"Авиация и космонавтика 1997 04" - читать интересную книгу автора

ПОСЛЕДНИЕ ПОРШНЕВЫЕ БОМБАРДИРОВЩИКИ (Часть II)

Владимир Ригмант

Продолжение. Начало см. в АиК, выпуск 25

Как отмечалось в предыдущем номере журнала, первой практической реализацией проектов туполевцев по созданию нового поколения дальних и сверхдальних бомбардировщиков должен был стать самолет "80" или Ту-80, рассматривавшийся как глубокая модернизация серийного Ту-4. Модернизация предусматривала увеличение взлетной массы исходного самолета Ту-4 за счет увеличения запаса топлива, улучшение его общей аэродинамики, а также аэродинамики различных элементов самолета, что в совокупности должно было увеличить практическую дальность полета самолета как минимум на 20%. Двигатели типа АШ-73ТК должны были быть заменены на АШ2ТК или ВД-ЗТК, с соответствующей перекомпоновкой мотогондол. В ходе модификации должны были быть устранены некоторые недостатки присущие базовому В-29, так как при создании его отечественной копии-аналога Ту-4 копировалось практически все один в один, за исключением двигателей и стрелково-пушечного вооружения. В частности, опыт эксплуатации Ту-4 показал необходимость изменения компоновки передней кабины,-переход к ступенчатой кабине, с улучшенным обзором. Требовалось улучшение аэродинамики обтекателей антенн РЛС и стрелковых установок. Все это должно было увеличить аэродинамическое качество самолета и внести свою лепту в увеличение дальности полета.

Самолет "80" проектировался в соответствии с планами ВВС 1948 г., которые получили свое развитие в ТТТ на дальний 4-х моторный бомбардировщик с двигателями АШ-2ТК, утвержденными Главкомом ВВС 3.07.48 г. Эти требования предусматривали создание 4-х моторного бомбардировщика с двигателями АШ-2ТК с герметическими кабинами экипажа. ВВС по согласованию с ОКБ А.Н.Туполева оговаривали для самолета следующие основные данные:

- максимальная скорость у земли, км/ ч - 470;

- максимальная скорость на высоте 10000 м,км/ч - 620 ;

- практический потолок,м - 11000;

- практическая дальность с 3000 кг бомб,км - 7000-8000;

- бомбовая нагрузка: нормальная, кг - 3000; максимальная,кг - 12000;

- оборонительное стрелково-пушеч-ное вооружение:

вверх-кругом - 2x2x23 мм; вниз-кругом - 2x2x23 мм; назад - 2x23 мм;

- экипаж, чел - 11.

Работы по самолету "80" были развернуты на основании Постановления Совета Министров СССР №2052-804 от 12.06.48 г. и Приказа МАП №424 от 18.06.48 г.. Согласно им ОКБ должно было спроектировать самолет "80" с двигателями типа АШ-2ТК в 1-м экземпляре и предъявить его на Государственные испытания в июле 1949 г.

Эскизное проектирование, которое началось в феврале 1948 г, проводилось силами Отдела Технических проектов под руководством С.М.Егера. К концу ноября 1948 г. эскизный проект был готов и 27.11.48 г. был предъявлен в ГК НИИ ВВС.

Первоначально, как и предполагалось, машина проектировалась под двигатели АШ-2ТК,при этом, в связи с изменением массо-габаритных характеристик нового двигателя по сравнению с АШ-73ТК на Ту-4, он был придвинут к переднему лонжерону крыла, в остальном, основная схема и элементы конструкции Ту-4 оставались без изменения. По этому первоначальному проекту сохранились лишь боковая компоновка и общая весовая сводка, которая дает некоторое представление о самолете "80" с АШ-2К:

- вес пустого самолета - 40588 кг;

- экипаж - 990 кг;

- бомбы - 1500 кг;

- боезапас - 962 кг;

- горючее - 21930 кг;

- перегрузочный взлетный вес - 67450' кг;

- посадочный вес - 44258 кг.

В дальнейшем, из-за задержек с новым двигателем, проектирование самолета "80" шло на базе форсированных двигателей АШ-73ТКФ (АШ-73ТКФН), что естественно облегчало процесс создания модернизированного самолета.

Согласно представленного проекта самолет "80" по аэродинамической компоновке представлял собой дальнейшее развитие самолета Ту-4 и превосходил его своими размерами. Общими для для обеих машин являлись размеры горизонтального оперения и миделя фюзеляжа. Мотогондолы двигателей были спроектированы заново. Профиль крыла самолета "80" был получен из профиля Ту-4 путем удлинения его носовой части. Вертикальное оперение из-за увеличения длины фюзеляжа самолета было новое увеличенной площади и измененной формы.

По своей схеме самолет "80" - это четырехмоторный среднеплан с двигательными гондолами, установленными на передней кромке крыла, однокиле-вым вертикальным оперением с большим килевым гребнем криволинейного контура, и трапецевидным горизонтальным оперением.

А.Н.Туполев.

Фотография второй половины 40-х годов - периода создания самолета "80"

Крыло большого удлинения, трапецевидное, с овальными законцовками. Задняя кромка кромка крыла почти по всему размаху перпендикулярна оси самолета. Крыло имеет характерное увеличение хорд на участке между внешними мотогондолами. Поперечное "V" крыла образовано двойным перегибом плоскости хорд - перегибом вокруг корневой хорды вверх на угол 4,5 град, и последующим отгибом консолей из этого положения вниз на угол -2,75 град. Фюзеляж круглого поперечного сечения с большой цилиндрической вставкой в средней части. На фюзеляже расположен ряд надстроек, являющихся блистерами и экранами стрелковых установок. Хвостовая часть фюзеляжа заканчивается стрелковой установкой с кабиной для стрелка. Сопряжение крыла с фюзеляжем выполнено без зализов. Горизонтальное оперение с несимметричным профилем (более выпуклая поверхность обращена вниз). Руль высоты состоит из двух половин. Осевая компенсация руля высо-4 ты на 2/3 своего размаха от борта фюзеляжа имеет закругленный носок (эллиптического сечения); остальной участок осевой компенсации имеет форму клина. Вертикальное оперение с симметричным профилем. Контуры поперечных сечений вертикального оперения и килевого гребня образуют один общий профиль. Элероны типа ЦАГИ с постоянной по размаху хордой. Взлетно-посадочной механизацией крыла служат закрылки типа Фаулера. Шасси самолета трехопорное, с носовым колесом, главные опоры убираются во внутренние моторные гондолы, носовое колесо - в фюзеляж.

По сравнению с серийным Ту-4 на самолете "80" были проведены следующие конструктивные изменения, при которых устранялись недостатки в компоновке последнего, повышалось аэродинамическое качество самолета и усиливались его наступательный и оборонительный потенциал.

Была сделана новая герметическая кабина с фонарем летчиков по типу пассажирской модификации Ту-4 самолета "70" (Ту-70). Передняя кабина была удлинена на 3 м, форма носка фюзеляжа сделана более острой и меньшей по диаметру. Бомбовые отсеки и их створки удлинены: передний на 0,33 м, задний на 0,4 м. В целом длина фюзеляжа была увеличена, по сравнению с Ту-4, почти на 4 м. Для самолета "80" были введены новые уменьшенные зализы центроплана с фюзеляжем и стабилизатором. В новой компоновке самолета обеспечивалось размещение всей ведущей части экипажа в передней ка-бине,для чего радиооператор РЛС был перемещен из средней кабины в переднюю, чему способствовало перемещение самой РЛС в переднюю часть фюзеляжа. В этом же отсеке кабины за сиденьями летчиков находились бортинженер и радист. Два штурмана (бомбардир и навигатор), размещались в самом носу самолета, что позволяло обоим иметь визуальный обзор. Однако наиболее важной новацией в компоновке передней кабины было внедрение ступенчатого фонаря для командира корабля и второго пилота, что полностью решало проблему обзора, весьма остро стоявшую на Ту-4. В средней кабине находились верхний и два бортовых стрелка, в кормовой, как и на Ту-4 -кормовой стрелок. Все кабины на самолете, как и на Ту-4, герметические.

Пушки в системе оборонительного бортового вооружения были заменены с Б-20 на НС-23 (НР-23) и число их было уменьшено с 11 до 10, по сравнению с первыми Ту-4. В дальнейшем система с новыми пушками НС-23 была внедрена и на Ту-4. В каждой из пяти установок имелось две пушки с боезапасом: для ВПУ, ВЗУ и НЗУ - 250-275 снарядов на ствол, для НПУ - 200-250, для КДУ - 500. Это способствовало значительному повышению обороноспособности самолета по сравнению с первыми сериями Ту-4. В связи с изменением расположения экипажа, была изменена схема бронирования, общая масса бронирования составляла 863 кг. Максимальная бомбовая нагрузка была доведена до 12000 кг, при нормальной - 3000 кг. Предусматривалась подвеска в средней части фюзеляжа под центропланом фугасной авиабомбы типа ФАБ-9000. В комплект бомб, располагавшихся в гру-зоотсеках, предполагалось также ввести бомбу типа БРАБ-6000, а при действии на морских театрах военных действий мины, торпеды, в том числе, и новые реактивные торпеды типа А-1.

Были проведены большие работы по значительному улучшению аэродинамики стрелковых установок, для чего: передняя верхняя башня была сделана полностью убирающейся в крейсерском полете, остальные верхняя и нижняя установки были утоплены в фюзеляж за счет незначительного ограничения углов обстрела, боковые "блистерные" прицельные посты были сделаны эллипсоидами (вместо полушарий на самолете Ту-4) и тоже были утоплены за счет снятия "лысок" на боках средней герметической кабины.

По новому была решена проблема размещения радиолокационного бомбардировочного панорамного прицела "Кобальт" (после доработок и введения приставки "Цезий", получившего обозначение "Рубидий"), на самолете "80" его антенна теперь размещалась не снизу в плохообтекаемом радиопрозрачном кожухе, а в носовой подфюзеляжной части, где, благодаря сужающимся вперед обводам фюзеляжа антенна могла быть значительно утоплена и закрыта обтекаемым кожухом. Проведенные предварительные исследования показали, что получающийся при этом не кру-говой,а "лепестковый" обзор, оказался вполне допустимым с точки зрения боевой эксплуатации системы на самолете. С самолета "80" подобная установка антенны панорамной РЛС стала типовой для туполевских дозвуковых машин.

По компоновке и конструкции крыла были сделаны следующие доработки: угол поперечного "V" крыла от разъема к концу крыла был изменен с 4,5° до 1,7°, носок всего крыла (по длине хорды) удлинен, для сохранения профиля крыла при удлиненном носке произведено увеличение толщины крыла в кессонной части за счет надстройки на верхнюю панель, увеличена площадь закрылка за счет увеличения его длины,сделан новый обтекатель крыла, на задних кромках элеронов установлены ножи для изменения аэродинамической компенсации. При этом площадь крыла была увеличена первоначально до 167 м3, а затем до 173 м3.

Вместо надувных резиновых противообледенителей типа "Гудрич" были введены более эффективные и удобные в эксплуатации тепловые противообледенители передних кромок плоскостей самолета. Забортный воздух для обогрева кромок нагревался в специальных нагревательных керосиновых печах. Такие противообледенители стали в дальнейшем типовыми и в них в дальнейшем лишь менялся источник получения горячего воздуха.

Начальник бригады проектов Б. М. Конддрский

Начальник Отдела Технических проектов С.М.Егер

Для самолета "80" были спроектированы новые мотогондолы со значительно уменьшенными миделями. На-пример,общая площадь миделя мотогондол на самолете "80", по сравнению Ту-4, был уменьшена на 1,9 м2. Эти мероприятия позволили уменьшить на 130 л.с. величину потребной мощности на провоз одной мотогондолы самолета. Были введена система прямого входа и выхлопа воздуха и выхлопных газов в двигателе (система "Бай-Пасс"). Мощность силовой установки и ее экономичность были увеличены за счет использования реактивного выхлопа и последующего введения системы непосредственного впрыска топлива на двигателях (модификация АШ-73ТКФН). Более эффективными были флюгерные винты типа АВ-16У. Суммарный запас топлива, по сравнению с Tv-4, был увеличен на 15%.

Оборудование самолета было в основном идентично самолету Ту-4. К новым элементам, появившимся или предполагавшимся к установке на самолете, следует отнести:.приставку к РЛС "Цезий" (в комплекте бомбардировочного прицела "Рубидий"), автоматический радиокомпас АРК-5, аппаратуру ближней и дальней радионавигации "Материк" и "Меридиан", радиостанции РСБ-5,аппаратуры опознавания "Магний" ("Магний-М") и "Барий" ("Барий-М"). Предусматривалась установка на самолете радиолокационных прицелов для стрелково-пушечных бортовых установок типа "Кадмий-1" и "Кадмий-2". В комплект фотооборудования предполагалось ввести новый аэрофотоаппарат для ночных съемок НАФА-Зс.

Мероприятия по улучшению аэродинамики позволили довести значение Кмакс. в крейсерском полете до 18,0 , вместо 17 для Ту-4. Улучшения по аэродинамике, а также совершенствование исходной силовой установки, при одновременном повышении запаса топлива, позволяли значительно улучшить характеристики самолета. Согласно материалам эскизного проекта самолет "80" должен был иметь следующие основные летные данные:

Для самолета "80", в случае доведения удельного расхода топлива двигателей до 0,195 кг/л.с.ч, дальность полета, при прочих равных условиях доводилась до величины 8214 км (АШ-73ТК на Ту-4 имели Се=0,220 кг/л.с.ч, усовершенствования на двигателях АШ-73ТКФ, ТКФН снижали удельные расходы до требуемого значения). Таким образом самолет "80" мог в перспективе обеспечить увеличение дальности полета, по сравнению с Ту-4, на 30-35%.

Практически с началом проектирования в ОКБ в макетном цехе начали изготавливать деревянный макет самолета "80". К моменту передачи эскизного проекта военным, макет был готов, и был предъявлен для предварительных осмотров. С их стороны были некоторые замечания и рекомендации по компоновке кабин, системы вооружения и т.д., которые устранялись и учитывались ОКБ.

Самолет "80"

Официальные заседания макетной комиссии проходили с 9 по 26 февраля 1949 г, 9.03.49 г Главком ВВС утверждает протокол макетной комиссии.

Изготовление самолета "80" началось 15 ноября 1948 г. на опытном заводе №156. В течение полугода самолет находился в производстве на заводе, в ходе постройки конструкторская документация на самолет постоянно корректировалась, с учетом работы макетной комиссии. При строительстве самолета максимально использовались элементы конструкции и агрегаты систем и оборудования серийного Ту-4, устойчивое производство которого к этому времени было развернуто на двух заводах № 22 в Казане и № 18 в Куйбышеве. В июле 1949 г. самолет был закончен постройкой и 1 августа того же года был по частям перевезен на аэродром Авиации ВМФ в Измайлово,где в то время находилась одна из трех испытательных и доводочных групп ОКБ (Центральный аэродром,аэродром в Измайлово и аэродром ЛИИ в Жуковском). Там была произведена стыковка самолета, и продолжены необходимые производственные работы по установке агрегатов и систем.

Как подчеркивалось выше, с самого начала проектирования самолета "80",эта машина и в ОКБ, и в МАП, и в ВВС рассматривалась как переходная, на пути создания самолета с межконтинентальной дальностью. Так как уже в 1949 г в ОКБ шло активное проектирование самолета "85", который должен был обеспечить необходимую дальность полета, при значительном улучшении всех остальных летных и тактических характеристик, то было признано целесообразным не распылять силы и прекратить работы по доводке и испытаниям,законченного постройкой самолета "80".

16 сентября 1949 г.выходит Постановление Совета Министров СССР № 3929-1608 по началу работ над самолетом "85". Один из пунктов этого документа был посвящен дальнейшей судьбе самолета "80": все работы по самолету сворачивались, а сама машина передавалась для экспериментальных работ по тематике создания тяжелых бомбардировщиков в ЛИИ.

К концу ноября 1949 г самолет был готов к первому полету и перелету на аэродром в ЛИИ в г. Жуковский. 1 декабря экипаж во главе с летчиком-испытателем Ф.Ф.Опадчим поднимает самолет "80" в первый полет. Полет длился 23 мин и состоял в перелете из Измайлова в Жуковский, где испытания через некоторое время продолжили летчики-испытатели ЛИИ. В течение почти 4-х месяцев самолет по разным причинам стоял в ЛИИ без движения, и только 21 марта 1950 г. руководство ЛИИ подписывает Акт о приемке самолета. Машина начинает выполнять полеты по различным летным программам, направленным на исследования различных проблем, связанных с созданием в СССР тяжелых многомоторных самолетов и,в частности,связанных с созданием самолета "85". Одновременно эти экспериментальные полеты стали для опытного самолета и заводскими испытаниями,позволившими дать летную и эксплуатационную оценку самолету. В летных испытаниях в ЛИИ участвовали: ведущий летчик-испытатель А.А.Ефимов, летчик-испытатель В.С.Ха-пов, ведущий инженер К.И.Вайман и др. Всего в ходе отработок различных программ было выполнено 30 полетов, общей продолжительностью 29 час 5 мин. Все полеты производились с двигателями АШ-73ТКФН, показавшими в ходе эксплуатации достаточно высокую надежность, отработав без отказов и съе-мов с самолета 128% ресурса.

В ходе испытательных полетов на самолете "80" были выполнены, в частности, следующие программы:

В марте 1951 г.были закончены испытания флюгерно-реверсивных винтов АВ-16У конструкции ОКБ-120 (Главный конструктор К.И.Жданов). Для проведения испытаний новые опытные флюгерно-реверсивные винты АВ-16У были установлены на внутренние двигатели № 2 и № 3, а на внешние № 1 и № 4 штатные флюгерные винты того же типа. Целью испытаний являлось: испытание и доводка механизмов винтов и доводка системы управления, отработка техники посадки тяжелого самолета с реверсивными винтами и оценка эффективности режима реверса винтов для сокращения длины послепоса-дочного пробега. Испытания показали, что систему реверсирования следует включать в момент касания или за одну секунду до него с одновременной энергичной дачей газа двигателям.

Флюгерно-реверсивные винты АВ-16У на самолете "80"

Сравнительные габариты мотогондол Ту-4 (избражена тонкой обводкой) и самолета "80" (изображена более толстой обводкой)

Схема убирающейся пушечной установки самолета "80" и габариты пушечной установки Ту-4

Применение только двух реверсивных винтов из четырех позволило значительно сократить длину послепосадочного пробега. Так, в зимних условиях, когда посадочная полоса была покрыта тонким слоем плотно укатанного снега, а местами ледяной коркой, длина пробега при выключенных тормозах основных колес с применением реверса двух винтов на 17% меньше, чем длина пробега при энергичном пользовании тормозами. Одновременное применение тормозов и двух реверсивных винтов сокращало длину послепосадочного пробега в тех же условиях на 43%. Длина пробега в последнем случае при посадочной массе 48500 кг составила 505 м., вместо 875. Отмечалось, что применение реверсивных винтов на тяжелом самолете значительно улучшает его маневренные качества при рулении, особенно в случае гололедицы. При наличии стопоре-ния переднего колеса возможно также заруливание на стоянку "задним ходом" без применения тягача. Система с флю-герно-реверсивными винтами, после необходимых доработок агрегатов и дополнительных проверок с четырьмя подобными винтами, по заключению ЛИИ, могла быть рекомендована, как эффективное средство сокращения послепосадочного пробега и улучшения маневренности самолета на земле. Полученные ^экспериментальные материалы были использованы при дальнейших исследованиях,в частности при освоении самолетов с ТВД, для которых режим реверса винтов на режимах малых газов был их специфической особенностью и доставил массу неприятностей .и двигателистам и самолетчикам.

В начале 1951 года полным ходом шли испытания первого самолета "85" ("85/1"), плоскости которого были рассчитаны на большие прогибы. В полете при нормальных перегрузках, помимо упругих деформаций возникали достаточно большие остаточные деформации элементов планера, которые даже после штатных полетов с нормальными эксплуатационными перегрузками приводили к большим послеполетным деформациям конструкции, особенно крыла. Для получения экспериментальных материалов по выработке методики летного эксперимента и определению реальных упругих деформаций крыла, горизонтального оперения и фюзеляжа на самолете"85" , были проведены соответствующие испытания на самолете "80". Одновременно были определены для этого самолета характеристики статической продольной и поперечной устойчивости и управляемости. Самолет был оборудован большим количеством контрольно-записывающей аппаратуры, специально приспособленной для проведения подобных исследований. Например, для определения упругих деформаций был применен метод масштабного фотографирования самолета. Для этого на верхней части фюзеляжа в районе центроплана и на вертикальном оперении были установлены кинофото-пулеметы типа С-13 (3 - на фюзеляже, 2 - на киле); в различных сечениях крыла, стабилизатора и киля были смонтированы репера (небольшие пластинки, расположенные перпендикулярно поверхностям плоскостей самолета в исследуемых сечениях). Величина деформа-г ции определялась путем масштабной об-' работки снимков одного определенного элемента конструкции в полете и на земле, обработка производилась по определенным сечениям конструкции. В ходе испытательных полетов были определены деформации : концевые сечения крыла прогибались на 0,43 м в горизонтальном полете при приборной скорости 450 км/ч, в горизонтальном полете, при разгоне от скорости 250 км/ ч до 400 км/ч, концевые сечения крыла и стабилизатора закручивались в сторону уменьшения угла атаки на -0,3° и -0,9° соответственно, в прямолинейном горизонтальном полете максимальная величина прогиба концевого сечения фюзеляжа составила 0,04 м на приборной скорости 349 км/ч, концевые сечения стабилизатора прогибались на 0,02 м на приборной скорости 410 км/ч. Испытания по программе были закончены в июле 1951 г. В заключении в отчете по испытаниям, в то время Зам.начальника комплекса № 2 ЛИИ М.А. Тайц, отмечал, что материалы настоящих испытаний необходимо использовать при проектировании и доводке тяжелых самолетов.

В ходе испытаний были выявлены дефекты в системе выпуска шасси, повышенные вибрации створок бомболю-ков в открытом состоянии и другие недоработки по самолетным и специальным агрегатам и системам. Но наиболее крупный недостаток самолета "80", который выявился на испытаниях, был связан с изменением его центровки, по сравнению с Ту-4. Центровка сместилась вперед, а плечи органов управления остались примерно теми же. В качестве компенсации увеличили площади рулевых поверхностей, но этого, как показали полеты, оказалось недостаточно. Поэтому самолет летал на испытаниях с центровочным грузом в 900 кг, размещенным в хвостовой части фюзеляжа. Кстати этот груз, вернее его отсутствие, чуть не погубило самолет и его экипаж, когда его перегоняли на полигон, где он должен был стать мишенью. Кто-то из похвального чувства экономии, считая, что на полигоне самолет расстреляют и без центровочных свинцовых чушек, снял их с самолета. В результате экипаж, перегонявший самолет на полигон, чуть не погиб вместе с самолетом. Но все обошлось,бла-годаря мужеству и грамотности экипа-

жа. Самолет "80" совершил посадку и вскоре под огнем авиационных пушек и разрывами снарядов превратился в металлолом.

Помимо этих работ, в рамках проектирования самолета "80" в июне 1949 г была выполнена исследовательская работа, по возможности и перспективам использования дозаправки топливом в полете самолета "80". Работа проводилась в бригаде Б.М.Кондорского и преследовала цель определения возможностей увеличения дальности полета самолета "80" при использовании заправки в воздухе от самолета-заправщика, переоборудованного из военно-транспортного самолета "75", проектировавшегося в ОКБ одновременно с "80-ой" машиной. В частности прорабатовался вопрос возможности увеличения радиуса действия самолета "80" на 3000 км при заправках в воздухе на высотах 5000 и 7500 м. на прямом и обратном пути, для случаев: вылет бомбардировщика и заправщика с одного аэродрома; вылет заправщика с аэродрома, расположенного в 1000 км от аэродрома базирования бомбардировщика; вылет заправщика с аэродрома, расположенного в 2000 км; возможность размещения необходимого для заправки топлива в объеме фюзеляжа модифицированного самолета "75".

Реперы, установленные на крыле самолета "80"

Проект топливозаправщика на базе Ту-80

Самолет-заправщик "75" представлял собой переделку военно-транспортного самолета "75", у которого в грузовой кабине в ее центральной части над центропланом устанавливались дополнительные топливный бак для основной системы питания топливом самолета "75" (6000 кг), впереди и позади него заправочные баки (по 9000 кг), лебедка с гибким шлангом системы дозаправки. Основная группа баков, расположенных в крыле была аналогична самолету "80"(на 20500 кг). Запас топлива на дозаправку составлял 18000 кг.

Проведенные расчеты показали, что при использовании дозаправки топливом в полете, самолет "80" с АШ-73ТК увеличивает свой радиус действия на 2000-4000 км, в случае установки на самолет АШ-73ТКФН, радиус действия увеличивается еще на 700-1000 км, и, что объемы фюзеляжа самолета "75" вполне допускают его использование в качестве самолета-заправщика.

Методология, проведенных расчетов и анализа по системе дозаправки в полете самолета-бомбардировщик "80" от самолета-заправщика "75"", стали базовыми и были в дальнейшем использованы и развиты при работах ОКБ по системам дозаправки самолетов Ту-4, Ту-85, Ту-16, Ту-95 и т.д.

В ходе проведенных испытаний по самолету "80" были зафиксированы следующие данные:

Основные геометрические данные самолета

Длина самолета,м…………………34,32

Размах крыла,м……………………..43,58

Высота самолета,м…………………..8,91

Ширина колеи

шасси, м………………………………..8,676

Площадь крыла, м2………………..173,1

Средняя относительная

толщина крыла,%……………………17,3

САХ крыла,м…………………………4,274

Удлинение крыла…………………..10,97

Площадь элеронов, м2……………. 12,01

Размах

стабилизатора, м…………………. 13,908

Площадь стабилизатора, м2…………………………………..30,94

САХ стабилизатора,м…………….2,365

Площадь киля, м2……………………………….23,95

Площадь миделя

фюзеляжа,кв.м ………………………..6,58

Массы:

Полетная нормальная,кг……….51500

Полетная перегрузочная,кг…… 67200

Пустого самолета,кг……………..41032

Полезная нагрузка

нормальная,кг……………………. 10468

перегрузочная,кг…………………26168

Запас топлива

нормальный,кг…………………….. 8500

максимальный,кг……………….. 30361

Бомбовая нагрузка

нормальная,кг……………………..3000

максимальная, кг……….9000-12000

Летные характеристики

Максимальная скорость у земли, км/ч

(по испытаниям) ……………………… 428

(на форсированном

режиме АШ-73ТКФН)……………..458

Максимальная скорость на высоте 10000 м,км/ч

(по испытаниям) ………………………545

Максимальная скорость на высоте 5000 м,км/ч

(по испытаниям) ……………………… 497

Максимальная скорость на высоте 10500 м, км/ч

(рассчетная) …………………………….598

Время набора

высоты 5000 м, мин…………………22,5

высоты 10000 м, мин……………….42,5

Практический потолок, м……… 11180

Дальность полета,км

(расчетная)…………………….7000-8000

Длина разбега, м……………1200 (960)

Длина пробега, м……………………..875

Посадочная

скорость, км/ч…………………………. 148

Длина пробега,м (по испытаниям с флюгерно-

реверсивными винтами) …..505 (510)

Экипаж, чел……………………………….11

Вооружение,

кол./калибр……………………. 10x23 мм;

Общий запас

снарядов,шт……………………………3150