История конструкций самолетов в СССР 1951-1965 гг.

Ближнемагистральный пассажирский самолет Ту-124 и его модификации

В соответствии с постановлением Совета Министров СССР от 18 июля 1958 г. ОКБ-156 начало разработку ближнемагистрального пассажирского самолета Ту-124 с ТРДД Д-20П взлетной тягой по 5500 кгс. Заданием предусматривалось, чтобы лайнер перевозил 36...40 пассажиров (коммерческая нагрузка 5000 кг) на расстояние 1350...1500 км с крейсерской скоростью 750... 900 км/ч при навигационном запасе топлива на 30 мин полета. Максимальная скорость задавалась не менее 956 км/ч, а длина разбега и пробега - в пределах 800 м. Экипаж - четыре человека. Предусматривалась возможность переоборудования самолета в аэродромных условиях для перевозки раненых, солдат и военных грузов. Документом также предписывалось закончить доводку двигателя Д-20П тягой 5800 кгс.

За основу взяли компоновку Ту-104, уменьшив геометрию планера. Применение Д-20П с пониженными температурой и скоростью выхода выхлопных газов позволило снизить уровень шума, но незначительно. Более жесткая конструкция крыла, по мнению разработчиков, способствовала снижению тряски самолета при проходе через области с повышенной турбулентностью воздуха.

24 марта 1960 г. экипаж летчика-испытателя А.Д. Калины выполнил первый полет на Ту-124 (СССР-45 000), а с 20 октября 1962 г. началась регулярная эксплуатация лайнера на линиях "Аэрофлота". Использование Ту-124 и Ан-24 способствовало довольно быстрому уходу с авиалиний самолета Ил-14.

Первые серийные машины отличались удлиненной носовой частью, ограничивавшей обзор при заходе на посадку. На третьем серийном самолете носовую часть укоротили на 500 мм и несколько опустили вниз. Серийные самолеты, начиная с одиннадцатого, выпускались с укороченным фюзеляжем.

Ту-124 - свободнонесущий моноплан классической схемы цельнометаллической конструкции с низкорасположенным крылом.

Фюзеляж полумонококовой конструкции состоял из носовой, средней и хвостовой частей. В носовой и средних частях находилась гермокабина, допускавшая перепад давлений до 0,57 атм, в которой размещались экипаж, пассажиры и багаж. По левому борту сделаны две входных двери, а по правому - грузовой люк. В верхней части фюзеляжа установили аварийный люк, а в нижней - два эксплуатационных люка. По бортам фюзеляжа, за задним лонжероном центроплана крыла, располагались двигатели, повернутые относительно продольной оси фюзеляжа в стороны на 4# и вниз на 5#.

Крыло кессонной конструкции технологически делилось на центроплан, две средние и две отъемные части. Угол стреловидности крыла по линии фокусов - 35#. Кессоны отъемных частей являлись топливными баками. Внутри кессона центроплана и в средних частях находились мягкие топливные баки. На средних частях крепили внутренние закрылки, интерцепторы, главные опоры шасси и гондолы для их уборки. На отъемные части навешивали внешние закрылки, интерцепторы и элероны с триммер-флетнерами. На подфюзеляжной части установили посадочный щиток. Общая вместимость крыльевых топливных баков 10 500 кг при плотности горючего 0,8 кг/см3.

Стреловидность вертикального и горизонтального оперений -42#. Киль и центральная часть стабилизатора крепились к силовым шпангоутам в хвосте фюзеляжа. Стабилизатор расположен под углом - Г к оси фюзеляжа с допустимым изменением угла установки от 0 до - 2,5#. На отъемных частях стабилизатора установили рули высоты с триммерами, а на киле - руль поворота с триммер-флетнером.

Управление самолетом - штурвальное, с жесткой проводкой к рулям и элеронам. В систему управления по всем трем каналам включены рулевые машинки автопилота АП-6Е. Управление выпуском посадочного щитка и закрылками электромеханическое, интерцепторами - гидравлическое.

Шасси трехопорное. Все опоры убираются по полету с помощью гидроприводов. Контролируют уборку и выпуск шасси световая, звуковая и визуальная сигнализации. Передняя опора, допускающая поворот колес на угол 35# в обе стороны на рулежках, а при разбеге и пробеге на угол 4# 20', укомплектована колесами К-288 размером 660x200 мм. На тележках главных опор стояли по четыре тормозных колеса КТ-97 размером 865x280 мм. Шасси позволяло эксплуатировать машину с грунтовых аэродромов.

Для сокращения пробега использовался тормозной парашют площадью 40 м2, размещенный в контейнере в хвостовой части фюзеляжа.

Система жизнеобеспечения кроме кондиционирования воздуха включала кислородное оборудование для экипажа (для профилактики утомляемости) и пассажиров (на случай плохого самочувствия). Кроме того, имелись переносные кислородные приборы для экипажа (в случае разгерметизации кабины) и для пассажиров, ощущавших кислородное голодание.

Для обеспечения безопасности полета в условиях обледенения передняя кромка крыла и обечайки воздухозаборников ТРД обогревались горячим воздухом, отбираемым от четвертой ступени компрессора. На передних кромках киля и стабилизатора устанавливали электротермические противообледенительные устройства. Лобовые стекла кабины летчиков и штурмана имели молекулярный пленочный обогрев, а стекла фонаря летчиков - механические стеклоочистители.

В состав радиооборудования вошли: радиокомпас АРК-11, радиовысотомер малых высот РВ-УМ, система посадки СП-50 с курсоглиссадным и маркерным приемниками, система ближней навигации РСБН-2С, радиолокационный визир РЛВ-ДН, действующий по принципу РЛС ПСБН-МА, и станция радиолокационного опознавания СРО-2М. Радиообмен обеспечивали связная 1РСБ-70 и две командные РСИУ-5П радиостанции, а также переговорное СПУ-7Б и громкоговорящее СГУ-15 устройства. Кроме того, имелся стандартный комплект пилотажно-навигационного оборудования и приборов контроля двигателей на приборных досках экипажа.

Экипаж состоял из двух летчиков, штурмана и бортпроводника. На начальном этапе эксплуатации самолета в его состав входил бортинженер.

Начиная с машины # 1350303 в самолете был предусмотрен вариант установки в военное время десантного и санитарного оборудования.

На самолетах до бортового номера СССР 45016 (до установки в процессе ремонта усиленных по стыкам крыльев) взлетную массу ограничили 34 500 кг. Ужесточили и ограничения по величине скоростного напора. В крейсерском полете, например на высоте 10 000 м и скорости 780 км/ч, соответствующей М = 0,725, самолет имел аэродинамическое качество 12,5, а на разбеге с выпущенными закрылками на 20# (угол атаки 10#) - 10,7.

В случае отказа одного из двигателей самолет мог продолжать взлет и полет на высоте 5000 м.


Ту-124Ш. Одной из первых модификаций стал учебно-штурманский Ту-124Ш. Первую машину завод # 135 выпустил в 1962 г. На ней радиолокационный визир заменили на РЛС "Рубин-1А" с двумя индикаторами. В салоне оборудовали несколько рабочих мест для курсантов-штурманов. Начиная с 1963 г. на самолеты стали устанавливать крыльевые балочные держатели БД-360 с устройствами подъема авиабомб массой 50...250 кг. На одном держателе подвешивалось до четырех бомб общей массой до 1000 кг.


Ту-124В. За счет перекомпоновки салонов (из трех сделали один) удалось довести число пассажирских кресел до 56. Дальность полета с коммерческой нагрузкой 5000 кг составила 1500 км. Три таких машины в 1963 и 1964 гг. поставили в ЧССР, где они эксплуатировались в компании "ЧСА", и три - в КНР.


Ту-124К. Салонный вариант на 36 пассажиров. Усиленный пол машины допускал перевозку грузов массой до 6000 кг. Известен также вариант Ту-124К-2, рассчитанный на 22 пассажира.


Ту-124Б. В 1963 г. завод # 135 выпустил три опытных самолета Ту-124Б с двигателями Д-20П-125. Двигатели отличались увеличенной взлетной тягой до 5800 кгс и уменьшенным расходом топлива. Увеличение взлетной массы и дальности полета машины было незначительно, и в "Аэрофлот" они не поступили, тем более, что 29 июля 1963 г. совершил первый полет Ту-124А, ставший прототипом Ту-134.

За период с 1962 по 1965 г. завод # 135 выпустил 165 самолетов Ту-124 всех модификаций. Больше половины из них эксплуатировались в "Аэрофлоте". Остальные - в ВВС СССР, Индии, ГДР, Ирака и ЧССР.


Основные данные Ту- 124
Год выпуска 1960
Двигатели:
число 2
марка Д-20П
тяга взлетная, кгс 2x5400
Длина самолета, м 30,57
Высота, м 8,08
Крыло:
размах, м 25,55
площадь, м2 119,37
Масса, кг:
взлетная:
нормальная 34500
максимальная 38000
топлива максимальная 10500
пустого самолета 22 100
полезной нагрузки 6000
Число пассажиров 44
Скорость, км/ч:
максимальная на высоте (м) 970(8000)
посадочная 220...225
Практический потолок, м 11 700
Дальность практическая, км, с нагрузкой (кг) 1200 (6000)
Длина разбега, м 1030
Длина пробега, м 930...960