История конструкций самолетов в СССР 1951-1965 гг.

Стратегический бомбардировщик и ракетоносец Ту-95 и его модификации

Политическое и военное противостояние между США и СССР, начавшееся после окончания второй мировой войны, стало главной причиной, побудившей наше правительство принять решение о создании межконтинентальных бомбардировщиков. Самым сложным вопросом стал выбор двигателя. Опыт создания бомбардировщика Ту-85 и корейская война показали, что время самолетов большой дальности с поршневыми двигателями безвозвратно ушло. Остановить свой выбор конструктор мог лишь на ТРД и ТВД. Первый обеспечивал большие околозвуковые скорости, второй - большую дальность, недоступную реактивным самолетам середины 1950-х гг. В связи с этим ОКБ-156 предложило создать дальний бомбардировщик с ТВД.

Разработка Ту-95 началась в соответствии с постановлением Совета Министров от 11 июля 1951 г. Документ предписывал создать машину под четыре спарки ТВ-2Ф или четыре НК-12 с взлетной мощностью по 12 500 э. л. с. со следующими данными: максимальная скорость 900...940 км/ч на высотах 8000...9000 м, практический потолок 13 000...13 500 м, дальность полета максимальная 17000...18000 км, длина разбега 1500...1800 м, нормальная бомбовая нагрузка 5000 кг и 15 000 кг перегрузочная.

В будущем Ту-95 предстояло совместить ТВД и крыло стреловидностью 35?, рассчитанное на полет с околозвуковыми скоростями, но использованное лишь до скоростей, соответствующих М = 0,79. В основу компоновки фюзеляжа положили технические решения, испытанные на самолете Ту-85. В значительной степени сохранился состав вооружения и оборудования.

В октябре 1951 г. состоялась защита эскизного проекта, а год спустя, 12 ноября 1952 г., экипаж летчика-испытателя А.Д. Перелета выполнил на Ту-95/1 с четырьмя двигателями 2ТВ-2Ф первый полет.

На первом прототипе удалось совершить лишь 17 полетов. В последнем из них 11 мая 1953 г. произошла катастрофа. Пожар третьей спарки двигателей стоил жизни командиру корабля А.Д. Перелету и бортинженеру А.Ф. Чернову.

Причиной пожара стало разрушение одной из шестерен редуктора силовой установки. Следует отметить, что в январе и апреле силовая установка проходила стендовые испытания в ГК НИИ ВВС, в ходе которых выявилась недостаточная усталостная прочность редуктора. Имело место разрушение зуба правой шестерни вала редуктора двигателя. Силовая установка не выдержала 100-часовые стендовые испытания. Об этом факте были проинформированы разработчики 2ТВ-2Ф и непосредственно ОКБ-156. Однако в ОКБ не сделали нужных выводов, и результат испытаний прототипа Ту-95 оказался трагическим. Катастрофа задержала создание машины на два года.

Страна очень нуждалась в подобных самолетах, но катастрофа первого прототипа привела к прекращению подготовки серийного производства Ту-95 на куйбышевском заводе ? 18. Лишь появление НК-12 позволило вновь вернуться к выпуску Ту-95. Экипаж летчика-испытателя М.А. Нюхтикова поднял в воздух второй прототип машины. В октябре 1955 г. начались испытания первого серийного Ту-95.

В том же году начались и государственные испытания, проходившие сразу на трех машинах: опытной и двух серийных. В ходе государственных испытаний, завершившихся в октябре 1956 г., выяснилось, что основные характеристики самолета ниже расчетных. В связи с этим с августа 1956 г. по февраль 1957 г. шестую серийную машину дорабатывали: установили на нее двигатели НК-12М с взлетной мощностью по 15 000 э.л.с. Это позволило увеличить запас топлива, доведя взлетную массу до 182 000 кг.

В декабре 1957 г. завершился заводской этап испытаний. Полученные летные данные несколько улучшились, особенно дальность полета. Это позволило машину под обозначением Ту-95М принять на вооружение.

Самолет Ту-95М представлял собой высокоплан с крылом стреловидностью 35? по линии фокусов в центральной части и 33,5? на концах. Крыло - двухлонжеронное кессонной конструкции - технологически делилось на центроплан, две средних и две концевых отъемных части. В кессоне между нервюрами расположены мягкие топливные баки. На средних отъемных частях имелись однощелевые закрылки.

Фюзеляж - полумонококовой конструкции круглого сечения. В носовой части находится передняя гермокабина. В ней размещаются места для командира корабля и его помощника, двух штурманов, старшего борттехника и старшего офицера по системам радиоэлектронного противодействия (РЭП).

В средней части фюзеляжа расположены топливные баки, центроплан и бомбоотсек. В кормовой части находится гермокабина стрелка и командира огневых установок. Обе гермокабины вентиляционного типа.

Хвостовое оперение - цельнометаллическое, свободнонесущее с углами стреловидности 40?. Стабилизатор кессонного типа состоял из двух половин, стыковавшихся между собой по оси самолета. Руль высоты также состоял из двух частей. На левой половине руля устанавливался триммер, а на правой - сервокомпенсатор (флетнер). Вертикальное оперение состояло из киля и руля поворота с триммером.

Шасси - трехопорное с хвостовой предохранительной пятой, снабженной пневматиками. На основных опорах устанавливались опрокидывающиеся тележки с четырьмя тормозными колесами размером 1500x500 мм. Основные опоры крепились к средним отъемным частям и убирались по потоку в обтекатели, являвшиеся продолжением средних гондол. Носовая опора с двумя колесами размером 1100x330 мм убиралась назад по потоку в фюзеляжную нишу.

Система управления самолетом смешанная. В канале элеронов использовали тросовую и жесткую проводку с обратимыми гидроусилителями. Управление рулем поворота осуществлялось с помощью обратимых гидроусилителей.

Силовая установка состояла из четырех НК-12М (замененных впоследствии на НК-12МВ) с соосными винтами АВ-60С диаметром 5,6 м с автоматическим и ручным флюгированием. Топливная система включала 74 крыльевых и фюзеляжных баков, вмещавших до 89 100 кг топлива.

Для борьбы с обледенением носков капотов двигателей использовали теплый воздух, отбираемый от одной из ступеней компрессора ТВД. Противообледенительная система носков крыла и хвостового оперения, передних кромок воздушных винтов и обтекателей их втулок, остекления фонарей штурмана и летчиков - электрическая.

На самолетах первых серий в состав радиооборудования входили: связная 1РСБ-70, командная РСИУ-4 и аварийная АВРА-4 радиостанции; два радиокомпаса АРК-5, радиовысотомеры больших и малых высот РВ-2 и РВ-17; запросчик-ответчик системы "свой - чужой" и переговорное устройство СПУ-10.

Вооружение состояло из двух дистанционных башенных пушечных установок: верхней - ДТ-В12 и нижней - ДТ-Н12, а также кормовой - ДК-12. Верхняя установка при стрельбе выдвигалась, а в крейсерском полете находилась в убранном положении. Суммарный боекомплект шести пушек АМ-23 составлял 2300 патронов, а в перегрузочном варианте - до 4400 патронов. Над кормовой установкой находился радиолокационный прицел ПРС-1.

Бомбардировочное вооружение состояло из свободнопадающих бомб общей массой 12 000 кг. Нормальная загрузка бомбоотсека осуществлялась в следующих вариантах: шесть ФАБ-250М46, четыре ФАБ-5000М46, двенадцать ФАЛ-100, одна ФАБ-5000М54. При перегрузке бомбоотсек вмещал: одну ФАБ-9000М54, две ФАБ-5000М54, четыре ФАД-3000М46, две БРАБ-6000.

Предусматривалось минно-торпедное вооружение: мины АМД-500, АМД-1000, АМД-2М, ИГДМ, "Десна" и "Лира"; торпеды 45-36МАВ и РАТ-52; управляемые бомбы УБ-2000Ф, УБ-5000Ф и "Краб".

Для бомбометания в простых метеоусловиях и в дневное время использовали прицел ОПБ-11Р, связанный с автопилотом АП-15, а ночью и вне видимости земли - радиолокационный прицел РБП-4. Для контроля бомбометания и маршрутной съемки были установлены аэрофотоаппараты АФА-33/100, АФА-33/75М и НАФА-6/50.

Для защиты экипажа и жизненно важных агрегатов от огня самолетов-истребителей сзади предусмотрена стальная дуралюминовая и прозрачная броня, а снизу - для защиты от осколков снарядов зенитной артиллерии.

Аварийное покидание экипажа из передней гермокабины осуществлялось через люк в нише передней опоры шасси. Члены экипажа поочередно подавались к люку с помощью ленточного (с деревянными поперечными рейками) транспортера. При этом носовая опора должна была находиться в выпущенном положении. Командир огневых установок и кормовой стрелок покидали машину через нижние люки самостоятельно. Для спасения экипажа над водной поверхностью на борту самолета имелись две надувные лодки ЛАС-5М.

Следует отметить, что для полетов на Ту-95 и Ту-95М допускались в качестве командиров высококвалифицированные летчики не ниже 1 класса.

<...>

Ту-95РС. В ряду многочисленных модификаций бомбардировщика Ту-95 стоит самолет-носитель сверхзвукового бомбардировщика "PC" ("Рекорд скорости", изделие 202), разработанный в ОКБ-256 под руководством П.В. Цыбина.

Ту-95РС создавался в соответствии с постановлением Совета Министров от 23 мая 1955 г. В июле - августе самолет-носитель выполнил первые семь полетов, но создание "PC" сильно отставало от графика. Максимальная дальность полета системы должна была находиться в диапазоне 12 500...13 500 км.

Самолет "PC" с двумя прямоточными воздушно-реактивными двигателями (ПВРД) рассчитывался на полет со скоростью до 3000 км/ч на высотах 18 000...25 000 м. При этом дальность с бомбой массой 800...1000 кг должна была быть до 3000 км. В конце 1950-х гг. коллектив ОКБ-256 влился в состав ОКБ-23, и вскоре работа по машине прекратилась, а носитель стал экспонатом музея ВВС в Монине.

Причиной прекращения работ по "PC" стала его более глубокая проработка (к лету 1958 г.), показавшая несоответствие расчетной дальности полета, заданной постановлением правительства, реально существующей. Появились сомнения и в возможности обеспечить безопасный запуск "PC" с самолета-носителя. Эти два фактора, а также осторожность ГКАТ по отношению к системе Ту-95РС привели к прекращению работ, а бомбардировщик послужил основой для разработки разведчика "РСР".

<...>

Кроме описанных модификаций на базе Ту-95 были оборудованы различные летающие лаборатории по отработке двигателей и различного оборудования, создан пассажирский вариант - Ту-116. Ту-95 послужил основой самолета ПЛО Ту-142, одной из модификаций которого стал Ту-95МС.


Основные данные Ту-95/Ту-95М/Ту-95К-20
Двигатели:
число 4/4/4
марка НК-12/НК-12М/НК-12М
мощность взлетная, э.л.с. 4x12500/4x15000/4x15000
Длина самолета, м 46,17/46,17/46,17
Высота, м 12,5/12,5/12,5
Крыло:
размах, м 50,1/50,04/50,04
площадь, м 284,9/283,7/283,7
Масса, кг:
взлетная:
нормальная 156000/?/?
максимальная 172000/182000/182000
топлива максимальная 86930/?/84840
пустого самолета 77480/80140/81898
бомбовой нагрузки:
нормальная 5000/5000/?
максимальная 12000/12000/?
Скорость, км/ч:
максимальная на высоте (м) ?/880(7000)/870(7500)
посадочная ?/247/272
Практический потолок, м ?/11900/9000
Дальность полета, км 13940/14960/?
Длина разбега, м ?/2540/?
Длина пробега, м ?/2540/?