Из истории науки и техники

Як-9 - это третий по счету после Як-1 и Як-7 основной тип истребителя семейства "Як" периода Великой Отечественной войны. С конструктивной точки зрения он представлял собой дальнейшее развитие Як-7. Мало отличаясь от него по внешнему виду, Як-9 в то же время был во всех отношениях более совершенным. Это естественно, поскольку при создании этого самолета был учтен почти двухгодичный опыт производства и боевого применения Як-7 и имелась возможность более широкого применения дюралюминия, в котором страна испытывала уже не такие большие затруднения, как в начале войны. Использование металла позволило, в частности, существенно уменьшить массу конструкции, а выигрыш использовать либо для увеличения запаса горючего, либо для оснащения самолета более мощным вооружением и более разнообразным спецоборудованием.

Як-9 был самым массовым истребителем советских ВВС периода Великой Отечественной войны. В середине 1944 г. самолетов Як-9, Як-9Т и Як-9Д в сумме было больше всех других находившихся на вооружении истребителей вместе взятых и они в большой мере заменили Як-1 и Як-7Б на основных фронтах. Выпуск Як-9 на заводе N153 достигал 20 самолетов в день.

Як-9 выпускался на трех крупных заводах (NN 153, 166, 82), принимал участие во всех операциях Советской Армии, начиная со Сталинградской битвы. Это один из последних и один из лучших винтомоторных истребителей второй мировой войны. Все его модификации обладали отличными летно-тактическими характеристиками, не имели значительных конструктивных или эксплуатационных дефектов, приводящих к авариям .

Главной особенностью Як-9 являлась его способность модифицироваться в самые разнообразные по назначению и по боевому применению типы самолетов, включая фронтовой истребитель с обычным и тяжелым вооружением, истребитель дальнего сопровождения, истребитель-бомбардировщик, истребитель-фоторазведчик, высотный истребитель-перехватчик, двухместный невооруженный пассажирский самолет специального назначения, двухместный учебно-тренировочный и вывозной истребитель.

Як-9 имел 22 основных модификации, из которых 15 строились серийно. На Як-9 устанавливались пять различных новых и модифицированных типов двигателей, шесть вариантов числа и объема бензобаков, семь вариантов вооружения и два варианта спецоборудования. Кроме того, у Як-9 было две существенно отличавшихся разновидности крыла: смешанной и цельнометаллической конструкций. Все модификации Як-9, кроме исходной конструкции, имели специальные индексы.

Як-9 серийно выпускался шесть лет - с октября 1942 г. по декабрь 1948 г. Всего построено 16769 самолетов.

Размах крыла, м 9.74
Длина, м 8.50
Высота, м 3.00
Площадь крыла, м2 17.15
Масса, кг
- пустого самолета 2277
- нормальная взлетная 2873
Тип двигателя 1 ПД Климов ВК-105ПФ
Мощность, л.с. 1 х 1180
Максимальная скорость, км/ч
- у земли 520
- на высоте 599
Практическая дальность, км 875
Скороподъемность, м/мин 820
Практический потолок, м 11100
Экипаж 1
Вооружение: одна 20-мм моторпушка ШВАК с боезапасом 120 снарядов и один (левый) синхроний 12.7-мм пулемет УБС с боезапасом 200 патронов

https://www.airwar.ru/enc/fww2/yak9.html

Произвести точную посадку лунного корабля на расстоянии 0,5 км от кратера Фра Мауро высотой 122 м в центре лунного диска. С этой целью основной блок должен перевести корабль Apollo на эллиптическую орбиту с высотой над поверхностью Луны в периселении 18 км до расстыковки с лунным кораблем.
Исследования Луны в районе посадки; с этой целью отойти от лунного корабля на расстояние 1 км и подняться ла высоту 100 м.
Установить иа Луне комплект научного оборудования.
Собрать 46 кг различных пород лунного грунта.
Программа была рассчитана на пребывание астронавтов на поверхности Луны вне лунного корабля в течение 8—9 ч; общая продолжительность пребывания на Луне 33,5 ч; основной блок на орбите ИСЛ должен был сделать 45 оборотов вокруг Луны. Общая продолжительность полета по программе 241 ч.

Начальный вес космической системы Saturn V Apollo-13 был равен 2 953 659,1 кг.

Тяга двигательной установки первой ступени ракеты была увеличена на взлете до 3 443 405,2 кг и перед выключением центрального ЖРД F-1 до 4 083 779 кг. Тяга двигательной установки ступени S-II была увеличена от 418 590 до 527 237кг и средняя тяга двигателя ступени S-IVB была 90 715 кг.

В T0 -1 ч 28 мин перед стартом отказал клапан жидкого кислорода № 2 ступени S-IC.

После нескольких циклов включения и выключения и проливки вокруг клапана его удалось закрыть в T0 -1 ч 21 мин.


Старт и вывод корабля на траекторию полета к Луне

После происшедших во время старта корабля Apollo-12 двух ударов молнии в ракету, были установлены следующие условия, запрещающие старт ракеты Saturn V на Луну если:

Номинальная траектория полета ракеты проходит в ливневых и грозовых облаках или в 8 км от штормовой облачности.
Холодный фронт простирается выше 3 км.
Средняя облачность толще 2000 м и возможно обледенение,
Кучевая облачность высотой 3000 м или более.
При старте ракеты-носителя Saturn V с кораблем Apollo-13 метеорологические условия были хорошие, старт произошел в расчетное время.

Ступень S-IC отработала нормально, но наружные ЖРД F-1 выключились на 0,4 сек. раньше. В момент времени T0 +02 мин 46,0 сек произошло зажигание ЖРД J-2 ступени S-II и возникли сильные колебания давления в системе жидкого кислорода одновременно с вибрацией подвески центрального ЖРД. Колебания давления в системе питания жидким кислородом явились причиной падения давления ниже требуемого минимума, возникшая кавитация на входе в кислородный насос снизила к. п. д. насоса и вызвала падение тяги ЖРД, как показало исследование давления в камере сгорания. Падение и колебания тяги явились причиной того, что сработало реле тяги, выключившее двигатель в T0 +05 мин 30,6 сек.

Сильные колебания низкой частоты 14—16 гц были локальными. Датчик на кожухе центрального ЖРД показал ускорение более 20 g, в то время как на командном отсеке было зарегистрировано ~0,1 g. Колебания, возникшие на ракете-носителе Saturn V в полете Apollo-13, превысили все ранее наблюдавшиеся колебания.

После выключения центрального ЖРД J-2S, (на 2 мин 12,4 сек раньше срока) колебания ступени и наружных ЖРД снизились до номинального уровня. Вследствие уменьшения тяги 4 наружных ЖРД J-2S проработали сверх запланированного номинального времени 34,1 сек. В результате в момент выключения наружных ЖРД скорость полета была на 68 м/сек меньше расчетной. Отделение второй ступени произошло на высоте 183,5 км. Двигательная установка ступени S-IVB начала работать в момент времени T0 +09 мин 56,9 сек и работала на 9,2 сек больше расчетного времени, чтобы компенсировать недостающую скорость. Однако, при выключении ступени S-IVB скорость полета все же оставалась меньше расчетной на 0,37 м/сек, и орбита, на которую вышел корабль (185/188 км), оказалась ниже расчетной круговой орбиты высотой 190 км. После выхода на орбиту ожидания был тщательно проанализирован имевшийся запас топлива, так как перерасход топлива ступенью S-IVB был весьма существенным.

Однако оказалось, что топлива достаточно, чтобы вывести корабль Apollo-13 на траекторию полета к Луне.

После 1,5 витков по орбите ожидания в момент времени T0 +02 ч 35 мин 46,4 сек был вторично включен ЖРД ступени S-IVB; он проработал 5 мин 50,7 сек, на 5 сек больше, чем требовалось по параметрам орбиты ожидания. Экипаж доложил о небольшой вибрации, возникшей за 90 сек до выключения ЖРД; управление, навигация и все системы приборного отсека и корабля работали нормально. Корабль Apollo-13 был выведен на траекторию свободного возвращения с начальной скоростью полета к Луне 10 700 м/сек.

Д. Ловелл передал управление кораблем Л. Суайгерту, который осуществил перестроение отсеков и отделение корабля Apollo-13 от ступени S-IVB.

В отличие от предыдущих полетов, в которых ступень S-IVB выводилась на гелиоцентрическую орбиту, в полете Apollo-13 было решено сбросить S-IVB на поверхность Луны в цель диаметром 700 м с центром в восточной части кратера Ландсберг (3° ю. ш., 30° з. д.), в 200 км западнее места посадки Apollo-12. Сейсмический удар заданной силы использовался для тарировки находящихся на Луне пассивных сейсмометров и исследования характера распространения сейсмических волн в поверхностном слое Луны.

После запуска ЖРД РСУ для осуществления маневра отклонения орбиты S-IVB от траектории полета Apollo-13 через 21 мин был произведен сброс остатков жидкого кислорода через ЖРД ступени S-IVB. Первый запуск ЖРД РСУ для направления S-IVB в цель на поверхности Луны был произведен на 11 мин 2 сек раньше запланированного времени, скорость возросла на 8,5 м/сек. Анализ траектории полета показал, что удар произойдет в точке с координатами 6° 53′ ю. ш., 30° 53′ з. д., поэтому вторая коррекция не потребовалась. Перед ударом ступень S-IVB двигалась по траектории с углом наклона к горизонту Луны 80° и со скоростью 2,68 км/сек, обладая энергией 5,3×1017 эрг, эквивалентной взрыву 11,5 т тринитротолуола.

12 апреля в момент времени T0 +11 ч 41 мин должна была состояться первая коррекция, но так как траектория полета Apollo-13 была близка к расчетной, от коррекции отказались. В T0 +24 ч 42 мин корабль находился на расстоянии от Земли приблизительно 300 тыс. км.

13 апреля в момент времени T0 +30 ч 41 мин с помощью ЖРД служебного отсека, включенного на 3,4 сек, был произведен маневр перехода Apollo-13 с траектории свободного возвращения на гибридную траекторию. Утром 13 апреля, находившийся на связи в Центре управления полетом астронавт В. Бранд, сообщил экипажу, что курс корабля весьма точен и по достижении окрестностей Луны корабль должен выйти на минимальное расстояние 114 км над поверхностью обратной стороны Луны. В момент времени T0 +37 ч начался запланированный отдых экипажа продолжительностью около 10 ч.



Авария

Центр управления полетом решил провести незапланированную проверку баллонов с гелием системы подачи топлива в лунном корабле, так как за 4 сут до старта при испытаниях обнаружилось, что баллоны с гелием нагреваются быстрее, чем это следует при нормальном процессе. 14 апреля в T0 +54 ч 47 мин Ф. Хейс произвел в лунном корабле проверку баллонов с гелием и установил, что давление и температура в них близки к нормальным. Вскоре после возвращения астронавта в командный отсек произошел взрыв бака с кислородом в служебном отсеке. Впоследствии аварийной комиссией было установлено, что в момент времени T0+55 ч 55 мин взорвался кислородный бак № 2, взрыв повредил и бак № 1, в результате вытек почти весь кислород, предназначавшийся для топливных элементов и создания в кабине командного отсека кислородной атмосферы.

В T0+55 ч 58 мин пилот командного отсека Д. Суайгерт сообщил в Центр управления полетом, что полностью упало напряжение в электромагистрали В, снабжавшей электроэнергией системы и оборудование основного блока. Центр управления полетом дал указание экипажу свести расход электроэнергии к минимуму. Вскоре стало падать напряжение и в электромагистрали А и система электроснабжения основного блока полностью вышла из строя. Экипаж доложил, что давление в кислородном баке № 2 равно нулю, а в баке № 1 продолжает падать. В момент времени T0 +56 ч 47 мин давление в кислородном баке № 1 упало до уровня ниже 50% от нормального.

Это означало, что система жизнеобеспечения командного отсека сможет обеспечить жизнь экипажа только в течение 15 мин.

Астронавты срочно записали все главные параметры на компьютере в журнал полёта и полностью его выключили. Д. Ловелл и Ф. Хейс перешли в лунный корабль, включили энергетическую установку и систему жизнеобеспечения экипажа в лунном корабле. Д. Суайгерту, оставшемуся в командном отсеке, кислород подавался из лунного корабля через переходной туннель.

В T0 +58 ч 07 мин руководство NASA приняло решение об отказе от посадки Apollo-13 на Луну и аварийном возвращении на Землю после облета Луны. И через 30 мин это решение было объявлено официально. В T0 +58 ч 22 мин представители заявили, что для ускорения полета Apollo-13 по траектории возвращения к Земле в T0 +79 ч 30 мин будет произведена коррекция траектории не с помощью ЖРД служебного отсека, который работать не может, а с помощью двигательной установки посадочной ступени лунного корабля, но она была рассчитана всего на одно длительное включение.


Возвращение на Землю

14 апреля в 8 часов 42 минуты 43 секунды двигатель посадочной ступени лунного модуля был включён на 34 секунды для первой коррекции траектории. Однако, этой коррекции оказалось недостаточно, так как расчёты показали, что аппарат вышел на такую траекторию полёта, которая закончится посадкой в Индийском океане около острова Мадагаскар, где не было поисково-спасательных средств США (пять кораблей и 47 самолётов, выделенных для спасения астронавтов, были сосредоточены только в Тихом океане и в северной части Атлантики). Полет по такой траектории был нежелателен ещё и потому, что занимал относительно много времени и ресурсов лунного модуля могло не хватить.

Центром управления полётом было принято решение об ещё одной коррекции траектории корабля. 15 апреля, в 2 часа 40 минут 31 секунду (по Гринвичу), была подана команда на включение двигателя на 4 минуты 23 секунды. Коррекция траектории прошла успешно, но через некоторое время уточнённые расчёты показали, что корабль пройдёт мимо Земли на расстоянии примерно 165 километров и выйдет на орбиту с высотой апогея несколько сот тысяч километров. Полёт по ней занял бы слишком много времени, и астронавты неизбежно погибли бы. Нужно было в третий раз включать двигатель для ещё одной коррекции.

В 5 часов 30 минут содержание углекислого газа в атмосфере лунной кабины повысилось до опасной для жизни астронавтов величины. Патроны поглотителя углекислого газа не были рассчитаны на столь длительную работу. Было принято решение подключить поглотители, расположенные в отсеке экипажа командного модуля. Однако в этом отсеке нельзя было включить вентилятор, направлявший на поглотители потоки воздуха, поскольку это уменьшило бы и без того скудные запасы энергии. Центром управления полётом рассматривались различные варианты, велись эксперименты. Наконец, выход был найден, и о нём сообщили экипажу. Астронавты отсоединили от своих скафандров два шланга. Один из них они протянули от вентиляторов в лунной кабине к входу поглотителя в отсеке экипажа, а второй — от выхода поглотителя в лунную кабину. Для крепления шлангов к поглотителю в ход пошли пластмассовые мешочки из-под пищи и липкая лента. Это оригинальное и весьма изобретательное решение дало положительный эффект — содержание углекислого газа стало быстро уменьшаться и достигло вполне приемлемых величин.

В 23 часа 10 минут появился сигнал о перегреве одной из химических батарей. На Земле немедленно провели моделирование ситуации, но тревога оказалась ложной — батарея работала нормально, из строя вышел температурный датчик.

Газ, истекавший из двигательного отсека, закручивал корабль и затруднял наведение на Землю остронаправленной антенны. Связь с кораблём резко ухудшилась. По распоряжению руководства NASA, был включён в работу американский радиотелескоп, расположенный в Паркса (Австралия). 16 апреля, незадолго до третьей коррекции траектории, повысилось давление в одном из баллонов с гелием. В результате сработал предохранительный клапан, и выходящий газ стал закручивать корабль с довольно большой скоростью. Правда, запасов гелия было достаточно, чтобы обеспечить запуск двигателя для коррекции, но вращение затрудняло её проведение.

Недостаток энергии на борту привёл к нарушению теплового режима. Поскольку электрообогреватели включать было нельзя, температура в кабине начала падать и достигла 11 °C. Экипаж, лишённый жизненного пространства, не имел возможности двигаться и стал замерзать. Астронавтам казалось, что в кабине холоднее, чем это было на самом деле. Они передали на Землю, что температура на корабле составляет всего 2—4 °С.

16 апреля в 4 часа 31 минуту 28 секунд двигатель лунного модуля был включён ещё на 14 секунд — была проведена третья коррекция траектории. Однако, измерения показали, что угол входа аппарата в атмосферу Земли имеет допустимые пределы, но не оптимален. Требовалась ещё одна, четвёртая по счету коррекция. Но на этот раз Центр управления полётом принял решение воспользоваться двигателями системы ориентации лунного модуля, с помощью которых можно было немного изменять угол входа корабля в атмосферу. Четвёртая коррекция была проведена 17 апреля в 12 часов 52 минуты 51 секунду и прошла успешно. Двигатели ориентации отработали 22 секунды. Расчёты показали, что корабль приводнится в приемлемом районе. К этому времени на Земле инженеры разработали способ получения источника энергии для запуска в действие бортового компьютера и всех систем спускаемого модуля корабля (или командного отсека). Для этого использовали источник электроэнергии ступени лунного корабля. После некоторого периода перед спуском лунный модуль был отстыкован. На кораблях Аполлон нет намного более безопасной, но менее мощной энергосистемы на солнечных элементах (как, например, на «Союзе»). Взорвавшийся кислородный баллон электроэнергетической системы вырабатывал электричество и кислород для жизнеобеспечения астронавтов в кислородо-водородных топливных элементах, включаемых однократно.

После этого экипажу предстояло провести ещё несколько ответственных операций, в частности, выполнить отстыковку двигательного отсека от корабля. Если бы не авария, то эта операция была бы вполне заурядной, но в сложившихся условиях были опасения, что могли быть повреждены пиротехнические устройства, служившие для разрыва связей между двигательным отсеком и отсеком экипажа. Кроме того, двигательный отсек после его отделения обычно уводился с помощью вспомогательных двигателей, которыми теперь также нельзя было воспользоваться. Наконец, освобождённый от двигательного отсека корабль, представлявший собой нерасчётную связку отсека экипажа и лунной кабины, мог оказаться неустойчивой в динамическом отношении системой, стабилизация которой могла вызвать серьёзные трудности.

После отработки различных вариантов на Земле было принято решение развернуть корабль на 45 градусов по отношению к направлению своего движения. Затем с помощью двигателей системы ориентации лунного модуля сообщить импульс по оси корабля так, чтобы он начал перемещаться вперёд двигательным отсеком. После этого необходимо было осуществить подрыв пиротехнических устройств, и с помощью двигателей системы ориентации корабля придать ему импульс в противоположном направлении. Корабль и двигательный отсек в результате разойдутся в разные стороны. Несмотря на сложность процедуры, в 13 часов 14 минут 48 секунд двигательный отсек благополучно был отделён от корабля. В 13 часов 28 минут после увода отсека астронавты получили возможность его рассмотреть и сфотографировать.

Картина была ужасающей — целая панель корпуса длиной около четырёх метров и шириной свыше полутора метров оказалась вырванной взрывом, было повреждено сопло маршевого двигателя, у остронаправленной антенны образовалась своего рода свалка повреждённого оборудования. Служебный отсек был полностью выведен из строя взрывом. Жилой отсек корабля не пострадал.

Следующей операцией было отделение от отсека экипажа лунной кабины. Эта процедура также была нештатной. Однако она была благополучно проведена по схеме, аналогичной отделению двигательного отсека в 16 часов 43 минуты. На тот момент в кабине оставалось всего около 20 килограммов воды и 15 килограммов кислорода. На период посадки ряд стран, в том числе СССР, Англия и Франция, объявили радиомолчание на рабочих частотах экипажа.

17 апреля в 17 часов 53 минуты 45 секунд отсек экипажа Apollo-13 вошёл в земную атмосферу, а в 18 часов 07 минут 41 секунду благополучно приводнился в 7,5 километрах от УДК «Иводзима». Все члены экипажа Apollo-13 были спасены и доставлены самолётом в Гонолулу на Гавайские острова. Астронавты и наземные службы Хьюстона за проявленное мужество и исключительно высокопрофессиональную работу были награждены высшей гражданской наградой США — «Медалью свободы».



Результаты расследования аварии

По заключению специально созданной комиссии по расследованию причин аварии, к аварии привела такая последовательность событий.
В 1962 году головной по командному модулю кораблей серии Apollo фирмой North American Aviation (позже — North American Rockwell) при изменении технического задания на изготовление кислородных бачков для двигательных отсеков, выданного субподрядчику фирме Beech Aircraft, не была предусмотрена модификация термостатов, изначально рассчитанных на напряжение 28 вольт, под стандартное для наземного оборудования стартового комплекса напряжение в 65 вольт. Это несоответствие не было замечено ни специалистами обеих фирм, ни NASA.

В октябре 1968 года кислородный бачок №2 для двигательного отсека корабля Apollo-13 на заводе фирмы North American Rockwell уронили с небольшой высоты (примерно 5 см.) и при этом видимо произошло повреждение продувочного штуцера. Этот факт не был доведён до сведения лиц, ответственных за предстартовую подготовку.

27 марта 1970 года, за две недели до старта, во время репетиции запуска, в бачки был залит жидкий кислород. После испытаний жидкий кислород должен быть вытеснен из бачков сжатым воздухом, подаваемым через продувочный штуцер. Из бачка №2, вследствие упомянутого повреждения штуцера, вытеснить кислород не удалось. Тогда решили включить нагреватели в бачке, с тем чтобы газифицировать кислород, а газ стравить из бачка. К нагревателям подвели ток напряжением 65 вольт. По достижении определённой температуры контакты начали размыкаться, и в этот момент между ними возникла электрическая дуга, которая вызвала сварку контактов, замкнув их. Термостаты перестали выполнять свою роль и температура в бачке (о чём операторы не подозревали) достигла величины, при которой произошло отслоение изоляции на проводах, ведущих к вентиляторам, перемешивающим кислород в бачке.

На третьи сутки полёта корабля Apollo-13 при включении вентиляторов произошло короткое замыкание оголённых проводов, от искры в кислородной атмосфере произошло возгорание тефлоновой изоляции бачка. Пламя по изоляции достигло головной части бачка, где в него входит жгут проводов. Загорелась изоляция этих проводов, в результате чего было выжжено отверстие, куда устремился кислород под высоким давлением. Газ сорвал панель отделения 4 двигательного отсека и повредил кислородный бачок №1.

Затраты на модификацию корабля Apollo-14 с целью предотвращения возможности аналогичной аварии составили около пятнадцати миллионов долларов. Полет доказал исключительно высокую способность корабля компенсировать отказ одного элемента передачей его функций другим. Функции многих систем основного отсека Apollo-13 после взрыва взяли на себя системы лунного корабля.

Главной задачей самого первого полёта шаттла была проверка общих полётных качеств корабля во время старта, в полёте и при приземлении. Испытание всех составляющих компонент системы «Спейс шаттл»: орбитер, твердотопливные ускорители и внешний топливный бак. Проверка аэродинамических свойств и устойчивость конструкции вод действием экстремальных нагрузок во время старта и приземления. Проверка надёжности теплозащитного покрытия. Проверка теплового режима корабля, как с закрытыми, так и с открытыми створками грузового отсека. Проверка систем маневрирования и корректировки параметров отбиты и навигационных систем корабря.

Внешний топливный бак для полётов «Колумбии» STS-1 и STS-2 был покрашен в белый цвет. В дальнейших полётах, начиная с STS-3, с целью экономии веса топливный бак больше не красили.

Официальную эмблему к полёту «Колумбия» STS-1 создал художник Роберт Макколл (Robert McCall).
Экипаж Колумбии.jpg

Экипаж


Джон Янг (5-й космический полёт), командир. Ветеран программ «Джемини» и «Аполлон».
Роберт Криппен (1), пилот .

Это был пятый космический полёт Джона Янга. Он стал первым астронавтом совершившим пять космических полётов. До полёта на шаттле «Колумбия» Янг совершил два полёта на кораблях «Джемини» и два полёта на кораблях «Аполлон». В апреле 1972 года Джон Янг побывал на Луне. Для Роберта Криппена это был первый космический полёт, в дальнейшем он совершил ещё три полёта на шаттлах.

Дублёры

Дублёрами были астронавты, которые готовились ко второму полёту шаттла «Колумбия» STS-2
Джо Энгл, командир
Ричард Трули, пилот

Безопасность

Все компоненты шаттла прошли испытания по отдельности, но вся система в комплексе до данного полёта не испытывалась в реальном космическом полёте. Из-за особенностей корабля была нарушена традиционная методика испытаний: ранее, как в советских, так и американских космических программах, первому пилотируемому полёту предшествовали лётные испытания носителя и корабля без экипажа. В случае «Колумбии» первый же полёт был выполнен пилотируемым. Это было сопряжено, даже при обширных наземных тестах, с большой долей риска, однако поставленная перед испытаниями задача была успешно выполнена.

Для приземления «Колумбии» была выбрана военно-воздушная база Эдвардс в Калифорнии. Взлётно-посадочная полоса базы Эдвардс оборудована на высохшем соляном озере Роджерс (Rogers Dry Lake) в пустыне Мохаве, поэтому она шире и длиннее чем полоса в космическом центре имени Кеннеди во Флориде, что допускало отклонение от траектории приземления в более широком диапазоне.

Посадка на ракетном полигоне «Белые пески» (White Sands Missile Range) в Нью-Мексико предусматривалась на случай дождя над базой Эдвардс в Калифорнии или отказа одного из основных двигателей шаттла. Дождь делает высохшее соляное озеро, на котором оборудована взлётно-посадочная полоса базы Эдвардс, непригодным для приземления.

Для членов экипажа в кабине «Колумбии» были установлены катапультируемые кресла, которые были созданы на основе кресел американского сверхзвукового самолёта-разведчика SR-71. Катапультирование экипажа предусматривалось в случае отказа двух основных двигателей шаттла ранее семи минут после старта или потери контроля над шаттлом до достижения высоты 30,48 км (100000 футов). Катапультируемые кресла использовались во всех четырех испытательных полётах (STS-1 — STS-4). Начиная с полёта «Колумбии» STS-5, в экипаже которого было четверо астронавтов, катапультируемые кресла больше не использовались. На случай непредвиденных обстоятельств для «Колумбии» предусматривалась возможность разворота и приземления на взлётно-осадочной полосе космического центра Кеннеди, или перелёт через океан и приземление в Европе, или приземление после одного витка в Калифорнии или в Нью-Мексико. Посадка на ракетном полигоне «Белые пески» (White Sands Missile Range) в Нью-Мексико предусматривалась на случай дождя над базой Эдвардс в Калифорнии или отказа одного из основных двигателей шаттла. Дождь делает высохшее соляное озеро, на котором оборудована взлётно-посадочная полоса базы Эдвардс, непригодным для приземления. На случай непредвиденных обстоятельств предусматривались возможности посадки на военно-воздушной базе Хикам на Гавайских островах, на базе Рота в Испании, на базе Кадена на Окинаве.

На случай непредвиденных обстоятельств предусматривались возможности посадки на военно-воздушной базе Хикам на Гавайских островах, на базе Рота в Испании, на базе Кадена на острове Рюкю.

В качестве атмосферы в кабине «Колумбии» служила воздушная смесь, состоящая из кислорода (21%) и азота (79%). Давление воздуха в кабине поддерживалось приблизительно равным одной атмосфере (14,5 фунтов на квадратный дюйм).

На случай невозможности открытия грузового отсека, предусматривалась досрочная посадка «Колумбии» после пяти витков вокруг земли на базе Эдвардс.

На борту «Колумбии» были скафандры, предназначенные для непредвиденного (например, несработка механических замков грузового отсека) выхода в космос. В этом случае, в космос должен был выходить Криппен. Предусматривалось, что перед выходом, атмосфера в кабине уменьшается до 0,6 атмосферы и изменяется её состав (кислорода 28% и азота 72%). При таком пониженном давлении астронавты должны были оставаться в течение 14 часов, чтобы удалить излишки азота из крови, после этого Криппен отправился бы в шлюзовую камеру.

Восемнадцать наземных станций обеспечивали слежение за полётом «Колумбии». Были задействованы также станции слежения министерства обороны США. Станции слежения располагались как в США, так и в Австралии, Испании, Сенегале, Ботсване, Эквадоре, Чили, Великобритании, на Бермудах, на Сейшельских островах и на Гуаме.

Запасной центр управления полётом был организован в космическом центре имени Годдарда.

В кабине «Колумбии» были установлены две телекамеры, которые передавали телевизионный сигнал на землю. Астронавты Янг и Криппен снимали происходящее на 16-миллиметровую кинокамеру и 35- и 70-миллиметровые фотокамеры.

Подготовка к полёту

Космическая программа «Спейс шаттл» развивалась в США с 1972 года. В 1977 году были проведены успешные испытания первого полномасштабного опытного шаттла «Энтерпрайз». В 1977 году менеджеры НАСА планировали, что первый пилотируемый полёт по программе «Спейс шаттл» состоится в марте 1979 года.

Шаттл «Колумбия» собирали в течение четырех лет на предприятии фирмы Rockwell International в Калифорнии. Теплозащитное покрытие шаттла, которое состоит из более чем 31000 плиток, было не полностью смонтировано, отсутствовало более четверти. Чтобы при перелёте из Калифорнии во Флориду под действием воздушных потоков не оторвались уже установленные плитки, отсутствующие притки были заменены их пластмассовыми имитаторами. Перед перелётом Боинг, с укреплённым на его спине шаттлом, совершил короткий пробный полёт. Не смотря на все предосторожности, множество имитаторов и уже установленных реальных теплозащитных плиток оторвались во время перелёта. Монтаж около 11000 теплозащитных плиток был продолжен уже в ангаре космического центра имени Кеннеди. Также во Флориде на «Колумбии» были смонтированы основные двигатели и двигатели маневрирования на орбите.
24 марта 1979 года шаттл «Колумбия» был привезен в космический центр имени Кеннеди на специально оборудованном «Боинге 747» из исследовательского центра Драйдена в Калифорнии. В это время предварительной датой старта «Колумбии» считалась 9 ноября 1979 года. Шаттл «Колумбия» был передан в эксплуатацию НАСА 25 марта 1979 года. «Колумбия» была помещёна в ангар, где началась непосредственная подготовка к первому полёту. Предстояло ещё закончить установку теплозащитных плиток на днище «Колумбии».

В июне 1979 года директор НАСА Роберт Фрош (Robert Frosch) сказал, что первый полёт шаттла состоится не ранее марта 1980 года, но наиболее реальная дата — июнь 1980 года.

В июле 1979 года в космический центр имени Кеннеди из Нового Орлеана, где находится сборочное производство Мишуд (Michoud Assembly Facility), на котором создаются топливные баки для систем спейс шаттл, на барже был привезен внешний топливный бак. Топливный бак, предназначенный для первого полёта шаттла, был установлен в секции №4 здания вертикальной сборки.

Подготовка к сборке комплекса шаттл началась в декабре 1979 года и продолжилась в январе 1980 года, когда в секции №3 здания вертикальной сборки были установлены в вертикальное положение два твердотопливных ускорителя.

Проблемы с креплением плиток теплозащитного покрытия вынуждали несколько раз переносить сроки предполагаемого первого пилотируемого полёта. Кроме того, выявились проблемы с основной двигательной установкой шаттла. Для устранения проблем двигательной установки пришлось их размонтировать, провести их полное тестирование и затем вновь устанавливать на шаттле.

В январе 1980 года директор НАСА Роберт Фрош, ссылаясь на проблемы крепления теплозащитных плиток, сообщил, что первый полёт шаттла может состояться в период с 30 ноября 1980 года до 31 марта 1981 года.

Проблемы с креплением плиток и двигательной установкой были разрешены во второй половине 1980 года.

В начале ноября 1980 года внешний топливный бак и два твердотопливных ускорителя были соединены вместе.

24 ноября 1980 года шаттл «Колумбия» был перевезен в здание вертикальной сборки. В здании вертикальной сборки шаттл «Колумбия» был соединен с внешним топливным баком и твердотопливными ускорителями.
29 декабря 1980 года шаттл «Колумбия» был перевезен из здания вертикальной сборки на, находящуюся в 5,6 км, стартовую площадку 39А.

К началу 1981 года планируемой датой запуска шаттла «Колумбия» STS-1 было 17 марта.

22 января была проведена пробная заправка внешнего топливного бака жидким водородом, а 24 января — жидким кислородом. После пробной заправки было обнаружено отслаивание теплоизоляции топливного бака. Теплоизоляция топливного бака предназначена для предотвращения образования льда на поверхности бака во время заливки в бак жидких кислорода и водорода, температура которых −183 °C и 253 °C соответственно. На ремонт теплоизоляции потребовалось больше двух недель, поэтому старт «Колумбии» был перенесен на 5 апреля в 11 часов 53 минуты по Гринвичу.

Время открытия окна для старта шаттла «Колумбия»:
5 апреля 1981 года — 11 часов 53 минуты по Гринвичу (6 часов 53 минуты по времени восточного побережья США)
6 апреля 1981 года — 11 часов 52 минуты
7 апреля 1981 года — 11 часов 51 минуты
8 апреля 1981 года — 11 часов 50 минуты
9 апреля 1981 года — 11 часов 49 минуты

20 февраля 1981 года проведено тестовое включение главных двигателей шаттла. Стандартно тестовое включение длится около двадцати секунд.

В конце марта был проведен пробный обратный предстартовый отсчет. После этой пробы старт «Колумбии» был перенесен на 10 апреля в 11 часов 50 минут. Окно для старта открывается через 45 минут после восхода солнца и остаётся открытым в течение шести часов. Открытие и продолжительность окна определяются требованиями: светлое время суток во время старта, штатного приземления на военно-воздушной базе Эдвардс в Калифорнии и аварийного приземления на ракетном полигоне «Белые пески» (White Sands Missile Range) в Нью-Мексико. Светлое время суток было необходимо для проведения качественной кино- и фотосъёмки.

6 апреля 1981 года в 4 часа 30 минут начался обратный предстартовый отсчет. При подготовке к старту 10 апреля на космодроме мыса Канаверал присутствовал президент США Рональд Рейган. Велась прямая телевизионная трансляция.

10 апреля подготовка к старту протекала без проблем. Астронавты Джон Янг и Роберт Криппен заняли свои места в кабине шаттла. За двадцать минут до старта была обнаружена потеря синхронизации при обмене данных между основным и резервным компьютерами шаттла. Причиной потери синхронизации оказалась ошибка в программном обеспечении. Старт был отменён за 16 минут до расчётного времени и был перенесён на двое суток, на 12 апреля 1981 года почти точно в 12 часов UTC.

Описание полёта

Старт и первый день полёта

12:0320 12 апреля — 01:00 13 апреля

Старт шаттла «Колумбия» состоялся 12 апреля 1981 года в 12 часов 0 минут 3 секунды по Гринвичу (в 7 часов 0 минут 3 секунды по времени космодрома на мысе Канаверал). Первый шаттл отправился в космос точно в тот же день, ровно через 20 лет после первого полёта человека в космос, который совершил Юрий Гагарин 12 апреля 1961 года.
Через 2 минуты 12 секунд после старта, на высоте 66 км (24,9 морских миль), были отстреляны твёрдотопливные ускорители, которые через 5 минут на парашютах опустились в Атлантическом океане на расстоянии 226 км (137 морских миль от места старта шаттла). Координаты приводнения твёрдотопливных ускорителей — 30° с. ш. 78° з. д.

Через 8 минут 32 секунды после старта, на высоте 137 км (74,2 морских миль), были выключены основные двигатели «Колумбии». Через 8 минут 50 секунд после старта был отсоединен внешний топливный бак, который совершил полёт по баллистической траектории, вошел в плотные слои атмосферы, и его остатки упали в Индийский океан на расстоянии около 19000 км (10500 морских миль) от места старта шаттла. Координаты падения остатков внешнего топливного бака — 31° ю. ш. 93° в. д.

Шаттл «Колумбия» вышел на околоземную орбиту. Скорость шаттла составила 27871 км/ч (17322 мили в час).

После выхода на орбиту астронавты Янг и Криппен начали тестирование систем шаттла. Они выполняли пробные включения двигателей системы орбитального маневрирования и двигателей ориентации, а также, с целью проверки функционирования приводов и замков в условиях космоса, дважды открывали и закрывали грузовой отсек шаттла.

Были обнаружены 15 поврежденных теплоизолирующих плиток на гондолах двигателей системы маневрирования. Специалисты НАСА заверили, что эти повреждения не помешают безопасному приземлению «Колумбии», так как основную защитную нагрузку при приземлении несёт теплозащита дна и крыльев шаттла.

Через три с половиной часа после старта Янг и Криппен сняли свои герметичные скафандры. В течение полёта астронавты оставались в негерметичных полётных комбинезонах. Герметичные скафандры они вновь надели за четыре часа до схода с орбиты и приземления. В первых нескольких полётах на шаттле были только устройства для разогрева пищи. В последующем на шаттлах были установлены блоки приготовления пищи. В первых полётах в шаттле не было оборудованных спальных мест. Астронавты спали пристёгнутыми в своих креслах в кабине шаттла. Добавления в план полёта передавался из центра управления в Хьюстоне по каналам связи на борт «Колумбии» и распечатывался на принтере.

В 1 час 13 апреля закончился первый рабочий день на орбите. Астронавты должны были отправиться спать, но они ещё долго наблюдали землю через иллюминаторы.


Второй день полёта

09:00 13 апреля — 01:00 14 апреля

Астронавты продолжили тестирование двигателей системы орбитального маневрирования.

В ходе полёта астронавты Янг и Криппен провели телефонный разговор с вице-президентом США Джорджем Бушем.

В ходе дня астронавты пытались заменить вышедший из строя магнитофон, предназначенный для записи показаний приборов и полётных данных. Ремонт был важен, так как на борту было всего три таких прибора, каждый из которых мог записывать данные в течение шести часов. Отсутствие одного из приборов могло означать потерю важной информации о ходе продолжающегося полёта и приземления. Однако заменить неисправный прибор не удалось.


Третий день полёта

14 апреля

В 4 часа астронавты были разбужены аварийным сигналом, который был вызван охлаждением одной из трёх вспомогательной силовой установки. Вспомогательные силовые установки используются во время старта и приземления, а во время полёта по орбите в них поддерживается рабочая температура. Специалисты НАСА посчитали, что это охлаждение не представляет значительной проблемы, так как для приземления достаточно двух функционирующих установок. Астронавты смогли вновь отправляться спать. Официальное окончание периода сна в 8 часов 41 минуту по Гринвичу, но астронавты проснулись задолго до этого срока.
Астронавты перепроверяли приборы шаттла, которые должны быть задействованы во время приземления и переводили в экономный режим другие приборы.

Большую часть полёта шаттл «Колумбия» располагался днищем вверх, в сторону космоса и открытым грузовым отсеком в сторону земли. Грузовой отсек был закрыт приблизительно в 14 часов 30 минут, за четыре часа до приземления.

Двигатели системы маневрирования были включены на торможение в 14 апреля в 17 часов 21 минуты 30 секунд по Гринвичу (53 часа 28 минут бортового времени, отсчитываемое от начала старта шаттла). Продолжительность тормозного импульса — 2 минуты 27 секунд. В это время «Колумбия» находилась над Индийским океаном (40° ю. ш. 63° в. д.). Когда «Колумбия» вошла в атмосферу, она была окружена разогретым ионизированным газом, и в течение пятнадцати минут центр управления не имел связи с кораблём.
Для информационной поддержки и фотографирования «Колумбии» при приземлении, с базы Эдвардс поднялись четыре самолёта. Пятый самолёт был поднят для наблюдения за метеоусловиями в районе подлёта и приземления.

На высоте 58 км «Колумбия» пересекла границу штата Калифорния со стороны Тихого океана. Чтобы погасить скорость, шаттл сделал несколько поворотов.

В 18 часов 20 минут 57 секунд по Гринвичу (10 часов 21 минута по времени Тихоокеанского побережья США) (54 часа 27 минут 43 секунды бортового времени) шаттл «Колумбия» приземлился на взлётно-посадочной полосе № 23 высохшего озера Роджерс (Rogers Dry Lake) в пустыне Мохаве на военно-воздушной базе Эдвардс в Калифорнии. После касания ВПП до полной остановки «Колумбия» за 60 секунд проехала 2,7 км (8993 футов). Скорость «Колумбии» при приземлении составляла 352 км/ч (190 узлов), вертикальная скорость — 0,23 м/с (2,4 футов/сек). Приземление проводилось под ручным управлением экипажа.

Янг и Криппен вышли из «Колумбии» через час, после того как из шаттла были слиты остатки ядовитого горючего и сам шаттл остыл.

За время полёта шаттл «Колумбия» преодолел 1,73 млн км (1,074 миллионов миль) и совершил 37 витков вокруг Земли.
Технические параметры полёта
вес при взлёте: 99455 кг (219258 фунтов)
вес при приземлении: 88082 кг (194184 фунтов)
вес полезной нагрузки: 4909 кг (10822 фунтов)
количество витков: 37
пройденное расстояние: 1729347 км (1074 млн миль)
перигей: 240 км
апогей: 251 км
период обращения: 89,2 минуты
наклонение орбиты: 40,3°
эксцентриситет орбиты: 6.04E-4
скорость при приземлении: 339 км/ч

После полёта

Полёт шаттла «Колумбия» STS-1 был первым из запланированных четырёх испытательных полётов. Первый эксплуатационный полёт шаттла «Колумбия» STS-5 был запланирован на сентябрь 1982 года.

После приземления выяснилось, что «Колумбия» потеряла 16 теплозащитных плиток и 148 плиток были повреждены.
Негативные моменты, выявленные вовремя первого полёта шаттла, это: повреждение плиток теплозащитного покрытия, проблемы с вспомогательной силовой установкой, потеря данных записывающего полётного устройства и неожиданно сильная ударная волна от выхлопа твёрдотопливных ускорителей.

В целом первый пилотируемый полёт шаттла признаётся успешным. Полёт «Колумбии» STS-1 — это совместный успех НАСА, компаний Rockwell International, Martin Marietta, Thiokol и других государственных и коммерческих предприятий, которые создавали шаттл и готовили экипаж.

20 апреля шаттл «Колумбия», установленный на спине специально оборудованного самолета «Боинг 747», взлетел с базы Эдвардс в направлении космического центра во Флориде. Через три с половиной часа «Боинг» с шаттлом совершил промежуточную посадку для ночевки на военно-воздушной базе Тинкер в штате Оклахома. 21 апреля перелёт был продолжен. Через 3 часа и 20 минут после взлёта из Оклахомы, «Боинг» с шаттлом «Колумбия» приземлился в космическом центре имени Кеннеди во Флориде. Шаттл «Колумбия» начал готовиться к своему второму полёту — STS-2.

Через месяц после полёта Президент США Рональд Рейган вручил Джону Янгу Космическую медаль почёта Конгресса. Аналогичную медаль Роберту Криппену вручил Президент США Джордж Буш в апреле 2006 года, в двадцать пятую годовщину первого полёта «Колумбии».

Отзывы о полёте «Колумбии»

Отрывок из сообщения ТАСС к первому полёту шаттла 14 апреля 1981 года.

…Пентагон также рассчитывает использовать челночные корабли для регулярного вывода в космос спутников-шпионов и другого тяжёлого военного оборудования. Именно по настоянию министерства обороны, сообщила телекомпания Эй-би-си, грузоподъёмность корабля увеличена до 30 тонн. Согласно данным «Нью-Йорк Таймс», в случае успеха намечено ещё три испытательных полёта «Колумбии». В настоящее время в стадии строительства находятся ещё по меньшей мере три корабля по программе «Шаттл». До 1992 года запланированы 113 полетов по программам Пентагона.

Командование советских ВВС начало формулировать требования к концепции будущего дальнего бомбардировщика с ТРД сразу же после начала поступления в ВВС самолетов Ту-4. В планах ВВС на 1947-1948 годы уже фигурировал класс дальнего бомбардировщика с дальностью порядка 6000 км, с максимальной скоростью 900 км/ч, потолком 15000 м, нормальной бомбовой нагрузкой 3 т (максимальной - 20 т). Он должен был иметь мощное оборонительное вооружение и современное пилотажно-навигационное и прицельное оборудование. Самолет рассматривался как носитель обычных и ядерных бомб и самолетов-снарядов. Особое внимание ВВС обращаю на использование самолета в качестве носителя крупных самолетов-снарядов (массой до 7 тонн). Согласно взглядам военных, новый самолет в перспективе должен был заменить в частях Дальней авиации быстро устаревающие Ту-4. Уже тогда многим становилось ясно, что у поршневых машин остается все меньше шансов на прорыв системы ПВО. Эти предположения вскоре подтвердились событиями над Корейским полуостровом. Объективно будущее было за самолетами с силовыми установками на базе ТРД и ТВД. По обе стороны "железного занавеса" свертываются работы по поршневым бомбардировщикам, в том числе и по самолетам среднего класса, и форсируются разработка и внедрение в войска реактивных бомбардировщиков.

Практическая реализация дальнего бомбардировщика с ТРД, сдерживалась отсутствием мощных и достаточно экономичных ТРД. Но такое положение было временным. К концу 40-х годов двигательные ОКБ развернули работы по созданию мощных ТРД и ТВД, которые позволили в короткий период создать в начале 50-х годов отечественные бомбардировщики среднего и межконтинентального класса. Проект Ту-80 оказался этапным в том плане, что от него дальнейшее развитие туполевских дальних бомбардировщиков пошло по двум направлениям: прямая ветвь развития конструкции Ту-80 в сторону увеличения массогабаритных параметров привела к созданию межконтинентального Ту-85, последнего в мировой практике дальнего поршневого бомбардировщика, а затем и Ту-95, а ветвь развития типа среднего бомбардировщика - к созданию Ту-16. Прежде чем приступить к созданию дальнего бомбардировщика с околозвуковыми максимальными скоростями, отечественным авиастроителям предстояло решить ряд теоретических и практических задач в области аэродинамики, конструкции самолета, в развитии новых мощных реактивных силовых установок и т.д. Создание первых истребителей со стреловидным крылом, опыт их испытаний, доводок, результаты научных исследований в аэродинамических трубах ЦАГИ, а также изучение трофейных германских материалов по стреловидным крыльям большого удлинения позволили во второй половине 40-х годов приступить к работам по практическому применению подобных крыльев для бомбардировщиков.

Одним из первых к разработке бомбардировщика со стреловидным крылом и оперением в СССР приступило ОКБ А.Н.Туполева. В процессе исследований по данной теме в ОКБ спроектировали, построили и испытали на стендах конструктивные модели крыльев различной стреловидности и жесткости. Исследовалось крыло с прямой стреловидностью 35 градусов с удлинением от 6 до 11. Для прочнистов особую сложность составлял расчет корневой части крыла, в которой при выбранной двухлонжеронной схеме передний лонжерон оказывался длиннее заднего и был более нагружен. Для изучения поведения данной конструкции в ОКБ были разработаны оригинальные методики исследований, давшие большой эффект при изучении нагружений конструкций скоростных самолетов. В частности, распределение силовых потоков в кессонах центроплана и консолях крыла детально изучалось в ОКБ прочнистами во главе с А.М.Черемухиным с применением масштабных моделей. По, результатам испытаний моделей разработали инженерную методику расчета стреловидного крыла и оперения. К этой работе активно привлекались специалисты ЦАГИ в области прочности стреловидных крыльев - С.Н.Кан, И.А.Свердлов, В.Ф.Киселев и др., сделавшие большой вклад в развитие теории и практики проектирования стреловидных крыльев в СССР. Таким образом, к началу рабочего проектирования первых самолетов со стреловидным крылом в ОКБ имелся достаточный теоретический задел по силовой работе конструкций таких крыльев и готовые методики их расчета.

В самом ЦАГИ активные работы по скоростным самолетам со стреловидными, ромбовидными и треугольными крыльями начались сразу же после окончания войны и во многом опирались на работы германских ученых, значительно продвинувшихся в этой области. Исследования по скоростным стреловидным крыльям в ЦАГИ возглавлял академик В.В.Струминский. В ходе исследований ЦАГИ большое внимание обращалось на стреловидные крылья для дальних самолетов-носителей, а также на вопросы их общей аэродинамической компоновки, так как задача создания этих самолетов являлась одной из приоритетных. Трудности разработки компоновки самолетов этого типа заключались, во-первых, в необходимости получения высокого аэродинамического качества на больших дозвуковых крейсерских числах М, так как от этого во многом зависела дальность полета самолетов, вовторых, в проблеме выбора схемы размещения нескольких двигателей для создания необходимой тяги и, в-третьих, в необходимости обеспечения приемлемых взлетно-посадочных характеристик при увеличенной удельной нагрузке на крыло, уменьшения несущих свойств новых скоростных профилей и относительного уменьшения эффективности средств механизации на стреловидном крыле.

На основании большого объема работ, проведенных в ОКБ и в ЦАГИ, в апреле 1948 года в бригаде проектов ОКБ Г.А.Черемухиным подготавливается обобщающий материал по теме "Исследование летных характеристик тяжелых реактивных самолетов со стреловидным крылом". Эта работа посвящалась выбору пределов существования бомбардировщиков с ТРД, на которые распространялись требования ВВС 1947-1948 годов. Рассматривались тяжелые машины с 35 градусным стреловидным крылом, с различными полетными массами в пределах от 80000 до 160000 кг, с суммарными статическими тягами силовых установок от 12000 до 24000 кгс (6-8 РД-45 или 6-8 АМТкРД-01) и с принятыми изменениями удельных нагрузок на крыло от 300 до 500 кг/кв.м. Диапазон гипотетических самолетов охватывал предел существования от бомбардировщика средней дальности до межконтинентальной стратегической машины. Эта работа во многом определила оптимальные соотношения основных параметров самолетов для дальнейших практических работ по тяжелым машинам с ТРД разработки ОКБ.

Проведенный анализ показал, что только с учетом принятия верхних пределов массогабаритных параметров имеется возможность обеспечить необходимые дальности полета, используя принятые двигатели сравнительно небольшой тяги. По этому пути пошли немцы во время Второй мировой войны, проектируя свои реактивные бомбардировщики, по этому же пути пошли американцы, построив в 1947 году свой шестидвигательный В-47. В СССР пошли несколько другим путем: из условий получения приемлемых аэродинамических, эксплуатационных и экономических характеристик решено было создавать дальние самолеты-носители с двумя-четырьмя ТРД повышенной тяги. В практическом плане в ОКБ к новой скоростной машине шли двумя параллельными направлениями: прежде всего необходимо было проверить в реальном полете на тяжелом самолете стреловидное крыло. Для этого строится экспериментальный самолет "82". Одновременно ведутся проработки модификаций самолета Ту-14 под двигатели с увеличенной тягой, в сочетании с постепенным наращиванием массогабаритных параметров и мерами по совершенствованию аэродинамической и конструктивной схем исходного самолета - проекты "486", "86", "87" и "491", а затем качественный переход к более совершенным проектам - "494" и "495" ставшим непосредственными предтечами Ту-16 (проект "88"). Начинал этот ряд самолет '"82", ставший первой отечественной тяжелой машиной с ТРД и стреловидным крылом, на которой удалось в реальных условиях полета проверить поведение такого крыла на скоростях более 900 км/ч.

В феврале 1948 года ОКБ приступило к проектированию экспериментального самолета класса фронтовой бомбардировщик со стреловидным крылом, двумя ТРД типа РД-45Ф или ВК-1 и рассчитанного на получение близких к звуковым скоростей полета (0,9-0,95 М). Работа в ОКБ началась в инициативном порядке, тема получила шифр "82". Первоначально проект представлял собой глубокую модернизацию самолета "73". На самолете "82", в отличие от самолета "73", устанавливались стреловидные крыло и оперение, силовая установка из двух двигателей (вместо трех), экипаж уменьшался с четырех до трех человек, отказывались от верхней и нижней фюзеляжных пушечных установок и заменяли их одной кормовой. Размеры и взлетная масса самолета "82" получались значительно меньше, чем у самолета "73". Одновременно аналогичная оптимизация конструкции под два двигателя ВК-1 была проведена по базовым проектам - "73" и "78", что привело, в конце концов, к созданию серийного торпедоносца-бомбардировщика Ту-14Т ("81Т") для авиации ВМФ.

Первоначальный эскизный проект самолета "82" ОКБ подготовило в марте 1948 года. Работа ОКБ получила официальную поддержку, и самолет начали рассматривать не только как экспериментальную машину, но и как базу для создания фронтового бомбардировщика. 12 июня 1948 года вышло Постановление Совета Министров СССР No. 2052-804, узаконившее работы по самолету "82" (Ту-22). Предполагалось построить два опытных экземпляра Ту-22. 22 июня 1948 года ОКБ подготовило новый эскизный проект, отличавшийся изменениями в некоторых элементах конструкции планера, составом вооружения и оборудования от первоначального проекта. Опытный самолет с двигателями РД-45Ф начали строить в июле 1948 года. Макетная комиссия по самолету состоялась с 16 по 18 августа 1948 года, когда самолет уже находился в постройке. 15 февраля 1949 года самолет закончили и передали на заводские испытания. В ходе постройки, по опыту испытаний первых отечественных реактивных истребителей со стреловидным крылом, на опытном самолете "82" установили четыре пары аэродинамических гребней на крыле; сняли, по результатам испытаний самолетов "73" и "78", обратимые гидроусилители. Поскольку первая машина относилась к классу экспериментальных, на нее не стали устанавливать бомбардировочное и пушечное вооружение.

24 марта 1949 года экипаж летчика-испытателя А.Д.Перелета совершил первый полет на самолете "82". Заводские испытания машины продолжались до 2 июня 1949 г. В отчете по заводским летным испытаниям отмечалось, что самолет устойчив и доступен летчикам средней квалификации. На испытаниях зафиксировали максимальную скорость полета 931 км/ч на высоте 4000 м. Никаких особенных сюрпризов новое крыло не преподнесло, все оказалось значительно спокойней, чем при полетах первых истребителей со стреловидным крылом.

В ходе испытаний самолета "82" произошел один эпизод, который вошел в историю отечественного самолетостроения. Летом 1949 года шла подготовка к традиционному воздушному параду в Тушино, в котором предстояло участвовать самолету "82". Во время генеральной репетиции за несколько дней до парада самолет, пролетая на малой высоте над Москвой-рекой, попал в зону восходящих потоков различной интенсивности. Возникла, как ее потом окрестили, "циклическая болтанка", с соответствующими нерасчетными нагружениями конструкции самолета, приведшими к разрушению крепления левого двигателя к мотораме. А.Д.Перелет получил травму, ударившись лицом о приборную доску, но сумел выключить поврежденный двигатель и на одном двигателе посадить самолет на аэродром ЛИИ. Этот случай потребовал введения в нормы прочности нового понятия - "циклическая болтанка" - эффекта, возникающего при проходе самолетом на малой высоте сложного рельефа местности, например, поле √ река - лес. После проведения ряда испытаний, методику расчета самолетов на "циклическую болтанку" внедрили в практику самолетостроения. Решающую роль в разрешении этой проблемы сыграл А.М.Черемухин, сумевший разобраться в причинах случившегося и дать необходимые рекомендации.

Параллельно с работами по самолету "82", ОКБ подготовило проект его модификации в полноценный боевой самолет, предполагавший установку полного комплекта бомбардировочного и стрелково-пушечного вооружения. Проект получил обозначение самолет "83" и отличался от "82" увеличенной длиной фюзеляжа, увеличенным до четырех человек составом экипажа, введением верхней стрелковой установки, облагороженными формами фонарей кабин летчика и штурмана. Проект предусматривал установку РЛС ПСБН с возможной ее заменой на аппаратуру РЫМ-С и т.д. Силовая установка проектировалась под два ВК-1. Самолет "83" начали строить, но в 1949 году все работы по нему прекратили в общем русле свертывания работ по скоростному фронтовому бомбардировщику со стреловидным крылом. На основе проекта "83" для авиации ПВО в ОКБ подготовили техническое предложение по дальнему истребителю-перехватчику "83П". Командование ВВС и авиации ПВО в то время должным образом не смогло оценить потенциальные возможности подобного типа самолета, ошибочно считая, что тяжелый истребитель-перехватчик со взлетной массой 15-18 и более тонн не найдет применения в системе ПВО. Через 10 лет тяжелый истребитель-перехватчик в срочном порядке потребовался ПВО.

Самолет "82" выполнил свою задачу - стреловидное крыло получило прописку на тяжелых самолетах. Все дальнейшие работы по самолету прекратили и опытную машину в мае 1950 года законсервировали, второй "боевой" вариант достраивать не стали. Несмотря на то, что проект получил официальную поддержку и в перспективе планировалось получить на его базе серийный фронтовой бомбардировщик Ту-22, доводить самолет не стали. Причина состояла в следующем: в начале 50-х годов в массовую серию запустили фронтовой бомбардировщик Ил-28 с прямым крылом, который вполне устраивал ВВС, Ил-28 имел летные характеристики, практически ничем не уступавшие будущему Ту-22, а по взлетно-посадочным характеристикам, эксплуатационным, по технологичности превосходил его. На этом этапе стреловидное крыло особых тактических преимуществ, во всяком случае, фронтовому дозвуковому бомбардировщику, не давало. Поэтому все работы свернули, по той же причине военные не приняли Ил-30 (развитие Ил-28 со стреловидным крылом) ОКБ С.В. Ильюшина.

В середине 1948 года в ОКБ началась работа по модификации самолета "73" под новые отечественные ТРД со статической тягой 3000-5000 кгс. Эти работы стали исходными для работ по проекту бомбардировщика "86". Первоначально предполагалось установить на самолет "73" два двигателя АМТкРД-01 со статической тягой 3300 кгс. Постановление правительства по данной модификации появилось в сентябре 1948 года, модифицированная машина должна была выйти на испытания в четвертом квартале 1949 года. Взлетная масса машины доводилась до 30 тонн, вооружение оставалось по самолету "73", летные данные практически не менялись. В ходе развития проекта перешли на двигатели АМТкРД-02 (АМ-02) с увеличенной до 4780 кгс статической тягой. Проект переработали под новые двигатели, одновременно решили ввести кормовую стрелковую установку по типу проекта "81".

Работы над новой машиной начались в январе 1949 года. Проведенные в бригаде проектов ОКБ предварительные аэродинамические расчеты показали, что получаемые при замене двигателей избытки располагаемых тяг настолько повысят скорости полета, что они окажутся в диапазоне критических чисел М и сохранение прямого крыла самолета "73" становится нецелесообразным. Требовался переход на стреловидное крыло. Увеличившийся расход топлива для новых двигателей потребовал доведения его запаса до 10-12 тонн. Отсюда увеличение взлетной массы по сравнению с самолетом "73" и существенная перекомпоновка фюзеляжа. Новый вариант со стреловидным крылом получил внутренний шифр "486" и представлял собой проект скоростного среднего бомбардировщика. Расчет показал, что самолет "486" на высоте 6000 м сможет развить максимальную скорость 1030 км/ч и обеспечить практическую дальность полета с 1 тонной бомб в пределах 3500 - 4000 км.

В конце 1948 года в ОКБ приступили к работам над проектом более крупного самолета со стреловидным крылом с двумя двигателями AM-02 или ТР-3 с тягой по 4500 кгс. Все работы над этим проектом, получившим обозначение самолет "86" (Ту-86), проводились в Отделе техпроектов под руководством С.М.Егера. Как отмечалось выше, первоначально перед ОКБ ставили задачу по глубокой модификации Ту-14 под новые двигатели AM-02. Весной 1949 года были проведены продувки модели в аэродинамической трубе ЦАГИ, которые подтвердили выводы по проекту "486" - необходимо переходить на стреловидное крыло. На основании этою ОКБ приступает к проектированию практически нового самолета.

Уже в марте 1949 года заканчивается эскизный проект, строится макет, начинается сдача чертежей в опытное производство. 19 марта законченный на 50% макет предварительно осматривает комиссия. В ЦАГИ проводятся продувки большой модели самолета "86". В основе нового проекта ОКБ лежала схема и технические решения, предлагавшиеся по самолету "486". С двигателями АМ-02 ОКБ собиралось построить дальний самолет-бомбардировщик, обеспечивавший дальность полета с 2 тоннами бомб 4000 км, максимальную скорость на высоте 6000 м - 980 км/ч, практический потолок -13400 м. При этом расчетная взлетная масса машины достигала 40 тонн. От самолета "486" новый проект отличался увеличенными размерами бомбоотсека, рассчитанного на нормальную бомбовую нагрузку 2 тонны и максимальную - 6 тонн, увеличенным запасом топлива, большей массой и большим диаметром фюзеляжа. Учитывая большую дальность полета, в экипаж добавили шестого члена экипажа - второго летчика. Передняя герметическая кабина была полностью перекомпонована, она была увеличена и стала ступенчатой, без "истребительного" фонаря. Место стрелка-радиооператора переместилось в отдельный отсек, закрытый сверху блистером. Основные стойки шасси перевели на спаренные колеса. В хвостовой части фюзеляжа установили тормозные щитки. В носовой - добавили вторую пушку НР-23, в состав оборудования ввели РЛС ПСБН.

В период проектирования самолета "86" в ОКБ совместно с ЦАГИ проводилась работа по теме "Исследование влияния площади и удлинения крыла на летные характеристики самолета со стреловидным крылом". На основании материалов этих работ для самолета "86" в окончательном варианте приняли крыло с удлинением 10 и площадью 100-110 кв.м. В переработанном варианте увеличилась длина фюзеляжа, размах крыла, его площадь и запас топлива. Носовая часть фюзеляжа стала более выгодной с аэродинамической точки зрения, одновременно улучшился обзор из кабины штурмана. Фюзеляж перекомпоновали под размещение дополнительных топливных баков, несколько изменился состав вооружения и оборудования. Расчетную дальность полета удалось довести до 4750 км, остальные данные остались практически без изменений. На базе исходного бомбардировщика "86" ОКБ подготовило проекты его модификаций в самолет-разведчик "86Р" и торпедоносец-миноносец "86Т". Одновременно шло проектирование варианта "86" под двигатели ТР-3 с тягой 4600 кгс, характеристики которого соответствовали варианту с AM-02. Один из поздних вариантов этого проекта получил обозначение самолет "87". 18 июля 1949 года ОКБ выпускает эскизный проект самолета под двигатели ТР-3, отличавшийся в некоторых конструктивных деталях от проекта "86". Полученные в ходе проектирования самолетов "86" и "87" результаты показали, что имеется реальная возможность создать околозвуковой бомбардировщик с практической дальностью полета 5000 км.

29 августа 1949 года СССР провел испытания первой отечественной ядерной бомбы РДС-1. Для производства готовился ее серийный вариант - РДС-3. При проектировании новых дальних бомбардировщиков теперь необходимо было ориентироваться на доставку к целям именно этих боеприпасов, с учетом того, что их масса превышала 5 тонн. С подобной нагрузкой практическая дальность полета самолета "86" значительно уменьшалась, и говорить о расчетных 5000 км уже не приходилось. Кроме того, условия размещения на борту ядерного боеприпаса требовали специальных конструктивных мер по обеспечению "стабильности боеприпаса" в условиях длительного полета, а также мер по защите экипажа и конструкции самолета от воздействия поражающих факторов ядерного оружия. ВВС требовался не просто дальний бомбардировщик, способный летать в два раза быстрее Ту-4, а самолет, способный доставить советскую ядерную бомбу на дальности, доступные Ту-4.

Исследования, проведенные в ОКБ в процессе работ по самолету "86", показали, что создать полноценный скоростной дальний реактивный носитель возможно при увеличении массо-габаритных параметров самолета и тяги двигателей в 1,5-2 раза. Именно это и привело к появлению Ту-16. В результате работы по самолету "86" прекращаются на этапе проектирования, но его многие конструктивные решения: общая компоновка фюзеляжа, состав экипажа и оборонительного вооружения используются в дальнейшем в проекте самолета Ту-16. В плане перспективных работ в апреле 1949 года бригада проектов ОКБ подготовила проект самолета "491", представлявший собой модификацию самолета "86" с крылом увеличенной стреловидности. Как показали расчеты, при угле стреловидности крыла 35-36 градусов запас тяги двигателей AM-02 или ТР-3 также не мог быть полностью реализован, поэтому предложили установить на самолет крыло со стреловидностью 45 градусов. Установка нового крыла позволяла поднять расчетную скорость до 1085 км/ч, при сохранении практической дальности полета на уровне 5000 км.

Проект самолета "491" не вышел из стадии технического предложения. Решили пока не рисковать с новым малоизученным сорокапятиградусным крылом из-за прибавки максимальной скорости в несколько десятков километров в час и остановились на сравнительно хорошо изученном и уже проверенном на практике крыле со стреловидностью в 35 градусов. Впоследствии крыло в 45 градусов ОКБ пыталось использовать в своих первых проектах трансзвуковых и сверхзвуковых самолетов (самолеты "97", "103", "98" и "105"), но практической реализации такого крыла в ОКБ не было. По рекомендациям ЦАГИ ОКБ сразу перешло на крылья со стреловидностью 55-57 градусов и с таким крылом строило свои первые сверхзвуковые бомбардировщики "98" и "105". После создания Ил-28 ОКБ С.В.Ильюшина попадает в полосу всеобщего благоприятствования как со стороны руководства страны, так и ВВС. И когда возник вопрос о создании нового скоростного дальнею реактивного бомбардировщика, на фоне срывов ОКБ А.Н.Туполева но семейству Ту-14, ВВС обращается с этим заданием в ОКБ-240 С.В.Ильюшина.

Осенью 1949 года ВВС выдает официальный заказ на новый дальний реактивный бомбардировщик иод два ТРД типа АЛ-5 со взлетной тягой 5000 кг. Выходит соответствующее постановление правительства, поручавшее эту работу ОКБ-240. Самолет, получивший обозначение Ил-46, с нормальной полетной массой и бомбовой нагрузкой 3 тонны, сброшенной на половине маршрута, должен был иметь максимальную техническую дальность полета 3000 км. В перегрузочном варианте эта дальность с бомбовой нагрузкой 5000 кг составляла 5000 км. Учитывая короткий срок, отпущенный на проектирование и постройку опытного образца самолета, отсутствие в ОКБ-240 опыта летной доводки и испытаний тяжелых самолетов со стреловидным крылом (Ил-30 так ни разу в воздух и не поднялся), С.В.Ильюшин принял решение проектировать новую машину в два этапа: на первом этапе с прямым крылом, но проверенной схеме Ил-28, а на втором этапе сосредоточить усилия на стреловидном варианте - Ил-46с.

Опытный Ил-46 с прямым крылом ильюшинцы подготовили к летным испытаниям к марту 1952 года. 3 марта самолет совершает первый полет, без особых осложнений проходит этап заводских испытаний и передается на государственные, на которых он подтверждает заявленные ОКБ-240 летные данные. Вроде бы все хорошо, самолет можно или запускать в серию, или переходить ко второму - "стрелокрылому" - варианту. Но стреловидный дальний бомбардировщик уже летает, и сделало его, пока ильюшинцы занимались Ил-46, в инициативном порядке ОКБ А.Н.Туполева. Туполевский "дальник" показывает на заводских испытаниях скорость свыше 1000 км/ч, что значительно выше задания на Ил-46. Вскоре принимается правительственное решение в серию передавать туполевскую машину "88" (Ту-16), а не Ил-46, работы по которому вскоре прекращаются. ОКБ А.Н.Туполева берет реванш за частичную неудачу с Ту-14, построив для страны Ту-16, обогнавший свое время на добрых 5-7 лет.

Передача заказа на дальний скоростной реактивный бомбардировщик в ОКБ С.В.Ильюшина не остановила работы по этой тематике в ОКБ А.Н.Туполева. Работы продолжались в инициативном порядке, ставя цель предложить военным проект самолета с лучшими тактико-техническими данными, чем Ил-46. Предварительные исследования по поиску оптимальной компоновки будущего самолета проходили в бригаде проектов ОКБ под руководством Б.М.Кондорского, под пристальным вниманием А.Н.Туполева, который уделял этой работе повышенное внимание. В этой бригаде во второй половине 40-х годов собралась команда молодых толковых инженеров, в число которых входили А.А.Туполев, Г.А.Черемухин, Ю.Ю.Юдин, И.Б.Бабин, В.А.Стерлин и др. Со временем многие из них станут или руководителями, или ведущими специалистами ОКБ. По ходу развития проекта к работе подключился Отдел техпроектов С.М.Егера, а затем и все остальные подразделения ОКБ.

Рассказывают, что в период компоновки и увязки агрегатов будущего Ту-16 у А.Н.Туполева каждый рабочий день начинался с прихода в отдел к С.М.Егеру, где он подробно знакомился с состоянием дел по машине, после этого заходил в свой кабинет, а затем направлялся в макетный цех, где делался полноразмерный деревянный макет самолета. Перед бригадой проектов ОКБ ставилась задача выбора основных параметров самолета (площади крыла, массы и тяги двигателей), при которых будущая машина удовлетворяла бы следующим основным требованиям: нормальная бомбовая нагрузка 6 тонн, максимальная - 12000 кг; максимальная скорость у земли 950 км/ч, на высоте 10000 м - 950-1000 км/ч; практический потолок 12000 - 13000 м; дальность полета с нормальной бомбовой нагрузкой 7500 км; разбег без укорителей 1000 м; экипаж 6 человек; оборонительное вооружение по самолету "86". Как отмечалось выше, в основном этим требованиям (кроме дальности полета с нормальной бомбовой нагрузкой) удовлетворял проект самолета "86", поэтому при работах по новому проекту, получившему шифр "494", основывались на расчетах по "86-й" машине и исследованиях, проводившихся в ОКБ и ЦАГИ по тяжелым реактивным самолетам со стреловидным крылом.

Для силовой установки новой машины рассматривались двигатели ТР-3А (АЛ-5) со статической тягой 5000 кгс и находившийся в стадии проектирования двухконтурный ТР-5, имевший такую же тягу; но обладавший большей экономичностью. Оба двигателя разрабатывались в ОКБ А.М.Люлька (ОКБ-165). Одновременно изучалась возможность применения нового мощного двигателя АМРД-03 (АМ-3), создававшегося в ОКБ А.А.Микулина (ОКБ-300), заявленная двигателистами максимальная статическая тяга которого равнялась 8200 кгс, что было абсолютным максимумом для ТРД в начале 50-х годов.

Работой но проекту "494" в бригаде Б.М.Кондорского занимались И.Б.Бабин, Г.А.Черемухин и В.А.Стерлин. Достаточно быстро, к июню 1950 года, бригада подготовила материалы по машине. На основании обобщения и анализа материалов исследований для крыла выбрали стреловидность 36 градусов и следующие варианты силовых установок: два двигателя АМРД-03, четыре ТР-3А, четыре ТР-5. Как дополнительные варианты исследовались характеристики самолета в случае увеличения тяги этих двигателей за счет установки на них форсажных камер. Под выбранные варианты силовых установок рассматривалось несколько различных компоновок самолета. Из всего многообразия предложенных схем в бригаде проектов отдали предпочтение, как наиболее рациональной, схеме с расположением двигателей на пилонах и с крыльевыми гондолами, в которые убирались основные стойки шасси. Помимо этих вариантов, А.А.Туполев предложил вариант компоновки с двумя двигателями ТР-3А, размещенными в мотогондолах по бортам фюзеляжа, с сильно нагруженным одностоечным шасси с разгружающими крыльевыми и фюзеляжными балансировочными стойками. Этот вариант получил обозначение "495" ("495-88") и также был принят к последующему рассмотрению. В дальнейшем именно эта схема стала основой аэродинамической компоновки будущего Ту-16.

Проработка проекта показана, что из условия получения максимальной дальности полета при одинаковых удельных расходах топлива двухмоторная схема с АМРД-03 более предпочтительна, чем четырехмоторная с ТР-3А или ТР-5, за счет меньшего сопротивления и меньшей массы силовой установки. Для выполнения заданных летных данных самолет получался с взлетной массой порядка 60-70 тонн, с площадью крыла 150 - 170 кв.м, суммарная взлетная тяга двигателей определилась в 14000 - 16000 кгс. При условии минимизации суммарной тяги до 12000 - 14000 кгс, взлетная масса увеличивалась до 70-80 тонн, а площадь крыла -до 190 - 210 кв.м. Проведенный анализ определил области существования дальнего реактивного бомбардировщика, предпочтительное количество и типы двигателей, а также определил пути создания и дальнейшего развития типа дозвукового дальнего бомбардировщика. Полученные основные соотношения в основном подтвердились при создании как Ту-16, так и других самолетов подобного класса,

Летом 1950 года материалы по различным вариантам будущего самолета рассматривали на совещании у Андрея Николаевича. Свой проект "494" представляли И.Б.Бабин и Г.А.Черемухин, а проект "495" - А.А.Туполев. После обсуждения А.Н.Туполев принимает решение делать будущий самолет, получивший по ОКБ обозначение самолет "88", как симбиоз из наиболее перспективных элементов проекта "494" и проекта "495": компоновка фюзеляжа по проекту "494", размещение двух двигателей √ по "495", крыло с обтекателями шассийных гондол - из проекта "494". Так, в первом приближении, сложился тот облик самолета Ту-16, который через несколько лет вызовет восхищение всей мировой авиационной общественности. Поиски оптимального варианта нового бомбардировщика туполевским ОКБ и заявленные А.Н.Туполевым его тактико-технические данные, превышающие заложенные в уже заказанный Ил-46, были положительно восприняты руководством ВВС и в правительстве. Выдается официальное задание на новый самолет.

Этот шаг укладывался в русло той научно-технической политики в области вооружений, которую проводило руководство страны в послевоенный период, давая одинаковые или близкие задания по наиболее ответственным темам разным коллективам разработчиков, тем самым подстраховывая себя и страну на случай возможной неудачи одного из них, а также получая возможность оптимального выбора из нескольких типов, выбирая лучший для серии и для поступления на вооружение. Так было при создании реактивных истребителей МиГ-15, Ла-15, Як-23 и Як-30, фронтовых бомбардировщиков Ту-14 и Ил-28, в начале 50-х годов аналогичная картина сложилась при создании стратегических М-4 и Ту-95.

10 июня 1950 года выходит Постановление Совета Министров СССР No. 2474-974, согласно которому ОКБ А.Н.Туполева поручалось спроектировать и построить дальний бомбардировщик с двумя двигателями типа ТР-3Ф (АЛ-5). Заданные тактико-технические данные машины соответствовали тому, что гарантировало ОКБ в ходе предварительных проработок. Планировалось построить опытный самолет в двух экземплярах и предъявить первый из них на государственные испытания уже в декабре 1951 года. Помимо использования АЛ-5 оговаривалось проектирование самолета с двумя двигателями АМ-03. В ноябре 1950 года, в связи с большой загрузкой ОКБ по Ту-85, все сроки по "88-ой" машине правительство сдвинуло на три месяца.

В ходе дальнейшего проектирования отказались от использования двух АЛ-5, как не обеспечивающих требуемые летные данные, и с февраля 1951 года решением А.Н.Туполева полностью перешли к проекту с двумя АМ-3 с увеличенной до 8700 кгс взлетной тягой. С середины июня 1950 гола в ОКБ работы по проекту "88" развернулись в полном объеме. 10 июля 1950 года ВВС оформили ТТТ к новому самолету, дополнив их в сентябре следующего года. Общее проектирование ОКБ закончило 20 апреля 1951 года подготовкой эскизного проекта и передачей его в ВВС. Заключение по эскизному проекту военные подписали в конце мая 1951 года. Эскизный проект с двигателями АМ-3 окончательно утверждается 5 июля 1951 года. Макет самолета ОКБ предъявило ВВС вместе с эскизным проектом и утверждало одновременно с ним. Однако, в связи с постановкой на машину дополнительного оборудования и работами по улучшенному второму варианту ("дублеру"), в марте 1952 года, когда первая опытная машина уже готовилась к первому полету, проводилась дополнительная макетная комиссия. Все замечания военных окончательно учитывались при постройке "дублера".

ОКБ в эскизном проекте гарантировало следующие основные летные данные самолета "88" 2 АМ-3: дальность полета около 6000 км, максимальную скорость, близкую к 1000 км/ч, практический потолок около 14000 м, длину разбега порядка 1500 м, при максимальной взлетной массе 64,5 тонны, нормальной - 46,9 тонны и массе пустого самолета 32,76 тонны. На аэродинамическое совершенство самолета оказана влияние особая компоновка центральной части планера (участок фюзеляж √ крыло √ воздухозаборник √ двигатель - шасси), которая фактически соответствовала конструктивному решению, вытекающему из "правила площадей". На самолете "88" применение "правила площадей" выразилось в виде поджатия бортовых гондол воздухозаборников и двигателей в районе крыла и размещения гондол шасси на крыле в качестве "тел вытеснения". Вместе с другими аэродинамическими мероприятиями это позволило значительно снизить сопротивление самолета и получить на испытаниях максимальные скорости свыше 1000 км/ч.

Размещение ТРД в корне крыла позади лонжеронов крыла и минимизация сечения воздухоподводящих каналов к двигателю (воздух подавался к двигателю от воздухозаборника, размещенного впереди крыла у борта фюзеляжа по двум каналам, один из которых проходил через кессон крыла, а другой снизу кессона), позволяли разрешить проблему интерференции в стыке крыла с фюзеляжем - самом аэродинамически напряженном узле в компоновке самолета. Положительное решение проблемы интерференции в данном случае происходило за счет создания "активного зализа" - реактивная струя двигателя подсасывала воздух, обтекающий и крыло, и фюзеляж, упорядочивая тем самым обтекание в этой зоне. Оригинальная компоновка прикорневой зоны самолета, как рассказывают участники проектирования, родилась на свет из-за настойчивого желания всеми возможными мерами уменьшить мидель на участке фюзеляж √ гондолы - крыло - отсюда максимально возможное "утапливание" двигателей. Подобное компоновочное решение настойчиво проводилось и контролировалось самим А.Н.Туполевым, который постоянно просматривав предлагаемые компоновки самолета и требовал "обжимать, обжимать и обжимать". В результате, когда в ЦАГИ продули модель самолета "88" после всех "обжатий", специалисты долго не могли понять, почему настолько уменьшилось сопротивление, и долго не выдавали заключение по результатам продувок.

Так как самолет "88" предназначался для полетов на больших околозвуковых скоростях, на нем применили хвостовое оперение большей стреловидности, чем стреловидность крыла. Благодаря этому, явления, связанные с "волновым кризисом", развивались на оперении позже, чем на крыле. Это позволяло сохранять приемлемые характеристики устойчивости и управляемости самолета до сравнительно больших дозвуковых скоростей полета.

К конструктивным особенностям самолета можно также отнести достаточно легкую и прочную конструкцию крыла большого удлинения. Конструктивно оно выполнялось по двухлонжеронной схеме, причем стенки лонжеронов, верхняя и нижняя панели крыла образовывали основной силовой элемент - кессон. Мощный жесткий кессон принципиально отличал конструктивную схему крыла самолета Ту-16 от конструкции В-47 и В-52. На этих машинах крыло выполнялось гибким, благодаря чему происходило демпфирование вертикальных порывов воздуха за счет значительных деформаций крыла. В отличие от крыльев американских самолетов более жесткое (но и относительно более тяжелое) крыло Ту-16 в полете мало деформировалось. Дальнейший многолетний опыт эксплуатации 1500 Ту-16, 200 Ту-104 в СССР и опыт эксплуатации В-47, В-52, пассажирских Боингов 707, Дугласов ДС-8 и Конверов 880 показал, что конструкция жесткого крыла Ту-16 значительно более живучая, особенно с точки зрения усталостной прочности. Американцы имели массу проблем в эксплуатации с крыльями В-47 и В-52 (усталостные трещины, и как следствие, постоянные остановки парка, доработки и усиления конструкции). Можно с уверенностью сказать, что раннее снятие с эксплуатации В-47 во многом определилось "слабым" крылом.

Установка двигателей, прижатых к фюзеляжу за максимальной толщиной корня крыла, потребовало оригинального конструктивного решения проводки канатов воздухозаборников двигателей через крыло. Для этого в корневой зоне 1-го и 2-го лонжеронов установили специальные рамы для основного потока воздуха. Под крылом разместили дополнительные воздухозаборники. Такое решение позволило получить удачную конструкцию, обеспечивавшую необходимый расход воздуха для работы двигателей АМ-3, с учетом сравнительно небольшой строительной высоты в корневой части крыла и выбранной схемы среднеплана. При всех достоинствах подобного решения у него оказался существенный недостаток - конструкция накрепко была привязана к конкретному двигателю - АМ-3 или к его модификациям - и в перспективе замена на другой тип двигателей с другими габаритами или увеличенным расходом воздуха представляла серьезную проблему. В тот момент над этим мало кто задумывался, ведь даже при самой большой фантазии вряд ли кто из создателей самолета думал, что он дослужит до конца столетия, а его китайские лицензионные братья будут летать в XXI веке.

Большой бомбовой отсек в фюзеляже за задним лонжероном центроплана позволял расположить сбрасываемые грузы (бомбы, а затем и ракеты) близко к центру масс самолета, что обеспечивало небольшие изменения центровок при их сбросе. Сам отсек не нарушал силовой схемы крыла, прочность и жесткость фюзеляжа в районе бомбоотсека обеспечивались применением мощных продольных балок-бимсов. В варианте носителя ядерного оружия бомбоотсек выполнялся термостабилизированным, аналогично Ту-4А. Весь экипаж самолета, состоявший из шести человек, размещался в двух герметических кабинах с обеспечением катапультирования всех членов экипажа. В задней (кормовой) герметической кабине, в отличие от всех тяжелых боевых самолетов более ранней разработки ОКБ, размещались два стрелка, что обеспечивало их лучшее взаимодействие и повышало моральную устойчивость в боевой обстановке. Создание комплекса мощного стрелково-пушечного вооружения, состоявшего из трех подвижных спаренных установок и одной однопушечной передней, четырех оптических прицельных постов, и внедрение радиолокационного кормового прицела позволило обеспечить эффективную систему обороны.

В основных стойках шасси впервые в мире применили оригинальную схему уборки. Стойки шасси с четырехколесными тележками убирались в крыльевые гондолы назад по полету, при этом тележка запрокидывалась назад в положение, параллельное стойке. В передней стойке шасси, впервые в СССР, в качестве противоколебательного элемента, уменьшавшего опасность возникновения автоколебаний колес типа "шимми", применили спаривание колес на одну общую ось. Схема уборки основных стоек шасси в крыльевые гондолы с опрокидыванием стала приоритетом ОКБ и была запатентована. Подобная схема уборки использовалась на опытном английском бомбардировщике Виккерс "Вэлиэнт" Мк.2, причем без влияния туполевцев, так как на этапе проектирования этого самолета англичане вряд ли имели столь подробную информацию о Ту-16. При проектировании системы управления ОКБ не пошло на применение гидроусилителей в системе управлении, ссылаясь на их низкую надежность. В связи с этим для Ту-16 управленцам ОКБ пришлось принять специальные меры по обеспечению приемлемых для летчика усилий на ручках.

Поскольку Ту-16 должен был стать первым массовым советским носителем ядерного оружия (сданные промышленностью ВВС 18 Ту-4А с большой натяжкой можно было считать надежным ядерным "щитом сдерживания"), перед ОКБ А.Н.Туполева, ЦАГИ и другими организациями, связанными с ядерной проблемой, поставили задачу обеспечения безопасности самолетов-носителей и их экипажей при взрывах атомных, а затем и термоядерных боеприпасов. Особого внимания потребовав изучение влияния теплового удара от светового излучения на дюралевые сплавы (участники испытаний по применению ядерного оружия рассказывают, что после комплексного воздействия ядерного взрыва на самолет его нижняя дюралевая обшивка протыкалась пальцем, словно тонкий картон). Для решения этих проблем к работе подключились крупные силы ЦАГИ, других отраслевых предприятий и НИИ, была создана экспериментальная база, моделировавшая комплекс воздействующих факторов на самолет при ядерном взрыве. Проводились натурные испытания образцов авиатехники на воздействие реальных ядерных взрывов различной мощности. Отрабатывались наиболее безопасные тактические приемы сброса с самолетов ядерных бомб. В результате всех этих работ ко второй половине 50-х годов удаюсь внедрить ряд эффективных конструктивных мероприятий защиты новых самолетов-носителей, в том числе и Ту-16, от воздействия поражающих факторов ядерного оружии.

Рабочие чертежи на первый опытный самолет "88-1" (заказ 881) ОКБ подготовило и передало в опытное производство в период с февраля 1951 по январь 1952 года. Работы шли с листа, с взаимными корректировками живой конструкции и бумаги. Темпы постройки для такой крупной машины были впечатляющими: в апреле 1951 года началась подготовка оснастки, в мае уже собрали носовую часть фюзеляжа. К концу 1951 года первую опытную машину построили. Одновременно строился экземпляр планера для статических испытаний. 25 января 1952 года опытный самолет "88-1" перевезли в ЖЛИ и ДБ для дальнейших доводок. 30 января самолет встал в линейку туполевских машин на стоянке, начались доводки оборудования, гонка двигателей, параллельно проводилась установка недостающего, поступавшего с различных предприятий, оборудования.

25 февраля самолет приняли на заводские испытания. Окончательно монтаж поступившего оборудования заканчивается за три дня до первого полета. К этому моменту основная часть необходимого для первого вылета оборудования стояла на самолете, остальные системы, в частности агрегаты стрелково-пушечного вооружения, решили устанавливать на борт по мере готовности, в процессе испытаний и доводок. Для испытаний опытного самолета назначается экипаж во главе с летчиком-испытателем Н.С.Рыбко. Второй летчик - М.Л.Мельников. Помимо Н.С.Рыбко на "88-1" по программе заводских испытаний летал летчик-испытатель А.Д.Перелет, выполнивший на этой машине большое количество испытательных полетов. Ведущим инженером по летным испытаниям назначается Б.Н.Гроздов, от ОКБ ведущим инженером по машине - И.А.Старков. Всеми работами по самолету Ту-16 и его многочисленным модификациям бессменно руководил Д.С.Марков.

Опытный "88-1", поступив на заводские испытания, имел массу пустого самолета 41 тонну, при этом его нормальная взлетная масса достигала 57,7 тонны, а максимальная - 77,4 тонны, и это с учетом того, что на самолете не стояло стрелково-пушечное вооружение, РЛС "Рубидий-ММ", "Аргон", аппаратура "Меридиан". Естественно, при постановке всего оборудования масса пустой машины должна была возрасти еще больше, а это могло привести к невыполнению заявленных летных характеристик. Конструкцию самолета явно перетяжелили, от ОКБ требовалось провести работу по значительному облегчению самолета, что и сделали на втором опытном экземпляре "дублере". Все это предстояло выполнить в ближайшие месяцы, ну а пока на аэродроме ЛИИ к первому вылету готовился "88-1". 27 апреля 1952 года опытный "88-1" совершил первый полет продолжительностью 12 минут. Заводские испытания продолжались до 29 октября 1952 года, всего выполнили 46 полетов. В ходе испытаний достигли максимальной скорости 1020 км/ч, что было выше заданной. В августе проведены полеты на дальность и продолжительность полета. Эти полеты подтвердили надежную работу основных систем. В ходе испытаний достигли технической дальности полета 6050 км.

По результатам проведенных заводских испытаний было принято решение о передаче опытного самолета на государственные испытания не обращая внимание на перетяжеление машины. Задача стояла в кратчайший срок оценить самолет как боевую систему, параллельно принимая максимум мер для снижения массы самолета с конечной целью - получения заявленных летных данных. 13 ноября 1952 года самолет принимается ГК НИИ ВВС на государственные испытания, которые продолжались до конца марта 1953 года. Несмотря на показанные хорошие летные данные, первый опытный "88-1" государственные испытания не прошел, причиной тому была неудовлетворительная работа специального оборудования, а также недоукомплектованность стрелково-пушечного оборонительного вооружения. Продолжить госиспытания решено было на втором, облегченном, экземпляре самолета - "88-2" ("дублере"), изготовление которого шло ускоренными темпами.

Еще в ходе заводских испытаний в июле 1952 года, не дожидаясь результатов госиспытаний, положительно решается вопрос о серийном производстве самолета "88". Уже в июле 1953 года завод No. 22 обязан был выпустить первую серийную машину. Но прежде чем разворачивать серийное производство, руководство ОКБ, поддержанное МАП, начало работу по снижению массы конструкции самолета. Набор лишней массы самолета "88" произошел в ходе проектирования и изготовления. Причина тому - постоянная перестраховка и прочнистов, и конструкторов за самолет и за свою судьбу. Необходимо помнить, что Ту-16 создавался в последние годы сталинского режима, когда любая ошибка могла оказаться для автора чреватой в лучшем случае тюрьмой. И поэтому каждый старался себя подстраховать: рядовой конструктор на своем месте набрасывал на всякий случай процентов 10, его начальник из тех же добрых побуждений еще столько же и т.д. В результате масса пустого самолета росла и росла, перекрывая все лимиты, К этому следует добавить обычное потяжеление в ходе проектирования агрегатов нового оборудования, которые также увеличивали заявленную массу пустого самолета. При внимательном анализе конструкции самолета имелись резервы по уменьшению его массы.

Второй летный экземпляр самолета - "88-2" (заказ 882) - строился по тем же исходным документам, что и "88-1", но без указания конкретных сроков. Первоначально речь шла лишь о простом "дублере" первой опытной машины, но уже к концу лета 1951 года, когда "88-1" был почти готов, и стало ясно, что машина перетяжелена, Андрей Николаевич ставит перед коллективом ОКБ задачу максимального снижения массы пустого самолета. В ОКБ организуется "борьба за вес", цель которой - "скинуть" с машины несколько тонн. Работа шла по трем основным направлениям: во-первых, облегчили не силовые элементы конструкции; во-вторых, по возможности, модифицировали силовые элементы таким образом, чтобы без ущерба для прочности получить выигрыш в массе; в-третьих, приняли решение ввести ограничение по скорости полета на высотах до 6250 м, на которых самолет подобного класса, как правило, не ведет боевых действий. В результате проведенных мероприятий массу пустого самолета удалось снизить с 41,05 тонны до 36,49 тонны.

Проектирование облегченной машины закончили в ноябре 1952 гола. К этому времени на серийный завод уже передали рабочие чертежи под "тяжелую" машину, и там полным ходом шла подготовка производства. Передача в серию чертежей "облегченного" самолета и соответствующие доработки на заводе No. 22 грозили возможным срывом сроков начала серийного выпуска Ту-16, со всеми вытекающими негативными оргвыводами для инициаторов. Андрей Николаевич, заручившись поддержкой руководства МАП, принимает смелое и столь нужное решение о передаче в серию документации на облегченный Ту-16. Принимается максимум мер, для того чтобы минимально сократить задержку выхода первых серийных машин.

Все чертежи с учетом корректировок ОКБ передало серийному заводу к концу 1952 года. Завод No. 22 приступил к развертыванию серии облегченного варианта Ту-16, при этом срок выхода первой серийной машины сдвинулся с июля на октябрь 1953 года. Второй опытный самолет "88-2" "дублер" построили в начале 1953 года. В ЖЛИ и ДБ машину перевезли 13 февраля 1953 г. Помимо выше перечисленных конструктивных изменений, "дублер" в ходе проектирования и постройки претерпел некоторые дополнительные изменения и доработки, основанные на опыте испытаний первой машины: удлинили переднюю кабину, увеличили запас топлива, доработали систему кондиционирования воздуха, усилили стабилизатор, несколько расширили мотогондолы и т.д. "Дублер" практически полностью укомплектовали штатным оборудованием и вооружением.

К марту 1953 года все доводочные работы на "дублере" закончились, и 14 марта 1953 года его передали на заводские испытания. Испытания "88-2" проводил экипаж но главе с летчиком-испытателем Н.С.Рыбко, вторым пилотом, как и на "88-1", летал М.Л.Мельников, ведущим инженером по летным испытаниям на "дублер" назначили М.М.Егорова. 6 апреля 1953 года "88-2" выполнил первый полет. Заводские испытания "дублера" закончились в сентябре 1953 года.

16 сентября 1953 г самолет ╚88/2╩ был предъявлен на Контрольные Государственные испытания, а 18 сентября его принял ГК НИИ ВВС. Основную работу на этом этапе выполнил экипаж, возглавляемый летчиком-испытателем А.К.Стариковым. Помимо проверки самого самолета, проводились Государственные летные испытания его компонентов, в частности, двигателя АМ-3, радиоприцелов ╚Рубидий ММ-2╩ и ╚Аргон╩, оптической прицельной станции ПС-48М. Полеты закончились 10 апреля 1954 г, практически через год после подъема ╚дублера╩ в воздух. Получив положительную оценку, Ту-16 был рекомендован для принятия на вооружение, что и было узаконено Постановлением Совмина СССР No.1034-443 от 28 мая 1954 г.

Помимо летных испытаний самолета "88-2", много времени ушло на испытания его систем и отдельных агрегатов, многие из которых получили права гражданства на Ту-16 (РЛС "Руби-дий-ММ-2", прицельные станции ПС-48М, РЛС "Аргон", двигатели АМ-3 и т.д.). На государственных испытаниях "дублер" показал техническую дальность полета с 3 тоннами бомб - 5760 км, максимальную скорость на высоте 6250 м - 992 км/ч, практический потолок - 12800 м. Максимальная взлетная масса "дублера" равнялась 72 тоннам, при этой взлетной массе длина разбега приближалась к 2000 м. Самолет "88-2" с положительным результатом прошел контрольные государственные испытания и был рекомендован для принятия на вооружение. 28 мая 1954 года вышло постановление правительства, согласно которому Ту-16 принимался на вооружение. Серийное производство Ту-16, как и планировалось, началось в 1953 году.

Первым на основании Постановления Совмина СССР No.3193-1214 от 10 июля 1952 г. к серийному производству Ту-16 приступил казанский авиазавод No.22. Предприятие, ставшее головным по этому типу самолета, в технологическом плане было хорошо оснащено в период выпуска Ту-4. Хотя по внешним обводам многие агрегаты планера Ту-16 сильно отличались от таковых у Ту-4, их конструктивное исполнение во многом было схоже. Это позволило без особых сложностей освоить производство нового самолета, правда, при этом потребовалось перестроить некоторые старые цеха. Вместе с тем, казанским авиастроителям пришлось столкнуться с многочисленными новыми и оригинальными конструкторскими решениями. Применение стреловидных крыльев и ТРД, прижатых к фюзеляжу, а также воздушных каналов, пронизывающих лонжероны крыла, потребовало от производственников повышенной точности при изготовлении соответствующих агрегатов. Большое количество крупногабаритных и цельнофрезерованных деталей требовало особых подходов при сборке. Много проблем на начальном этапе производства доставляла наладка оборудования самолета, особенно систем оборонительного вооружения. За внедрением в серию Ту-16 пристально следили сам А.Н.Туполев, а также Д.С.Марков и начальник казанского филиала ОКБ-156 И.Ф.Незваль.

Первый серийный бомбардировщик No.3200101 был выпущен 29 октября 1953 г, а до конца года заказчику сдали еще один самолет. В следующем году в Казани изготовили уже 70 таких машин. Серийные Ту-16 внешне от прототипов отличались шлейфовыми антеннами, иным расположением ПВД и другими створками гондол основных опор шасси, Масса пустого самолета находилась в пределах 37200-37520 кг из-за применения различных держателей в зависимости от бомбовой нагрузки. Номера самолетов казанского авиазавода расшифровываются следующим образом: первая цифра - год выпуска, вторая - номер завода, третья - любая цифра, четвертая и пятая - номер серии, шестая и седьмая - номер машины в серии. Например, приведенный выше номер первого серийного Ту-16 расшифровывается: 3 - 1953 г., 2 - завод No.22, 01 -первая серия, 01 - первая машина в серии. В документации ОКБ-156 иногда приводились сокращенные серийные номера машин. Так, например, Ту-16 No.101 -это тот же No.3200101.

Последовательно производство различных модификаций Ту-16 освоили три серийных авиационных завода: в Казани - завод No. 22, в Куйбышеве - завод No. 1 и в Воронеже - завод No. 64. К производству некоторых элементов планера подключились другие серийные авиационные заводы МАП. В процесс производства нового бомбардировщика задействовав сотни заводов МАП и других министерств, поставлявших различные системы, оборудование и комплектующие. Серийное производство самолетов Ту-16 продолжалось до конца 1963 года. Всего тремя заводами было выпущено 1509 машин (реально 1507, две машины завод No. 22 передал заводу No. 1 в виде комплектов для выпуска первых двух самолетов, которые зачли в план выпуска обоим заводам), плюс два опытных самолета, построенных на заводе No. 156. Завод No. 22 выпустил 800 серийных машин, No. 1 - 543 и No. 64 - 166.

Помимо основного выпуска Ту-16 все три завода активно участвовали в программах модернизации, переоборудуя серийные машины в новые варианты различного назначения или выпуская комплектующие агрегаты под доработки в строю. По программам модернизации ОКБ совместно с серийными заводами и ВВС проделало огромную работу, ведь за период производства на заводах освоили только 11 модификаций машины, а еще более 40 вариантов Ту-16 получили путем доработок на серийных заводах и на ремонтных предприятиях ВВС. А если учесть все существовавшие варианты Ту-16, то эта цифра приблизится к ста. С 1954 гола началась долголетняя служба этого уникального самолета. Его создатели в конце сороковых - начале пятидесятых годов вряд ли предполагали, что их детищу придется летать в XXI веке. Последние Ту-16 еще взлетали в небо России, стран СНГ и Ирака в конце 80-х и в начале 90-х, а построенные по советской лицензии китайские Н-6 продолжают эксплуатироваться и состоять на вооружении ВВС КНР.

Ту-16 первая серийная модификация
Ту-16А
бомбардировщик с ядерным вооружением

Ту-16Б модификация с ТРД М-16-15 (РД16-15)
Ту-16К

семейство самолетов с ракетно-бомбовым вооружением

Ту-16КС ракетоносец для КР КС-1
Ту-16КСР ракетоносец для КР КСР и КСР-2
Ту-16КРМ

самолет-носитель беспилотных мишеней

Ту-16Т
торпедоносец

Ту-16Р
разведчик

Ту-16РМ
разведчик-целеуказатель (для ВМС)

Ту-16П, Ту-16Е
самолеты РЭП

Ту-16-3 самолет-заправщик (крыльевой метод дозаправки)
Ту-16Н
самолет-заправщик методом шланг - конус

Ту-16С морской поисково-спасательный самолет
Ту-16Г почтовый самолет
Ту-16 Циклон разведчик погоды



ЛТХ:
Модификация Ту-16
Размах крыльев, м 33.0
Длина, м 34.8
Высота, м 10.4
Площадь крыла, м2 164.65
Масса, кг
пустого самолета 37200
нормальная взлетная 72000
максимальная взлетная 79000
Топливо, кг 36000
Тип двигателя 2 ТРД РД-3М
Тяга, кгс 2 х 9500
Скорость, км/ч
максимальная 1050
крейсерская 850
Перегоночная дальность, км 7200
Дальность полета, км 5925
Боевой радиус действия, км 3150
Практический потолок, м 12300
Экипаж, чел 6
Вооружение: семь 23-мм пушки АМ-23 ( три спаренные башенные установки с дистанционным управлением и одна неподвижная пушка в носовой части).
Боевая нагрузка - 9000 кг в отсеке оружия
Бомбы до ФАБ-9000