Авиационная техника

                        АВИАЦИОННАЯ ТЕХНИКА

                                # 111

----------------------------------------------------------------------


Туполев Ту-160

Стратегический бомбардировщик

В ноябре 1967 г. в соответствии с правительственным постановлением 
в ОКБ П.О.Сухого и в ОКБ В.М.Мясищева были развернуты проектно-
исследовательские работы по перспективному стратегическому 
бомбардировщику. В том же году ВВС СССР сформулировали технические 
требования к новому стратегическому комплексу.

На конкурс были представлены проекты Т-4МС, М-18 и М-20. В 1970 г. 
к работам по бомбардировщику приступило и ОКБ А.Н.Туполева, которое 
предложило проект, получивший обозначение «160» (самолет «К» или 
изделие «70»). Общее руководство осуществлял А.А.Туполев, главным 
конструктором был назначен В.И.Близнюк.

В 1972 г. по результатам конкурса для дальнейшей реализации был 
принят проект бомбардировщика М-18 ОКБ В.М.Мясищева, но из-за 
отсутствия производственной базы и малочисленности этого КБ задание 
на разработку машины передали КБ Туполева. В том же году была начата 
широкая программа по созданию Ту-160, в которой приняли участие 
до 800 предприятий и организаций МАП.

В 1976-77 гг. были завершены и приняты комиссией эскизный проект 
и полноразмерный макет бомбардировщика. В 1977 г. на ММЗ «Опыт» 
в Москве началась постройка первых трех опытных образов. Фюзеляжи 
были изготовлены на авиазаводе в Казани, крыло и стабилизатор – 
в Новосибирске, отдельные узлы и агрегаты самолета – в Воронеже и 
Горьком. К лету 1980 г. первый экземпляр («70-01») был перевезен для 
дооборудования в ЖЛИ и ДБ в Жуковском, которое было завершено 
в январе 1981 г. До ноября Ту-160 проходил наземные испытания и 
доводки, 14 ноября 1981 г. были выполнены первые руледки, а 
18 декабря под управлением экипажа Б.И.Веремея (второй пилот С.Г.Агапов, 
штурманы М.М.Козел и А.В.Еременко) выполнил свой первый полет.

Второй опытный образец, «70-02» был использован для статических 
испытаний, третья машина («70-03») поднялась в воздух 6 октября 
1984 г. (командир экипажа С.Г.Агапов). Серийное производство было 
развернуто на КАПО им.С.П.Горбунова; первый серийный Ту-160 (№ 1-01) 
совершил свой первый полет 10 октября 1984 г., второй серийный 
(№ 1-02) – 16 марта 1985 г., третий (№ 2-01) – 25 декабря 1985 г., 
четвертый (№ 02-02) – 15 августа 1986 г. 

В совместных Государственных испытаниях участвовали два опытных и 
четыре серийных самолета: «самолет 01» (борт.номер 18), «самолет 03» 
(борт.номер 29), первый самолет головной серии (№ 1-01, борт.номер 30), 
второй самолет головной серии (№ 1-02, борт.номер 56), оба самолета 
второй серии - № 2-01 (борт.номер 86) и № 2-02 (борт.номер 87).

Первые две серийные машины поступили на вооружение 184-го 
Гвардейского ТБАП (а/д Прилуки, Черниговская область, Украина) 
17 апреля 1987 г.

К началу 90-х годов КАПО построило 34 самолета Ту-160. 
19 бомбардировщиков вошли в состав двух эскадрилий 184-го ГвТБАП; 
одна машина была потеряна в аварии весной 1987 г., несколько самолетов 
использовались ОКБ Туполева по различным программам доводки и 
модернизации.

В 1992 г. Ту-160 был вооружен 121-й Гв.ТБАП 22-й Гв.ТБАД 
37-й воздушной армии ВВС России (а/б Энгельс), который к 1999 г. 
получил 6 бомбардировщиков.

В ходе госиспытаний на бомбардировщиках Ту-160 - опытном «самолет 03» 
и серийном №3-04 -  экипажами ГК НИИ ВВС и МАП были установлены 
44 мировых рекорда. Например, в октябре 1989 г. и в мае 1990 г. при полете 
по замкнутому 1000-км маршруту с полезной нагрузкой 30 т была достигнута 
средняя скорость 1720 км/ч, а при полете по 2000-км маршруту – средняя 
скорость 1678 км/ч и высота 11250 м.

В октябре 1999 г. по договоренности между Россией и Украиной восемь 
из 19 Ту-160, оставшихся после развала СССР на территории Украины 
(а/д Прилуки), вместе с тремя Ту-95МС были переданы России в счет 
украинских долгов эа поставленный газ. В декабре 1999 г. и январе 2000 г. 
эти бомбардировщики перелетели на авиабазу Энгельс. В мае 2000 г. 
на вооружение 1 ТБАП был передан еще один Ту-160 (№ 802), достроенный 
на КАПО.
Все самолеты Ту-160 этого полка полчили собственные имена, например, 
«Илья Муромец» (борт.номер 06), «Михаил Громов» (борт.номер 01), 
«Василий Решетников» (борт.номер 02), «Иван Ярыгин» (борт.номер 04), 
«Александр Голованов» (борт.номер 05), «Александр Молодчий» (борт.
номер 07), «Василий Сенько» (борт.номер 11), «Александр Новиков» 
(борт.номер 12) и др.

16 ноября 1998 г. на авиабазе в Прилуках в присутствии американских 
сенаторов Р.Лугара и К.Левина был торжественно разделан первый 
украинский Ту-160 (борт.номер 24, налет 466 ч), выпущенный в 1989 г. 
Второй Ту-160 ВВС Украины (борт.номер 14, выпущен в 1991 г., налет 
менее 100 ч) был утилизирован в ноябре 1999 г. 



Экипаж:  4 чел.

Конструкция самолета. 
Свободнонесущий моноплан нормальной аэродинамической схемы, с крылом 
изменяемой геометрии.

Основные конструкционные материалы планера Ту-160: алюминиевые сплавы 
(В-95, АК-4), титановые сплавы (до 20% массы планера), композиционные 
материалы и стеклопластики.

Крыло – низкорасположенное, с большим корневым наплывом и поворотными 
консолями. Каркас центроплана состоит из цельносварной титановой балки 
длиной 12,4 м и шириной 2,1 м с поперечным набором из нервюр, изготвленных 
из алюминиевых сплавов. Поворотные консоли крепятся к двухсрезным 
титановым узлам поворота. Углы стреловидности консолей – от 20 град. 
до 65 град. Каркас консолей – кессон из пяти фрезерованных и сборных 
лонжеронов, семи фрезерованных 20-метровых панелей и шести нервюр. 
В кессонах центроплана и консолей размещены топливные баки-отсеки. 
Механизация крыла (на каждой консоли) – трехсекционные двухщелевые 
закрылки, четырехсекционные предкрылки, флапероны, шестисекционные 
интерцепторы.

Фюзеляж технологически состоит из носовой, средней и задней частей. 
В носовой части, имеющей полумонококовую конструкцию, расположены 
отсек РЛС с антенной под радиопрозрачным обтекателем, гермокабина 
экипажа, отсеки самолетного и радиоэлектронного оборудования и ниша 
носовой опоры шасси. В кабине установлены катапультные кресла К-36ЛМ, 
в задней части кабины имеется туалет, малогабаритная кухня и откидная 
койка для отдыха. Вход в кабину – через нижний люк. Самолеты последнего 
выпуска оборудованы встроенным трапом.

В средней части фюзеляжа (длина 47,368 м), за кабиной экипажа, 
расположены два унифицированных отсека вооружения (длина по 11,28 м, 
ширина 1,92 м), разделенных балкой центроплана. В носовой части наплыва 
центроплана размещаются агрегаты систем кондиционирования и 
жизнеобеспечения. Под центропланом – мотогондолы двигателей. В средней 
и хвостовой частях фюзеляжа широко используются как конструкции из 
титановых сплавов, так и трехслойные панели с сотовым заполнителем.

Хвостовое оперение однокилевое, с цельноповоротным стабилизатором, 
установленным на 1/3 высоты вертикального оперения. Угол стреловидности 
стабилизатора по передней кромке 44 град. В ходе эксплуатации стабилизатор 
был доработан (уменьшен его размах). Часть киля над стабилизатором 
является цельноповоротной. Угол стреловидности киля по передней кромке 
47 град.

Шасси – трехопорное, с носовой стойкой. Носовая стойка выполнена по 
схеме со складывающимся подкосом и механизмом распора, имеет 
двухкамерный пневмогидравлический амортизатор и спаренные колеса 
(1080 х 400 мм), убирается в носовую часть фюзеляжа назад, по потоку. 
Основные опоры шасси выполнены по схеме с качающейся амортизаторной 
стойкой, оборудованы трехкамерными пневногидравлическими амортизаторами 
и шестиколесными тележками (размер колес 1260 х 425 мм), они убираются 
в ниши между шпангоутами № 54 и 65. При выпуске основные стойки 
раздвигаются на 600 мм во внешнюю сторону для увеличения колеи 
шасси. Уборка и выпуск шасси осуществляется с помощью гидросистемы.

В хвостовой части фюзеляжа в контейнере между шпангоутами № 98 и 100 
размещается тормозная посадочная парашютная система, включающая 
в себя два вытяжных парашюта площадью по 1 кв.м и три основных 
крестообразных парашюта общей площадью 105 кв.м.

Системы и оборудование. 
Гидравлическая система состоит из четырем независимых подсистем с 
рабочим давлением 280 кгс/кв.см.
Система управления самолетом – аналоговая электродистанционная, с 
четырехкратным резервированием по каналам тангажа, крена и рыскания.

Радиоэлектронное и прицельно-навигационное оборудование:
- дублированная инерциальная навигационная система;
- астронавигационная система;
- система спутниковой навигации;
- многоканальный цифровой помехозащищенный комплекс связи;
- прицельно-навигационный комплекс «Обзор-К», включающий БРЛС 
«Поиск» с параболической антенной;
- оптикоэлектронный бомбардировочный прицел ОПБ-15Т;
- система лазерной подсветки наземных целей;
- бортовой комплекс обороны «Байкал», ИК пеленгатор «Огонек», 
система предупреждения об облучении РЛС противника, устройства 
выброса ИК ловушек и дипольных отражателей.

Электросистема самолета состоит из 4 интегральных приводов-
генераторов переменного тока, 4 бесконтактных генераторов постоянного 
тока, системы регулирования, защиты и распределения электроэнергии. 
Вспомогательный источник электроэнергии – генератор переменного тока, 
установленный на ВСУ. Аварийный иточник – аккумуляторы.

Вооружение: до 40000 кг боевой нагрузки в двух фюзеляжных отсеках 
воружения, в том числе:
- 12 стратегических крылатых ракет Х-55, Х-55М или Х-55СМ на двух 
многопозиционных ПУ МКУ-6-5У барабанного типа);
- или 24 гиперзвуковые ракеты Х-15С с ядерными или неядерными БЧ 
на четырех ПУ;
- или свободнопадающие или корректируемые авиабомбы калибра 
до 1500 кг, разовые бомбовые кассеты, морские мины и др.


Силовая установка:
4 х ТРДДФ Кузнецов НК-32, максимальная тяга 4 х 14000 кгс (4 х 137,2 кН) 
без форсажа, 4 х 25000 кгс (4 х 245,7 кН) с форсажем. 
Двигатель – трехвальный, двухконтурный, со смешением воздушных потоков 
на выходе и общей форсажной камерой. Количество ступеней: компрессора 
низкого давления – 3, компрессора среднего давления – 5, компрессора 
высокого давления – 7, турбина имеет одну ступень высокого давления, 
одну промежуточную ступень и две – низкого давления. 
Лопатки компрессора изготовлены из титана, стали и высокопрочного 
никелевого сплава. Масса компрессора 365 кг, степень двухконтурности 1,4, 
степень повышения давления (на взлетном режиме) 28,4.
Камера сгорания кольцевая, с испарительными форсункамии двумя пусковыми 
воспламенителями. 
Воздухозаборники – спаренные, многорежимные, внешнего сжатия, 
с вертикальным клином, установлены под передним наплывом крыла. 
Реактивное сопло регулируемое, многорежимное. Система управления 
двигателем – электрическая, с гидромеханическим дублированием.
Длина двигателя 6000 мм, диаметр (по воздухозаборнику) 1460 мм, масса 
сухого двигателя 3400 кг, 
Двигатель серийно выпускался с 1986 г. на заводе в Самаре.
ВСУ ТА-12 размещается за нишей левой опоры шасси. Запуск двигателей – 
воздушный от стартера, с питанием от ВСУ или наземной установки.
Топливо размещается в 13 баках-кессонах. Общая емкость топливной системы 
171000 кг. Каждый двигатель имеет автономную систему питания топливом 
с расходным баком и систему перекрестного питания.
Самолет оборудован системой дозаправки топливом в полете типа «шланг-
конус» от самолетов-заправщиков Ил-78 или Ил-78М. Штанга топливоприемника 
убирается в носовую часть фюзеляжа.



Геометрические размеры:
Длина самолета – 54,10 м
Высота самолета – 13,20 м
Размах крыла:
        при минимальной стреловидности (20 град.) – 55,70 м
        при промежуточной стреловидности (35 град.) – 50,70 м
        при максимальной стреловидности (65 град.) – 35,60 м
Размах одной поворотной консоли – 21,275 м
Площадь:
крыла базовая – 293,15 кв.м
поворотной части крыла – 189,83 кв.м
флаперонов – 9 кв.м
закрылков – 39,6 кв.м
предкрылков – 22,16 кв.м
интерцепторов – 11,76 кв.м
Размах стабилизатора – 13,26 м (после доработок)
Площадь стабилизатора – 55,6 кв.м
Размах вертикального оперения – 6,95 м
Площадь киля с форкилем – 42,025 кв.м
Площадь поворотной части киля – 19,398 кв.м
Колея шасси – 5,40 м
База шасси – 17,88 м

Весовые данные:
Масса пустого самолета – 110000 кг
Нормальная взлетная масса – 267600 кг
Максимальная взлетная масса – 275000 кг
Масса топлива – 148000 кг

Летно-технические характеристики:
Максимальная скорость полета:
        на высоте – 2000 км/ч
        у земли – 1030 км/ч
Крейсерская скорость полета – 850 км/ч
Макс. скороподъемность – 4200 м/мин.
Практический потолок – 15600 м
Практическая дальность полета:
        с нормальной бомбовой нагрузкой – 14000 км
        с макс. бомбовой нагрузкой – 10500 км
Боевой радиус действия – 6000-10500 км
Продолжительность полета – 15 ч
Макс. эксплуататционная перегрузка – 2,5g
Длина разбега – 2000 м
Длина пробега – 1600 м


Фотографии - http://www.aerotechnics.ru/aircraft.aspx?id=114


Вся реклама в данной рассылке вставляется автоматически сервисом subscribe.ru.

----------------------------------------------------------------------

Сайт рассылки - http://www.aerotechnics.ru

=================================================================