных схем самолета сложился к концу 1970 года и претерпел в дальнейшем незначительные изменения, связанные в основном с более глубокой проработкой конструктивной модели самолета и результатами продувок моделей в аэродинамических трубах.

К концу 1970 года, на четвертом году проектирования самолета, была закончена разработка его аванпроекта, который отправили заказчику и в отраслевые институты МАП на заключение.

Основу аэродинамической компоновки самолета Т-4МС составляет крыло, состоящее из неподвижной части — центроплана, и двух поворотных консолей, которые с помощью шарниров крепятся к центроплану. В центроплане, который в компоновке выполняет роль несущего корпуса, размещаются кабина экипажа, приборные отсеки, отсеки вооружения, ниши опор шасси и основные топливные емкости самолета. По аэродинамической конфигурации центроплан представляет собой крыло малого удлинения, набранное профилями с относительной толщиной 6%, с деформацией срединной поверхности и круткой сечений, обеспечивающими самобалансировку самолета на режиме крейсерской скорости полета на М=3. Деформация и крутка распространяются и на поворотные консоли крыла.
Поворотные консоли оснащены средствами механизации — закрылками и предкрылками по всему размаху. Отношение закрылков и предкрылков на небольшой угол на режимах дозвукового крейсерского полета приводит к увеличению аэродинамического качества.

Продольное управление самолетом на всех режимах полета осуществляется рулями высоты, расположенными на задней кромке центроплана между гондолами.
Органами поперечного управления служат кренеры, расположенные на верхней поверхности поворотных консолей и с помощью параллелограмного механизма ориентируемые по потоку в процессе изменения стреловидности.
Для обеспечения путевой устойчивости и управления для самолета выбрана двухкилевая схема с цельноповоротными килями, обеспечивающая более высокую эффективность на больших углах атаки и балансировку самолета при отказе двух двигателей.

На самолете установлено 4 двигателя, располагающиеся попарно в двух мотогондолах, расположенных под центропланом. Мотогондолы имеют плоские регулируемые воздухозаборники с горизонтальным клином, разделенные перегородкой и работающие на один двигатель каждый.

Взлетно-посадочные устройства самолета состоят из шасси нормальной трехточечной схемы с носовой опорой и из системы тормозных парашютов.

Главные опоры шасси включают трехосные тележки с шестью тормозными колесами, на каждой из которых установлено по две шины, обеспечивающие эксплуатацию самолета и с грунтовых аэродромов.

На первом этапе силовая установка самолета должна была состоять из четырех двигателей РД36-41, на втором этапе планировалось установить 4 комбинированных двигателя К-101 со взлетной тягой 20000 кГс каждый. Эти двигатели должны были обладать преимуществами турбореактивного двух-контурного двигателя на дозвуковом крейсерском полете и турбореактивного двигателя на разгоне и сверхзвуковых скоростях.

В состав силовой установки, кроме двигателей с воздухозаборниками и каналами подвода воздуха к двигателям и соплам, входили: системы топли-вопитания двигателей, системы заправки топливом на земле и в воздухе, система аварийного слива топлива, системы наддува топливных баков нейтральным газом, системы охлаждения двигателей, системы пожаротушения, защиты воздухозаборников от обледенения и попадания посторонних предметов. Основные топливные емкости самолета располагались в герметичных баках-отсеках центроплана.

Экипаж самолета, состоящий из трех человек (первый и второй летчики, штурман-оператор), размещался в герметичной кабине, разделенной негерметичной поперечной перегородкой на два отсека; в переднем отсеке установлены рядом два сиденья летчиков. За перегородкой в заднем отсеке у левого борта установлено сиденье штурмана-оператора.

Особенностью компоновки кабины является отсутствие традиционного фонаря. Специфическая конфигурация носовой части центроплана, в которой располагается кабина экипажа, позволяет обеспечить обзор вперед и вбок на крейсерских режимах. Для улучшения обзора вперед-вниз планировалось применить специальные створки, обеспечивающие дополнительный обзор на режимах взлета и посадки.

Экипаж должен был работать в скафандрах, обеспечивающих полет в случае разгерметизации кабины.

Самолетные системы должны были обеспечить полет на заданных режимах, нормальное функционирование силовой установки, вооружения, бортового радиоэлектронного оборудования самолета на земле и в воздухе на всех эксплуатационных режимах.

Система автоматического управления самолета обеспечивает заданные характеристики устойчивости и управляемости, а также необходимые ограничения, предотвращающие непреднамеренный вывод самолета на опасные режимы, и состоит из двух частей: системы дистанционного управления и системы траекторного управления. Электрогидравлическая система дистанционного управления служит для передачи управляющих перемещений ручки и панелей, установленных в кабине летчиков, на золотниковые устройства гидроусилителя. В системе управления самолетом применены четырехканальные рулевые агрегаты и многоцилиндровые рулевые приводы.

Гидравлическая система самолета включает в себя три независимые гидравлические системы — две бустерные и одну общую, которая, так же как и бустерные, состоит из трех независимых подсистем.

Система электроснабжения самолета переменным током стабилизированной частоты идентична системе самолета Т-4.

Аварийное спасение экипажа производится катапультными креслами, обеспечивающими безопасное покидание самолета на всех высотах и скоростях полета, включая режимы взлета и посадки.

Бортовое радиоэлектронное оборудование самолета состоит из следующих составных взаимосвязанных систем; навигационного, пилотажного, оборонно-прицельного комплекса, систем разведения, систем управления ракетами, радиосвязного оборудования, систем обороны самолета, вычислительного комплекса.

Основная масса систем и комплексов радиоэлектронного оборудования должна была быть отработана на самолете Т-4 и перейти на самолет Т-4МС без изменений.

Для размещения различных видов вооружения — управляемых ракет класса «воздух-поверхность», авиабомб, миноторпедного вооружения, разовых бомбовых кассет, контейнеров с аппаратурой разведки и обороны, на самолете организованы два внутренних отсека вооружения, снабженных теплоизоляцией и системой кондиционирования и обеспечивающих транспортировку и сброс вооружения на любых скоростях и высотах полета самолета.
Размеры отсеков вооружения позволяют осуществить внутреннюю подвеску нормальной боевой загрузки во всех вариантах вооружения (до 9000 кг) и до 36 000 кг авиационных бомб. Для подвески боевой нагрузки в перегрузочном варианте на самолете имеются дополнительные точки подвески.

В начале 70-х годов в ОКБ П. О. Сухого шла напряженная работа по постройке и летным испытаниям фронтового бомбардировщика Су-24 (первый полет- 1970 г.), по проектированию, постройке и летным испытаниям армейского штурмовика Су-25 (первый полет-1975 г.), по проектированию, постройке и летным испытаниям истребителя завоевания господства в воздухе Су-27 (первый полет — 1977 г.), много сил и внимания уделялось созданию модификаций, в том числе экспортных, истребителя-бомбардировщика Су-17, истребителя-перехватчика Су-15. Поэтому руководство МАП и Заказчик посчитали нецелесообразным, несмотря на высокий технический уровень проекта, поручать дальнейшую работу по созданию стратегического двухрежимного ударно-разведывательного самолета ОКБ П. О. Сухого. Тем более, что работы по ударному разведывательному самолету Т-4 были свернуты.

Ставку сделали на авиационную фирму, для которой тематика и размерность самолета являлись более традиционными — на ОКБ Туполева. Целенаправленная и упорная работа этого ОКБ и привела в дальнейшем к созданию стратегического бомбардировщика нового поколения Ту-160.

Материал о проекте «Т-4» Павла Осиповича Сухого будет неполным без рассказа о проводимых в ОКБ в 1967-1969 годах работах по созданию дальнего сверхзвукового самолета ракетоносца-разведчика Т-4М.
Эта машина — дальнейшее развитие самолета Т-4 в части расширения его боевых возможностей за счет увеличения дальности полета на дозвуковых скоростях, улучшения взлетно-посадочных характеристик, увеличения максимального веса боевой нагрузки и расширения состава применяемого вооружения.
Т-4М мог бы быть первым в мире самолетом с крылом изменяемой стреловидности, рассчитанным на диапазон крейсерских скоростей от М=0,6 до М=3.

При разработке проекта Т-4М большое внимание уделялось максимальной преемственности его с самолетом Т-4. Сохранялись двигательные установки, все самолетные системы и бортовое радиоэлектронное оборудование. Применялись освоенные ранее материалы и типовые конструкторские решения. Использовались хорошо проверенные технологии.

В течение 1967-1969 годов было создано около 30 вариантов компоновок этого самолета, отличающихся друг от друга фрагментами аэродинамической и конструктивно-компоновочной схем. Результаты изысканий были оформлены в виде дополнения к эскизному проекту и в конце 1969 года направлены на заключение Заказчику и отраслевым институтам МАП.

Аэродинамическая компоновка Т-4М была выполнена по схеме «утка» с крылом изменяемой стреловидности в полете.

Крыло самолета состояло из неподвижной части-центроплана и двух поворотных консолей, которые с помощью шарниров крепились к центроплану. Поворотные консоли изменяли угол стреловидности передней кромки от 15° до 72° и оснащались средствами механизации: по задней кромке — двухсекционными для каждой консоли двухщелевыми выдвижными закрылками и элеронами, а по передней кромке — выдвижными предкрылками по всему размаху консолей.

Над центропланом располагался фюзеляж большого удлинения, имеющий круглое поперечное сечение и отклоняемую на режимах взлета и посадки носовую часть фюзеляжа.

Для обеспечения продольного управления самолетом на головной части фюзеляжа располагалось поворотное горизонтальное оперение, снабженное для повышения эффективности на режимах взлета и посадки выдвижными однощелевыми закрылками.

В хвостовой части фюзеляжа устанавливалось однокилевое с рулем направления вертикальное оперение.

Силовая установка самолета Т-4М принципиально не отличалась от силовой установки Т-4 и включала в себя четыре двигателя РД-36-41, расположенные по схеме «пакет» в единой мотогондоле с плоскими регулируемыми воздухозаборниками с вертикальными поверхностями торможения, каждый из которых также обслуживал два двигателя.

Топливо в самолете размещалось в десяти емкостях: в пяти топливных баках, расположенных в фюзеляже; в правом и левом топливных баках передней части центроплана; в расходном топливном баке, расположенном в мотогондоле между воздушными каналами и в двух топливных баках, расположенных в поворотных консолях крыла. Суммарный запас горючего во внутренних баках должен был составлять 82000 кг.

Экипаж самолета состоял из трех человек — двух летчиков и штурмана-оператора, которые размещались в кабине, разделенной на два отсека негерметичной поперечной перегородкой. В переднем отсеке по схеме «рядом» устанавливались катапультные кресла летчиков. В заднем, ближе к левому борту планировалось применить систему дистанционного управления (СДУ) рулевыми поверхностями на всех режимах полета по сигналам перемещения ручки управления и педалей.

Вооружение на Т-4М устанавливалось на двух точках подвески под мотогондолой. Предполагалось применять управляемые ракеты класса «воздух-поверхность», авиабомбы, авиационные мины, разовые бомбовые кассеты. Подвеска авиабомб осуществлялась в двух вариантах:
-основном, включающем в себя авиабомбы общим весом до 8000 кг, размещенные в двух контейнерах, которые унифицированы по габаритам с контейнерами для разведывательной аппаратуры;
-дополнительном, с размещением авиабомб на открытой подвеске на многозамковых балочных держателях, с максимальным весом бомбовой нагрузки до 18000 кг. С грузом бомб, в контейнерах, самолет мог совершать полет на сверхзвуковой скорости.

Разведывательное оборудование, примененное на Т-4М, должно было обеспечить проведение радиотехнической, радиолокационной, инфракрасной, фото- и радиационной разведки. Вся аппаратура упаковывалась в четыре подвесных контейнера.

Конструкторы предполагали поэтапное наращивание уровня летно-технических характеристик самолета Т-4М за счет:
-применения двухконтурных двигателей нового поколения с более высокой весовой отдачей и меньшим удельным расходом топлива;
-разработки и освоения промышленностью новых конструкционных материалов, в том числе композиционных;
-освоения промышленностью производства радиоэлектронного оборудования на твердых схемах, что позволяло в дальнейшем существенно повысить его надежность и снизить вес.

Однако в конце 1969 года опять вмешалась политика и работы над проектом самолета Т-4М были прекращены.

ЛТХ:

Модификация: Т-4
Размах крыльев, м: 22,0
Длина, м: 44,0
Высота, м: 11,2
Площадь крыла, м²: 295,7
Масса, кг
-пустого самолета: 55600
-нормальная взлетная, кг: 114000
-максимальная взлетная, кг: 135000
Тип двигателя: 4 х ТРД РД36-41
Тяга, кгс: 4 х 16000
Максимальная скорость, км/ч: 3200
Крейсерская скорость, км/ч: 3000
Дальность полета, км: 7000
Разбег, м: 950-1050
Пробег, м: 800-900
Практический потолок, м: 18000
Экипаж, чел: 2
Вооружение: 2 стратегические ракеты «воздух-поверхность».

 

• 
• 
• 
• 
• 
• 
• 
• 
• 
• 
• 
• 
•  

 

Список источников:
Самолеты Мира. Владимир Антонов, Николай Гордюков. «Сотка».
Авиация и Время. Петр Бутовски. Предшественники Ту-160.
Роман Астахов. Русская Сила. Стратегический ракетоносец Т-4.

Просмотров: 2154

Стратегический бомбардировщик М-4

 

Разработчик: ОКБ Мясищева
Страна: СССР
Первый полет: 1953 г.

 

 

Начало ядерного противостояния двух сверхдержав складывалось явно не в пользу Страны Советов, если СССР напрягал все силы и ресурсы для борьбы с фашизмом, то США без особых угрызений совести исключительно зарабатывали на войне и чужой крови. Создав через четыре года после американцев собственную атомную бомбу, СССР не только проигрывал в размерах ядерного арсенала, но и не мог доставить «оружие возмездия» на территорию США. Требовалось срочно построить флот стратегических бомбардировщиков, способных решить эту задачу.

Само слово «стратегический» у нас обычно не использовалось (применялся термин «дальний бомбардировщик»), но новые задачи действительно были стратегическими. То есть ограниченное число таких самолетов могло решить исход войны путем уничтожения структур государственного и военного управления, больших групп войск, нанесения промышленности и населению противника такого ущерба, который сделал бы дальнейшее продолжение военных действий невозможным. Оружием для такого удара являлась атомная бомба, и основным пунктом Технического задания (ТЗ) была доставка ее до основных целей на территории вероятного противника. Масса нормальной боевой нагрузки определялась в 5000 кг, именно столько весил первый советский спецбоеприпас РДС-1, а дальность полета — 12000 км.

Основу ПВО тех лет составляли истребители. Исходя из их характеристик, новый самолет должен был иметь скорость полета 900-950 км/ч на высоте 12-13 км, что позволяло ему уйти от преследования. Конечно, исключить возможность перехвата в принципе было нельзя, и еще одним пунктом ТЗ стало наличие у бомбардировщика мощного оборонительного вооружения, а также возможность использования самолета ночью и в любую погоду с прицельным бомбометанием выше кромки облаков. Для него планировалось построить новые аэродромы с бетонными ВПП длиной 3000-5000 м и шириной 50-100 м.

Новое задание решили поручить А. Н. Туполеву. Сталин вызвал его, однако тот отказался, утверждая, что на данном этапе выполнить все требования ТЗ невозможно: турбореактивные двигатели из-за слишком большого расхода топлива не позволяли достичь требуемой дальности, а турбовинтовые не обеспечивали заданной скорости и высоты полета. Туполев был глубоко убежден в своей правоте и в итоге получил задание на создание межконтинентального бомбардировщика с ТВД (будущего Ту-95), ведь для того, чтобы достичь Америки, требовалось прежде всего обеспечить большую дальность полета.

Однако был конструктор, готовый взяться за создание реактивного супербомбардировщика. Владимир Михайлович Мясищев, ученик Туполева, возглавлял в годы войны ОКБ-482 и по совместительству серийный конструкторский отдел казанского авиазавода № 22. Но после Победы его КБ, так и не запустившее в серию ни одного собственного самолета, было закрыто, а сам Мясищев направлен на преподавательскую работу в МАИ. На новом месте у него произошел конфликт с местной парторганизацией, но вместо ожидаемых очередных репрессий против «врага народа» (Мясищев в свое время был осужден и все еще не реабилитирован), он получил предложение возглавить новое ОКБ, которому и предстояло спроектировать межконтинентальный реактивный бомбардировщик.

Во время работы в МАИ Мясищев провел исследования, в ходе которых моделировалась ситуация, когда маршрут бомбардировщика проходил в 200-300 км от аэродрома ПВО (как это обычно было в годы второй мировой войны в Европе), на котором базировались реактивные перехватчики Р-80. При этом были определены параметры реактивного бомбардировщика, которые давали шанс преодолеть заслон ПВО. Оформив результаты исследований, Мясищев подал техническое предложение в Министерство авиационной промышленности.

Постановление правительства № 949-469 о проектировании и строительстве нового самолета было подписано 24 марта 1951 года, в качестве производственной базы выделялся московский завод № 23, определялись сроки и финансирование, намечалась кооперация с другими предприятиями. Новое ОКБ комплектовалось кадрами, обеспечивалось содействие со стороны центральных организаций МАП и других ведомств. Эти ресурсы, естественно, не брались из воздуха, а перераспределялись, т.е. отбирались у руководителей других коллективов. Так, конструкторы, прочнисты и аэродинамики переводились от Яковлева, Челомея и других КБ вместе со столами и чертежными принадлежностями. «Отдавать свое» без сопротивления хотели не многие, но тогда в дело вступали всесильные кураторы нового проекта: Председатель Совета Министров Маленков, его первый заместитель и Министр обороны Булганин, а также Председатель специального Комитета по атомной энергии Берия. Полномочия этих людей были поистине безграничными, а связь с ними — прямой. Например, на проходной завода висел спецтелефон, и каждый мог позвонить в приемную Берии и сообщить о выявленных случаях «саботажа и вредительства». Так что формирование нового ОКБ шло быстро, и оно получило крепкие кадры. Многие ведущие специалисты уже работали с Мясищевым раньше, среди них первый заместитель главного конструктора и начальник КБ проектов (бригады общих видов) Л. Л. Селяков, Я. Б. Нодельман и Г. Г. Матвеев (бригада крыла), К. И. Попов (фюзеляж), Г. И. Архангельский (шасси) и др.

Новому КБ досталась приличная производственная база. Завод № 23 вошел в авиапромышленность СССР в декабре 1922 года как концессия фирмы «Юнкерс» и стал пионером отечественного цельнометаллического самолетостроения. В 1948 году на предприятии начали строить тяжелые поршневые бомбардировщики Ту-4, а затем заложили головную серию реактивных Ту-14. Завод был укомплектован опытными кадрами и неплохо оснащен, в т.ч. получил большую партию оборудования, вывезенного из Германии.

Создаваемый самолет получил заводское обозначение «изделие М» (тема № 25, в переписке также встречалось обозначение «СДБ» — скоростной дальний бомбардировщик). Время на эскизное проектирование было отпущено минимальное, что не позволяло заниматься длительной проработкой альтернативных вариантов компоновки, а задачу предстояло решить чрезвычайно сложную. Следует признать, что сразу справиться с ней Мясищеву (впрочем, как и Туполеву, и фирме «Боинг», которая как раз в то время занималась В-52) не удалось. И все же при создании первого варианта машины был сделан целый ряд принципиальных шагов, весьма смелых и неординарных, без которых этот проект вообще бы не состоялся. Попробуем проанализировать важнейшие.

Просмотрев различные варианты силовой установки, Мясищев пришел к выводу, что единственно приемлемыми являются двигатели АМ-3 конструкции Микулина тягой по 8700 кгс. Они были большими и тяжелыми, со значительным расходом топлива, однако обеспечивали тягу, достаточную для использования лишь четырех мотоустановок, и избавляли от перехода к чрезмерно сложной многомоторной компоновке по типу В-36 или В-52. Но и этих двигателей поначалу казалось мало, поэтому для самолета стали проектировать стартовые ракетные ускорители и даже гигантское рельсовое катапультное устройство, оставшиеся невостребованными.

Теперь об аэродинамике. Наиболее перспективным тогда считалось использование крыла стреловидностью 35°. Магическая цифра «35», встречавшаяся на большинстве машин того периода, имела довольно банальное объяснение — она была выведена в процессе кропотливой отработки самолетов МиГ-15 и Ту-16. Для этого пришлось затратить большое количество «трубочасов» во время экспериментов в аэродинамических трубах ЦАГИ, что стало очень дорогим удовольствием. Но расчеты показали: сопротивление такого крыла слишком велико и не позволяет получить заданную скорость. Тогда Мясищев принял весьма нелегкое решение: увеличить стреловидность, рискуя проиграть во взлетно-посадочных качествах.

Для уменьшения массы конструкции предпочтительной считалась силовая установка с двигателями на крыле, удаленными от фюзеляжа так, чтобы их вес, действуя против подъемной силы, «разгружал» крыло, которое можно сделать легче. Но тогда мотогондолы увеличили бы лобовое сопротивление, а возросшая площадь омываемой поверхности вызывала рост сопротивления трения. Учитывая это, на новом самолете двигатели вписали в толстые «корни» крыла, и они почти не выступали за обвод. Мало того, реактивные струи ускоряли течение потока за крылом вблизи фюзеляжа и играли роль зализов, улучшая обтекание самолета в этом сложном месте.

Стреловидное крыло имеет плохие срывные характеристики. С этой проблемой можно бороться различными методами, в том числе устанавливая аэродинамические гребни, применяя на крыле разные профили. Крыло самолета «М», кроме этих решений, получило значительную геометрическую крутку. Его концевые зоны имели гораздо меньший угол установки, чем корневые, и при выходе на большие углы атаки продолжали «нести», когда у корня уже начинался срыв. В результате самолет должен был переходить на меньший угол, а также не терять управляемости по крену, т.к. элероны продолжали нормально работать.

В середине 1940-х годов в США впервые в мировой практике на тяжелом самолете В-47 была применена безопасно деформируемая конструкция крыла. Оно стало гораздо более легким, сохранив при этом прочность. Удачный опыт получил применение и на межконтинентальном В-52. Из зарубежных авиационных журналов это было известно, и, несмотря на острую критику со стороны некоторых видных специалистов ЦАГИ и ВИАМ, Мясищев пошел по тому же пути. Расчеты показали, что в полете концы крыла будут колебаться с амплитудой до 2 м, а позже, на статических испытаниях, их отклонили от нейтрали на целых 5 м!

В конструкции самолета впервые на тяжелом бомбардировщике был применен ряд новых материалов, и прежде всего, высокопрочные алюминиевые сплавы В-65 и В-95. Они при том же удельном весе, что и Д16Т, имели повышенную прочность, но большую жесткость и как следствие, худшие усталостные характеристики. За типовой полет продолжительностью 15 часов самолет мог накопить более 2500 циклов нагружения («махов» крыла). На некоторых самолетах, созданных с применением этих сплавов, усталостное разрушение узлов стало причиной тяжелейших катастроф, Мясищеву же удалось сделать машину с достаточным ресурсом, что было в дальнейшем подтверждено практикой.

Весьма сложной проблемой оказалось создание шасси самолета «М». После проработки нескольких вариантов выбор был сделан в пользу малоизученной в то время велосипедной схемы с двумя основными опорами, оснащенными четырехколесными тележками. Для обеспечения устойчивости при движении по аэродрому использовались небольшие поддерживающие опоры на законцовках крыла. Главной причиной такого решения стали компоновочные соображения, а также существенный выигрыш в весе по сравнению с традиционным терхопорным шасси. Ранее в СССР такая схема использовалась на опытном истребителе Алексеева И-211, который успешно летал, но испытания показали, что самолету трудно поднять нос во время взлета. Можно было сразу задать взлетный угол, применив стойки разной высоты, но при этом увеличивалась длина разбега из-за роста сопротивления. Выход нашли в оригинальном решении. Самолет начинал разбег со стояночным углом, при нарастании скорости подъемная сила крыла постепенно компенсировала вес, давление в специальном гидроцилиндре носовой опоры выжимало шток, который поворачивал тележку так, что земли касалась только задняя пара колес (так называемый механизм «вздыбливания»). Нос самолета приподнимался, создавался взлетный угол, и машина отрывалась от полосы практически без вмешательства летчика.

Соблюдая строжайшую экономию веса, конструкторы не поскупились на мощное вооружение. Номенклатура наступательного, кроме ядерных боеприпасов, включала обычные бомбы калибром от 500 до 9000 кг, морские мины, торпеды и управляемые бомбы УАБ-2000Ф. Максимальная бомбовая нагрузка составила 24 т, что в 2 раза превышало возможности Ту-95. Оборонительное вооружение, состоявшее из трех двуствольных дистанционно управляемых пушечных установок, имело сферический обстрел, в то время как у Ту-95 была мертвая зона в нижней части передней полусферы. Следует отметить, что американцы оснастили В-52 вообще одной кормовой пулеметной установкой, т.к. считали, что вероятность успешной атаки скоростного бомбардировщика в переднюю полусферу близка к нулю.

На расчетных скоростях нагрузки на органы управления «эмки» уже превышали физические возможности человека. В те времена не было единого мнения по поводу методов решения этой проблемы. Туполев видел выход в улучшении традиционной механической системы управления путем снижения сопротивления трения и оптимизации кинематических параметров. В результате получилась относительно легкая, простая, дешевая и надежная система, которая нашла применение на Ту-16. Ноу него максимальные скорости, а значит и нагрузки на рулевые поверхности были меньше, чем у реактивного бомбардировщика Мясищева, для которого следовало создать систему другого типа.

В Германии в годы войны была разработана система управления, включавшая гидромоторы, которую применили на построенном немецкими специалистами в СССР самолете «150». Мясищев тщательно изучил ее, но счел слишком сложной, недостаточно надежной и трудной в доводке. Оставалось сделать выбор в пользу гидравлического бустера. При его использовании летчик управлял золотниками бустера посредством легких тяг, а нагрузки на штурвале и педалях имитировались пружинными механизмами.

Для бомбардировщика «М» были предусмотрены катапультные кресла всех членов экипажа. В то время проектирование таких кресел возлагалось на разработчика самолета, создало свое кресло и ОКБ-23. Все члены экипажа катапультировались вниз.

В ходе создания самолета были построены полноразмерные макеты передней и кормовой кабин, бомбардировщика в целом, а также множество стендов, в т.ч. гидросистемы и шасси, силовой установки, системы управления. Для отработки самых сложных решений использовались летающие лаборатории, в которые переоборудовали три Ту-4: Ту-4ШР — для испытаний шасси, Ту-4ДР — для испытаний двигателя АМ-3, Ту-4УР — для системы управления и катапультных кресел. Отработка агрегатов силовой установки, а также элементов вооружения, в т.ч. бомбардировочных радиолокационного и оптического прицелов, средств навигации и связи, проводилась на нескольких самолетах-лабораториях в специализированных организациях. В ЦАГИ шли прочностные испытания отдельных панелей и агрегатов самолета, а также статэкземпляра машины (заводской № 4100002).

Первый опытный самолет «М» (зав. № 4300001) был заложен 15 мая 1952 года и при работе в три смены закончен уже осенью. В Филях полоса заводского аэродрома была небольшой, поэтому его разобрали на агрегаты, перевезли на аэродром ЛИИ в Жуковском, где снова собрали. На машине не были установлены тормозной парашют, большая часть вооружения, отсутствовал механизм «вздыбливания». После цикла наземных испытаний самолет подготовили к первому полету, который состоялся 20 января 1953 года. Опытным бомбардировщиком управлял экипаж летчика-испытателя Ф. Ф. Опадчего (второй пилот А. Н. Грацианский, штурман А. И. Помазунов, радист И. И. Рыхлов, бортинженер Г. А. Нефедов, ведущие инженеры И. Н. Квитко и А. И. Никонов). Конкурировавшая с самолетом «М» туполевская машина «95-1» к тому времени уже проходила свой путь испытаний, поднявшись в воздух 12 ноября 1952 года.

В рамках первого этапа заводских испытаний «эмка» выполнила 28 полетов, а после доработок, в ходе которых, в частности, установили механизм «вздыбливания», еще 18. Испытания шли довольно напряженно. Выявились серьезные проблемы с прочностью ряда агрегатов, гидросистемой и бустерами, наблюдалось шимми передней опоры шасси. Несколько раз в воздухе возникали очень опасные ситуации. Например, однажды частично разрушился руль высоты, но Опадчий, проявив высочайшее мастерство, успешно посадил опытный самолет. Однако самым удручающим оказалось то, что требования правительственного задания были существенно недовыполнены, в частности, бомбардировщик не показал расчетной дальности полета. В других условиях это могло бы привести к закрытию программы, но 11 мая 1953 года первый Ту-95 разбился, и сразу после этого был подготовлен проект решения правительства о запуске самолета «М» в серийное производство, причем на двух заводах — № 23 и куйбышевском № 18, на котором собирались строить Ту-95. Подписан этот документ не был, но 19 сентября вышло постановление о выпуске в 1954-1955 годах на заводе № 23 опытной серии из 11 самолетов.

Однако это не означало, что Мясищев мог почивать на лаврах. Ему было поручено срочно привести характеристики самолета «М» в соответствие с заданием, для чего проект требовалось капитально переработать. Главной проблемой был лишний вес. По расчетам, масса конструкции самолета должна была составлять 70 т, а фактически она выросла до 79,7 т, при этом максимальная взлетная достигла 181,5 т, что являлось пределом по условиям взлетной тяговооруженности и прочности.

Учитывая это, при создании второй опытной машины была объявлена премия в 50 рублей за каждый «снятый» килограмм. «Вылизывание» конструкции принесло положительные результаты. Кроме того, путевая устойчивость оказалась излишней, что позволило укоротить фюзеляж на метр, а также снизить массу самолета, получившего обозначение «ДМ» («дублер М») и заводской № 4300003. На нем установили почти весь комплект вооружения и оборудования, механизм «вздыбливания», для улучшения взлетно-посадочных характеристик увеличили площадь и углы отклонения закрылков. Самолет впервые поднялся в воздух в январе 1954 года. под управлением экипажа Б. К. Галицкого.

30 апреля первый опытный самолет «М» передали на Государственные совместные испытания (ГСИ) в ГК НИИ ВВС. Прежде чем начать полеты по их программе, самолет был продемонстрирован на воздушном параде над Красной площадью в честь Первомая. Показ произвел сильное впечатление на отечественную публику и зарубежных дипломатов. Вскоре в НАТО грозному самолету присвоили обозначение «Bison».

5 мая состоялся первый полет в рамках ГСИ. Испытания «единички» проходили форсированными темпами и завершились уже 30 августа. Их главной задачей было исследование ЛТХ, а также устойчивости и управляемости самолета. Большинство заявленных характеристик удалось подтвердить, в частности, была получена максимальная скорость 950 км/ч на высоте 6700 м и потолок 12300 м. Зачетные полеты на дальность проводились на «дублере», который поступил в ГК НИИ ВВС только в марте 1955 года. Их результаты не радовали — вместо указанных в правительственном задании 12000 км самолет показал лишь 9500. (Ту-95 на завершающей стадии ГСИ в октябре 1957 года достиг практической дальности 13000 км). Но прежде всего на «ДМ» испытывалось оборудование и вооружение. Правда, до начала поступления «эмок» в войска успели провести сбросы только обычных бомб. На Госиспытаниях также задействовали один из первых серийных самолетов (сер. № 1114). В общей сложности на трех машинах было выполнено 99 полетов. ГСИ завершились 25 июля 1955 года подписанием Акта, в котором, в частности отмечалось, что самолет пригоден для использования в строевых частях. В тот же период бомбардировщик получил официальное обозначение М-4.

Время не ждало. Еще до первого полета «дублера» в серийную документацию вносились изменения, что требовало непрерывной доработки только готовящейся оснастки. Это был тяжелый и нервный период для завода. Предприятие переживало коренную реконструкцию, что тоже не способствовало ритмичности работы и выполнению плана. И дело было не только в том, что новый самолет был гораздо крупнее Ту-4. Простой пример: на Ту-4 все исполнительные механизмы были электрическими, а на новой машине их сменила гидравлика, причем такой гидросистемы не было еще ни на одной советской машине. Одно лишь основное управление весило около 1500 кг! Для сборки и отработки гидравлики потребовалось создать новые производственные участки и десятки стендов. Резко выросли требования к чистоте в помещениях, точности изготовления деталей, качеству рабочих поверхностей и т.д.

Подготовка производства проходила прямо с эскизов, благодаря чему серийное строительство М-4 началось уже в 1954 году, и в августе был готов головной корабль (сер. № 0104). Но серийный выпуск оказался таковым лишь условно — в каждой серии было по одному изделию, детали для каждого изготавливались по отдельному заказу, что облегчало их доработку и несколько снижало неустранимый брак, но сказывалось на темпах производства, так что месячные планы чаще всего не выполнялись. И хотя страшная тень главного «куратора» Берии уже не нависала над головами, персональная ответственность каждого ничуть не уменьшилась.

За бомбардировщиками опытных серий последовали другие машины. Параллельно строилось несколько самолетов, но часто М-4 с более поздним номером выходил на летно-испытательную станцию раньше, чем несколько предшествующих. Первые машины были весьма сырыми, подолгу задерживались на заводской ЛИС для доработок, что приводило к срыву производственных планов, а Правительство постоянно требовало наращивания темпов выпуска. Наседал заказчик, торопивший с передачей М-4 в войска. Великими трудами были построены 32 серийных самолета, причем три из них погибли едва родившись и похоронили свои экипажи. Одна катастрофа произошла при перегонке в строевую часть из-за попадания в грозу. Другая — во время приемо-сдаточных испытаний из-за пожара, возникшего в результате разрушения прослабленного топливопровода, с которого в борьбе за уменьшение веса сняли «лишние» узлы крепления.

Третья катастрофа случилась также при облете самолета заводским экипажем (командир — Илья Пронин, второй пилот — Валентин Коккинаки, младший брат знаменитых летчиков-испытателей). Самолет оторвался от полосы почти сразу после того, как сработал механизм «вздыбливания». Корабль продолжал интенсивно задирать нос, затем накренился и свалился на крыло. Трагедия произошла на глазах у М. Л. Галлая, который описал ее причины в письме авиаконструктору и исследователю истории авиации Ю. А. Гугле. «Когда случилась катастрофа Пронина-Коккинаки, я, признаться, занял неправильную позицию: подозревал, что «закусили» бустера управления. Поверить в срывной характер явления поначалу не мог, т.к. на машине М-4 было выполнено к тому моменту около 200 полетов, из них без малого 100 Опадчим и несколько десятков мной, и ни разу ничего подобного не наблюдалось. Но оказалось, что мы во всех полетах были где-то на 1-2° от подхвата! И достаточно было чуть большего, чем нужно, взлетного… отклонения руля высоты вверх или случайного порыва ветра, или немного иных характеристик «вздыбливания» шасси, чтобы произошла катастрофа».

В том же письме Марк Лазаревич сообщал: «Некоторое время спустя также подхватило на взлете Опадчего. Но старый конь борозды не испортит! Федор ухватил явление мгновенно и парировал его прежде всего не элеронами, а энергичной отдачей руля высоты. Машина, не уйдя далее 5-7 м от земли, перевалилась на нос, стукнулась передней тележкой о бетон и ушла благополучно в воздух».

Как выяснилось, причина подхвата крылась в аэродинамических особенностях М-4: существовал диапазон углов атаки, в котором при увеличении угла не росла подъемная сила, но и появлялся момент на кабрирование. Для исключения подобного впредь углы отклонения руля высоты ограничили более чем вдвое, а на борту кабины нанесли градуировку, по которой командир контролировал положение штурвала. Разработали новые методики взлета. Теперь командир экипажа рассчитывал угол отклонения РВ, зная вес машины, центровку, ветер, атмосферное давление, температуру воздуха, и должен был неукоснительно выдерживать необходимый режим.

Вызвавший при создании немало проблем М-4 стал первым в мире реактивным тяжелым стратегическим бомбардировщиком, поступившим в строевые части. Он на несколько месяцев опередил заокеанский В-52, судьба которого также складывалась негладко. Первый ХВ-52А в ходе наземной отработки получил тяжелые повреждения при взрыве баллона пневмосистемы, и летные испытания начались только на втором опытном YB-52A. Но тут сменился глава Стратегического авиационного командования (SAC). Новый главком генерал Ле-Мей потребовал кардинальной переделки и повторных испытаний самолета. В итоге В-52А в войска не попал, а перевооружение лидерного 98-го авиакрыла SAC на В-52В началось только 29 июня 1955 года.

Самолет М-4 стал первой серийной машиной Мясищева. Несмотря на многочисленные проблемы и трагические катастрофы, затруднившие освоение самолета в строевых частях, это была несомненная удача ОКБ-23. Она позволила получить достойное финансирование на продолжение работ. Воспользовавшись этим, Мясищев развернул проектирование сразу нескольких типов самолетов, в том числе сверхзвукового дальнего бомбардировщика-ракетоносца М-50 и стратегического самолета-снаряда «Буря». Он считал, что именно за этими системами будущее. Однако в М-4 были вложены колоссальные средства, и требовалось «доводить до ума» и его.

Командование ВВС требовало не только повысить надежность М-4, но и устранить недобор по летным характеристикам, прежде всего по дальности. ОКБ-23 ответило рядом проектов модернизации базового самолета и новых бомбардировщиков. Рассматривались способы повышения запаса топлива на борту М-4, что вело к увеличению взлетной массы и требовало применения силовой установки большей мощности. В частности, прорабатывался вариант с 4-я двигателями ВД-5 конструкции КБ-36 Добрынина с большей по сравнению с АМ-3 взлетной тягой и переход на форсажные двигатели, например, на четыре АМ-3Ф по 13000 кгс на взлете. Форсаж мог использоваться также при прорыве ПВО, позволяя поднять потолок. Был и путь снижения расхода топлива, для чего в наибольшей степени подходили созданные КБ-36 двигатели ВД-7.

По срокам освоения в производстве наиболее привлекательным выглядел АМ-3Ф, но подробный расчет показал и недостатки форсирования силовой установки: росла масса конструкции за счет ее усиления, снижался ресурс, на крейсерском режиме ухудшалась экономичность двигателя. Двигатели Добрынина, хотя и считались перспективными, были еще очень далеки от серии, и единственным ТРД, пригодным для М-4, оставался АМ-3.

Фактически единственным реальным способом увеличения дальности оказалась дозаправка в воздухе. Оснащение самолета такой системой было задано ОКБ-23 правительственным постановлением еще в сентябре 1953 года. В отличие от Ту-16, для «эмки» была выбрана не отечественная система «крыло-крыло», а схема, появившаяся в Англии и доведенная до совершенства в США. Шланг с массивным конусом на конце выпускался с борта танкера. Заправляемый самолет должен был подойти и с расстояния примерно в метр «выстрелить» заправочной штангой в конус. Вытолкнутая сжатым воздухом выдвигаемая часть штанги ударялась в конус-мишень, которая при этом сдвигалась, носок штанги входил в горловину, замок закрывался, и начиналась перекачка топлива. Относительное смещение двух самолетов компенсировалось за счет сматывания или наматывания шланга. Лебедка включалась автоматически по изменению силы натяжения шланга. Заправляемый самолет стали именовать «активным» участником процесса, а танкер — «пассивным». Управляли дозаправкой командир бомбардировщика и бортинженер танкера.

Система дозаправки «Конус» для бомбардировщика М-4 была создана ОКБ-918 С. М. Алексеева. Для ее отработки построили летающие лаборатории на базе самолетов Ил-28 и МиГ-19. Заводские испытания системы проводились на трех переоборудованных машинах: первом опытном и двух серийных №№ 0104 и 0205. На самолете «М» установили лебедку со шлангом, но он мог лишь имитировать заправщик, т.к. его топливная система осталась без изменений. Первым танкером, способным отдавать топливо, стал М-4 № 0205, который оснастили расходным баком с насосным агрегатом, опытным комплексным агрегатом заправки (КАЗ) и другим необходимым оборудованием. Машина № 0104 получила штангу дозаправки.

Заводские испытания системы проходили трудно. В начале роль танкера выполнял самолет «М», поэтому передача топлива не предполагалась. Однако и сухой контакт оказался непростой задачей. Первыми его попытались осуществить опытные командиры экипажей Галлай, Опадчий, Степанов. При сближении возмущения от носовой части фюзеляжа заставляли конус колебаться, и попасть в него не удавалось. А вот молодой летчик Н. И. Горяйнов нашел подход к решению проблемы. Отработав методику на Ил-28ЛЛ, он выполнил первую «сухую дозаправку» на М-4. После предварительного сближения он некоторое время шел на одной скорости с танкером, затем плавно подвел нос самолета к конусу и «выстрелил». Во втором полете Горяйнов выполнил сразу десять контактирований.

11 июля 1955 года состоялась первая передача топлива в воздухе с участием самолета № 0205. Она прошла неудачно, т.к. после перекачки 400 л топлива в замке появилась течь, а при расцепке конус оборвался. В дальнейшем произошло немало различных нештатных ситуаций, однако система постепенно доводилась, и испытателям удалось выполнить 30 парных полетов, в ходе которых перекачать 120 т топлива.

Полеты по программе Госиспытаний системы начались 27 сентября 1956 года. Для этого были переоборудованы М-4 № 1518 (заправляемый) и № 1619 (танкер, оснащенный серийным КАЗ). Летали на них как заводские летчики, так и экипажи ГК НИИ ВВС. Были отработаны ночные и многократные заправки, часто при этом сливались десятки тонн топлива, и самолет сразу же повторно заправлялся. Апофеозом этих испытаний можно считать полет с двумя дозаправками, проведенный 8 февраля 1957 года. В тот день за 17 часов было пройдено расстояние 14500 км, что вполне удовлетворило заказчика.

ГСИ системы «Конус» продолжались до июня 1958 года и завершились с положительной оценкой. Танкер получил индекс M-4-II (так как на большинстве печатных машинок римских цифр не было, писали обычно М-4-2 или М-4-П). Так как к тому времени вместо М-4 серийно строился более совершенный бомбардировщик 3М, было решено все находившиеся в строю «четверки» переоборудовать в заправщики, что и сделали, начиная с того же 1958 года. В принципе, сохранялась возможность использования этих самолетов по первоначальному предназначению, но для этого требовалось демонтировать из их грузоотсеков КАЗы и дополнительные топливные баки.

В Дальней авиации непосредственным «владельцем» новых стратегических бомбардировщиков стала 201-я ТБАД, которую возглавил Герой Советского Союза генерал-майор С. К. Бирюков. Директива Генштаба о ее формировании вышла 4 сентября 1954 года. Главной базой соединения стал приволжский аэродром Энгельс, специально модернизированный под новый самолет. В дивизию сразу включили 1096-й ТБАП (первый командир Герой Советского Союза п-к А. В. Иванов), а на следующий год добавили 1230-й и 79-й полки. По плану в каждой из этих частей две эскадрильи должны были получить М-4, а еще одна - Ту-16. «Туполевы» предназначались, прежде всего, для тренировок экипажей, т.к. ресурс «стратегов» полагалось экономить, да и полеты их обходились недешево.

Освоение личным составом новой техники началось в 1954 году и включало изучение матчасти прямо на заводе № 23. Первый М-4 перелетел в Энгельс 28 февраля 1955 года, а 2 марта прибыла вторая машина. При первом знакомстве самолет произвел на летчиков дивизии, многие из которых ранее летали на Ту-4, сильное впечатление. Почти все они прошли войну, некоторые помнили неудачное «стратегическое наступление» на Хельсинки, провалившееся, в том числе, и из-за недостаточной эффективности применяемых тогда Ил-4 и Ли-2. Теперь впервые со времен ТБ-3 «дальники» получали не просто новый, а самый мощный в мире бомбардировщик. Самолет напоминал прирученного огнедышащего дракона из сказки.

Однако более близкое знакомство с творением Мясищева принесло не только приятные эмоции. Каждый экземпляр М-4 имел свои индивидуальные особенности, иногда существенные, что затрудняло обучение. Добиться стабильности работы системы управления оказалось очень сложно — количество узлов, подлежащих регулировке, исчислялось сотнями. Число операций, выполняемых каждым членом экипажа при подготовке к взлету, оказалось непомерно большим.

Машина считалась строгой в пилотировании, особенно на взлете и посадке. Летчики долго не могли привыкнуть к тому, что самолет отрывается от полосы «автоматически», только за счет срабатывания механизма «вздыбливания», и следует лишь педалями удерживать машину на прямой, а при необходимости парировать крен. Многие, руководствуясь своими субъективными ощущениями, пытались «помочь» самолету и брали штурвал на себя, что, как мы помним, было небезопасно. Проведенные после катастрофы Пронина-Коккинаки доработки системы управления дали свой положительный эффект и по имеющимся сведениям, в дальнейшем произошла лишь одна катастрофа из-за сваливания на взлете (в 1971 г. разбился самолет м-ра Бондаренко, который взлетал с закрылками, установленными в недопустимое положение, что спровоцировало подхват и сваливание). Однако проблема малых запасов по углам атаки никуда не делась, что значительно усложняло и посадку. Летчику следовало строго выдерживать посадочный угол, т.к. при его уменьшении всего на несколько градусов огромный корабль «приходил» на переднюю опору и начинал «козлить», а столь же незначительное увеличение могло привести к подхвату и сваливанию самолета на крыло. Проблем добавлял несовершенный пружинный загрузочный механизм первых машин, из-за которого усилия на штурвале были очень большими, и летчикам при выполнении маневров приходилось заниматься тяжелым физическим трудом.

Отмечались случаи складывания шасси или их невыпуска. Один из них произошел с экипажем Ю. П. Заседателева во время ночной посадки на аэродром Семипалатинск. После неудачных попыток выпустить стойки аварийно и «выжать» их перегрузкой с земли поступил приказ покинуть машину. Но командир решил сажать самолет на фюзеляж на неосвещенную запасную грунтовую ВПП. Это ему блестяще удалось. Дорогостоящий самолет отремонтировали и вернули в строй. В том же Семипалатинске пострадал из-за складывания задней опоры шасси еще один М-4. Его тоже восстановили, заменив всю хвостовую часть. Машину сфотографировали, отчет о выполненных работах направили в Москву, но эксплуатировать корабль не рискнули и через какое-то время списали.

Неожиданная проблема возникла зимой. Соскрести снег до бетона на рулежках и стоянках во весь размах огромного крыла оказалось делом практически не реальным. Поэтому когда самолет хвостом вперед начинали буксировать, колеса подкрыльевых опор попадали в заносы, что приводило к поломкам в узлах крепления стоек, которые не были рассчитаны на такие нагрузки.

Еще одна беда самолета — тормоза. На М-4 был установлен автомат торможения, теоретически позволявший избежать на пробеге движения юзом и разрыва пневматика. Он удерживал тормоза на пределе юза, позволяя максимально использовать их эффективность. Такого очень полезного устройства в те времена не было ни на одной иностранной машине. Но на первых порах работал автомат крайне не надежно, разрывы «резины» происходили нередко. Иногда при этом складывались стойки, разрушались фюзеляжные топливные баки, что создавало угрозу пожара. Почти каждый экипаж допускал хотя бы одно выкатывание за пределы ВПП. Как правило, к серьезным повреждениям самолета это не приводило, и строгих оргвыводов не следовало.

Надо сказать, что устранение неисправностей шасси было чрезвычайно трудоемким делом. Даже такая обычная процедура, как замена колеса основной опоры, требовала установки воздушного корабля на шесть огромных подъемников и слива всего топлива.

Система кондиционирования воздуха работала неудовлетворительно. Летать приходилось в меховом обмундировании — на высоте температура в кабинах падала заметно ниже нуля. Хуже всего приходилось летом: за время взлета и набора высоты все успевали пропотеть, и надо было высохнуть до того, как самолет остынет. Для этого бортовой кондиционер переводился на подачу теплого воздуха, а шланги от него засовывали за пазуху и в прочие места. Но несмотря на изобретательность авиаторов, простуда была одним из основных профессиональных заболеваний экипажей «эмок». Опережал ее только нервный стресс, вызванный частыми отказами систем и высокой аварийностью.

Пальму первенства по отказам держала система управления, опережавшая по этому показателю даже радиоэлектронное оборудование. Недостатков у нее оказалось множество. Бывало, что бустерная система внезапно отключалась из-за резкого падения давления в гидросистеме, причем сигнализация не всегда срабатывала вовремя. Постоянные тренажи по действиям при отказе бустеров изматывали и физически и морально.

Отмечались частые отказы и других систем. В частности, зимой характерным явлением было подмерзание тросиков замков открытия щитков, что приводило к поломкам самих щитков. Нередко подводили емкостные топливомеры, из-за попадания воды в топливо. Чтобы восстановить их работоспособность, приходилось освобождать бак от топлива и просушивать обкладки датчиков от конденсата воды. А сколько неприятностей доставили тормозные парашюты, которые отказывались выходить по самым разным причинам!

За первые три года эксплуатации в дивизии произошло множество аварий и не менее шести катастроф. Кончилось тем, что в Энгельсе случился «бабий бунт» — жены летчиков вышли на летное поле, сорвав полеты. Справедливости ради надо заметить, что тяжело давалось освоение не только М-4. Например, в 1954-1958 годах в СССР погибло не менее двадцати пяти Ту-16. И это самолет, который впоследствии стал эталоном надежности!

Главным оружием М-4 была термоядерная бомба — «изделие 37д» мощностью 3 мгт тротилового эквивалента, которая могла уничтожить целый город или промышленный район. В арсенал самолета также входили менее мощные боеприпасы: РДС-1, РДС-1и, РДС-1 м, РДС-3, РДС-4, РДС-5 и РДС-5и мощностью 20-60 кт. Правда, лишь бомбы РДС-4 имелись в десятках экземпляров, а остальные пока оставались штучными изделиями или были выпущены партиями по 5 единиц.

Из Энгельса М-4 могли «накрыть» только цели в центре и на севере Канады. Для того, чтобы достать до территории «оплота империализма» — США, потребовалось модернизировать аэродромы, расположенные недалеко от границы, прежде всего Шяуляй (Прибалтика) и Украинка (Серышево-4, Дальний Восток). Именно оттуда намечалось совершать боевые вылеты в случае начала большой войны. Главными целями должны были стать крупные военные и промышленные объекты. У границы с Канадой находились десятки авиабаз стратегической авиации США: Лорин (штат Мен), Гриффис (Нью-Йорк), Гранд Форкс (Северная Дакота), Фэрчайлд (Вашингтон) и многие другие. Там же располагались важнейшие промышленные объекты — электростанции, машиностроительные, металлургические и химические предприятия, рудники.

Практически сразу после освоения техники пилотирования начались полеты на дальность и строем. С конца 1955 года приступили к отработке боевого применения, которое тоже оказалось, мягко говоря, не простым делом. Основной задачей было бомбометание по локатору, а станции РПБ-4 первых выпусков отказывали очень часто. Точность бомбометания по оптическому прицелу в сравнении с Ту-4 упала в несколько раз, а система оценок за боевую подготовку этого не учитывала. Хотя в целом точность была достаточной для поражения крупных стационарных объектов типа завод или порт, а в хорошую погоду — даже крупного здания. Хуже обстояло дело с подвижными морскими целями, для которых предназначались не только атомные, но и тяжелые фугасные, а также бронебойные бомбы калибром от 3000 до 9000 кг. Применение торпед изучалось лишь теоретически из-за недостаточной дальности их хода. Зато постановкам мин, которые считались важным оборонительным оружием, традиционно уделялось большое внимание. Их планировалось применять в ходе войны, непосредственно перед ее началом и даже в мирное время.

Тактика применения М-4 предусматривала полет по маршруту строем эскадрильи или полка на высоте 8-11 км. Отражать атаки истребителей бомбардировщики должны были в тесном взаимодействии. Считалось, что система пушечного вооружения позволит эффективно бороться с перехватчиками, оснащенными 12,7-мм пулеметами и НАР с дальностью пуска до 1000 м. Маршрут «туда» следовало прокладывать в обход аэродромов ПВО. Непосредственно в зоне целей строй распускался, и каждый самолет атаковал свой объект. Возврат на базу проходил по кратчайшему пути, т.к. предполагалось, что после применения атомного оружия управление ПВО нарушится, и это позволит бомбардировщикам пройти через опасные районы с минимальными потерями.

Если цель лежала за пределами радиуса действия (а таких «интересных» объектов было множество), рассматривался вариант, при котором бомбардировщик не возвращался на базу, а выводился в заданный район океана, где экипаж покидал машину и ждал на надувных лодках, когда его подберет субмарина. Считалось, что даже одна сброшенная атомная бомба оправдает такой «расходный» метод.

В 1958 году строевая эксплуатация всего парка М-4 из-за большого количества отказов и высокой аварийности была остановлена более чем на год. Экипажи летали на Ту-16 или были откомандированы в другие части, многих направили на стажировку в Аэрофлот. За время простоя М-4 не только превратили в танкеры, но и провели большой комплекс доработок, в том числе по шасси и системе управления. В строю осталось чуть более двух десятков машин, из которых сформировали две эскадрильи самолетов-заправщиков, подчинявшиеся непосредственно командованию 201-й ТБАД. Местами их постоянной дислокации стали Шяуляй и Украинка, хотя, выполняя задания, танкеры постоянно путешествовали по аэродромам Дальней авиации. Обе эскадрильи получили неофициальные названия: расположившаяся в Прибалтике — «Нормандия», на Дальнем Востоке — «Летучие мыши».

Прием топлива в воздухе по праву считался высшим пилотажем «дальников». Во время дозаправок было несколько критических ситуаций, но ни одна из них не привела к катастрофе. В США до середины 1970-х годов погибло немало В-36, В-47, В-52, и часто причиной таких происшествий становился удар жесткой «летающей штанги» танкера по фюзеляжу бомбардировщика, что вызывало его разрушение. Однако американская система отличалась меньшим уровнем психофизических нагрузок на экипажи заправляемых самолетов. У них «активным» был танкер, с борта которого всем процессом заправки управлял оператор, а задача экипажа бомбардировщика сводилась к поддержанию скорости, высоты и курса.

Модификации :
М-4 — первая модификация
М-4А — опытный самолет. От М-4 отличался установленной системой дозаправки в воздухе, разработанной в ОКБ С.Алексеева. В НЧФ над кабиной штурмана была установлена «штанга» приема топлива.
М-4-II — топливозаправщик на базе М-4. В бомбовом отсеке размещен дополнительный бак, оборудование для перекачки топлива и лебедка для выпуска системы «Конус».
2М (проект «28») — высотный вариант М-4. На нем предполагалось установить четыре ТРД ВД-5 на разнесенных пилонах под крылом. Проектирование этого самолета было прекращено, так как те же расчетные характеристики удалось получить на бомбардировщике 3М.

ЛТХ:

Модификация: М-4
Размах крыльев, м: 50,53
Длина, м: 48,70
Высота, м: 14,10
Площадь крыла, м²: 326,35
Масса, кг
-пустого самолета: 79700
-нормальная взлетная: 13850
-максимальная взлетная: 181500
Тип двигателя: 4 х ТРД АМ-3А
Тяга, кгс: 4 х 8750
Максимальная скорость, км/ч: 947
Практическая дальность, км: 8100
Боевой радиус действия, км: 5600
Практический потолок, м: 11000
Макс. эксплуатационная перегрузка: 2
Экипаж, чел: 8
Вооружение: 9 х 23-мм пушек НР-23 или 6 х 23-мм пушек АМ-23 в трех башенных установках с дистанционным управлением (боекомплект верхней и нижней установок по 1100 снарядов, кормовой — 2000 снарядов)
Боевая нагрузка: 9000 кг нормальная, 24000 кг максимальная. Ядерные и обычные бомбы во внутренней подвеске или 4 ракеты большой дальности на наружной подвеске.

 

• 
• 
• 
• 
• 
• 
• 
• 
• 
• 
• 
• 
•  

 

Список источников:
В.Ильин, М.Левин. Бомбардировщики.
Невский бастион. Тяжелые бомбардировщики. (Под ред. В.Г.Дейнеки).
Русавиа. Н.Якубович, В.Лавров. Самолеты В.М.Мясищева.
Крылья Родины. «Стратеги» Мясищева.
Авиация и Время. Сергей Мороз. Ревущий зверь.
Архив-Пресс. Сергей Мороз. Мясищев М-4/3М.
Крылья Родины. Евгений Подольный. «Бизон» не вышел на тропу войны…
Крылья Родины. Федор Опадчий. Пять секунд риска: Самолет М-4 глазами испытателя.
Роман Астахов. Русская Сила. Стратегический бомбардировщик М-4.

Просмотров: 1527

Фронтовой бомбардировщик Су-24

 

Разработчик: ОКБ Сухого
Страна: СССР
Первый полет: 1970 г.

 

Модификации:

• Фронтовой бомбардировщик Су-24М.
• Фронтовой бомбардировщик Су-24МК.

 

Государственные испытания самолета закончились только в 1976 году. Четвертого февраля 1975 года вышло специальное Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР о принятии нового бомбардировщика на вооружение ВВС и Авиации Военно-Морского Флота под названием Су-24 (изделие «41», кодовое обозначение НАТО — Fencer-A). К его постройке подключился Дальневосточный машиностроительный завод им. Ю. A. Гагарина в Комсомольске-на-Амуре, выпускавший по кооперации с НАЗом основные агрегаты самолета, но окончательная сборка производилась только в Новосибирске.

Первые серийные самолеты комплектовались двигателями АЛ-21Ф (изделие 85) с тягой на форсаже 87,3 кН. Одной из особенностей этого двигателя было использование титана в компрессоре со сверхзвуковой входной ступенью. Характерным недостатком этого компрессора, газодинамические характеристики которого получились очень хорошими, были так называемые «титановые» пожары. Самолет при этом сгорал со скоростью спички и выяснить причину их возникновения долго не удавалось. Но и эта загадка была разгадана.

При сдаче одного из первых серийных самолетов титановый пожар возник из-за того, что лопатки компрессора вытянулись под действием нагрузок и чиркнули по корпусу. В месте касания температура мгновенно подскочила и в условиях избытка кислорода (на то он и компрессор) металл вспыхнул. При горении титана температура достигает 3000°С, и это привело к быстрому разрушению самолета. Экипаж покинул машину, но штурман при этом погиб.

Для решения проблемы предлагалось использовать двухвальные турбореактивные двигатели Р-29Б-300 самолета МиГ-23БН, предлагавшиеся и для экспортного варианта самолета Су-17М2 (Су-22). Это могло ускорить и процесс создания специальной модификации самолета Су-24 для поставок за рубеж. Поставки АЛ-21Ф были тогда строго запрещены, видимо, из-за его «трофейной» родословной — как мы помним, большое влияние на появление на свет этого ТРДФ оказал полученный из Вьетнама J.79. В 1974 году прошел испытание самолет Т-6-1-8Д, оснащенный его вариантом Р-29Т-300 («Т» — комплектация для самолета Т-6). Но худшие характеристики расхода топлива заставляли сосредоточится на доводке экономичного АЛ-21Ф.

Когда была установлена причина титановых пожаров, ставших серьезной проблемой и при испытаниях самолета С-32М (Су-17М), (КБ «Сатурн» перепроектировало компрессор. Масса и размеры двигателя несколько возросли, но его надежность и тяга также значительно увеличились. После испытаний на Т-6-3 самолеты Су-24 стали оснащать доработанными двигателями АЛ-21Ф-3 (изделие 89), а затем АЛ-21Ф-3А (унифицированные с самолетом Су-17М) и АЛ-21Ф-3АТ (вариант для самолета Т-6 с незначительными компоновочными отличиями).

Необходимо отметить, что установленная на Су-24 система аварийного покидания с креслами К-36Д, разработанная под руководством Генерального конструктора Г. И. Северина, проявила очень высокую надежность и не раз спасала жизнь испытателям в самых критических ситуациях. Су-24 стал первым самолетом Военно-воздушных сил, на котором применялась система катапультирования, обеспечивавшая спасение экипажа практически на всех режимах полета, включая этапы нахождения на земле. По нормативным документам система аварийного покидания самолета с креслами К-36Д гарантирует безопасное катапультирование на всех высотах полета и скоростях более 70 км/ч. Высокую надежность системы подтвердил любопытный случай, происшедший 11 ноября 1975 года в 63-ем БАП, осваивавшем эксплуатацию нового самолета. Произошло следующее: экипаж Су-24 находился в кабине самолета и готовился к выполнению полета. Была дана команда на запуск двигателей. По мере раскрутки ротора двигателя давление в гидросистеме самолета стало увеличиваться, и ручки управления самолётом, находившиеся до этого на заднем упоре, пошли вперед в нейтральное положение. При этом правая РУС зацепила держки системы катапультирования и выдернула чеку, что привело к срабатыванию стреляющего механизма правого кресла. Ничего не подозревавший штурман В.М.Османов оказался в воздухе. По штатной программе раскрылся парашют и Османов благополучно приземлился неподалеку от самолета. Система спасения безукоризненно сработала на нулевой скорости и высоте (режим «0 — 0»), чего еще не случалось в практике отечественной авиации.

Причиной происшедшего инцидента был ряд особенностей конструкции системы управления самолета Су-24. Ввиду того, что центр тяжести горизонтального оперения находится впереди оси вращения, при отсутствии давления в гидросистеме консоли стабилизатора под собственным весом отклоняются вниз (на кабрирование), что приводит к перемещению ручек управления самолетом назад, как говорят летчики, «на себя». Для повышения боевой живучести управление на Су-24 дублировано. Это позволяет штурману в случае потери летчиком работоспособности (например, при ранении) производить ограниченное маневрирование самолета. А так как ручка управления у штурмана короче, чем у пилота (ручка обычной длины устанавливалась только при снятом тубусе индикатора радиолокатора «Орион» и ЭОВ «Чайка» для учебно-тренировочных полетов), стало возможным ее зацепление за держки катапультного кресла, что и произошло в описанном выше случае.

После непреднамеренного катапультирования Османова рекомендовано было на стоянке применять специальный фиксатор (капроновый фал с двумя пенопластовыми цилиндрами красного цвета на концах), удерживающий горизонтальное оперение в нейтральном положении при сбросе давления в гидросистеме. За такое своеобразное испытание самолета экипаж был награжден Генеральным конструктором П. О. Сухим золотыми именными часами, а главным конструктором катапультного кресла Г. И. Севериным — именными защитными шлемами ЗШ-5.

Достаточно большое число летных происшествий в ходе испытаний Су-24, особенно на ранних этапах, объясняется тем, что в конструкцию самолета одновременно было воплощено много новых решений, не применявшихся ранее в отечественной в авиации. Впервые был создан сложный авиационный боевой комплекс, интегрировавший в себе последние достижения самолето и двигателестроения, аэродинамики, авиационного оборудования и вооружения. На первых порах сказывалась недоведенность отдельных элементов конструкции и особенно силовой установки, отсутствие информации о возможном поведении машины на некоторых режимах полета. Каждая авария или катастрофа давала очень важную информацию, которую порой нельзя было получить в расчетах или предусмотреть при проектировании конструкции. Ценой такой информации подчас была жизнь испытателей. По результатам каждого происшествия в ОКБ и на серийном заводе сразу же принимались меры по устранению выявленных дефектов и доработке конструкции. Все это позволило со временем довести его конструкцию до заданного уровня надежности и свести к минимуму вероятность отказов материальной части в процессе эксплуатации по техническим причинам.

Основу вооружения самолета составляла прицельно-навигационная система ПНС-24 «Пума-А». В ее состав входили: радиолокатор переднего обзора (РПО) «Орион-А» с дальностью обнаружения типового объекта 150 км. РЛС могла выделять даже малоконтрастные цели на фоне земли и воды, по ее данным можно было выполнять бомбометание всеми типами свободнопадающих бомб. Для поражения радиоизлучающих объектов противника служила пассивная радиолокационная станция (ПРС «Филин») обнаружения наземных РЛС и целеуказания ракетам с ПРГСН взаимодействующая с первой в СССР ракетой, разработанной специально для самолетов фронтовой авиации — Х-28 (Д-8, изделие 93, проектируемая для Су-24 ракета Х-24 (Х-58) была пока не готова). Первые серийные Су-24 имели старую станцию «Филин», взаимодействующую с ПРГСН -28 ракет Х-28 опытных и установочных серий. Затем на серийные машины стали ставить усовершенствованную аппаратуру «Филин-Н» под ПРГ-28М серийных ракет. Головка ПРГ-28М имела две различные модификации, к которым впоследствии добавилась еще одна, и была рассчитана на четыре, а с учетом третьей модификации ГСН — шесть рабочих диапазонов, что перекрывало практически весь спектр частот РЛС, использовавшийся наземными и морскими ЗРК вероятного противника. Кроме того, она теоретически позволяла поражать станции связи, хотя последующий небольшой опыт ее применения в этом качестве дал отрицательные результаты.

Ракета Х-28 оказалась очень неприятной в эксплуатации. Прежде всего это было связано с архаичной силовой установкой на базе жидкостного ракетного двигателя (кстати, это было сделано но требованию Заказчика, который хотел максимально унифицировать новое изделие с только что появившейся дальней УР Х-22 (Д-2). хотя первоначально Х-28 проектировалась твердотопливной. Кроме того. ракета Х-28 была большой и тяжелой, что делало ее подвеску довольно хлопотным делом. Но у нее были и сильные стороны. В частности, она имела большую дальность — до 45 км при пуске с малых и до 75 км — с больших высот. Это позволяло уничтожать РЛС большинства наиболее распространенных в то время зенитных ракетных комплексов вероятного противника, не входя в зону их поражения.

Ракета Х-28 была первой советской тактической ракетой класса «воздух-поверхность», которая могла снаряжаться ядерной боевой частью. Она предназначалась прежде всего для поражения особо мощных загоризонтных РЛС системы ПВО НАТО, развертывание которых планировалось в Западной Европе. Х-28 со специальными БЧ должны были поставляться только в части, вооруженные Су-24, так как Су-17М не располагали достаточной дальностью для поражения таких особо важных объектов. Но на практике, видимо, это оружие было выпущено в очень ограниченных количествах и обычно не хранилось на складах в строевых частях, тогда как свободнопадающие ядерные бомбы имелись в достаточных количествах.

Как и «легкий» истребитель-бомбардировщик Су-17, «тяжелый» Су-24 одновременно получил и второй тип управляемого оружия. Против оптически контрастных целей,типа зданий и сооружений или кораблей и судов среднего тоннажа (для поражения крупных она была слабовата, а малых — недостаточно точна) предназначалась ракета Х-23М «Гром» (изделие 68М) с системой наведения «Аркан». Для ее наведения использовалась радиокомандная радиолиния «Дельта» и теплопеленгатор «Таран-Р», предназначавшийся для постоянного определения относительного положения УР по работающему трассеру, что было необходимо для выработки управляющих импульсов.

Для применения ракеты Х-23М было необходимо, чтобы цель можно было визуально обнаружить на фоне земли или воды. После выделения цели требовалось просто наложить на нее прицельную марку электронно-оптического визира «Чайка» и удерживать ее до попадания ракеты. Команды управления при этом вырабатывались автоматически. Ракета Х-23М не была сложной, и практически все экипажи Су-24 были подготовлены к ее применению в простых погодных условиях.

Электронно-оптический визир «Чайка» обеспечивал также прицеливание при применении бомб, НУРС, установок СППУ-6 с подвижными орудиями ПП-6-23. Их стволы могли отклоняться вниз на угол до 45° и в стороны на 12°. При проектировании системы задумывалось, что оптический визир будет автоматически удерживать цель и отслеживать ее относительное перемещение движением стволов СППУ. Но добиться точности в стрельбе с отклоненными стволами оказалось довольно сложно, и на практике установки СППУ-6 использовались редко и как правило, для стрельбы строго вперед. При этом огонь велся залпом из обеих СППУ и встроенной пушки по данным прицельно-пилотажного визира ППВ, индикатор которого располагался на фоне лобового стекла перед пилотом. Этот же прибор служил и для прицеливания при пуске НУРС всех типов.

Для Су-24 было предусмотрено применение новейших тогда 80-мм ракет С-8 из двадцатизарядных блоков Б-8М, а также тяжелых С-25, запускавшихся из индивидуальных ПУ. Позже к ним присоединились также НУРС «промежуточного» класса С-13 калибра 122 мм, которыми снаряжались пятизарядные блоки Б-13.

Величина максимальной нагрузки опытного самолета Т-6 составляла 6 тонн, то есть в 2 раза больше, чем у Як-28 и Су-7, а нормальная оставалась такой же — 1000 кг. Ее можно было реализовать при подвеске 10 ФАБ-100, 4 ФАБ-250 или 2 ФАБ-500. При этом дальность с малокалиберным снаряжением, «гроздьями» висевшим на многозамковых держателях, резко падала из-за роста аэродинамического сопротивления.

С появлением Су-24 совпало внедрение нового поколения свободнопадающих авиабомб, предназначенных для применения с наружной подвески сверхзвуковых маловысотных самолетов. Некоторые из них были разработаны ведущей советской специализированной организацией НПО «Базальт» (бывшее ГСКБ-47) специально для этого самолета.

Одной из первых представительниц нового поколения авиабомб была бомба со сниженным сопротивлением модели 1962 года, поставлявшаяся чаще всего в «номинале» 250 или 500 кг. Су-24 с двумя ФАБ-500М-62 мог на высоте 200 метров держать скорость 1350 км/ч. Правда, эти бомбы имели увеличенную длину и их количество на подвеске по сравнению с боеприпасами модели 1954 года было существенно меньше.

Кроме бомб с уменьшенным сопротивлением модели 62-го года, имелась «скоростная» полуторка ФАБ-1500С, также отличавшаяся облагороженным корпусом. Дня сброса с высот 100-200 метров предназначалась ФАБ-500Ш (штурмовая), а появившаяся несколько позже ФАБ-500ШН (штурмовая низковысотная) могла применяться и в полете на высоте 30 метров. Бортовая аппаратура Су-24 обеспечивала прицельное бомбометание несколькими типами бомб по цели с одного захода, в том числе и в автоматическом режиме.

Использовавшиеся в арсенале Су-7 разовые связки малокалиберных авиабомб (три штуки массой от 25 до 100 кг) уступили место гораздо более эффективному кассетному оружию РБК-250, -500 и КМГ-У. Оно было оптимизировано для поражения рассредоточенных сил противника и автоколонн. Кроме того, теперь можно было производить и воздушное минирование больших участков местности.

Помимо того, самолет мог нести две оборонительные ракеты класса «воздух-воздух» Р-55М. Это была модификация УР «воздух-воздух» первого поколения РС-2УС, сохранившая многие недостатки своей предшественницы. Но эта ракета имела одно преимущество, определившее выбор, — она была оснащена первой советской всеракурсной тепловой ГСН, то есть могла поражать атакующий перехватчик «в лоб», что было не под силу обычной P-3С предназначенной только для атаки противника со стороны задней полусферы. Было очевидно, что вести маневренный наступательный воздушный бой бомбардировщик не сможет, но его шансы в случае встречи с истребителями противника все же повысились. Кроме ракет Р-55М, в оборонительном бою можно было использовать и пушку, прицеливание осуществлялось по ППВ.

Несмотря на разнообразие арсенала, наличие управляемого оружия и невиданно большую массу нагрузки, основным вооружением самолета, как и многих его предшественников, оставалась одна тактическая ядерная бомба. По данным Министерства Обороны США, на тот период тактический ядерный потенциал СССР в несколько раз превосходил аналогичные запасы НАТО, и появление такого совершенного средства доставки, как Су-24, еще более усугубило этот дисбаланс на Европейском театре военных действий.

Все серийные самолеты получили специальную окраску с высокоотражающим белым покрытием носовой части, передних кромок крыла и оперения и днища самолета, а, начиная с серийного самолета №1415311, Су-24 комплектовались шторками, защищающими экипаж от светового излучения ядерного взрыва. Кроме ядерного, было предусмотрено и химическое оружие массового поражения — в послевоенный период в СССР было создано несколько десятков типов авиационных химических бомб и кассет.

Кроме вооружения, самолет нес и разведывательное оборудование, представленное довольно старым аэрофотоаппаратом АФА-39, чаще всего применявшимся для фотоконтроля результатов «работы» (для разведки он считался недостаточно мощным). АФА был смонтирован в нижней части фюзеляжа. Прицельное применение АФА производилось по данным визира «Чайка».

Прицельно-навигационная система ПНС-24 включала в себя маловысотный контур МВК, который обеспечивал автоматическое выполнение полета по заданному маршруту на малой высоте с огибанием рельефа местности или полет в полуавтоматическом (директорном) режиме. Су-24 стал первым советским самолетом, специально спроектированным для действий на предельно малых высотах — это было заложено еще в исходном проекте С-6.

Кроме того, в состав ПНС-24 «Пума-А» входили: малогабаритная инерциальная система МИС-П, моноимпульсный радиолокатор РПС «Рельеф»( использовался как дальномер в МВК и при прицеливании), доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса ДИСС-7, высотомер малых высот РВ-3МП и больших высот РВ-18А, устройство ввода-вывода УВВ «Бином-А». Управление ПНС-24 осуществляло цифровое вычислительное устройство ЦВУ-10-058М «Орбита-10». Это была специально спроектированная для Су-24 модификация ЭВМ семейства «Орбита», устанавливавшихся на многих советских самолетах того периода. Кроме того, на борту находились традиционные навигационные средства — автоматический радиокомпас АРК-10, позже АРК-15 и маркерный радиоприемник МРП-56П, самолётное оборудование радиотехнической системы ближней навигации РСБН-6С «Ромб-1К».

На Су-24 была установлена система автоматического управления САУ-6. Она могла решать сложные навигационно-тактические задачи, но на момент начала поступления самолета в строевые части была еще очень «сырой». Ее испытания продолжались до 1976 года. К этому времени САУ удалось довести до уровня принятых в СССР стандартов.

Такое богатство электроники, конечно, вызывало уважение. Но как всегда была и другая сторона — электроника часто отказывала и лишь разумный подход к архитектуре системы управления самолетом позволял избегать летных происшествий при сбоях в контурах САУ.

Производство самолета постепенно набирало темп. В первой серии было 5 машин, в дальнейшем — по 10, а затем и больше. Со временем количество самолетов в серии было доведено до 25-30, тогда как для других самолетов подобного тоннажа этот важный параметр был меньше и не всегда достигал хотя бы 10 штук в серии. Увеличение размеров серии благотворно сказалось на темпах выпуска и качестве. Первые серийные машины в 1973 году были поставлены в 4-й Центр боевой подготовки и переучивания летного состава в Липецке. Но большинство из первых 35 Су-24 так и не поступило в строевые части. Они были использованы для окончания Государственных испытаний (в них было задействовано в сумме 13 cepийных и 4 опытных машины) и как экспериментальные образцы для создания модификаций самолета.

Первой строевой частью на новой технике стал 63-й Керченский Краснознаменный БАП, 132-ой Севастопольской БАД, 15-ой Краснознаменной ВА, базировавшийся в г. Черняховске, Калининградской обл. Ранее он был вооружен фронтовыми бомбардировщиками Як-28, на которые также первым в СССР перевооружился с самолётов Ил-28. Экипажи успешно освоили гораздо более сложный самолет, причем специалистам ИАС (инженерной авиационной службы), особенно группам прицельно-навигационного комплекса, пришлось даже труднее, чем летчикам. Положительным моментом оказалось наличие второго комплекта органов управления у штурмана, что позволило проводить переучивание массово на основном варианте самолета, так как «спарки» Су-24 не было.

Серьезным фактором, тормозившим освоение Су-24, стала дурная слава аварийного самолета, успевшая распространиться в частях, получавших новую технику. При этом часто даже неопасные отказы иногда воспринимались экипажами как фатальные. К счастью, обвального роста количества катастроф в период освоения Су-24 не произошло, однако конструкторам, командованию ВВС, а также личному составу пришлось изрядно понервничать. Восстановлению репутации машины в некоторой мере способствовали отличные качества катапультируемых кресел К-36 и то обстоятельство, что наш герой, как и большинство других конструкций фирмы Сухого, «щадил» экипаж при вынужденных посадках даже, когда сам разрушался.

Частые отказы систем, которые сопутствуют началу биографии практически любого современного самолета, заставили подумать о мерах, повышающих безопасность эксплуатации. Одним из «узких» мест была большая разница между максимальной взлетной и предельно разрешенной посадочной массами — 39700 и 24000 кг. Для того чтобы обеспечить быстрый слив «лишнего» топлива, пришлось сделать довольно неэстетичную трубу, торчавшую из хвостовой части фюзеляжа более чем на метр. В дальнейшем ее заменили двумя патрубками гораздо меньших размеров со специальными насадками, увеличивавшими скорость истечения горючего независимо от положения самолета и перегрузки.

Наиболее сложным оказалось обучение применению вооружения. Его пришлось проводить в несколько этапов, но даже после этого потребовалось ввести «специализацию» — обычно в полку выделялись одна-две эскадрильи ракетоносцев и одна — носителей ядерного оружия.

Упор в боевой подготовке первых делался на тренировки с Х-28 (как мы уже говорили, обычно более простую ракету Х-23 умели пускать все экипажи). В полетах с Х-28 обычно пуск ракеты не производился (это изделие было довольно дорогим), а выполнялся «тактический пуск» — штурман включал станцию «Филин», обнаруживал РЛС и производил все необходимые операции в ручном режиме без самого пуска. Потом на земле изучались данные регистратора и делались выводы об ошибках в работе экипажа.

Вторые же чаще всего отрабатывали бомбометание обычными свободнопадающими бомбами, основная нагрузка в работе «по специальности» ложилась на группу вооружения и штурманов, которые должны были изучать дополнительные маршруты. Хотя и у пилотов были свои «хитрости» — в частности, были разработаны боевые маневры захода на цель для сброса СБП с малых высот и безопасного ухода от цели, которые по понятным причинам мы комментировать не будем.

Су-24 в первую очередь направлялись в части западного направления, где их число быстро росло, тогда как его предшественники Су-7Б и Су-17 начинали свою службу на границе с Китаем. Летом 1979 года первые Су-24 появились за пределами СССР — в бомбардировочном авиаполку 218 БАД 16-й Воздушной Армии Западной Группы Войск, размещенном на аэродроме Темплин в 60 километрах от Берлина. Вскоре все три полка 218-й БАД, размещенные в Темплине. Ютснбсргс и Бранде, были перевооружены на Су-24. Дивизия стала основной ударной силой 16-й ВА, находившейся в те годы на переднем крае противостояния с НАТО и одним из самых мощных соединений ВВС СССР вообще.

Несмотря на секретность, самолет уже в середине семидесятых стал известен на Западе и сразу же привлек внимание военных экспертов, усмотревших в нем значительную опасность.

К концу 80-х годов Су-24 уже не представлял большой тайны для зарубежных специалистов и военных, какой он являлся в течение почти 15 лет с момента поступления в регулярную эксплуатацию. Напомним, что началась она в 1973-1974 годах сначала в учебных центрах, а затем и строевых частях. Службы иностранных разведок уделяли повышенное внимание этой машине, представлявшей по выражению автора одной из статей в журнале «Air International» «потенциально наибольшую угрозу» государствам западной Европы среди «всех боевых самолетов, находящихся на вооружении фронтовой авиации ВВС СССР».

Первое официальное заявление о существовании в СССР нового ударного самолета было сделано председателем комитета начальников штабов вооруженных сил США адмиралом Томасом Мурером в начале 1974 года. Первые публикации о Су-24 в зарубежной печати появились в 1976 году, однако они представляли собой в основном различные догадки и теоретические рассуждения о возможностях самолета, которому было присвоено кодовое обозначение НАТО «Fencer» (истинное название его еще не было известно), отталкивающиеся от информации о западных аналогах (F-111 и «Торнадо»). Ввиду того, что советские власти соблюдали повышенный режим секретности в отношении Су-24, никакая информация о машине, даже фотографии, до середины 80-х годов не попадала на страницы открытой печати.

Первые качественные фотографии машины в западной прессе появились только в 1980-1981 годах. Поводом к этому послужило перебазирование в июле 1979 года полка фронтовых бомбардировщиков Су-24 на авиабазу Темплин к северу от Берлина, находившуюся в распоряжении Группы советских войск в Германии. К этому времени относится всплеск информации о машине практически во всех серьезных зарубежных авиационных журналах, в 1981 году на страницах прессы впервые появилось и настоящее название самолета — Су-24. (Характерно, что вплоть до самого последнего времени даже такие солидные и авторитетные издания, как «Jane’s All the World’s Aircraft», не отказывались и от вымышленного названия «Су-19» — как и в случае с легендарным «Бэкфайером» Ту-22М, которого и поныне ряд именитых, но явно консервативных журналов продолжает по стереотипу именовать «Ту-26»).

Известные западные специалисты отмечали высокие боевые возможности самолета и предостерегали о той «угрозе», которая нависла над западными странами. Вот цитата из статьи английского журнала «Air International» за 1981 год: Су-24 «…обладает превосходными характеристиками по показателю «боевая нагрузка/радиус действия», способен осуществлять вторжение в режиме следования рельефу местности и наносить удары, имея характеристики со значительным преимуществом перед любым из других военных самолетов фронтовой авиации». На сопровождавших статьи картах Европы были отмечены предполагавшиеся направления удара частей фронтовой бомбардировочной авиации, вооруженных самолетами Су-24. Отмечалось, что «тактический радиус позволяет самолету достигать большей части территории ФРГ и Нидерландов (с авиабазы Темплин в ГДР при маловысотном профиле полета), большей части территории Скандинавского полуострова, всей территории Великобритании, 2/3 территории Франции и северной Италии (с авиабазы Черняховск в Прибалтике при переменном профиле полета), всей территории Италии, Греции, Турции, большей части территории восточного Средиземноморья (с авиабазы Городок на украине)».

Особую тревогу вызывала большая дальность самолета, о которой свидетельствовали огромные ПТБ-3000. По размерам они уступали лишь подвесным бакам самолета МиГ-25РБ, но тот нес только один такой бак, а Су-24 поднимал два ПТБ-3000 под крылом и еще один ПТБ-2000 на центральном узле. По оценкам экспертов НАТО, в радиусе действия постоянно растущей группировки Су-24 оказывалась почти вся Западная Европа.

Правда, следует признать, что эти оценки оказались несколько завышенными. Например, боевой радиус действия самолета при полете на высоте 200 м с двумя ПТБ-300 и парой бомб ФАБ-500М-62 составлял 775 км, а с шестью ФАБ-500М-62 — уже только 600 км.

Правда, в тесной «колыбели западной цивилизации» и это было немало.

Обстановка на Дальнем Востоке также не позволяла расслабляться — угроза исходила и от Китая, и из очага затянувшейся войны во Вьетнаме. Впрочем, несмотря на активную помощь ДРВ, СССР четко очертил пределы своего участия в конфликте, и основным вероятным противником был Китай, располагавший многочисленной, дисциплинированной и приспособленной к тяжелым походным условиям армией. У Китая тогда не было ничего, что можно было бы противопоставить советскому Су-24, но считалось, что многочисленные, хотя и устаревшие штурмовики J-5 (МиГ-17) и бомбардировщики Н-5 (Ил-28) представляют определенную угрозу для аэродромов приграничных округов. Поэтому каждая авиационная часть имела как минимум одну запасную «точку».

В европейской части СССР была построена сеть бетонированных запасных ВПП, за Уралом же по-прежнему многие площадки оставались грунтовыми, а о проблеме уборки снега со взлетных полос нечего и напоминать. Первые серийные Су-24 комплектовались лыжами, которые должны были ставиться вместо пневматиков основных стоек шасси, а также специальными буксировочными тележками. Это были достаточно сложные приспособления, спроектированные и изготовленные с учетом суровых условий эксплуатации (для их отработки в ЛИИ была создана специальная летающая лаборатория на базе самолета Ил-28, а в ОКБ «Кулон» доработали Су-7). Однако все старания конструкторов пропали даром — лыжи практически никогда не использовались и вскоре их поставки прекратили.

Более удачной оказалась судьба другого технического решения, призванного сделать полеты с малоподготовленных площадок более безопасными. Речь идет о системе струйной защиты воздухозаборника. От компрессора двигателя отбирался воздух, который выдувался через специальные закрываемые щели в нижних панелях фюзеляжа. Мощная воздушная завеса не давала камешкам и прочему мусору попадать в двигатель на взлете.

Вскоре Су-24 стали неотъемлемой и часто важнейшей частью ВВС всех Военных Округов, расположенных на территории СССР, а также упоминавшихся уже Западной и Северной Группах Войск расположенных за его пределами. Это стало возможным благодаря значительному темпу выпуска самолетов. На западе в каждом округе обычно имелось не менее дивизии Су-24, а, например, в Туркестанском Военном Округе был только один полк -это направление в середине семидесятых стало второстепенным.

В боевой учебе упор делался на групповые действия силами звена и эскадрильи, реже — полка. Считалось, что Су-24 — достаточно мощное оружие и дивизии самолетов этого тина достаточно для того, чтобы организовать наступление силами фронта на узком участке при условии поддержки истребителей-бомбардировщиков. Последние будут «работать» непосредственно по линии фронта, а Су-24 «изолируют» район боевых действий, лишая противника снабжения и подкреплений, а также разгромят его ПВО и авиацию на базах и аэродромах.

Экипажи, помимо своей специализации (носители «спецбоеприпасов», противорадиолокационных УР Х-28 и тактических Х-23М), отрабатывали штурмовые атаки с пусками НУРС и стрельбой из пушек, но постепенно акценты смещались в сторону peшения и чисто бомбардировочных задач.

В конечном итоге за 13 лет Новосибирское авиационно-промышленное объединение им. Чкалова построило более 500 машин этого типа в первой модификации, в целом обеспечив потребность в них ВВС.

А что же имел вероятный противник? Тактическое авиационное командование ВВС США получило 137 тактических боевых самолетов F-111 в четырех модификациях: A, D, Е и F, причем все они были выпущены за очень короткий срок — всего за два года. По принятым в те годы правилам игры Америку следовало догнать и перегнать, и на это не жалели сил и средств.

Ценой титанических усилий парк Су-24 постоянно рос не только количественно, но и качественно, хотя не всегда даже крупные изменения отражались на внешнем виде самолета. Самолеты 3-й серии выделялись новыми антеннами для применявшихся и раньше радиокомпасов АРК-10. В последствии эта же антенна использовалась совместно и с новыми АРК-15, которые остались на всех остальных модификациях самолета.

В связи с требованием увеличить скорость полета на предельно малой высоте было решено форсировать работы по оснащению серийных Су-24 двигателями АЛ-21Ф-3, суммарная тяга которых на режиме «полный форсаж» увеличилась на 4600 кгс за счет роста расхода топлива. Несмотря па технологические проблемы, начиная с самолета № 0415304 в связи с установкой АЛ-21Ф-3, отличавшихся увеличенным диаметром входной ступени компрессора и большим расходом воздуха, все же было увеличено сечение воздухозаборника и установлены створки подпитки.

С машины № 0815311 число пилонов для вооружения возросло с шести до восьми, а в дальнейшем стало возможным применение новых многозамковых балочных держателей МБДЗ-У6 для бомб калибра до 250 кг моделей 1954-го и 1962-го годов. Такие держатели испытывались еще на Т-6-2И, но внедрение их несколько затянулось. Теперь реализуемая масса боевой нагрузки возросла с 6 до 7 тонн. Параллельно увеличился объем 1-го бака и закабинный грот приобрел спрямленные очертания, ставшие характерными для всех последующих вариантов «двадцать четверки». Кроме того, на этом самолете система регистрации параметров полета САРПП-12 была заменена на новую типа «Тестер-У3». Начиная с 11-го самолета 9-й серии катапультируемые кресла К-36Д уступили место новейшим К-36ДМ класса «0-0». С их помощью можно было спастись из самолета во всем диапазоне возможных скоростей и высот (впрочем, был случай успешного, хотя и непроизвольного, катапультирования при нулевой скорости и на кресле К-36Д, что и положило начало новому этапу их совершенствования).

На 11-й серии самолета были внесены изменения в конструкцию закрылков, предкрылков и интерцепторов. В дальнейшем планировалось на 15-й серии сделать в поворотных консолях баки-отсеки по 500 литров, но это реализовано не было, хотя увеличить за счет этого запас топлива было бы заманчиво.

Хотя самолет с заводским № 1515328 не получил никакого особого индекса, но выделялся даже внешне. Начиная с этого экземпляра была введена обуженная хвостовая часть фюзеляжа, а в основании киля был сделан воздухозаборник охлаждения электрогенераторов. Фюзеляж приобрел скругленные грани (до того он имел чисто прямоугольное сечение, навеянное компоновками самолетов А-5 «Виджелент» и TSR2, за что Су-24 первых серий в войсках называли «чемоданом» или «сундуком». Это позволило уменьшить аэродинамическое сопротивление самолета. Киль был увеличен по высоте на 272 мм, а в основании его появился контейнер тормозной парашютной системы ПТК-6М, сделанной по типу Су-7БКЛ (С-26). Кроме того, на этой серии была изменена конструкция цельно-поворотного горизонтального оперения и установлена новая связная КВ-радиостанция Р-864Г вместо применявшихся ранее Р-846.

В ходе эксплуатации самолета требование достижения максимального числа Маха, равного 2,5 (фактически на испытаниях получено лишь 2,16 на большой высоте) было снято. Теперь было необходимо получить лишь скорость, соответствовавшую числу М=1,35, но было оговорено достижение ее в полете на малой высоте. Это позволило убрать регулируемые клинья воздухозаборника, облегчив его. Впервые такая доработка была сделана на самолете № 2115326. В дальнейшем все машины выпускались в таком виде, а со старых были сняты механизмы управления клиньями ВЗ.

Начиная с экземпляра № 2215301 в передней кромке киля стали устанавливать антенну радиотехнической системы дальней навигации РСДН-10 «Скип-2». Для этого киль пришлось сделать более широким за счет носка (антенна была достаточно длинномерной), из-за чего он приобрел характерный уступ по передней кромке. Позже РСДН-10 установили и на ранее выпущенных строевых Су-24. Далее на изделиях 21-й и 22-й серий постепенно заменили старую систему предупреждения об облучении РЛС СПО-10 «Сирена» новой СПО-15 «Береза», аппаратуру «свой-чужой» СРО-2М «Кремний» — на аппаратуру «Пароль», унифицированную с аппаратурой всех других родов ВС СССР. Кроме того, изменениям подверглось общее оборудование самолета и незначительно его конструкция.

На 26-й серии изменены законцовки крыла и его аэродинамическая крутка, что повлекло за собой значительное изменение сборочной оснастки. Обновилось радиоэлектронное и общее оборудование самолета, в его системах появились новые электроприводы с более высокими характеристиками.

Выпуск самолета Су-24 был закончен с поставкой в 1983 году последнего 26-го самолета серии 27, когда в Новосибирске уже шла полным ходом сборка новых Су-24М. Всего Заказчику было сдано более 500 самолетов Су-24.

Американский «прототип» Су-24 F-111 активно воевал во Вьетнаме. Его дебют оказался неожиданно неудачным — «абсолютно несбиваемые» бомбардировщики понесли потери от устаревших зенитных ракет ЗРК С-75 уже в первых вылетах. Но в целом по итогам конфликта F-111 был назван наиболее эффективным из всех участвовавших самолетов ВВС США. Впрочем, эта оценка, возможно, была несколько завышенной — ведь F-111 был одновременно и самым новым и самым дорогим самолетом американских ВВС в той войне, а условия в небе Индокитая были более подходящими для дозвуковых штурмовиков А-4 «Скайхок», А-7 «Корсар» и т.п. Прошел через «настоящую» войну и Су-24. Но и здесь условия применения оказались «нерасчетными».

Весной 1984 года наш герой получил боевое крещение в Афганистане. «Чистые» Су-24 из 149-го Гвардейского Краснознаменного и Су-24М из 149-го бомбардировочных авиаполков приняли участие в апрельском ударе по «логову» Панжшерского Льва Ахмад-Шаха Масуда. Закономерным итогом оказалась довольно низкая эффективность действий самолета по скрывавшимся в горах и кишлаках бандформированиям, самым тяжелым вооружением которых были крупнокалиберные пулеметы и «безоткатки», притороченные к седлам ишаков. Сказалось и то, что прицельный комплекс машины был задуман для действий против насыщенных техникой (сиречь легко распознаваемыми радиоконтрастными целями) позиций натовских войск на равнинной местности.

Плохо себя зарекомендовал себя и электронно-оптический визир «Чайка» — часто на зелено-белом экране индикатора было трудно что-либо разобрать. РЭО самолета регулярно давало отказы, особенно в первые дни на новом месте. Для участия в операции оба полка были внезапно «выдернуты» с мест базирования и не имели времени для какой-либо дополнительной подготовки к кампании.

Но все это не нанесло репутации самолета ощутимого вреда. Афганская операция 1984 года подтвердила очевидные преимущества суховского бомбардировщика — возможность работы по удаленным целям с тыловых баз и намного более высокую по сравнению с другими самолетами всепогодность. Ну и, конечно, трудно было не оценить тот факт, что на афганском театре боевых действий Су-24 оказался единственной машиной фронтовой бомбардировочной авиации, способной нести особо мощные «фугаски» калибра 1500 кг. Кроме него, такие «гостинцы» могли поднимать лишь «дальники» да дряхлые Ил-28 ВВС ДРА, но последним не суждено было особо отличиться.

«Чистые» Су-24 еще раз вступили в бой последней военной зимой 1988-1989 годов, прикрывая выход 40-й армии из Афганистана.

Афганская война еще более усугубила противостояние с Западом, которое пожирало все новые и новые ресурсы. С поступлением модифицированных самолетов Су-24М часть бомбардировочных полков, уже освоивших первый вариант самолета, была перевооружена на них. Но «старые» версии «двадцать четверки» остались в строю, причем даже на важнейших направлениях — списывать дорогостоящие машины было слишком накладно. Самолеты из перевооружаемых на «эмки» полков были переданы в части истребителей-бомбардировщиков, которые превратились в бомбардировочные. Например, 3-й АПИБ Северной Группы войск в Польше, вооруженный МиГ-27, в 1983 году получил 20 Су-24 выпуска 1974-1975 годов и был переименован в 3-й БАП. Местом его базирования до момента вывода в СССР был аэродром Кшива в Польше. Эти полки в свою очередь передавали довольно современные МиГ-27 и Су-17М в части, вооруженные стареющими и списывавшимися МиГ-21 и Су-7. Парк ВВС стремительно обновлялся.

Боеготовность всей авиационной группировки, непосредственно противостоявшей авиации НАТО па Западном направлении, во многом зависела от состояния парка Су-24. За этим следили особо и не стеснялись гонять «курьерские» Ил-76 и Ан-22 за новыми двигателями и необходимыми запчастями в Союз. Хотя часто командиры полков обходились и своими «резервами».

Интересной особенностью самолета Су-24 стала высокая степень взаимозаменяемости узлов и даже крупных агрегатов. Многие ответственные элементы конструкции можно было в случае необходимости (например, при срочном ремонте в боевых условиях) переставить с одной машины на другую, причем они могли подчас не принадлежать одной серии. А если ремонт проходил в условиях специализированного предприятия, то список взаимозаменяемых узлов еще более расширялся. Такая взаимозаменяемость была достигнута за счет применения прогрессивных методов сборки и увязки оснастки — стапелей, штампов, программ для станков ЧПУ, эталонов поверхностей и т.п. Отработка этих методов была начата в Новосибирске в сотрудничестве с Научным институтом авиационной технологии (НИАТ) еще во время освоения производства самолета Су-15. Правда, применение таких технологических приемов увеличивало стоимость единичного изделия и было выгодно лишь при крупных размерах серии и строгом соблюдении порядка внесения необходимых изменений.

Как мы уже говорили, в ходе проектирования большое внимание было уделено боевой живучести бомбардировщика. В результате при получении тяжелых повреждений самолет мог держаться в воздухе. Он не разрушался при появлении крупных (до сантиметра, а в некоторых случаях и более) трещин в поясах лонжеронов крыла и силовых шпангоутов, выдерживал пробоины в силовых панелях диаметром до 50 мм и т.п. ? для самолета типа «истребителя» (по конструктивно-технологическому признаку, а не по назначению) это было немалым достижением.

Живучесть самолета и неприхотливость бортового оборудования оказалась такова, что была возможна дальнейшая эксплуатация машины без части крышек люков, несиловых панелей и уплотнительных устройств. При этом давление, создаваемое скоростным напором в отсеках, иногда достигало огромных величин.

Такое внимание вопросу живучести было уделено, пожалуй, впервые со времен Ил-2. Здесь «партийное задание» делать именно штурмовик обернулось несомненными преимуществами самолета.

Освоение Су-24 ознаменовало новый этан развития советской фронтовой авиации еще по одной причине. Качественный скачек произошел прежде всего в тактике применения этого мощнейшего средства огневого воздействия — стал возможен быстрый и скрытый маневр силами на огромных пространствах с использованием предельно малых высот и неподготовленных полевых аэродромов. Возросла и ударная мощь самолета, который по величине бомбового и ракетного залпа в 2-4 раза превосходил не только старые Ил-28, Су-7 и Як-28, но и новые Су-17М и МиГ-27. Тем не менее по-прежнему остро стоял вопрос применения ранее запланированной номенклатуры высокоточных управляемых боеприпасов.

Самолеты Су-24 первой модификации, остававшиеся встрою, на рубеже восьмидесятых годов были доработаны для применения новых противорадиолокационных ракет Х-58, для чего была предусмотрена подвеска станции целеуказания «Фантасмагория». При этом они сохраняли возможность и пуска Х-28, которые теперь крепились не на старые спецдержатели ПУ-0-28, а на унифицированные авиационные катапультные устройства АКУ-58, разработанные для подвески Х-58 и снабженные переходниками.

Устаревшую и недостаточно мощную радиоуправляемую ракету X-23М сменила новая Х-25МР, наведение которой производилось по тому же алгоритму с использованием аппаратуры «Дельта» и «Таран». Она имела примерно такую же дальность пуска, но получила более мощную боевую часть (140 кг против 111) и могла применяться с предельно малых высот — до пятидесяти метров.

Боевая эффективность Су-24 выроста и с поступлением авиабомб нового поколения, рассчитанных на применение с бреющего полета, а также боеприпасов объемного взрыва, обладающих огромной поражающей силой. Таким образом, за счет нового оружия и размещаемого в контейнере РЭО «Фантасмагория» удалось решить задачу сохранения боевой эффективности такого дорогостоящего самолета, как Су-24 и «подтянуть» боевые качества наиболее массовой первой модификации самолета. Но для того, чтобы сохранить ударные возможности ВВС на требуемом уровне, самолет нуждался в капитальной модернизации.

Традиционной чертой ОКБ имени Сухого в семидесятые годы стало умение «выжимать» из удачных конструкций максимум путем создания множества модификаций при сохранении высокой степени унификации вариантов и базовой модели. При этом преследовалась цель либо поддерживать боевую эффективность базового варианта машины путем последовательного ее оснащения новым оборудованием, вооружением и т.п., или же создавать гамму модификаций самолетов с принципиально новыми функциями путем минимальных затрат.

Расскажем сначала о первом направлении совершенствования Су-24. Помимо выше перечисленных, существовало еще три проекта ударных модификаций самолета Су-24. Первый из них был выполнен еще в начале семидесятых. Т-6К (Су-24К) предназначался для оснащения тяжелого крейсера с авиационным вооружением проекта 1153. Масса самолета была увеличена за счет усиления конструкции (прежде всего шасси и фюзеляжа), более мощной механизации, расширения набора РЭО и АСП. При этом она на 10 тонн превысила допустимую для старта с катапульты авианосца, и от включения Су-24 в состав авиагруппы кораблей этого проекта отказались. А вскоре и сам грандиозный проект 1153 уступил место более скромному, в котором ограничения на массы и скорости размещаемых самолетов были еще более жесткими. В результате построенный после многих переделок и изменений ТАКР «Адмирал Кузнецов» пока не имеет ударных самолетов, способных нести современное управляемое противокорабельное оружие (представлявшаяся на нескольких выставках комбинация Су-27К — ПКР Х-41 пока не вышла из экспериментальной стадии, а ударный Су-27К-2 только начинает свой путь в строй).

Как мы уже неоднократно подчеркивали, с момента начала испытаний и по сей день военное руководство уделяло Су-24 первостепенное внимание, и тем не менее это не уберегло его биографию от крутых и не всегда оправданных поворотов. Так, в семидесятых годах в кабинетах МО и Военно-промышленной комиссии ЦК КПСС вновь поселилась идея «войны роботов». Кто знает, может быть, навеяна она была в меру успешным применением беспилотных и дистанционно пилотируемых летательных аппаратов во Вьетнаме и на Ближнем Востоке, и руководство сочло, что раз «беспилоткам» по плечу увидеть цель, то ничего не стоит ее же и поразить, так сказать, «не отходя от кассы».

Как бы то ни было, ОКБ «Кулон» получило задание на проектирование дальнего ДПЛА «Коршун», способного нести ударное вооружение массой 500 кг. Но управлять маловысотным аппаратом на требуемой дальности с наземного КП не представлялось возможным. Для этого решили приспособить Су-24, на котором разметит радиолинию, принимающую телевизионное изображение, снимаемое с прицельно-навигационого визира, установленного на ДПЛА и передающую команды управления на его борт.

Такой самолет, названный ПУН-24 (пунктуправления наведением), начали проектировать, но, вероятно, работы закончены не были в связи с отказом от темы вообще. Наличие самолета с живым экипажем в районе цели лишало смыла саму идею «безлюдной войны». О. Самойлович в своих воспоминаниях называет эпопею с «Коршуном» и ПУН-24 «смутным временем». Тем не менее сейчас эти идеи снова живы. Правда, управление ударным ДПЛЛ уже осуществляется с наземного КП, а также через беспилотный аппарат — разведчик-ретранслятор.

Конструкция самолета.

Двухместный фронтовой бомбардировщик Су-24 представляет собой цельнометаллический высокоплан, выполненный по нормальной аэродинамической схеме и оснащенный двумя турбореактивными двигателями, боковыми нерегулируемыми воздухозаборниками, крылом изменяемой в полете геометрии, стреловидным оперением с дифференциально отклоняемым цельноповоротным стабилизатором, трехопорным убирающимся в фюзеляж шасси.

Фюзеляж самолета выполнен в виде цельнометаллического полумонокока с каркасом из шпангоутов (поперечный набор), лонжеронов и стрингеров (продольный набор). Фюзеляж несет основную компоновочную нагрузку: в нем расположены блоки радиоэлектронного оборудования, герметичная кабина экипажа, силовая установка с двумя турбореактивными двигателями, воздушные каналы, основной запас топлива, самолетное оборудование и системы. К фюзеляжу крепятся поворотные консоли крыла, консоли управляемого стабилизатора, киль с рулем направления и контейнером тормозного парашюта, передняя и основные опоры шасси.

На нижней поверхности фюзеляжа установлены узлы крепления пилонов для подвески вооружения и два тормозных щитка, являющихся одновременно передними створками ниш основных опор шасси (площадь тормозных щитков 1.68 м², угол отклонения — 62″). Центроплан крыла с силовой шарнирной балкой составляет единое целое с фюзеляжем и в процессе эксплуатации с самолета не снимается. К центроплану крепятся два пилона подвески вооружения. Фонарь кабины плавно переходит в гаргрот, в котором установлены блоки оборудования и размещена проводка управления. Площадь миделя фюзеляжа — 4,69 м2.

Особенностью конструкции фюзеляжа является широкое применение монолитных фрезерованных панелей их сплава АК4-1, соединенных с элементами каркаса болтами и заклепками. Применение таких панелей значительно сокращает количество деталей и заклепочных швов в герметичных отсеках фюзеляжа — кабине экипажа и топливных баках-отсеках, увеличивает надежность и снижает вес конструкции. Фюзеляж выполнен без эксплуатационных разъемов; конструкция его обеспечивает возможность панельной сборки отсеков. Для подхода к блокам радиоэлектронного и агрегатам самолетного оборудования и их коммуникациям предусмотрено необходимое количество эксплуатационных люков, защищенных от попадания пыли и влаги с помощью гермотиснения.

Основными конструкционными материалами фюзеляжа являются алюминиевые, магниевые и титановые сплавы; детали, работающие в условиях высоких температур, выполнены из нержавеющей стали и титана.

Технологически фюзеляж разделен на следующие агрегаты:
-головную часть;
-среднюю часть;
-хвостовую часть;
-боковые воздухозаборники;
-центроплан с силовой шарнирной балкой.

Головная часть фюзеляжа (до шпангоута № 16) состоит из носовой части с радиопрозрачным обтекателем антенн прицельно-навигационной системы и отсеками оборудования, кабины экипажа, подкабинного отсека с нишей стойки передней опоры шасси, закабинного отсека с колесной нишей, створок ниши передней опоры шасси, фонаря кабины, включающего неподвижную переднюю часть и две откидывающиеся вверх-назад створки. Под радиопрозрачным обтекателем сложной аэродинамической формы размещены антенны радиолокационной станции переднего обзора (РПО) «Орион» и радиолокатора предупреждения о столкновении с естественными наземными препятствиями (РПС) «Рельеф». В носовой части обтекателя установлены антенна передней полусферы антенно-фидерной системы (АФС) «Пион» из комплекта радиотехнической системы ближней навигации, приемник воздушного давления ПВД-18 и антенная система пассивной радиолокационной станции (ПРС) «Филин». Для доступа к антеннам РПО и РПС радиопрозрачный обтекатель откидывается на петлях в левую сторону. Указанные антенны установлены на поворотной раме, которая в свою очередь откидывается на петлях вправо, обеспечивая доступ к высокочастотным моноблокам и радиоэлектронному оборудованию, установленному в глубине переднего отсека.

За носовым отсеком оборудования, ограниченным 4-м шпангоутом, размещена двухместная герметичная кабина экипажа с посадкой летчика и штурмана рядом. Под ней расположены три подкабинных отсека: два боковых, в которых установлены блоки радиоэлектронного и самолетного оборудования, и средний, служащий нишей уборки стойки передней опоры шасси. Замыкает головную часть фюзеляжа закабинный отсек, где размещен основной объем специального оборудования и часть агрегатов самолетных систем. Для доступа к ним справа и слева имеются легкосъемные люки, а по оси самолета выполнен эксплуатационный колодец с люком на нижней поверхности фюзеляжа.

Средняя часть фюзеляжа (шпангоуты № 16-35) состоит из трех топливных баков-отсеков, отсеков радиоэлектронного оборудования и агрегатов самолетных систем, воздушных каналов, гаргрота, передней части двигательных отсеков, ниш основных опор шасси со створками и ниш уборки корневых частей поворотных консолей крыла с уплотнительными створками. Силовой каркас отсека состоит из 19 шпангоутов и 6 лонжеронов; наружная поверхность образована 11 монолитными фрезерованными панелями, соединенными с силовыми и промежуточными шпангоутами. Передний топливный бак-отсек (бак № 1) расположен по оси симметрии самолета и имеет в задней части сквозной прямоугольный вырез для размещения патронного ящика встроенной пушечной установки. Топливный бак-отсек № 2 -расходный, в передней части состоит из центральной и двух боковых частей, соединяющихся в одно целое за силовым шпангоутом, к которому крепятся основные опоры шасси. Над этими баками размещены отсеки оборудования, в частности системы кондиционирования, заборник воздухо-воздушного радиатора которой вынесен на верхнюю панель гаргрота. Топливный бак-отсек № 3 состоит из двух частей: передней, ограниченной сверху цилиндрическим наклонным плато, а снизу и с боков -фрезерованными панелями, и задней, расположенной между двигателями и образованной фрезерованными панелями.

Над наклонным цилиндрическим плато бака № 3 расположены два отсека самолетного оборудования: в одном размещены электрогидравлические механизмы привода поворотных консолей и системы управления механизацией крыла, во втором на съемных панелях установлены агрегаты гидросистемы самолета. Между баками № 2 и № 3 расположена силовая балка центроплана. Ниши основных опор шасси расположены справа и слева, разделены между собой в плоскости симметрии фюзеляжа вертикальной стенкой и центральной частью топливного бака № 2. Обе ниши закрываются в полете тремя створками (боковой, центральной и задней), а также тормозным щитком. Ниши поворотных консолей крыла предназначены для уборки их корневых частей при увеличении угла стреловидности свыше 16° и размещены с обеих сторон в верхней части фюзеляжа. При стреловидности крыла 16° ниши закрыты подпружиненными изнутри створками, при увеличении стреловидности корневые части консолей, отжимая створки, заходят внутрь ниш.

Передняя часть двигательных отсеков имеет люки, использующиеся при снятии и замене двигателей. На них по внешним углам установлены передние части подфюзеляжных гребней. Воздушные каналы, служащие для подвода воздуха к двигателям, изготовлены из листового материала, подкрепленного шпангоутами из прессованных и гнутых профилей. В передней части они соединяются с воздухозаборниками, в задней, посредством герметичного соединения, — с корпусами двигателей.

В гаргроте на верхней поверхности фюзеляжа проложена жесткая проводка системы управления самолетом, топливные трубопроводы и коммуникации других самолетных систем. На нем установлен форкиль с воздухозаборником охлаждения электрогенераторов (с самолета № 15-28). На нижней поверхности средней части фюзеляжа расположены четыре точки подвески вооружения: № 3, № 4, № 7 и № 8, две последние — тандемом по оси симметрии самолета (7-я и 8-я точки подвески устанавливались на самолеты с № 8-11).

Хвостовая часть фюзеляжа (за шпангоутом № 35) состоит из задних частей отсеков двигателей, гаргрота и хвостовых коков. В ней расположены двигатели, их форсажные камеры, рулевые агрегаты управления консолями стабилизатора (в нишах по обоим бортам). К хвостовой части крепятся поворотные половины горизонтального оперения, киль и задние части подфюзеляжных гребней. В силовую схему хвостовой части фюзеляжа входят 11 шпангоутов, основной из которых, служащий для крепления оперения, состоит из килевой и двух боновых балок, двух полуосей стабилизатора и нижней части. Полуоси имеют коническую форму с посадочными местами под подшипники. Гаргрот отсека является продолжением гаргрота средней части фюзеляжа и имеет то же назначение. Хвостовые коки, являющиеся отдельными технологическими единицами, крепятся к последнему шпангоуту болтами через имеющиеся в обшивке карманы. Начиная с самолета № 15-28 устанавливается обуженная хвостовая часть фюзеляжа.

Двигатели АЛ-21Ф-3 установлены рядом в двух изолированных мотоотсеках — правом и левом, отделенных друг от друга продольной противопожарной перегородкой и стенками топливного бака № 3. Внутри мотоотсеков один из шпангоутов служит дополнительной поперечной противопожарной перегородкой, позади него каждый двигатель заключен в цилиндрический кожух. Крепление двигателей к самолету осуществляется в трех поясах.

Воздухозаборники двигателей — боковые, плоские, с вертикальным расположением клина торможения, за время производства самолета претерпели ряд изменений. На опытных и первых серийных машинах система регулирования воздухозаборников задействована не была, они оснащались управляемыми противопомпажными створками на верхней поверхности фюзеляжа. На последующих сериях устанавливались регулируемые воздухозаборники. Изменение величины проходного сечения достигалось за счет перемещения двух внутренних панелей, связанных между собой и с механизмами управления валом с качалками. В связи с установкой модифицированных двигателей АЛ-21Ф-3 поперечные сечения воздухозаборников в зоне регулируемых панелей были увеличены (с самолета № 4-04), а на боковых поверхностях установили створки подпитки. В дальнейшем от идеи регулирования воздухозаборников отказались, и на серийные самолеты (начиная с № 21-26) перестали устанавливать панели, тяги и другие элементы системы управления воздухозаборниками. Регулирование их на взлетно-посадочных режимах осуществляется теперь только створками подпитки, связанными с системой выпуска и уборки закрылков.

Воздухозаборники стыкуются со средней частью фюзеляжа с помощью неразъемного заклепочного соединения. В задней части воздухозаборников между их нижней поверхностью и воздушными каналами расположены отсеки оборудования.

Крыло самолета состоит из центроплана, закрепленного на фюзеляже и представляющего с ним единое целое, и двух поворотных консолей, крепящихся с помощью шарнирного узла к силовой балке центроплана. Поворотные консоли могут занимать несколько фиксированных положений, соответствующих углу стреловидности по передней кромке 16°, 35°, 45° и 69°. Крыло обеспечивает высокие характеристики самолета на различных режимах полета, в том числе взлетно-посадочных, как за счет изменения стреловидности консолей, так и благодаря наличию мощной механизации — закрылков, предкрылков и интерцепторов. Удлинение крыла при минимальном угле стреловидности консолей (16°) — 5,64, при максимальном (69°) — 2,107.

Центроплан служит для крепления поворотных консолей крыла и установлен вверху средней части фюзеляжа. Угол стреловидности центроплана по передней кромке составляет 69°, он имеет нулевой угол установки и отрицательное поперечное V — 4°30″. Центроплан состоит из силовой балки с подкосами и двух отсеков, являющихся неподвижными частями крыла, примыкающих к средней части фюзеляжа. Верхний и нижний пояса силовой балки выполнены из стали ВНС-5 заодно с проушинами шарнира и соединены болтами со стенками, опорой шарнирного узла и подкосами. Стенки балки, находящиеся внутри фюзеляжа, изготовлены из сплава АК4-1, а вне его — из стали З0ХГСНА и образуют вместе с поясами замкнутое коробчатое сечение. Подкосы выполнены из стали З0ХГСНА в виде двутавровых балок, имеющих вырезы для прохода винтовых домкратов поворотных консолей и размещения носков консолей в положении минимальной стреловидности. На нижней поверхности отсеков центроплана установлены пилоны для подвески держателей вооружения (1-я и 2-я точки подвески). Хвостовые части центроплана состоят из верхней и нижней панелей, соединенных с шарнирной балкой. Законцовка верхней панели выполнена в виде поворотной створки, поджимающейся к поворотной консоли пружинным механизмом.

Поворотные консоли крыла в конструктивно-технологическом плане состоят из кессона, шарнирного узла, носовой и хвостовой частей, законцовки, секций закрылков, предкрылков и интерцепторов. Под каждой консолью установлено по одному поворотному пилону для подвески вооружения. Основным силовым агрегатом поворотной консоли является кессон, продольный набор которого образован четырьмя лонжеронами, а поперечный — шестью нервюрами. Внутри крыла размещены приводы и агрегаты систем изменения стреловидности, управления механизацией и синхронизации поворотных пилонов.

Механизация крыла представлена трехсекционными выдвижными двухщелевыми закрылками с фиксированными дефлекторами, четырехсекционными выдвижными предкрылками, двухсекционными интерцепторами. Закрылки имеют площадь 10,21 м² и могут выпускаться на угол 34°, на поздних сериях самолетов число их секций сокращено до двух. Предкрылки площадью 3,036 м² отклоняются на угол 27°, на самолетах начиная с 25-й серии выполнены трехсекционными. Управление закрылками и предкрылками осуществляется с помощью электрогидромеханических винтовых приводов. Интерцепторы площадью 3,063 м² служат для повышения эффективности поперечного управления самолетом при углах стреловидности поворотных консолей менее 53°. Рулевые агрегаты обеспечивают выпуск интерцепторов на угол до 43°. Система синхронизации положения поворотных пилонов обеспечивает параллельность осей симметрии пилонов продольной оси самолета независимо от угла стреловидности крыла.

Горизонтальное оперение самолета выполнено в виде цельноповоротного дифференциально отклоняемого стабилизатора с прямой осью вращения и независимым приводом консолей. Площадь горизонтального оперения 13,707 м², угол стреловидности по линии четвертей хорд консолей — 55°. Каждая консоль поворачивается на полуоси, жестко закрепленной на силовом шпангоуте хвостовой части фюзеляжа, и состоит из лобовой, средней и хвостовой частей, а также законцовки. Синхронное отклонение обеих половин стабилизатора обеспечивает продольное управление самолетом, а их дифференциальное отклонение — управление по каналу крена. Два независимых комбинированных агрегата управления обеспечивают отклонение консолей горизонтального оперения на углы от +11° до -25°.

Вертикальное оперение самолета — однокилевое, стреловидное, с рулем направления и двумя подфюзеляжными гребнями. Площадь вертикального оперения 9,234 м², угол стреловидности киля по линии четвертей хорд — 55°. Силовой каркас киля образован продольным и поперечным набором, панелями обшивки и узлами крепления киля к фюзеляжу. Продольный набор представлен передней и задней стенками, прямым лонжероном и стрингерами, выполненных за одно целое с панелями обшивки, поперечный — 19 нервюрами и диафрагмой. Верхняя часть киля выполнена радиопрозрачной и представляет собой съемную законцовку, под которой вверху установлена антенна связной коротковолновой радиостанции. Под рулем направления в корневой части киля оборудован отсек, в котором находятся опорный узел руля и цилиндр управления створкой контейнера тормозного парашюта, здесь также размещен обтекатель АФС «Пион». Начиная с самолета № 15-28 контейнер тормозного парашюта был перенесен из фюзеляжа в обтекатель под рулем направления и оснащен двумя открывающимися в стороны створками, вследствие чего киль был несколько модифицирован.

Руль направления, имеющий весовую балансировку, навешен на киле с помощью четырех узлов и управляется бустером БУ-190А-2. Площадь руля направления 1,437 м², углы отклонения в обе стороны ±24°. Весовая балансировка руля осуществлена с помощью трех грузов-балансиров, установленных в его носке. Для повышения путевой устойчивости в конструкции самолета предусмотрены два пофюзеляжных гребня площадью по 1,1 м², закрепленные на внешних углах крышек люков, используемых при снятии и установке двигателей.

Шасси самолета выполнено по трехопорной схеме с передней опорой. Основные опоры крепятся к средней части фюзеляжа и убираются в специальные ниши вперед — к оси самолета. Передняя опора, установленная под головной частью фюзеляжа, убирается в нишу в подкабинном и закабинном отсеках назад по полету. Подвеска колес передней и основной опор шасси — рычажного типа. Колея шасси 3,31 м, база — 8,51 м.

На каждую основную опору установлено два тормозных колеса КТ-172 с размером шин 950×300 мм и нормальным зарядным давлением пневматика 12 кгс/см² (1,2 МПа). Передняя опора оснащается спаркой нетормозных колес КН-21 с шинами 660×200 мм. На оси колес передней опоры установлен грязезащитный щиток, предотвращающий попадание частиц грунта и бетона, отбрасываемых колесами, в воздухозаборники двигателей. Для обеспечения маневрирования самолета при движении по взлетно-посадочной полосе и рулежным дорожкам применена система поворота колес передней опоры с управлением из кабины экипажа и приводом от гидросистемы самолета. При отделении передних колес от земли во время взлета они автоматически устанавливаются в нейтральное положение.

Уборка и выпуск шасси производится с помощью гидросистемы, в случае ее отказа шасси выпускается от аварийной пневмосистемы, при этом сначала выходит передняя опора, а затем — основные. В убранном положении стойки удерживаются механическими замками с гидравлическим управлением, в выпущенном — специальными устройствами подкосов (раскосом и кольцевыми замками). Торможение колес производится от основной пневмосистемы самолета, аварийное — от аварийной пневмосистемы.

Ниша передней опоры шасси закрывается складывающейся передней и двумя боковыми створками, причем последние находятся в закрытом положении как при убранном, так и при выпущенном шасси, и открываются только в процессе выпуска и уборки. Ниши основных опор оснащены тремя створками и створкой — тормозным щитком. Центральная створка и тормозной щиток управляются гидроцилиндрами и находятся в закрытом положении независимо от состояния шасси, задняя и боковая створки имеют кинематический привод и закрывают нишу только при убранных основных опорах.

Самолеты первых серий комплектовались устанавливаемым оборудованием лыжного шасси, призванного обеспечить возможность взлета и посадки на аэродромах с низкой прочностью грунта и снеговым покровом. В комплект оборудования входили лыжи, устанавливавшиеся вместо спарок колес на основные опоры шасси, специальные рулежно-буксировочные тележки и система смазки лыж, обеспечивающая смазку их скользящей поверхности для уменьшения сил трения и исключения примерзания лыж на стоянке. Система смазки устанавливалась в нишах основных опор и включала в себя два контейнера с жидкостными баллонами емкостью 60 литров и вытеснительной системой подачи жидкости к лыжам.

Парашютно-тормозная установка (типа ПТК-6) предназначена для сокращения длины пробега самолета при посадке и включает в себя два основных и два вытяжных парашюта, контейнер, системы выпуска и отцепки парашютов. Система тормозных парашютов является штатным средством торможения самолета и используется при каждой посадке. Основные парашюты имеют купола крестообразной формы площадью 25 м2. Контейнер тормозных парашютов, расположенный первоначально в верхней части фюзеляжа, позднее (с самолета № 15-28) был перенесен в обтекатель, установленный в киле под рулем направления (установка ПТК-6М). Это позволило вводить парашюты в поток как при касании основными колесами самолета взлетно-посадочной полосы, так и на режиме выравнивания, так как при посадочных углах до 14 градусов направление тормозной силы от парашюта стало проходить вблизи центра тяжести самолета, что не создает опасного пикирующего момента. Контейнер тормозного парашюта имеет цилиндрическую форму и оснащается двумя створками, открывающимися в стороны перед выпуском парашютов.

Силовая установка самолета Су-24 состоит из двух турбореактивных двигателей с форсажными камерами АЛ-21Ф-3 (изделие «89») в компоновке «Т», разработанных под руководством Генерального конструктора A. M. Люльки. Двигатель АЛ-21Ф-3 является дальнейшим развитием ТРД АЛ-21Ф, применявшегося в силовой установке первых опытных самолетов Т-6, и отличается от него увеличенной тягой и улучшенными удельными расходными характеристиками.

Конструктивно двигатель состоит из:
-осевого 14-ступенчатого компрессора с поворотными лопатками направляющих аппаратов;
-прямоточной трубчато-кольцевой камеры сгорания;
-трехступенчатой осевой турбины;
-прямоточной трехстабилизаторной форсажной камеры;
-регулируемого всережимного реактивного сопла с расширяющейся частью;
-турбостартера с агрегатами системы автономного запуска;
-коробки приводов агрегатов самолета и двигателя;
-системы регулирования и топливной автоматики;
-систем питания двигателя топливом и маслом, электрооборудования и противообледенения.

Стендовая тяга двигателя на режиме «полный форсаж» составляет 11200 кгс (ПО кН), на максимальном бесфорсажном режиме — 7800 кгс (76,5 кН), удельный расход топлива — 1,86 и 0,86 кг/(кгс-ч) (0,19 и 0,09 кг/(Н-ч)) соответственно; минимальный удельный расход топлива — 0,76 кг/(кгс-ч) (0,08 кг/(Н-ч)). Расход воздуха через двигатель — до 104 кг/с при степени сжатия компрессора 14,5 и диаметре входа 885 мм. Температура газов перед турбиной достигает 1100°С. Длина двигателя от фланца переднего корпуса до среза реактивного сопла в положении «полный форсаж» составляет 5340 мм, максимальный диаметр по форсажной камере — 1030 мм. Сухая масса двигателя незначительно превышает 1700 кг, что соответствует удельному весу 0,153.

Крепление двигателей к самолету осуществляется в трех поясах. В основном поясе двигатель крепится к силовому шпангоуту хвостовой части фюзеляжа двумя боковыми цапфами, воспринимающими усилия от тяги двигателя, массовых и инерционных нагрузок и передающими их на конструкцию самолета.

Двигатели АЛ-21Ф-3 устанавливаются не только на фронтовые бомбардировщики Су-24, Су-24М и их модификации. В компоновке «С» они нашли применение на многочисленных вариантах истребителя-бомбардировщика Су-17М вплоть до Су-17М4, в компоновке «Б» они устанавливались на истребители-бомбардировщики МиГ-23Б. Два двигателя АЛ-21Ф-3 составляли силовую установку первых опытных самолетов Т-10 — предшественников истребителя-перехватчика Су-27.

Топливная самолета обеспечивает бесперебойную подачу топлива к двигателям на всех режимах их работы при любом пространственном положении самолета в воздухе. В качестве топлива используется авиационные керосины марок Т-1, ТС-1 или их смесь в любой пропорции. Топливо на самолете размещается в трех сообщающихся между собой фюзеляжных герметичных баках-отсеках и подвесных баках. Общая эксплуатационная емкость внутренних баков составляет 11860 литров (у самолетов до № 8-11 с неувеличенным 1-м баком — 11200 литров). Запас топлива может быть увеличен с помощью двух подкрыльевых подвесных баков емкостью по 3000 литров (ПТБ-3000) и одного подфюзеляжного подвесного бака емкостью 2000 литров (ПТБ-2000). При подвеске трех баков суммарный запас топлива доводится до 19860 л.

Топливо во внутренних баках находится под избыточным давлением 0,2 кгс/см2 (20 кПа), обеспечиваемым системой дренажа и наддува. Для обеспечения требуемого диапазона центровок самолета выработка топлива из баков производится автоматически в определенной последовательности. При действии околонулевых и отрицательных перегрузок топливо к двигателям поступает из бака-аккумулятора, откуда оно выдавливается воздухом. Для контроля запаса топлива на самолете установлена топливомерно-расходомерная аппаратура. Заправка топливных баков может осуществляться как открытым способом — через заливную горловину бака № 1 и горловины подвесных баков, так и закрытым способом — под давлением через специальный штуцер. Закрытый способ заправки является основным, открытый применяется лишь в случае отсутствия специализированных топливозаправщиков. На самолете предусмотрена система аварийного слива топлива. Трубопроводы слива горючего выведены за хвостовой кок фюзеляжа и оканчиваются коническими насадками для формирования струи топлива.

Система нейтрального газа служит для защиты топливных баков самолета от взрыва и для поддержания в них избыточного давления на всех режимах полета путем наддува их газообразным азотом. Азот находится под давлением 210 кгс/см2 (21 МПа) в четырех баллонах УБЦ-16 емкостью по 16 литров. Агрегаты системы нейтрального газа расположены в хвостовой части фюзеляжа между мотоотсеками двигателей.

Система противопожарной защиты обеспечивает предупреждение, обнаружение и тушение пожара в отсеках двигателей и в хвостовой части фюзеляжа. Система включает в себя средства звуковой и световой сигнализации о пожаре.

Гидросистема предназначена для управления рулями, поворотными консолями и механизацией крыла, шасси и выполнения ряда других функций. Рабочей жидкостью гидросистемы является гидромасло АМГ-10, общий запас которого на самолете составляет 65 литров. Рабочее давление в гидросистеме — 210 кгс/см2 (21 МПа) — обеспечивается плунжерными насосами НП96А-2 аксиального типа с переменной подачей и приводом от силовой установки самолета. Для стабилизации давления и сглаживания пульсаций в гидросистеме предусмотрены поршневые пневмоаккумуляторы, заряжаемые азотом.
Для повышения надежности и живучести гидросистема состоит из трех независимых автономных гидросистем, каждая из которых имеет свои источники питания (по два насоса НП96А-2, по одному на каждом двигателе), распределительные агрегаты и трубопроводы. Привод наиболее важных самолетных органов — дублированный, от двух автономных гидросистем.

Первая гидросистема обеспечивает работу приводов управления поворотным стабилизатором, рулем направления и интерцепторами. Вторая гидросистема дублирует первую в части привода рулевых поверхностей, а также обеспечивает работу систем поворота консолей крыла, выпуска и уборки закрылков и предкрылков, шасси, открытия и закрытия створки подпитки правого канала вроздухозаборника, осуществляет питание рулевых агрегатов РМ-130. Третья гидросистема служит для приведения в действие системы поворота консолей крыла, управления механизацией, открытия и закрытия створки подпитки левого канала воздухозаборника, выпуска тормозных щитков, поворота колес передней опоры на рулежке, переключения нелинейного механизма, автоматического торможения колес при уборке шасси, управления фотоустановкой.

Пневмосистема самолета состоит из двух автономных систем — основной и аварийной — и функционально связана с гидросистемой. Воздух для обеих автономных систем содержится под давлением 180-200 кгс/см2 (18-20 МПа) в шести сферических баллонах емкостью по 6 литров (по три баллона на каждую систему).

Основная пневмосистема предназначена для торможения колес при рулежке, старте, пробеге и уборке шасси, а также поддавливания гидрожидкости в баке третьей гидросистемы. Аварийная пневмосистема служит для аварийного торможения колес основных опор и аварийного выпуска шасси.

Электрооборудование самолета включает в себя основные и резервные источники переменного и постоянного тока, преобразователи тока, потребители систем самолета и двигателей, магистральную и распределительную электросеть. Основными источниками электроэнергии на самолете являются два генератора переменного тока ГТ30П48Б с номинальным напряжением 200/115 В при частоте 400 Гц мощностью по 30 КВА и два генератора постоянного тока ГСР-СТ-12/40а с номинальным напряжением 28,5 В мощностью по 12 кВт каждый. Два силовых трансформатора преобразуют напряжение генераторов переменного тока в трехфазный ток напряжением 36 В частотой 400 Гц, необходимый для работы прицельно-навигационного оборудования. Резервными источниками постоянного тока являются две аккумуляторные батареи 20НКБН-25 номинальным напряжением 24 В и емкостью 25 А-ч. Аварийными источниками переменного однофазного тока напряжением 115 В и трехфазного тока 36 В/400 Гц служат преобразователи ПО-750А и ПТ-500Ц соответственно. Для подключения к бортовой сети самолета наземных источников электроэнергии имеются штепсельные разъемы аэродромного питания постоянным и переменным током ШРАП-500К и ШРАП-400.

Система управления самолета выполнена по необратимой схеме с двухкамерными гидроусилителями, установленными непосредственно около органов управления. Каждая половина стабилизатора управляется своим электрогидравлическим приводом — комбинированным агрегатом управления КАУ-120. В систему продольного управления включены пружинные загрузочные механизмы, автомат регулирования загрузки и механизм триммерного эффекта. Последовательно к системе подключен автомат регулирования управления, который изменяет передаточные числа от ручки управления к стабилизатору в зависимости от скоростного напора и высоты.

Поперечное управление осуществляется дифференциально отклоняемым стабилизатором (при этом движение от ручки жесткими тягами передается на золотник комбинированного гидроусилителя через смесительный механизм, позволяющий управлять стабилизатором как по каналу тангажа, так и по каналу крена) и интерцепторами. Управление интерцепторами — дистанционное, с помощью электрогидравлических приводов РМ-120, отклоняющих каждую секцию интерцепторов и получающих электрические сигналы на перемещение от индукционного датчика, механически связанного с ручкой управления. В системе поперечного управления предусмотрены механизмы загрузки и триммерного эффекта.

Руль направления приводится в действие бустером БУ-190Л-2, соединяемым с педалями жесткой проводкой. В систему путевого управления включены демпферный рулевой агрегат, механизмы загрузки и триммерного эффекта.

Управление самолетом по каналам тангажа, крена и курса может осуществляться как экипажем, так и с помощью системы автоматического управления (САУ-6). СЛУ может работать в режимах стабилизации траектории, демпфирования, а также обеспечивать выполнение маловысотного полета с огибанием естественных препятствий по информации РПС «Рельеф». Сигналы системы автоматического управления подаются непосредственно на вход гидроусилителей и электрогидравлических агрегатов, отклоняющих рулевые поверхности. На случай отказа САУ в режиме маловысотного полета в системе продольного и поперечного управления предусмотрены специальные рулевые агрегаты, обеспечивающие безопасный уход самолета от земли и приведение его к нулевому крену.

Система управления изменением стреловидности крыла (СПК-2-3) предназначена для поворота консолей в пределах изменения угла стреловидности от 16° до 69° и является двухканальной автоматической следящей системой релейного типа. Система имеет два режима работы — автоматический и ручной. Крутящий момент от рулевого привода РП-60-4, входящего в комплект системы СПК-2-3, через упругий карданный вал передается на входной вал червячного редуктора и посредством трансмиссионных валов — к правому и левому винтовым преобразователям ВП-4. Здесь вращательное движение преобразуется в поступательное, которое и обеспечивает поворот консолей крыла. При отказе одного из каналов системы время перевода поворотных частей крыла из одного положения в другое увеличивается вдвое.

Система управления механизацией крыла служит для выпуска и уборки в строгой последовательности предкрылков и закрылков. Система обеспечивает выпуск сначала предкрылков (на угол 27°), а затем закрылков (на угол 34°) и их уборку в обратной последовательности. В аварийной ситуации обеспечивается возможность остановки предкрылков и закрылков в любом промежуточном положении.

Крутящий момент от рулевого привода РП-60-3 через упругий вал передается на раздаточный механизм, установленный на задней стенке силовой балки центроплана, распределяющий крутящий момент между трансмиссиями предкрылков и закрылков в определенной очередности. От них вращательное движение передается к левому и правому распределительным редукторам, обеспечивающим вместе с телескопическим валом переход трансмиссий из центроплана на подвижную часть крыла. В поворотных консолях трансмиссии передают крутящий момент на домкраты предкрылков и закрылков, обеспечивающие их отклонение.

Кабина самолета — герметическая, вентиляционного типа, обеспечивает нормальную работу экипажа в высотных костюмах во всем диапазоне высот полета. Рабочие места членов экипажа с катапультируемыми креслами К-36Д размещены рядом: слева место летчика, справа — штурмана. На приборной доске, панелях и пультах, установленных по бортам кабины, размещены приборы и аппаратура для управления и контроля работы самолетных систем, силовой установки, оборудования, вооружения, органы управления самолетом и двигателями. В распоряжении экипажа имеется 46 индикаторов, 206 сигнальных ламп и ламп-кнопок, более 20 рычагов, свыше 300 выключателей, АЗС, кнопок, переключателей и других органов управления. Внутрикабинное освещение выполнено красным светом. На самолетах начиная с № 14-11 кабина оборудуется шторками защиты от светового излучения (СЗ) и слепого вождения (СВ).

Фонарь кабины состоит из неподвижной части и двух створок, откидывающихся назад — в стороны независимо друг от друга. Система управления створками фонаря обеспечивает эксплуатационное открытие и закрытие, а также аварийный сброс створок. Для защиты стекол передней части фонаря от обледенения установлена система обдува стекол горячим воздухом.

Требуемые температура, давление воздуха и вентиляция в кабине обеспечиваются системой кондиционирования. Герметизация кабины по периметрам откидных частей фонаря осуществляется в помощью надуваемых воздухом шлангов, по заклепочным швам и болтовым соединениям — нанесенным на внутреннюю поверхность кабины герметиком. Трубопроводы, тяги управления и электрожгуты выведены из кабины через герметичные выводы. Внутренняя поверхность кабины оклеена теп-лозвукоизоляционным покрытием.

Система кондиционирования обеспечивает наддув и вентиляцию кабины, автоматическое поддержание давления и температуры, а также ручное ее регулирование, предохранение стекол фонаря от запотевания. От системы кондиционирования отбирается воздух для охлаждения и наддува блоков оборудования, охлаждения вооружения, наддува противоперегрузочных устройств и вентиляции костюмов членов экипажа. Воздух для системы кондиционирования отбирается за 14-й ступенью компрессора каждого двигателя. Основные агрегаты системы установлены в средней части фюзеляжа над топливным баком № 2.

Кислородная система самолета обеспечивает работу членов экипажа, одетых в высотное спецснаряжение, в течение длительного времени при полете в загерметизированной кабине до высоты практического потолка и в разгерметизированной кабине на высотах до 10 км. Кратковременно в аварийном режиме система обеспечивает питание экипажа кислородом при снижении до безопасной высоты и при катапультировании с высот до практического потолка с автоматическим переключением на питание от блока кислородного оборудования катапультного кресла.

Система аварийного покидания самолета состоит из двух катапультных кресел К-36Д (с самолета № 9-11 — К-36ДМ) Генерального конструктора ОКБ «Звезда» Г. И. Северина, систем аварийного сброса створок фонаря, разблокировки стреляющих механизмов и принудительного катапультирования членов экипажа.

Кресла К-36Д (К-36ДМ) обеспечивают спасение членов экипажа на всех режимах полета, в том числе на взлете и посадке. Максимальная перегрузка при катапультировании не превышает 20 единиц. Площадь купола парашюта составляет 60 м2. Кресла крепятся в кабине путем захвата замком опорной пяты стреляющего механизма, жестко закрепленного на кресле. При снятии, установке и катапультировании кресло свободно перемещается по направляющим рельсам кабины.

Специальное бортовое оборудование самолета Су-24 состоит из:
-прицельно-навигационной системы;
-радионавигационного оборудования;
-радиосвязного оборудования;
-аппаратуры опознавания государственной принадлежности;
-аппаратуры предупреждения об облучении и радиоэлектронного противодействия;
-аппаратуры контроля и регистрации параметров;
-разведывательного оборудования.

Прицельно-навигационная система ПНС-24 «Пума» предназначена для решения следующих задач:
-круглосуточного всепогодного обнаружения и прицельного поражения тактических наземных целей всеми видами вооружения самолета;
-автономного и автоматического решения задач самолетовождения с программированием заданного маршрута;
-обеспечения безопасного маловысотного полета с предупреждением столкновений и облетом наземных препятствий в вертикальной плоскости;
-обеспечения прицельного поражения маломаневренных воздушных целей (транспортные, связные самолеты и т.п.) при обнаружении их визуально или с помощью теплопеленгатора.

В соответствии с решаемыми задачами прицельно-навигационная система включает в себя датчики информации, устройства ее обработки и выработки команд для управления самолетом, аппаратуру управления и индикации. В состав ПНС-24 «Пума» входят: радиолокатор переднего обзора (РПО) «Орион-А», радиолокатор предупреждения о столкновении с наземными естественными препятствиями (РПС) «Рельеф», пассивный радиолокационный пеленгатор (ПРП) «Филин», электронно-оптический визир «Чайка-1», теплопеленгатор ТП-23Е, система наведения ракеты Х-23 «Аркан» с радиокомандной линией «Дельта» и телевизионным пеленгатором «Таран», доплеровский измеритель скорости и угла сноса ДИСС-7, радиовысотомеры малых (РВ-ЗМП) и больших (РВ-18А1 «Крона») высот, малогабаритная инерциальная система МИС-П, система воздушных сигналов СВС-ПН-5-3, система автоматического управления самолетом САУ-6, система индикации с прицельно-пилотажным визиром ППВ, бортовая цифровая вычислительная система на базе БЦВМ «Орбита-10» (ЦВУ-10-058), коммуникационная аппаратура и ряд других более мелких систем.

Радионавигационное оборудование самолета обеспечивает решение задач ближней и дальней навигации и посадки в сложных метеоусловиях. В состав радионавигационного оборудования входят:
-бортовая радиотехническая система ближней навигации РСБН-бс «Ромб-1К»;
-автоматический радиокомпас АРК-10 (на самолетах поздних серий — АРК-15М) для вождения самолета по приводным широковещательным станциям и радиомаякам;
-самолетный ответчик СО-63Б, обеспечивающий решение задач управления воздушным движением в зоне аэродрома;
-антенно-фидерная система (АФС) «Пион-ГТ-б», обеспечивающая работу РСБН-бс и СО-63Б;
-маркерное радиоприемное устройство МРП-56П.

Радиосвязное оборудование обеспечивает радиотелефонную связь с наземными объектами на больших и малых расстояниях, командную радиотелефонную связь между самолетами в воздухе, внутреннюю связь между членами экипажа или экипажем и техническим персоналом при наземной подготовке. В состав радиосвязного оборудования самолета Су-24 входят:
-командная УКВ/ДЦВ радиостанция Р-832М «Эвкалипт»;
-приемопередающая коротковолновая радиостанция Р-847 «Призма» (или Р-846; на самолетах с № 15-28 — Р-864), обеспечивающая радиотелефонную связь с наземными пунктами и другими самолетами;
-самолетное переговорное устройство СПУ-9 для внутренней связи между членами экипажа и выхода на внешнюю связь через радиостанцию;
-магнитофон МС-61 для документирования информации внешней и внутренней связи.

Аппаратура опознавания государственной принадлежности СРЗО-2М («Кремний-2М») предназначена для проверки принадлежности обнаруженной цели к своим вооруженным силам и выдачи ответного сигнала опознавания на запрос запросчиков всех видов.

Аппаратуры предупреждения об облучении и постановки помех предназначена для обнаружения факта облучения самолета радиолокационными станциями зенитных комплексов и истребителей противника, создания активных и пассивных помех средствам наведения зенитных управляемых ракет и ракет класса «воздух-воздух». На самолете имеется станция предупреждения об облучении «Сирена-3М» и станция ответных помех «Сирень», предназначенная для индивидуальной защиты самолета от поражениями управляемыми ракетами путем постановки активных помех радиолокационным станциям импульсного и непрерывного излучения. Кроме того, самолеты поздних серий оборудуются автоматическими устройствами выброса противорадиолокационных и инфракрасных патронов — дипольных отражателей и ложных тепловых целей, отстрел которых снижает вероятность успешного наведения управляемых ракет с тепловыми и радиолокационными головками самонаведения; вместо станции «Сирена» на некоторых их них устанавливалась аппаратура предупреждения об облучении «Береза» с расширенными возможностями.

Аппаратура контроля на самолете представлена системой объективного контроля и регистрации параметров полета типа «Тестер-УЗ» (до самолета № 8-11 устанавливалась аппаратура САРПП), которая предназначена для записи в полете состояния, режимов и параметров основных систем самолета и его оборудования, текущего времени и служебных данных и обеспечивает сохранение записанной информации в случае летного происшествия.

Разведывательное оборудование фронтового бомбардировщика Су-24 включает аэрофотоаппарат, установленный в средней части фюзеляжа и предназначенный для решения задач дневной воздушной фоторазведки.

Вооружение фронтового бомбардировщика Су-24 включает:
-стрелково-пушечное вооружение;
-неуправляемые авиационные бомбардировочные средства поражения;
-неуправляемые авиационные ракеты;
-управляемые авиационные ракеты классов «воздух-поверхность» и «воздух-РЛС»;
-управляемые ракеты класса «воздух-воздух».

Все виды вооружения, кроме встроенной пушечной установки, устанавливаются под самолетом на балочных держателях и авиационных пусковых устройствах на 8 точках подвески: четырех подфюзеляжных, двух под центропланом, и двух — под поворотными консолями крыла. Максимальная масса боевой нагрузки самолета Су-24 составляет 7000 кг. Для решения задач подготовки и выбора видов оружия, управления пуском (сбросом) авиационных средств поражения и взрывателями при различных вариантах загрузки самолета предназначена установленная на борту система управления оружием (СУО).

Стрелково-пушечное вооружение представлено встроенной установкой с шестиствольной пушкой ГШ-6-23 или ГШ-6-23М (АО-19, изделие 9А-620 или 9А-768) калибра 23 мм, имеющей боекомплект 500 снарядов. Пушка размещена на нижней поверхности фюзеляжа на стыке с правым воздухозаборником. Благодаря наличию вращающегося блока стволов получена высокая скорострельность пушечной установки, достигающая 6-9 тысяч выстрелов в минуту. Начальная скорость снаряда составляет 715 м/с, отдача -4500 кгс (44 кН), масса пушки — 73 кг. Эта же пушка используется в съемных подвижных пушечных установках СППУ-6. На самолет может быть подвешено три такие установки. Боекомплект СППУ-б составляет 400 снарядов, она имеет две степени свободы: оружие может отклоняться на углы до 30″ вниз и до 45″ в обе стороны.

Бомбардировочное вооружение самолета состоит из неуправляемых авиационных бомб калибра 1500, 500, 250 и 100 кг, разовых бомбовых кассет (РБК-500 и РБК-250), зажигательных баков (ЗБ-500), размещаемых на внешних подвесках на балочных держателях 4-й и 3-й групп. На самолет можно подвесить 3 фугасные авиабомбы ФАБ-1500 на балочных держателях БД4-У, 8 бомб ФАБ-500М-62 на балочных держателях БДЗ-У, 16 бомб ФАБ-250М-62 или 28 ФАБ-250М-54 (вариант с максимальной бомбовой нагрузкой) на многозамковых держателях МБДЗ-У6, 38 осколочно-фугасных авиабомб ОФАБ-100-120 на держателях МБДЗ-Уб.

Неуправляемое ракетное вооружение состоит из ракет калибра 57, 80, 240 и 266/340(420) мм с боевыми частями осколочного, осколочно-фугасного, кумулятивного и проникающего действия, а также специального назначения. Неуправляемые авиационные ракеты калибра 57 мм применяются из блоков УБ-32А-73, имеющих 32 пусковых ствола, и представлены НАР типа С-5М, С-5МО, С-5К, С-5КО(КП) с боевыми частями фугасного, осколочно-фугасного, кумулятивного и кумулятивно-осколочного типа соответственно, специализированных ракет осветительного (С-5-О) и противорадиолокационного (С-5П) назначения. Неуправляемые ракеты калибра 80 мм применяются из 20-ствольных блоков Б-8М и могут комплектоваться кумулятивно-осколочной (НАР С-8, С-8В, С-8А, С-8М) или фугасно-проникающей (С-8Б) боевыми частями, стреловидными поражающими элементами (НАР С-8ВС, С-8АС). Тяжелые неуправляемые ракеты типа С-24 (С-24 Б) калибра 240 мм имеют осколочно-фугасную боевую часть и применяются с авиационных пусковых устройств АПУ-68УМ2. Неуправляемые ракеты С-25 калибра 266 мм имеют надкалиберную боевую часть осколочного (С-25-О) или осколочно-фугасного (С-25-ОФ) действия диаметром 420 и 340 мм соответственно и запускаются из одноразовых устройств O-25. Одновременно на самолет может быть подвешено до 6 блоков УБ-32 и Б-8М, 4 ракеты С-24 или 6 устройств O-25 с НАР С-25.

Управляемое ударное ракетное вооружение включает тактические управляемые ракеты (УР) класса «воздух-поверхность» типа Х-23 и противорадиолокационные управляемые ракеты Х-28 и Х-58. УР Х-23 (изделие «68») имеет радиокомандную систему наведения с передачей команд управления по радиолинии «Дельта», аппаратура которой установлена на борту самолета-носителя и ракеты. Масса ракеты составляет 288 кг, максимальная дальность пуска — 10 км. Ракета комплектуется кумулятивно-осколочно-фугасной боевой частью массой 111 кг. На самолете Су-24 обеспечена возможность подвески 4 ракет Х-23 на пусковых устройствах АПУ-68УМ2. Управляемая ракета класса «воздух-РЛС» Х-28 (изделие «Д-8») имеет пассивную радиолокационную головку самонаведения, массу 715 кг и дальность пуска до 65 км, комплектуется фугасной боевой частью массой 140 кг. УР Х-58 (изделие «Д-7») имеет аналогичное назначение и систему наведения. Ракета весит 640 кг, имеет фугасную боевую часть массой 150 кг и дальность пуска до 70 км. На самолет можно подвесить две ракеты Х-28 (на пусковых устройствах ПУ-28) или две Х-58 (на авиационных катапультных устройствах типа АКУ-58-1).

Управляемое ракетное вооружение класса «воздух-воздух» состоит из двух ракет Р-55 (изделие «67») с тепловыми головками самонаведения, подвешиваемых на пусковых устройствах под поворотными пилонами подвижных частей крыла.

ЛТХ:

Модификация: Су-24
Размах крыла, м:
-максимальный (69°): 17,64
-минимальный (16°): 10,37
Длина самолета, м: 22,67
Высота самолета, м: 5,92
Площадь крыла, м²
-при угле 69°: 51,02
-при угле 16°: 55,16
Масса, кг
-пустого самолета: 21200
-нормальная взлетная: 32300
-максимальная взлетная: 39700
Топливо
-внутренние топливо, кг: 9800
-внутренние топливо, л: 13000
ПТБ: 4 х 1250 или 2 х 3000
Тип двигателя: 2 х ТРДФ АЛ-21-ФЗ
Тяга, кгс
-нефорсированная: 2 х 7800
-форсированная: 2 х 11200
Максимальная скорость, км/ч
-на высоте: 1700 (М=1,6)
-на уровне моря: 1400 (М=1,15)
Перегоночная дальность, км: 3055
Боевой радиус действия, км: 600
Практический потолок, м: 11000
Макс. эксплуатационная перегрузка: 6,5
Экипаж, чел: 2
Вооружение: одна 23-мм шестиствольная пушка ГШ-6-23М (500 патронов)
Боевая нагрузка: 7000 кг на 8 узлах подвески. Бомбы от 100 до 1500 кг, разовые бомбовые кассеты или контейнеры малогабаритных грузов КМГУ-2. Блоки НАР калибром от 57 до 370 мм; УР класса «воздух-воздух» Р-55, УР «воздух-поверхность» Х-23 и противорадиолокационные УР Х-28 и Х-58, до трех подвижных установок СППУ-6 с ГШ-6- 23М.

 

 

• 
• 
• 
• 
• 
• 
• 
• 
• 
• 
• 
• 
•  

 

 

Список источников:
Сергей Мороз. Фронтовой бомбардировщик Су-24/24М.
Полигон. А.Фомин. Фронтовой бомбардировщик Су-24.
Аэрохобби. Ефим Гордон. Грозный «Фехтовальщик».
Авиация и космонавтика. Л.Логвинов, В.Яковлев. Фронтовой бомбардировщик Су-24.
Крылья Родины. Михаил Левин. Фронтовой бомбардировщик Су-24 и его «американский дядюшка».
Техника воздушного флота. Л.Логвинов, Ю.Рудницкий. Самолет Су-24 с крылом изменяемой стреловидности.
Авиапанорама. Александр Яворский. Фронтовой бомбардировщик Су-24.
Роман Астахов. Русская Сила. Фронтовой бомбардировщик Су-24.

Просмотров: 3636

Средний военно-транспортный самолет Ил-76

 

Разработчик: ОКБ Ильюшина
Страна: СССР
Первый полет: 1971 г.

 

 

 

К разработке турбореактивного самолета Ил-76 коллектив ОКБ приступил в соответствии с приказом Министра авиационной промышленности СССР от 28 июня 1966 года. Приказом предписывалось провести исследовательские работы по определению возможности создания среднего военно-транспортного самолета с четырьмя турбовентиляторными двигателями, «…предназначенного для выполнения задач, возлагаемых на военно-транспортную авиацию центрального подчинения и на фронтовую ВТА по посадочному и парашютному десантированию войск, боевой техники и военных грузов.»

По результатам проведенной совместно с ЦАГИ проектно-исследовательской проработки было разработано техническое предложение по созданию военно-транспортного самолета с турбовентиляторными двигателями Д-30КП конструкции ОКБ П. А. Соловьева. Техническое предложение Генеральный конструктор С. В. Ильюшин утвердил 25 февраля 1967 года. 27 ноября 1967 года Совет Министров СССР принял Постановление о создании военно-транспортного самолета Ил-76. Выполняя это Постановление, коллектив ОКБ приступил к разработке конструкторской документации на самолет. Все работы по созданию самолета проходили под руководством заместителя Генерального конструктора Г. В. Новожилова (28 июля 1970 года его назначили Генеральным конструктором опытного конструкторского бюро московского машиностроительного завода «Стрела» — в настоящее время Авиационный комплекс им. С. В. Ильюшина). Работы по созданию эскизного проекта и подготовке к Макетной комиссии велись под руководством Д. В. Лещинера.

Работа Макетной комиссии по рассмотрению разработанных материалов и макета самолета, построенного в натуральную величину, проходила в ОКБ с 12 по 31 мая 1969 года. Макетную комиссию возглавлял командующий военно-транспортной авиацией генерал-лейтенант Г.Н.Пакилев. Одним из разделов работы комиссии было проведение натурных примерок размещения в самолете военной техники, предназначенной для транспортировки на этом самолете. Этот раздел работы Макетной комиссии со стороны ОКБ возглавил Заместитель Главного конструктора Р. П. Папковский. С 1976 года — Главный конструктор по самолету Ил-76 и его модификациям. Пол макета был построен силовым, с силовой рампой, что позволило полностью провести загрузку, швартовку и разгрузку самоходной и несамоходной техники в макет самолета. Кроме того, были проведены примерки размещения личного состава войск в вариантах посадочного и парашютного десантирования. Две недели, практически круглосуточно, шла напряженная работа Макетной комиссии. Результаты ее работы позволили более глубоко и тщательно вести работы по выпуску конструкторской документации на самолет. 20 ноября 1969 года Акт работы Макетной комиссии был утвержден Главнокомандующим ВВС П. С. Кутаховым.

Проектирование транспортного самолета с предъявляемыми к нему разнообразными требованиями, диктуемыми универсальностью применения самолета, является технически трудной задачей. Для самолета Ил-76 эта задача еще более усложнялась требованиями по обеспечению эксплуатации самолета на грунтовых аэродромах ограниченных размеров и получения в этих условиях сравнительно коротких для такого класса самолетов длин разбега и пробега. Поэтому необходимо было изыскивать новые технические решения и проводить дополнительные исследования. В частности потребовалось создать специальное многоколесное шасси повышенной проходимости.

Сравнительно короткий разбег и пробега обеспечивались следующими конструктивными решениями:

-аэродинамической компоновкой крыла умеренной стреловидности с высокоэффективной механизацией;

-повышенной тяговооруженностью за счет установки на самолет четырех двигателей с взлетной тягой по 11760 даН (12 000 кгс), снабженных реверсивными устройствами тяги для торможения самолета при пробеге;

-высокоэффективной тормозной системой колес основных опор самолета.

Эти особенности выгодно отличают самолет Ил-76 от существующих транспортных самолетов как в СССР, так и за рубежом. Кроме того, при разработке самолета большое внимание было уделено обеспечению безопасности полета, надежности и автономности эксплуатации. В процессе создания самолета на его конструкцию и системы было получено более двухсот авторских свидетельств на изобретения и более тридцати иностранных патентов.

Постройка первого опытного самолета проводилась в Москве на опытном производстве предприятия с участием многих предприятий страны, которые поставляли материалы, необходимые для постройки самолета, агрегаты и системы. Возглавляли постройку самолета директор предприятия Д. Е. Кофман и главный инженер В. А. Юдин.

Постройка первого опытного самолета была завершена в начале 1971 года. Самолет выкатили на Центральный аэродром города Москвы. Как известно, знаменитая Ходынка расположена всего в шести километрах от Кремля, но первый полет предстояло выполнить именно отсюда. Аэродромные отработки самолета проводили коллективы цеха общей сборки под руководством В. М. Орлова, лабораторно-стендового комплекса под руководством В. П. Боброва и бригады самолета под руководством старшего наземного механика В. В. Лебедева. Общее руководство работами по подготовке к первому вылету самолета было возложено на ведущего инженера по летным испытаниям самолета М. М. Киселева. 25 марта 1971 года экипаж во главе с Заслуженным летчиком-испытателем СССР Э. И. Кузнецовым выполнил первый полет на первом опытном самолете Ил-76, совершив посадку на аэродроме Раменское.

Сразу же после перелета самолета на летную базу предприятия начался заводской этап летных испытаний по разделу определения летно-технических и взлетно-посадочных характеристик самолета.

В мае того же года самолет был продемонстрирован руководителям страны, на подмосковном аэродроме Внуково, а затем впервые был представлен на XXIX международном авиационно-космическом салоне в Париже.

Практически через два года с того же Центрального аэродрома был поднят второй опытный самолет Ил-76. Первый полет на этом самолете выполнил экипаж во главе с летчиком-испытателем Г. Н. Волоховым. Ведущим инженером по летным испытаниям был П. М. Фомин, а затем В. В. Смирнов. Самолет приступил к летным испытаниям систем самолета, а также пилотажно-навигационного прицельного комплекса.

5 мая 1973 года совершил первый полет первый серийный самолет, он же стал третьим опытным самолетом, который с аэродрома ташкентского авиационного завода поднял экипаж летчика-испытателя A. M. Тюрюмина. Этот самолет приступил к летным испытаниям по разделу боевого применения (отработка вопросов посадочного и парашютного десантирования личного состава, грузов и техники). Ведущим летчиком-испытателем этого раздела испытаний самолета Ил-76 был Александр Михайлович Тюрюмин. В августе 1974 года он был удостоен звания «Заслуженный летчик-испытатель СССР», а в марте 1976 года Указом Президиума Верховного Совета СССР «за испытания и освоение новой авиационной техники и проявленные при этом мужество и героизм» ему было присвоено звание Героя Советского Союза. Штурманам В. А. Щеткину, С. В. Терскому и В. Н. Яшину, которые работали с ним в одном экипаже при выполнении программ по десантированию, были также присвоены высокие звания «Заслуженный штурман-испытатель СССР».

Бригаду испытателей возглавил ведущий инженер по летным испытаниям В. С. Кругляков, который впоследствии возглавлял летные испытания таких самолетов, как первый широко-фюзеляжный пассажирский самолет Ил-86, штурмовик Ил-102, пассажирские самолеты Ил-96-300 и Ил-96МО. Ведущими инженерами по испытаниям десантно-транспортного и санитарного оборудования самолета Ил-76 были А. Д. Егутко и Н. Д. Таликов.

В ноябре 1973 года выполнил первый полет второй серийный (четвертый опытный) самолет. Этот самолет поднял в воздух экипаж летчика-испытателя С. Г. Близнюка. Испытания проводила бригада под руководством ведущего инженера Г. Д. Дыбунова, а затем П. М. Фомина. На этом самолете отрабатывалось его вооружение. 15 декабря 1974 года завершились Государственные испытания военно-транспортного самолета Ил-76. Этот этап испытаний проводили испытательные бригады Государственного Краснознаменного научно-исследовательского института имени В. П. Чкалова. Всего на четырех опытных самолетах выполнено 964 полета с налетом 1676 часов.

Первые самолеты Ил-76 начали поступать в 339 военно-транспортный ордена Суворова III степени авиационный полк, который базировался в белорусском городе Витебске. Это был именно тот полк, на базе которого проходил испытания по боевому применению первый серийный самолет Ил-76. Командиром полка в это время был полковник А. Е. Черниченко, который вместе с командиром гвардейской Смоленской орденов Суворова и Кутузова дивизии ВТА В. А. Грачевым, оказывал огромную помощь в проведении летных испытаний самолета Ил-76.

Если говорить о помощи, которую оказывали войска в проведении испытаний, то ее переоценить невозможно. Огромную помощь оказывали лично командующий военно-транспортной авиацией генерал-полковник Г. Н. Пакилев и командующие воздушно-десантными войсками генерал армии В. Ф. Маргелов и его приемник генерал армии Д.С.Сухоруков. Видя эту помощь, их подчиненные также оказывали всестороннюю помощь и поддержку.

21 апреля 1976 года вышло Постановление Правительства СССР о принятии на вооружение военно-транспортной авиации военно-транспортного самолета Ил-76 с четырьмя турбовентиляторными двигателями Д-30КП.

Первые модификации самолета Ил-76 имели взлетную массу 170 т, грузоподъемность 28 т и дальность полета с максимальной нагрузкой 4 200 км. В ходе модернизации взлетная масса возросла до 190 т, грузоподъемность до 43 т, а дальность с этой нагрузкой достигла 4 000 км.

В грузовой кабине могут разместиться 145 или 225 (модификации -М, -МД в двухпалубном варианте) солдат или 126 десантников (в первоначальном варианте их было 115). В грузовой кабине могут разместиться три боевые машины десанта БМД-1, которые могут быть перевезены в варианте посадочного десантирования, так и в варианте парашютного десантирования в платформенном или бесплатформенном виде. Самолет может десантировать четыре груза массой по 10 т или два моногруза массой по 21 т.

Существенно, по сравнению с турбовинтовыми самолетами, расширился диапазон скоростей полета — с 260 до 825 км/ч. Это позволило сократить сроки выполнения задач, поднять возможности преодоления ПВО противника, а также улучшить условия десантирования личного состава и боевой техники.

Наряду с основными летно-техническими характеристиками новой авиационной техники существенно возросли качество и возможности радиосвязного, навигационного, пилотажного, десантно-транспортного оборудования и вооружения самолета. ПНПК-76 позволил осуществить автоматический полет по маршруту, выход в точку десантирования, прицеливание, десантирование и заход на посадку в автоматическом или деректорном режиме. Оборудование самолета позволило полностью автоматизировать полет в боевых порядках.

Военно-транспортный самолет Ил-76, созданный в основном на базе проверенных в эксплуатации достижений отечественной и зарубежной авиационной техники, обладает многими необычными чертами, которые потребовали при его проектировании решения ряда проблем. Большой интерес в этом отношении представляют: компоновка хвостовой части фюзеляжа, высокоэффективная механизация крыла, специальное многоколесное шасси, топливная система, система управления самолетом, а также комплекс бортового транспортного оборудования.

При проектировании самолета Ил-76 одной из сложных проблем было определение оптимальных размеров фюзеляжа, его конфигурации, а также расположения и размеров грузового люка, которые с наибольшей эффективностью отвечали бы условиям эксплуатации самолета.

Выбор размеров грузовой кабины транспортного самолета представляет собой сложную задачу из-за большого разнообразия перевозимых грузов и техники. Для перевозки на самолете Ил-76 крупногабаритных грузов и техники, вписывающихся в стандартный железнодорожный габарит 02-Т, обеспечения проходов достаточной ширины вдоль бортов для выполнения швартовки грузов и техники, поперечное сечение грузовой кабины было выбрано шириной 3,45 м и высотой 3,4 м со срезанными верхними углами, а поперечное сечение фюзеляжа круглое диаметром 4,8 м.

Длина грузовой кабины 20 м (без учета рампы) была определена из условия размещения в ней шести стандартных авиационных контейнеров 2,44 x 2,44 x 2,91 м (или трех контейнеров 2,44 х 2,44 x 6,06 м) и различных типов техники с учетом установки в передней части грузовой кабины двух загрузочных лебедок, рабочего места бортового техника по авиадесантному оборудованию и наличия поперечного прохода достаточной ширины.

Общая длина грузовой кабины с наклонной грузовой рампой, служащей одновременно трапом для въезда техники, составляет 24,5 м. Пространство под полом грузовой кабины используется под вспомогательные грузовые отсеки для размещения различного снаряжения.

Проектирование хвостовой части фюзеляжа с большим грузовым наклонным люком стало одной из основных проблем при разработке самолета. Создание заднего наклонного грузового люка, обеспечивающего возможность сброса тяжелых крупногабаритных грузов на платформах методом парашютного срыва, потребовало обеспечить высоту грузового люка в свету (по полету), близкую к высоте грузовой кабины.

В результате анализа компоновок фюзеляжей различных военно-транспортных самолетов для Ил-76 была выбрана такая конфигурация хвостовой части фюзеляжа, которая обеспечивала свободную и быструю загрузку самолета со стороны хвоста, а также свободный выход грузов при их парашютном десантировании.

Проведенные в ЦАГИ исследования по сбросу с помощью парашютов высокогабаритных грузов на платформах показали возможность уменьшения высоты проема грузового люка в зоне концов створок с 3,4 до 3,0 м, благодаря чему была увеличена строительная высота силовых элементов хвостовой части фюзеляжа, на которых крепится киль.

Для обеспечения необходимой прочности хвостовой части фюзеляжа пришлось сделать специальную жесткость (верхний замкнутый контур), опирающуюся на боковые бимсы — усиленные продольные элементы коробчатого сечения, ограничивающие вырез люка в хвостовой части фюзеляжа.

Грузовой люк закрывается рампой и тремя створками: средней, открывающейся вверх и двумя боковыми лепесткового типа, открывающимися наружу. Благодаря разделению створок грузолюка на небольшие по ширине (среднюю и две боковые), при открытии в полете боковые створки не оказывают заметного влияния на внешнюю аэродинамику фюзеляжа. Кроме того, обеспечивается перемещение задней пары электротельферов за порог рампы. Грузовая рампа является одной из створок грузового люка и служит для его закрытия, для заезда в грузовую кабину техники (при опущенном до земли положении рампы), а также сброса грузов в полете при горизонтальном ее положении.

Грузовая кабина заканчивается вертикальной гермостворкой у конца рампы, что позволило облегчить герметизацию большого грузового люка. Гермостворка в открытом положении занимает горизонтальное положение, освобождая проход для грузов.

Конфигурация носовой части фюзеляжа определилась необходимостью размещения в ней нижней (обзорной) антенны и обеспечения штурману хорошего обзора вниз. Кабина экипажа была разделена на верхнюю, в которой размещаются два пилота, бортинженер и бортрадист, и нижнюю, в которой размещается штурман с комплексом пилотажно-навигационного оборудования. Позади кабины пилотов находится технический отсек с оборудованием, дополнительным откидным сиденьем бортоператора по десантно-транспортному оборудованию и местами для отдыха экипажа.

Кабина экипажа и грузовая кабина самолета Ил-76 герметизированы, имеют наддув до перепада 0,049 МПа (0,05 кгс/см). Благодаря этому до высоты полета 6 700 м в кабинах поддерживается нормальное атмосферное давление, а на высоте 11 000 м давление в кабинах соответствует высоте полета 2 400 м.

Конструктивно фюзеляж самолета представляет собой цельнометаллический полумонокок с усиленным продольным и поперечным набором по границам больших вырезов и в местах крепления к фюзеляжу других агрегатов. По бортам фюзеляжа расположены обтекатели, в которые убираются основные опоры самолета.

На самолете Ил-76 применены четыре основные опоры, колеса которых размером 1 300×480 мм оборудованы высокоэффективными тормозами большой энергоемкости и расположены по четыре на общей оси каждой опоры. Такое расположение колес позволило значительно улучшить проходимость самолета по грунту. Уборка основных опор с разворотом колес вокруг стойки на 90° выполняется под пол грузовой кабины в обтекатели специальной формы со створками, открывающимися только в момент при их выпуске или уборке шасси. Это исключает попадание в отсеки воды, снега и грязи при движении самолета по аэродрому, что особенно важно при эксплуатации самолета на грунтовом аэродроме. Минимальные размеры обтекателей шасси и их расположение позволили исключить возникновение вредной интерференции воздушного потока от обтекателей. На передней опоре установлены четыре колеса размером 1x100x300 мм. Колеса передней опоры могут поворачиваться на угол 50° для обеспечения разворота самолета на полосе шириной 40 м. Специальное многоколесное шасси позволяет самолету Ил-76 использовать значительно большее число грунтовых аэродромов, чем самолету Ан-12.

Установка на Ил-76 четырех двигателей Д-30КП обеспечивает самолету высокую тяговооруженность. Двигатели снабжены устройствами реверсирования тяги створчатого (ковшового) типа, что дает возможность использовать тягу двигателей в качестве дополнительного средства торможения самолета при пробеге.

Расположение двигателей на пилонах под крылом позволило унифицировать силовую установку самолета Ил-76 и сделать двигатели с гондолами взаимозаменяемыми.

Топливная система самолета Ил-76 отличается высокой надежностью работы, простотой в эксплуатации и обеспечивает бесперебойное питание двигателей топливом на всех возможных режимах полета. Топливо размещается в кессонных баках крыла, разбитых по числу двигателей на четыре группы. В каждой группе баков имеется расходный отсек, из которого топливо подается к двигателю.

Работа топливной системы, в том числе управление насосами перекачки топлива в расходные отсеки, осуществляется автоматически, без дополнительных переключений баков в процессе выработки топлива.

Одной из основных особенностей системы управления самолетом Ил-76 является возможность перехода с бустерного управления на ручное, что потребовало при проектировании решения сложных технических задач для самолета таких больших размеров, обладающего к тому же достаточно высокой скоростью полета. Такое решение позволило иметь минимальное резервирование бустерного управления, что обеспечило управление самолетом при посадке в случае отказа всех двигателей и, таким образом, значительно повысило безопасность полета. Другой особенностью системы управления является применение автономных рулевых машин, объединяющихся в одном агрегате бустер и гидравлическую насосную станцию (с баком и электроприводом), что дало возможность повысить надежность системы управления (благодаря отказу от широкоразветвленной централизованной гидросистемы для питания бустеров), а также значительно упростить обслуживание и ремонтоспособность системы в аэродромных условиях.

Механические проводки системы управления (кроме руля направления) дублированы и выполнены в виде жестких тяг, проложенных по обоим бортам фюзеляжа с обеспечением их разъединения в случае заклинивания одной из них.

Эффективность военно-транспортного самолета во многом определяется совершенством и универсальностью комплекса бортового десантно-транспортного оборудования. В связи с этим в ОКБ были проведены принципиально новые конструкторские проработки по комплексу бортового десантно-транспортного оборудования, в которых основное внимание было уделено обеспечению легкости его эксплуатации экипажем, особенно при автономной эксплуатации самолета в отрыве от своей базы.

Разработанный для Ил-76 комплекс бортового десантно-транспортного оборудования не только значительно расширил номенклатуру перевозимых грузов, в том числе длинномерной и крупногабаритной техники и стандартных сухопутно-морских контейнеров международного образца, но и обеспечил их быструю погрузку-разгрузку без применения специального наземного оборудования. Все это качественно повысило эффективность транспортных перевозок на Ил-76, особенно при эксплуатации самолета на необорудованных аэродромах в отдаленных районах страны. Комплекс бортового десантно-транспортного оборудования, установленный на самолете, был испытан в реальных условиях и получил положительную оценку.

Проработка вариантов погрузки грузов и техники с помощью грузовых лебедок и электротельферов показала, что для самолета Ил-76 наиболее целесообразной является комплектация двумя тяговыми грузовыми лебедками, расположенными у передней стенки грузовой кабины, и четырьмя грузоподъемными электротельферами, по два с каждого борта, что обеспечило самолету высокую оснащенность погрузочными средствами, маневренность при их использовании и автономность при работе на необорудованных аэродромах.

Перевозка на Ил-76Т сухопутно-морских контейнеров международного образца, которые не предназначены для транспортировки самолетами, обеспечивается благодаря наличию на самолете четырех электротельферов, возможности выдвижения задних электротельферов за порог рампы более чем на 5,6 м и большой высоте грузовой кабины, достаточной для подъема контейнеров электротельферами с полуприцепа-контейнеровоза и перемещения их внутрь грузовой кабины.

Применение четырех переставляемых по ширине рампы подтрапников дает возможность обеспечить широкий диапазон образования грузовых дорожек для въезда техники с различной колеей, а система их механизированной уборки — выпуска резко сокращает время погрузочно-разгрузочных работ и исключает ручной труд на их установку и снятие.

Особенностью способа погрузки высокогабаритной самоходной техники с подъемом ее грузовой рампой является то, что техника въезжает по наклонным подтрапникам и рампе до момента, когда ее колесный (гусеничный) ход будет находиться целиком на рампе, а между потолком кабины и техникой имеется безопасный зазор. В этом положении техника пришвартовывается к рампе, которая поднимается до выравнивания ее с линией грузового пола кабины. После этого техника расшвартовывается и продвигается в грузовую кабину. Этот способ успешно применяется на самолете Ил-76, благодаря чему обеспечивается загрузка техники высотой до 3,35 м.

При погрузке длинномерной и высокогабаритной техники рампа приподнимается и устанавливается в положение с углом наклона к земле около 6°, на нее навешиваются подтрапники, соединенные последовательно, с установкой между ними дополнительных опор. Угол въезда по подтрапникам и рампе при этом также близок к 6°. Благодаря малому углу въезда длинномерная техника своей носовой частью не упирается в потолок грузовой кабины и проезжает в нее с безопасным зазором. Такой способ погрузки длинномерной техники позволил загружать и перевозить на Ил-76 большую номенклатуру длинномерной техники и выполнять операции по погрузке-выгрузке длинномерной и высокогабаритной техники на необорудованных аэродромах без применения эстакад, трайлеров и других наземных средств погрузки, которых практически нет ни в Вооруженных силах, ни на практически большинстве гражданских аэропортов.

Для десантирования личного состава также впервые было создано специальное оборудование. Главной целью при создании такого оборудования было сокращение времени при переводе его из походного в рабочее положение. Оборудование состоит из бортовых и секций центральных сидений, тросов для принудительного раскрытия парашютов, разделителей и прерывателей потоков парашютистов и бортовых защитных полотнищ, защищающих десантников от воздушного потока на рампе. Троса ПРП установлены на борту самолета таким образом, что раскрытие стабилизирующих парашютов десантников происходит в проеме грузового люка, но вне рампы, что позволяет исключить возможные зацепы или порывы стабилизирующих устройств. Боковые двери при десантировании парашютистов защищают их от набегающего потока и позволяют безопасно покинуть самолет. Благодаря уникальной аэродинамике самолета скорость десантирования личного состава находится в пределах 260-400 км/ч, что создает более комфортные условия десантирования за счет снижения динамических нагрузок на десантников.

В посадочном варианте личный состав может перевозиться как в однопалубном варианте на бортовых и секциях центральных сидений, так и в двухпалубном варианте с добавлением второй палубы. На второй палубе личный состав размещается на сидениях, размещенных в два ряда вдоль бортов.

Оборудование самолета в санитарном варианте представляет собой секции санитарных стоек, в каждой из которых закрепляется три яруса санитарных носилок. Основным принципом этого оборудования также является обеспечение минимального времени монтажа этого оборудования силами экипажа самолета.

Особое место занимает самолет Ил-76 в обеспечении воздушных перевозок в Афганистан. В период с декабря 1979 года по 1984 года в перевозках использовались все типы военно-транспортных самолетов, находящихся на вооружении ВТА, а с 1985 года применялись только самолеты Ил-76 и Ан-12, причем основной объем перевозок производился на самолетах Ил-76 (89% личного состава и 74% грузов), оказавшихся наиболее эффективными и защищенными от огня ПВО. Всего ВТА выполнила в Афганистан 26 900 самолето-рейсов, из них на долю самолетов Ил-76 приходится 14 700 самолето-рейсов. К середине 1980-х годов Ил-76 стал основным самолетом ВТА как по численности (около 50% самолетного парка), так и по боевым возможностям группировки (более 60%). К 1991 году (год развала СССР и мощной армии) эти показатели достигли соответственно 69% и 70%.

«Летные и тактико-технические данные самолета Ил-76 позволили решать практически весь комплекс разнообразных и сложных задач по десантированию воздушных десантов, воздушным перевозкам войск, боевой техники и грузов, больных, выполнению специальных задач… Самолет Ил-76 с точки зрения руководства и всего личного состава Военно-транспортной авиации навсегда останется в истории ОКБ и завода золотой страницей.» (Из выступления заместителя командующего военно-транспортной авиацией В. Ф. Денисова на юбилейной летно-технической конференции, посвященной 20-летию эксплуатации самолетов Ил-76 в гражданской авиации.)

В 1999 году В.Ф.Денисов назначен командующим 61-й воздушной армией Резерва Главнокомандующего (ВТА).

Характеристики самолета Ил-76 позволили провести работы по установлению авиационных мировых рекордов. В июле 1975 года на первом серийном самолете Ил-76 экипаж Заслуженного летчика-испытателя СССР Героя Советского Союза Я.И.Берникова в полете с грузом массой 70 121 кг достиг высоты 11 875 м. В этот же день экипаж Заслуженного летчика-испытателя А. М. Тюрюмина в полетах по замкнутому маршруту показал рекордную среднюю скорость полета 857,657 км/ч с грузом 70 т на дальность 1 000 км и с грузом 70 т на дальности 2 000 км достигнута рекордная средняя скорость 856,697 км/ч. Несколько дней спустя экипаж А.М.Тюрюмина в полете с грузом 40 т по замкнутому маршруту протяженностью 5 000 км достиг рекордной средней скорости полета 815,968 км/ч. Всего в эти дни на самолете Ил-76 было установлено 25 мировых рекордов. Еще три мировых рекорда были установлены с помощью самолета Ил-76. 4 апреля 1975 года советскими парашютистами установлен новый мировой рекорд — они покинули борт самолета Ил-76 на высоте 15 386 м и пролетели в свободном падении 14 780 м. Командиром экипажа самолета Ил-76 был генерал-майор С. Г. Дедух.

26 октября 1977 года советские парашютистки установили два мировых рекорда — одиночный прыжок с высоты 15 760 метров и свободное падение до высоты 960 м и групповой прыжок с высоты 14 846 метров — свободное падение до высоты 631 м. 27 октября того же года был установлен еще один женский мировой рекорд — парашютистка покинула борт самолета Ил-76 на высоте 14 974 м и пролетела в свободном падении до высоты 574 м. Командиром экипажа в этих полетах был А. М. Тюрюмин.

Самолет Ил-76 открыл новые возможности для доставки в трудно доступные места, в том числе и на дрейфующие научные станции в Северном Ледовитом океане различных грузов, в том числе и техники в том числе используя различные способы их парашютного десантирования. Так, начиная с 1982 года неоднократно проводились высокоширотные воздушные экспедиции по доставке грузов на дрейфующие станции. Практически во всех принимали участие экипажи Авиационного комплекса имени С. В. Ильюшина во главе с Заслуженным летчиком-испытателем Героем Советского Союза С. Г. Близнюком и Заслуженным летчиком-испытателем Героем Российской Федерации И. Р. Закировым. Причем в ходе этих экспедиций специалистами ОКБ и летного комплекса разработан новый способ десантирования грузов на парашютно-грузовых системах с использованием гравитации (сброс грузов в режиме набора высоты), который сегодня довольно часто применяется при решении задач по доставке грузов в экстремальных ситуациях.

Модификации:
Ил-76 — первая серийная модификация.
Ил-76Т — модификация с усиленной конструкцией и дополнительным топливным баком.
Ил-76ТД — модификация Ил-76Т с ТРДД Д-30КП серии 2. На ТД по сравнению с Т увеличена емкость топливных баков, усилены крыло и пол грузовой кабины, усовершенствовано приборное оборудование.
Ил-76М — специализированная военная версия Ил-76Т с пушечным вооружением, и системой с дипольными отражателями и установкой помех.
Ил-76МД — военная версия Ил-76ТД.
Ил-76П (ТП, ТДП) — пожарный самолет.
Ил-76ПС — модификация для поисково-спасательных операций на море.
Ил-76МД «Скальпель» — самолет «летающий госпиталь».
Ил-76ЛЛ — летающая лаборатория для отработки перспективных двигателей.
Ил-76К/МДК — модификация для имитации состояния невесомости при тренировки космонавтов.
Ил-76ВКП — «воздушный командный пункт» для управления стратегическими ядерными силами
Изделие «976»(СКИП) — летающий командно-измерительный пункт.
Ил-78 — модификация Ил-76 в роли топливозаправщика.
А-50 — самолет ДРЛО на базе Ил-76.
Adnan 1 (Baghdad) — самолет ДРЛО на базе Ил-76МД для ВВС Ирака с РЛС Thompson-CSF Tiger G.
Adnan 2 — вариант Adnan 1 для контроля и наведения истребителей.
Ил-76МФ — глубокая модификация самолета с новыми двигателями ПС-90А.

Ил-76МД-90А (изделие 476) — транспортный самолет. Глубокая модернизация транспортного самолета Ил-76МД

ЛТХ:

Модификация: Ил-76Т
Размах крыла, м: 50,50
Длина самолета, м: 46,59
Высота самолета, м: 14,76
Площадь крыла, м²: 300,0
Масса, кг
-снаряженного самолета: 104000
-максимальная взлетная: 170000
-полезной нагрузки: 43400-47000
Максимальное кол-во топлива, л: 109480
Тип двигателя: 4 х ТРДД Д-30КП
Тяга, кгс: 4 х 12000
Максимальная скорость, км/ч: 850
Крейсерская скорость, км/ч: 750-800
Дальность полета, км
-с грузом 20 т: 6100
-с грузом 47 т: 3000
Практический потолок, м: 12000
Экипаж, чел: 6/7
Полезная нагрузка: 140 солдат или 128 парашютистов
Вооружение (опционально): две 23-мм пушки ГШ-23Л.

 

• 
• 
• 
• 
• 
• 
• 
• 
• 
• 
• 
• 
•  

 

Список источников:
Авиация и Космонавтика. Николай Тиликов. Самолет Ил-76 и его транспортные модификации.
Крылья Родины. Николай Якубович. Универсальный грузовик.
Д.С.Комиссаров. Ил-76: История самолета.
Вестник Авиации и космонавтики. Владимир Ильин. Оперативно-тактический ВТС Ил-76.
Самолеты ОКБ имени С.В.Ильюшина. (под редакцией Г.В.Новожилова).
Крылья Родины. Г.В.Новожилов. Самолет-солдат.
Крылья Родины. Г.Пакилев. Ил-76 — «рабочая лошадка» ВТА.
Роман Астахов. Русская Сила. Военно-транспортный самолет Ил-76.
Ростислав Виноградов, Александр Пономарев. Развитие самолетов мира.
Материалы музея авиационного комплекса им.С.В.Ильюшина.

 

Просмотров: 3019