Сразу после того, как люди научились летать, они стали использовать летательные аппараты для ведения боевых действий. И всем сразу стало понятно, что тот кто имеет преимущество в небе, и намного больше шансов выиграть любую войну, - так гонка вооружений добралась и до неба. Еще начиная со времен первой мировой войны, все развитые страны ведут гонку в разработке военных самолетов.
Над Донбассом были сбиты два украинские военные самолеты Су-25. Пилоты успели катапультироваться. Представители украинской армии утверждают, что самолеты были сбиты ракетами земля-воздух в районе населенного пункта Саур-Могила в Донецкой области на границе с Россией. В свою очередь, присутствующий на месте журналист одного из украинских телеканалов, говорит, что одна из машин выполняла боевую задачу в районе Лисичанска в Луганской области.
Вторая мировая война пришла на белорусскую землицу не 22 июня 1941г, а на два года раньше, когда. Третий Рейх и СССР делили Центральную Европу. Пишет Руслан Ревяко.
В результате бомбардировки Дрездена авиацией союзников в феврале 1945 года погибло около 25 тысяч человек. К такому выводу после шести лет работы пришла комиссия немецких историков, созданная в 2004 году по требованию городских властей. Официальный доклад комиссии был представлен в среду, 17 марта. По словам главы комиссии Рольф - Дитер Мюллера, историки могут достоверно подтвердить гибель 18 тысяч человек.
B-2 Spirit - самый дорогостоящий многоцелевой бомбардировщик в мире. Хотя он, не только бомбардировщик, но и просто самолет. В 1997 году это чудо инженерной техники стоило 2 млрд долларов. А если учесть инфляцию, то сейчас B-2 Spirit стоил бы просто фантастические 10000000000 зеленых. И бомбардировщик на все сто процентов оправдывает свою самую высокую цену. Его главное предназначение - прорыв ПВО противника.
На киевской окраине действует настоящий "троещинский Голливуд" - большая киностудия FILM.UA. Здесь снято немало известных фильмов, сериалов, телепрограмм. Киношники имеют немало уникальных коллекций международного исторического значения. А у жителей массива киностудия ассоциируется прежде всего с макетом самолета ТУ-2 в реальном размере.
Ассамблея ИКАО
Стратегический двухрежимный самолет-ракетоносец М-20 ОКБ В.М. Мясищева
На основании Постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 28 ноября 1967 г. за № 1098-378 и приказа министра авиационной промышленности в ОКБ приступили к проектированию двухрежимного бомбардировщика М-20 с дальностью полета 16000-18000 км и возможным его использованием для целей разведки и борьбы с подводными лодками. Выход подобного постановления вызван тем, что в те годы в СССР и в США в течение ряда лет велись поиски путей создания стратегических межконтинентальных самолетов, которые могли бы придти на смену устаревшим самолетам типа Ту-95, М-4, ЗМ (в СССР) и В-52 (в США), эксплуатирующимся с 1955-60 гг. При подготовке аванпроекта М-20 были проведены предварительные исследования по выбору облика будущего самолета, двигателей и состава его оборудования. В частности, были рассмотрены компоновки схемы самолетов в диапазоне взлетных весов 150-300 т, в том числе несколько схем с изменяемой стреловидностью крыла, схема с изменяемымым размахом крыла и схема с управлением ламинарным обтеканием. Результаты проведенных испытаний показали, что удовлетворить тактико-техническому заданию ВВС на стратегический самолет по летно-техническим характеристикам с учетом перспектив развития техники на 1975-80 гг. может самолет с изменяемой стреловидностью крыла, имеющий максимальную крейсерскую скорость полета, соответствующую М=3. При принятии для стратегического самолета систем оборудования и вооружения, отвечающих задачам по ТТЗ ВВС и находящихся в разработке, общий вес оборудования, вооружения и нагрузки должен был составить 24-25 т. Этой нагрузке, при максимальном удовлетворении требований по дальности полета, соответствует максимальный взлетный вес самолета равный 300 т. На основании полученных данных в конструкторском бюро В.М. Мясищева создали аваипроект самолета М-20. Машина была спроектирована по схеме «утка» с изменяемой геометрией крыла и «пакетным» размещением двигателей. Этот вариант компоновки был представлен на конкурс наряду с самолетами Т-4МС ОКБ П.О. Сухого и «160» ОКБ А.Н. Туполева.
Сверхзвуковой стратегический бомбардировщик ОКБ А.Н. Туполева-«160М»
Работы по сверхзвуковому многорежимному стратегическому бомбардировщику начались в ОКБ А.Н. Туполева еще в середине 60-х гг., и к 1969 г. А.Н. Туполеву был представлен проект самолета с индексом «160», имевший также индекс («ИС»), с изменяемой геометрией крыла. Андрей Николаевич отклонил новый и сложный проект и предложил проработать компоновку на базе пассажирского сверхзвукового самолета Ту-144, получившего название «160М». В ОКБ прорабатывалось несколько модификаций базового самолета Ту-144 в вариантах военного применения: разведчик, самолет радиоэлектронного противодействия и противолодочный самолет, которые также не получили дальнейшего развития. Облик проекта «160М» очень похож на Ту-144, но на нем предполагалось установить оживальное крыло с изломом. Имея общую с ним схему «160М» отличался неубирающимся носом с выступающим фонарем, как у ХВ-70, а также разнесенными спаренными мотогондолами двигателей, между которыми в фюзеляжном бомбоотсеке размещалось вооружение бомбардировщика. В мотогондолах размещалось четыре двигателя НК-25 или НК-32 (4 х 25000 кгс). Вооружение соответствовало заявленному в ТТЗ. Самолет предполагалось производить из алюминиевых сплавов, поэтому он имел максимальную скорость 2500 км/ч.
Сведения о проектах самолетов, последовавших за Т-4МС
Такое ревностное отношение к одной концепции говорит о том, что ОКБ А.Н. Туполева хотело создать ударную стратегическую систему максимально совместимую с пассажирским вариантом самолета и с минимальными финансовыми затратами. Последний пункт предопределил судьбу «160М», то есть все «болезни» гражданского Ту-144 и скорость ниже заявленной в ТТЗ были основными причинами, приведшими к поражению этого проекта.
Стратегический ударный комплекс ТУ-160
Уже на этапе проектирования «160М» выяснилось, что построить многорежимный самолет с большой дальностью на базе Ту-144 не удастся. Поэтому в дальнейшем конструкторское бюро А.Н. Туполева кардинально пересмотрело концепцию самолета и приступило к созданию самолета с изменяемой геометрией крыла. Ранее отвергнутая компоновка «160ИС» была взята за основу нового самолета, и к 1972 г. разработаны две компоновки проекта, которые имели свои плюсы и минусы. В итоге была выбрана компоновка, которая наиболее близко напоминает очертания современного стратегического бомбардировщика Ту-160. В 1974 г. проект изделия «70» был представлен на НТС вместе с проектом М-18 ОКБ В.М. Мясищева и выбран, как победитель. После этого, уже под официальным индексом Ту-160 на туполевской фирме начались полномасштабные работы по самолету. 18 декабря 1981 г. самолет «70-01» совершил свои первый полет.
Многорежимный ударный самолет ОКБ В.М. Мясищева М-18
Разработка проекта самолета М-18 выполнялась согласно планам исследований по прогнозированию перспектив развития комплексов стратегической, дальней авиации и авиации ВМФ на 1976-85 гг., утвержденным заместителем министра авиационной промышленности и главнокомандующим ВВС в 1972 г. При разработке использовались результаты исследований, экспериментальных работ и предварительного проектирования по стратегическому многоцелевому самолету М-20, выполненных согласно Постановлению ЦК КПСС и СМ СССР от 28.11.1967 г. В течение 1971-1973 гг. были проведены проектные изыскания и расчеты, направленные на уточнение концепции и состава многоцелевого комплекса, а также на улучшение летно-технических характеристик самолета. В частности, была уменьшена взлетная масса самолета с 230 т до 210 т, для обеспечения возможности базирования самолета на аэродромах I класса с бетонным покрытием. Были также расширены функции автоматической бортовой системы управления. Также как и при создании аванпроекта самолета М-20, главное внимание разработчиков было направлено на выполнение основных требований, определяющих военную полезность и выживаемость стратегической авиации в условиях войны. Именно эти требования и обусловили принятие весьма важных ограничений, отразившихся на выборе схемы, общей размерности, параметров компоновки, режимов полета при преодолении ПВО, снижения эффективной поверхности рассеяния и теплового излучения самолета, его энергетики и взлетной массы. На основании всестороннего изучения проблемы преодоления ПВО вероятного противника был сделан вывод, что первый М-18 должен обладать такими высотно-скоростными характеристиками, которые несколько превышали бы возможности системы ПВО западных стран, с тем, чтобы вынудить их вкладывать крупные средства в ее развитие. Таким образом самолет стратегического авиационного комплекса М-18 должен был обладать возможностью летать со скоростью, соответствующей М=2,7-3,0 на высотах 18-24 км в зонах с сильной системой ПВО. В результате проектных изысканий, для самолета М-18 была выбрана аэродинамическая схема с изменяемой стреловидностью крыла и небольшой удельной нагрузкой на крыло. На основе ударного самолета предполагалось создание модификаций: разведывательного, самолета обеспечения и противолодочного. Материал из отчета о проведении первого этапа заводских летных испытаний самолета Т-4. Рулежки самолета В процессе испытаний самолета «101» было выполнено восемь рулежек, два прерванных взлета и один подлет. Рулежки проводились с целью оценки качества управления самолетом по курсу в процессе выруливания и руления ни скорости от 20 км/ч до 290 км/ч, качественной оценки управления по тангажу при подъеме носа на угол тангажа до 9о и удержания этого угла, а также оценки эффективности тормозной системы и тормозного парашюта. Управление самолетом по курсу осуществлялось посредством:
- торможения основных колес, переднее колесо находилось в режиме самоориентирования;
- поворота переднего колеса от системы управления стойкой в режиме работы «Взлет-посадка» и «Рулежка».
Оценка качества управления самолетом проводилась при включенной системе дистанционного или механического управления. При включенном стартовом торможении самолет удерживался от движения при увеличении оборотов двух двигателей до максимальных бесфорсажных и двух до 90%. Вес самолета при этом был 78,3 т.
Наземные испытания самолета «101»
После окончания доработок и выполнения отработки основных систем было проведено взвешивание самолета. Взвешивание пустого самолета производилось в трех положениях, а затем было выполнено контрольное взвешивание с заправленными топливными баками 2Ф и 2МГ (в конфигурации 1-го полета) в стояночном положении самолета. Вес пустого самолета с центровочным грузом равным 1340 кг, составил 57717 кг, а центровка пустого самолета 22,9%. Наземные испытания для проверки работы и доводки систем самолета проводились по специальным рабочим программам, составленным в соответствии с программой заводских испытаний самолета Т-4, утвержденной генеральным конструктором П.О. Сухим и согласованным с начальником ЛИИ В.В. Уткиным.
ПОЛЕТЫ САМОЛЕТА «101»
Полет № 1
1. Полет №1 состоялся 22 августа 1972 г.
2. Взлетная масса самолета 77,3 т.
3. Угол установки ПГО на взлете и посадке +4°.
4. Продолжительность полета - 40 мин.
5. Максимальная приборная скорость в полете не более V = 600 км/час.
6. Заправка самолета топливом составляла 20 т.
7. Управление самолетом на взлете и посадке обеспечивалось СДУ-4.
8. Замечание летчика: наблюдалась вибрация левой плоскости ГО.
9. При заходе на посадку производилось включение автомата управления тягой.
10. Стабилизация самолета по курсу в процессе разбега и пробега проводилась поворотом переднего колеса посредством системы СУС-7А.
Попутно с заменой шасси были произведены следующие доработки:
1. Подключение топливной системы и системы НГ в полном объеме.
2. Доработка ОЧК и ПЧК по новой теории, при этом для уменьшения пх самолета выполнен главный переход стреловидности передней кромки от угла 75° на ПЧК и 60° на ОЧК. Установлен демпфер на вал ПГО для демпфирования колебаний левой консоли переднего горизонтального оперения.
3. Замена мягкого топливного бака на бак с усиленными фланцами для устранения просачивания топлива в местах деформации фланцев.
Перед вторым полетом самолета была выполнена скоростная рулежка.
Полет № 2
1. Полет № 2 состоялся 4 января 1973 г. (почти через 4,5 месяца после первого полета).
2. Взлетная масса самолета 78,7 т.
3. Продолжительность полета - 41 мин.
4. По замечаниям летчика наблюдалась вибрация левой консоли ПГО.
5. Режимы работы двигателя, как в полете № 1.
6. Угол установки ПГО на взлете и посадке +4°.
7. Торможение самолета на пробеге также как и в 1 -ом полете выполнялось основной тормозной системой и парашютом.
8. Высота полета 5000 м.
9. Максимальная приборная скорость не более 630 км/час.
10. Во время полета при V = 550 км/час поднята ОНЧФ, после этого скорость увеличена до У = 630 км/час. Перед посадкой ОНЧФ опущена.
Полет № 3
1. Полет № 3 выполнен 14 февраля 1973 г.
2. Взлетная масса самолета - 78,7 т.
3. В полете при V = 450 км/час была произведена попытка уборки шасси..
4. На V = 500 км/час выполнены подъем и опускание носовой части фюзеляжа (ОНЧФ).
5. Высота полета до Н=5000 м.
6. Максимальная приборная скорость V = 560 км/час.
7. Продолжительность полета 34 мин.
8. Режим работы двигателей, как в предыдущих полетах.
9. Угол отклонения ПГО на взлете и посадке, как в предыдущих полетах.
10. В полете проводилась оценка устойчивости и управляемости самолета, работы силовой установки и систем самолета.
11. Замечания летчика:
- не убралась левая основная опора шасси;
- при подъеме носовой части фюзеляжа вибрации ПГО уменьшаются в 4-5 раз.
12. При заходе на посадку проверялась работа
автомата управления тягой.
Испытания были приостановлены для устранения неисправности и доводки схемы гидросистемы.
После проведенных в гидросистеме доработок были выполнены наземные испытания гидросистемы по специальной программе.
Полет № 4.
1. Выполнен 13 апреля 1973 г.
2. Взлетная масса самолета 78,7 т.
3. После взлета шасси убралось нормально.
4. В полете производилась оценка устойчивости самолета, работы силовой установки и систем самолета.
5. После подъема носовой части фюзеляжа был
выполнен разгон до скорости 640 км/час. На этой скорости была произведена запись полей и пульсаций воздуха на входе в двигатели.
6. На высоте 3000 м при работе двигателей на 80% был включен аварийный слив топлива на 3 сек.
7. На снижении проверялась работа системы АУТ.
8. Режимы работы двигателя как в предыдущих полетах.
9. Угол отклонения ПГО на взлете и посадке, как в предыдущих полетах.
10. Замечания летчика:
- наблюдалась вибрация левой консоли ПГО;
- на разгоне самолет имеет небольшую тенденцию к развороту и валежке вправо.
11. Продолжительность полета 53 мин.
12. Остаток топлива на посадке не более 4 т.
Полет № 5
1. Выполнен 19 апреля 1973 г.
2. Взлетная масса самолета 101,7 т.
3. Шасси после взлета не убирались (специально).
4. В полете на высотах 3000 м и 5000 м производилась оценка надежности включения форсажного режима каждого двигателя и попарно.
5. В полете на высоте 5000 м проверялся запуск последовательно всех двигателей, а затем на скорости 500 км/час была произведена балансировка самолета посредством ПГО.
6. При задействовании системы аварийного слива было слито 3 т топлива.
7. Замечания летчика:
- наблюдалась вибрация левой консоли ПГО;
- не включался форсаж одного из двигателей;
- запуск одного из двигателей произошел со второй попытки.
8. Отклонение ГО. на взлете и посадке до + 6 .
9. Остаток топлива на посадке не более 4 т.
Испытания приостановлены для доработки гидросистемы, уборки и выпуска шасси и отработки надежного включения форсажного режима двигателей.
Полет № 6
1. Состоялся 24 мая 1973 г.
2. Взлетная масса самолета 78,7 т.
3. Шасси после взлета самолета убрались нормально.
4. В полете проверены запуск отказного двигателя на режиме форсажа и надежность запуска.
5. В полете на высоте 5000 м с V = 600 км/час выполнялись горизонтальные площадки с поднятой ОНЧФ при отклонении ПГО на 0°, 2°, 6° и 8°, а затем выполнялся разгон до скорости 650 км/час с записью на той скорости полей на входе в воздухозаборник. После этого при скорости 500 км/час произведена оценка управляемости самолета при управлении механической системой управления.
6. В полете с поднятой носовой частью фюзеляжа был выпущен перископ для обеспечения обзора летчику вперед.
7. Замечания летчика:
- наблюдалась вибрация левой консоли ПГО.
8. При осмотре двигателей после полета обнаружены забоины на лопатках входных направляющих аппаратов и первой ступени компрессора двух из четырех двигателей.
Двигатели были отправлены на завод в г. Рыбинск на исследования и переборку. На самолет установлены один отремонтированный и один новый двигатель.
9. Продолжительность полета - 50 мин.
Полет № 7
1. Состоялся 15 июня 1973 г.
2. Взлетная масса самолета 97,7 т.
3. Шасси после взлета убрались нормально.
4. В полете на высоте 5000 м проверялась управляемость двигателей и поочередный запуск 2, 3 и 4-го двигателей.
5. Выполнялись разгоны самолета:
- с опущенной ОНЧФ и углом ПГО равным + 4° до V = 600 км/час;
- с поднятой ОНЧФ и углом ПГО равным + 4° до V= 700 км/час;
- в поднятой ОНЧФ и углом ПГО равным +10° до V = 650 км/час
6. Для определения интенсивности нагрева хвостовой части фюзеляжа выхлопной струей двигателей был выполнен 30-минутный полет на высоте 10000 м при скорости М = 0,82.
7. Продолжительность полета - 115 мин.
Полет № 8
1. Состоялся 26 июня 1973 г.
2. Взлетная масса самолета 88,7 т.
3. Шасси после взлета убиралось без замечаний.
4. В полете на высоте 1000 м при V = 500 км/час проверялась управляемость двигателей. Затем при скорости полета М=0,9 выполнялось маневрирование по трем каналам с включенными демпферами.
5. На высоте 5000 м при V = 500 км/час выполнены режимы установившегося скольжения с углом крена +5°, +10°.
6. На высоте 8000 м при V = 450 и 500 км/час произведена проверка раздельного включения форсажного режима.
7. Продолжительность полета составляла - 76 минут.
Полет № 9
1. Состоялся 6 июля 1973 г.
2. Взлетная масса самолета 88,7 т.
3. Шасси после взлета убрались нормально.
4. В полете производилась оценка устойчивости и управляемости самолета, работы силовой установки и систем самолета в процессе разгона с набором высоты с 10000 м до 12000 м и числа М с М = 0,9 до М = 1 , 3 и торможения.
5. На высоте 10000 м произведена перекачка топлива из бака 1Ц в бак 4Ц, включен «Высотный режим» системы кондиционирования и выполнен разгон. В процессе разгона самолет балансировался посредством ПГО. При этом, выполняя небольшие отклонения ручки управления, оценивалась управляемость самолета. После достижения скорости М=1,28 было выполнено торможение поочередным дросселированием двигателей. В процессе торможения выполнена перекачка топлива из бака 4Ц в бак 1Ц.
6. На высоте 10000 м при V = 500 км/час проверялась управляемость двигателей.
7. На высоте 3000 м выполнены разгоны с поднятой ОНЧФ до скорости 650 км/час и при опущенной ОНЧФ до V = 550 км/час для определения аэродинамических поправок ПВД.
По плану первого этапа летных испытаний самолета «101» намечалось 10 полетов, практически было проведено 9. 10-й полет был перенесен на второй этап испытаний. По заданию на полет № 10 самолет должен был произвести взлет с запасом топлива во внутренних баках, равным 44 т, без центровочного груза. Планировалось на высоте 1000 м включить форсажный режим двигателя и убрать шасси. Затем набрать высоту 1000 м, поднять ОНЧФ и на скорости М = 0,8 сбалансировать самолет с помощью ПГО. После этого, включив форсажный режим двигателей выполнить разгон до М = 1 , 3 с набором высоты 2000 м. При достижении М = 1 , 3 , выдержав режим в течение 2-3 минут, произвести торможение до М = 0,8. Посадку произвести с остатком топлива не более 4 т. Продолжительность полета должна была составить 90 мин.
Хронология летных испытаний самолета
30.12.71. самолет перебазирован на летно-испытательную станцию в г. Жуковском. До 20.06.72. шли доработки самолета на ЛИСе, а также велась цеховая отработка систем. 20.06.72. самолет принят экипажем на испытания. До 22.08.72. экипажем проводилась наземная проверка систем и сделано 6 рулежек. Программа заводских летных испытаний была разбита на 3 этапа. Первый этап включал выход самолета на сверхзвуковую скорость до М = 1,3. Второй этап не пошел дальше одного полета, после чего программа была закрыта. 10-й полет состоялся 22 января 1974 г. общей продолжительностью 1 ч 01 мин. с заправкой топливом 30 т. В общей сложности самолет «101» совершил 10 полетов и провел в воздухе 10 ч 20 мин.
На основании Постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 28 ноября 1967 г. за № 1098-378 и приказа министра авиационной промышленности в ОКБ приступили к проектированию двухрежимного бомбардировщика М-20 с дальностью полета 16000-18000 км и возможным его использованием для целей разведки и борьбы с подводными лодками. Выход подобного постановления вызван тем, что в те годы в СССР и в США в течение ряда лет велись поиски путей создания стратегических межконтинентальных самолетов, которые могли бы придти на смену устаревшим самолетам типа Ту-95, М-4, ЗМ (в СССР) и В-52 (в США), эксплуатирующимся с 1955-60 гг. При подготовке аванпроекта М-20 были проведены предварительные исследования по выбору облика будущего самолета, двигателей и состава его оборудования. В частности, были рассмотрены компоновки схемы самолетов в диапазоне взлетных весов 150-300 т, в том числе несколько схем с изменяемой стреловидностью крыла, схема с изменяемымым размахом крыла и схема с управлением ламинарным обтеканием. Результаты проведенных испытаний показали, что удовлетворить тактико-техническому заданию ВВС на стратегический самолет по летно-техническим характеристикам с учетом перспектив развития техники на 1975-80 гг. может самолет с изменяемой стреловидностью крыла, имеющий максимальную крейсерскую скорость полета, соответствующую М=3. При принятии для стратегического самолета систем оборудования и вооружения, отвечающих задачам по ТТЗ ВВС и находящихся в разработке, общий вес оборудования, вооружения и нагрузки должен был составить 24-25 т. Этой нагрузке, при максимальном удовлетворении требований по дальности полета, соответствует максимальный взлетный вес самолета равный 300 т. На основании полученных данных в конструкторском бюро В.М. Мясищева создали аваипроект самолета М-20. Машина была спроектирована по схеме «утка» с изменяемой геометрией крыла и «пакетным» размещением двигателей. Этот вариант компоновки был представлен на конкурс наряду с самолетами Т-4МС ОКБ П.О. Сухого и «160» ОКБ А.Н. Туполева.
Сверхзвуковой стратегический бомбардировщик ОКБ А.Н. Туполева-«160М»
Работы по сверхзвуковому многорежимному стратегическому бомбардировщику начались в ОКБ А.Н. Туполева еще в середине 60-х гг., и к 1969 г. А.Н. Туполеву был представлен проект самолета с индексом «160», имевший также индекс («ИС»), с изменяемой геометрией крыла. Андрей Николаевич отклонил новый и сложный проект и предложил проработать компоновку на базе пассажирского сверхзвукового самолета Ту-144, получившего название «160М». В ОКБ прорабатывалось несколько модификаций базового самолета Ту-144 в вариантах военного применения: разведчик, самолет радиоэлектронного противодействия и противолодочный самолет, которые также не получили дальнейшего развития. Облик проекта «160М» очень похож на Ту-144, но на нем предполагалось установить оживальное крыло с изломом. Имея общую с ним схему «160М» отличался неубирающимся носом с выступающим фонарем, как у ХВ-70, а также разнесенными спаренными мотогондолами двигателей, между которыми в фюзеляжном бомбоотсеке размещалось вооружение бомбардировщика. В мотогондолах размещалось четыре двигателя НК-25 или НК-32 (4 х 25000 кгс). Вооружение соответствовало заявленному в ТТЗ. Самолет предполагалось производить из алюминиевых сплавов, поэтому он имел максимальную скорость 2500 км/ч.
Сведения о проектах самолетов, последовавших за Т-4МС
Такое ревностное отношение к одной концепции говорит о том, что ОКБ А.Н. Туполева хотело создать ударную стратегическую систему максимально совместимую с пассажирским вариантом самолета и с минимальными финансовыми затратами. Последний пункт предопределил судьбу «160М», то есть все «болезни» гражданского Ту-144 и скорость ниже заявленной в ТТЗ были основными причинами, приведшими к поражению этого проекта.
Стратегический ударный комплекс ТУ-160
Уже на этапе проектирования «160М» выяснилось, что построить многорежимный самолет с большой дальностью на базе Ту-144 не удастся. Поэтому в дальнейшем конструкторское бюро А.Н. Туполева кардинально пересмотрело концепцию самолета и приступило к созданию самолета с изменяемой геометрией крыла. Ранее отвергнутая компоновка «160ИС» была взята за основу нового самолета, и к 1972 г. разработаны две компоновки проекта, которые имели свои плюсы и минусы. В итоге была выбрана компоновка, которая наиболее близко напоминает очертания современного стратегического бомбардировщика Ту-160. В 1974 г. проект изделия «70» был представлен на НТС вместе с проектом М-18 ОКБ В.М. Мясищева и выбран, как победитель. После этого, уже под официальным индексом Ту-160 на туполевской фирме начались полномасштабные работы по самолету. 18 декабря 1981 г. самолет «70-01» совершил свои первый полет.
Многорежимный ударный самолет ОКБ В.М. Мясищева М-18
Разработка проекта самолета М-18 выполнялась согласно планам исследований по прогнозированию перспектив развития комплексов стратегической, дальней авиации и авиации ВМФ на 1976-85 гг., утвержденным заместителем министра авиационной промышленности и главнокомандующим ВВС в 1972 г. При разработке использовались результаты исследований, экспериментальных работ и предварительного проектирования по стратегическому многоцелевому самолету М-20, выполненных согласно Постановлению ЦК КПСС и СМ СССР от 28.11.1967 г. В течение 1971-1973 гг. были проведены проектные изыскания и расчеты, направленные на уточнение концепции и состава многоцелевого комплекса, а также на улучшение летно-технических характеристик самолета. В частности, была уменьшена взлетная масса самолета с 230 т до 210 т, для обеспечения возможности базирования самолета на аэродромах I класса с бетонным покрытием. Были также расширены функции автоматической бортовой системы управления. Также как и при создании аванпроекта самолета М-20, главное внимание разработчиков было направлено на выполнение основных требований, определяющих военную полезность и выживаемость стратегической авиации в условиях войны. Именно эти требования и обусловили принятие весьма важных ограничений, отразившихся на выборе схемы, общей размерности, параметров компоновки, режимов полета при преодолении ПВО, снижения эффективной поверхности рассеяния и теплового излучения самолета, его энергетики и взлетной массы. На основании всестороннего изучения проблемы преодоления ПВО вероятного противника был сделан вывод, что первый М-18 должен обладать такими высотно-скоростными характеристиками, которые несколько превышали бы возможности системы ПВО западных стран, с тем, чтобы вынудить их вкладывать крупные средства в ее развитие. Таким образом самолет стратегического авиационного комплекса М-18 должен был обладать возможностью летать со скоростью, соответствующей М=2,7-3,0 на высотах 18-24 км в зонах с сильной системой ПВО. В результате проектных изысканий, для самолета М-18 была выбрана аэродинамическая схема с изменяемой стреловидностью крыла и небольшой удельной нагрузкой на крыло. На основе ударного самолета предполагалось создание модификаций: разведывательного, самолета обеспечения и противолодочного. Материал из отчета о проведении первого этапа заводских летных испытаний самолета Т-4. Рулежки самолета В процессе испытаний самолета «101» было выполнено восемь рулежек, два прерванных взлета и один подлет. Рулежки проводились с целью оценки качества управления самолетом по курсу в процессе выруливания и руления ни скорости от 20 км/ч до 290 км/ч, качественной оценки управления по тангажу при подъеме носа на угол тангажа до 9о и удержания этого угла, а также оценки эффективности тормозной системы и тормозного парашюта. Управление самолетом по курсу осуществлялось посредством:
- торможения основных колес, переднее колесо находилось в режиме самоориентирования;
- поворота переднего колеса от системы управления стойкой в режиме работы «Взлет-посадка» и «Рулежка».
Оценка качества управления самолетом проводилась при включенной системе дистанционного или механического управления. При включенном стартовом торможении самолет удерживался от движения при увеличении оборотов двух двигателей до максимальных бесфорсажных и двух до 90%. Вес самолета при этом был 78,3 т.
Наземные испытания самолета «101»
После окончания доработок и выполнения отработки основных систем было проведено взвешивание самолета. Взвешивание пустого самолета производилось в трех положениях, а затем было выполнено контрольное взвешивание с заправленными топливными баками 2Ф и 2МГ (в конфигурации 1-го полета) в стояночном положении самолета. Вес пустого самолета с центровочным грузом равным 1340 кг, составил 57717 кг, а центровка пустого самолета 22,9%. Наземные испытания для проверки работы и доводки систем самолета проводились по специальным рабочим программам, составленным в соответствии с программой заводских испытаний самолета Т-4, утвержденной генеральным конструктором П.О. Сухим и согласованным с начальником ЛИИ В.В. Уткиным.
ПОЛЕТЫ САМОЛЕТА «101»
Полет № 1
1. Полет №1 состоялся 22 августа 1972 г.
2. Взлетная масса самолета 77,3 т.
3. Угол установки ПГО на взлете и посадке +4°.
4. Продолжительность полета - 40 мин.
5. Максимальная приборная скорость в полете не более V = 600 км/час.
6. Заправка самолета топливом составляла 20 т.
7. Управление самолетом на взлете и посадке обеспечивалось СДУ-4.
8. Замечание летчика: наблюдалась вибрация левой плоскости ГО.
9. При заходе на посадку производилось включение автомата управления тягой.
10. Стабилизация самолета по курсу в процессе разбега и пробега проводилась поворотом переднего колеса посредством системы СУС-7А.
Попутно с заменой шасси были произведены следующие доработки:
1. Подключение топливной системы и системы НГ в полном объеме.
2. Доработка ОЧК и ПЧК по новой теории, при этом для уменьшения пх самолета выполнен главный переход стреловидности передней кромки от угла 75° на ПЧК и 60° на ОЧК. Установлен демпфер на вал ПГО для демпфирования колебаний левой консоли переднего горизонтального оперения.
3. Замена мягкого топливного бака на бак с усиленными фланцами для устранения просачивания топлива в местах деформации фланцев.
Перед вторым полетом самолета была выполнена скоростная рулежка.
Полет № 2
1. Полет № 2 состоялся 4 января 1973 г. (почти через 4,5 месяца после первого полета).
2. Взлетная масса самолета 78,7 т.
3. Продолжительность полета - 41 мин.
4. По замечаниям летчика наблюдалась вибрация левой консоли ПГО.
5. Режимы работы двигателя, как в полете № 1.
6. Угол установки ПГО на взлете и посадке +4°.
7. Торможение самолета на пробеге также как и в 1 -ом полете выполнялось основной тормозной системой и парашютом.
8. Высота полета 5000 м.
9. Максимальная приборная скорость не более 630 км/час.
10. Во время полета при V = 550 км/час поднята ОНЧФ, после этого скорость увеличена до У = 630 км/час. Перед посадкой ОНЧФ опущена.
Полет № 3
1. Полет № 3 выполнен 14 февраля 1973 г.
2. Взлетная масса самолета - 78,7 т.
3. В полете при V = 450 км/час была произведена попытка уборки шасси..
4. На V = 500 км/час выполнены подъем и опускание носовой части фюзеляжа (ОНЧФ).
5. Высота полета до Н=5000 м.
6. Максимальная приборная скорость V = 560 км/час.
7. Продолжительность полета 34 мин.
8. Режим работы двигателей, как в предыдущих полетах.
9. Угол отклонения ПГО на взлете и посадке, как в предыдущих полетах.
10. В полете проводилась оценка устойчивости и управляемости самолета, работы силовой установки и систем самолета.
11. Замечания летчика:
- не убралась левая основная опора шасси;
- при подъеме носовой части фюзеляжа вибрации ПГО уменьшаются в 4-5 раз.
12. При заходе на посадку проверялась работа
автомата управления тягой.
Испытания были приостановлены для устранения неисправности и доводки схемы гидросистемы.
После проведенных в гидросистеме доработок были выполнены наземные испытания гидросистемы по специальной программе.
Полет № 4.
1. Выполнен 13 апреля 1973 г.
2. Взлетная масса самолета 78,7 т.
3. После взлета шасси убралось нормально.
4. В полете производилась оценка устойчивости самолета, работы силовой установки и систем самолета.
5. После подъема носовой части фюзеляжа был
выполнен разгон до скорости 640 км/час. На этой скорости была произведена запись полей и пульсаций воздуха на входе в двигатели.
6. На высоте 3000 м при работе двигателей на 80% был включен аварийный слив топлива на 3 сек.
7. На снижении проверялась работа системы АУТ.
8. Режимы работы двигателя как в предыдущих полетах.
9. Угол отклонения ПГО на взлете и посадке, как в предыдущих полетах.
10. Замечания летчика:
- наблюдалась вибрация левой консоли ПГО;
- на разгоне самолет имеет небольшую тенденцию к развороту и валежке вправо.
11. Продолжительность полета 53 мин.
12. Остаток топлива на посадке не более 4 т.
Полет № 5
1. Выполнен 19 апреля 1973 г.
2. Взлетная масса самолета 101,7 т.
3. Шасси после взлета не убирались (специально).
4. В полете на высотах 3000 м и 5000 м производилась оценка надежности включения форсажного режима каждого двигателя и попарно.
5. В полете на высоте 5000 м проверялся запуск последовательно всех двигателей, а затем на скорости 500 км/час была произведена балансировка самолета посредством ПГО.
6. При задействовании системы аварийного слива было слито 3 т топлива.
7. Замечания летчика:
- наблюдалась вибрация левой консоли ПГО;
- не включался форсаж одного из двигателей;
- запуск одного из двигателей произошел со второй попытки.
8. Отклонение ГО. на взлете и посадке до + 6 .
9. Остаток топлива на посадке не более 4 т.
Испытания приостановлены для доработки гидросистемы, уборки и выпуска шасси и отработки надежного включения форсажного режима двигателей.
Полет № 6
1. Состоялся 24 мая 1973 г.
2. Взлетная масса самолета 78,7 т.
3. Шасси после взлета самолета убрались нормально.
4. В полете проверены запуск отказного двигателя на режиме форсажа и надежность запуска.
5. В полете на высоте 5000 м с V = 600 км/час выполнялись горизонтальные площадки с поднятой ОНЧФ при отклонении ПГО на 0°, 2°, 6° и 8°, а затем выполнялся разгон до скорости 650 км/час с записью на той скорости полей на входе в воздухозаборник. После этого при скорости 500 км/час произведена оценка управляемости самолета при управлении механической системой управления.
6. В полете с поднятой носовой частью фюзеляжа был выпущен перископ для обеспечения обзора летчику вперед.
7. Замечания летчика:
- наблюдалась вибрация левой консоли ПГО.
8. При осмотре двигателей после полета обнаружены забоины на лопатках входных направляющих аппаратов и первой ступени компрессора двух из четырех двигателей.
Двигатели были отправлены на завод в г. Рыбинск на исследования и переборку. На самолет установлены один отремонтированный и один новый двигатель.
9. Продолжительность полета - 50 мин.
Полет № 7
1. Состоялся 15 июня 1973 г.
2. Взлетная масса самолета 97,7 т.
3. Шасси после взлета убрались нормально.
4. В полете на высоте 5000 м проверялась управляемость двигателей и поочередный запуск 2, 3 и 4-го двигателей.
5. Выполнялись разгоны самолета:
- с опущенной ОНЧФ и углом ПГО равным + 4° до V = 600 км/час;
- с поднятой ОНЧФ и углом ПГО равным + 4° до V= 700 км/час;
- в поднятой ОНЧФ и углом ПГО равным +10° до V = 650 км/час
6. Для определения интенсивности нагрева хвостовой части фюзеляжа выхлопной струей двигателей был выполнен 30-минутный полет на высоте 10000 м при скорости М = 0,82.
7. Продолжительность полета - 115 мин.
Полет № 8
1. Состоялся 26 июня 1973 г.
2. Взлетная масса самолета 88,7 т.
3. Шасси после взлета убиралось без замечаний.
4. В полете на высоте 1000 м при V = 500 км/час проверялась управляемость двигателей. Затем при скорости полета М=0,9 выполнялось маневрирование по трем каналам с включенными демпферами.
5. На высоте 5000 м при V = 500 км/час выполнены режимы установившегося скольжения с углом крена +5°, +10°.
6. На высоте 8000 м при V = 450 и 500 км/час произведена проверка раздельного включения форсажного режима.
7. Продолжительность полета составляла - 76 минут.
Полет № 9
1. Состоялся 6 июля 1973 г.
2. Взлетная масса самолета 88,7 т.
3. Шасси после взлета убрались нормально.
4. В полете производилась оценка устойчивости и управляемости самолета, работы силовой установки и систем самолета в процессе разгона с набором высоты с 10000 м до 12000 м и числа М с М = 0,9 до М = 1 , 3 и торможения.
5. На высоте 10000 м произведена перекачка топлива из бака 1Ц в бак 4Ц, включен «Высотный режим» системы кондиционирования и выполнен разгон. В процессе разгона самолет балансировался посредством ПГО. При этом, выполняя небольшие отклонения ручки управления, оценивалась управляемость самолета. После достижения скорости М=1,28 было выполнено торможение поочередным дросселированием двигателей. В процессе торможения выполнена перекачка топлива из бака 4Ц в бак 1Ц.
6. На высоте 10000 м при V = 500 км/час проверялась управляемость двигателей.
7. На высоте 3000 м выполнены разгоны с поднятой ОНЧФ до скорости 650 км/час и при опущенной ОНЧФ до V = 550 км/час для определения аэродинамических поправок ПВД.
По плану первого этапа летных испытаний самолета «101» намечалось 10 полетов, практически было проведено 9. 10-й полет был перенесен на второй этап испытаний. По заданию на полет № 10 самолет должен был произвести взлет с запасом топлива во внутренних баках, равным 44 т, без центровочного груза. Планировалось на высоте 1000 м включить форсажный режим двигателя и убрать шасси. Затем набрать высоту 1000 м, поднять ОНЧФ и на скорости М = 0,8 сбалансировать самолет с помощью ПГО. После этого, включив форсажный режим двигателей выполнить разгон до М = 1 , 3 с набором высоты 2000 м. При достижении М = 1 , 3 , выдержав режим в течение 2-3 минут, произвести торможение до М = 0,8. Посадку произвести с остатком топлива не более 4 т. Продолжительность полета должна была составить 90 мин.
Хронология летных испытаний самолета
30.12.71. самолет перебазирован на летно-испытательную станцию в г. Жуковском. До 20.06.72. шли доработки самолета на ЛИСе, а также велась цеховая отработка систем. 20.06.72. самолет принят экипажем на испытания. До 22.08.72. экипажем проводилась наземная проверка систем и сделано 6 рулежек. Программа заводских летных испытаний была разбита на 3 этапа. Первый этап включал выход самолета на сверхзвуковую скорость до М = 1,3. Второй этап не пошел дальше одного полета, после чего программа была закрыта. 10-й полет состоялся 22 января 1974 г. общей продолжительностью 1 ч 01 мин. с заправкой топливом 30 т. В общей сложности самолет «101» совершил 10 полетов и провел в воздухе 10 ч 20 мин.
Ан-225 «Мрия» - самый большой в мире самолет. Создал самолет киевский КБ имени Антонова. Этот уникальный самолет установил аж 240 мировых рекордов. Не несмотря на свой почтенный возраст и то, что существует лишь одна единица этого самолета, он все еще не уступает своим конкурентам. Если поступит заказ то будет достроен второй гигант, который готов лишь на 60-70%.
Полеты в Тель-Авив приостановили также польские авиалинии „LOT”. Авиакомпании из Европы и Соединенных Штатов Америки приостанавливают рейсы в Израиль. Причина - обострение израильско-палестинского конфликта. После того, как полтора километра от аэропорта „Бен Гурион” в Тель-Авиве упала ракета, Федеральная авиационная администрация США решила, что, как минимум, в течение суток свои рейсы в Израиль приостанавливают авиакомпании „Delta”, „United” и „US Airways”.
Тысячи пассажиров ждут за границей своих сумок и чемоданов, который потерялись во время вылета из Лондона. С четверга в лондонском аэропорту Heathrow наблюдается хаос с багажом. Тысячи пассажиров ждут за границей своих сумок и чемоданов, который потерялись во время вылета из Лондона. Дирекция аэропорта уверяет, что весь багаж будет найден.
Шутки двух пассажиров стали причиной того, что пассажирский самолет был принудительно посажен парой британских истребителей. Шутки двух пассажиров стали причиной того, что пассажирский самолет был принудительно посажен парой британских истребителей. Лайнер с более чем 300 пассажирами и членами экипажа на борту направлялся из пакистанского Лахора в британский Манчестер.
Самолеты заказала польская авиакомпания LOT. Кстати, LOT является первыми в Европе авиалиниями, которые заказали эти современные авиалайнеры, сообщает газета “Rzeczpospolita”. “Boeing 787” ждут в Варшаве не только сотрудники польской авиакомпании и польские любители авиации, но также поклонники этого самолета в Европе. В интернете они объединяются в группы и покупают билеты на европейские трассы LOT, на которых будет летать “Dreamliner”.
Еще до вылета предвзято отнесся к возможности попасть на самолете в Гомель. 
Государственное предприятие «Антонов» планирует до конца 2014 года завершить сборку первого опытного экземпляра нового самолета Ан-178 грузоподъемностью до 18 тонн. Сооружение опытного экземпляра нового Ан-178 грузоподъемностью до 18 т., который сменит на рынке Ан-12 начата компанией в 2013 г., а до конца 2014 года поднять первый опытный Ан-178 в небо.
Хищный, узкий фюзеляж маскирует значительные размеры боевой машины. Вертолет имеет высоту 4,9 метра, его длина с учетом винтов 15,9 метра. Винты имеют диаметр 14,5 метра. «Хребет» вертолета образует собой несущая балка шириной и высотой один метр. На эту балку, крепкую как конструкция моста, навешиваются двигатели. Интересно отметить, что целых тридцать минут двигатель может работать вообще без масла.
