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
Краткая история создания
Была необходима новая тактика использования комплекса Т-4 и другие маршруты полета. Наиболее эффективным вариантом применения "сотки" по Американскому континенту являлась атака через Северный ледовитый океан: самолет летел на сверхзвуке до нейтральной зоны Северного полюса и затем переходил в режим барражирования на дозвуке, а в случае необходимости, должен был выполнить пуск ракет, не заходя в зону действия ПВО противника. Для преодоления мощной Европейской системы противовоздушной обороны, с наименьшими потерями, самолет должен был вести полет на небольшой высоте над землей с соблюдением рельефа местности. Такие характеристики можно было получить лишь на многорежимном самолете. На Т-4 этого можно было достичь только путем установки на самолет крыла изменяемой геометрии. Поскольку многорежимная машина задумывалась как модификация самолета Т-4, то при ее проектировании практически ничего не создавалось заново, кроме общей схемы. Самолет Т-4М в основном был идентичен "сотке" как по аэродинамической компоновке, так и по составу бортового радиоэлектронного оборудования. Отличия заключались в том, что на самолете "100 И" применялось крыло с изменяемой стреловидностью и был увеличен диаметр фюзеляжа с 2,0 м до 2,2 м. Размеры фюзеляжа стали больше вследствие возросшего объема топлива (дальность Т-4М по 11 составляла 14 - 18 тыс. км). Увеличение диаметра фюзеляжа дало возможность разместить третьего члена экипажа (второго пилота). Полет мог длиться до 14 часов, что вело за собой увеличение физической нагрузки на летчика. Поэтому второй пилот был просто необходим. В это время уже стали известны некоторые данные об американской программе стратегического бомбардировщика В-1, поэтому, можно сказать, что вышедшее в 1967 г. постановление было ответным шагом на американскую машину. Поскольку работы в ОКБ П.О. Сухого по этой теме, велись больше полугода то вышедшее постановление позволило инициативную разработку перевести в ранг приоритетных. Эти исследования выявили очень неприятный эффект, связанный с упругой деформацией крыла... "Пакетная" мотогондола, перекочевавшая с самолета Т-4, не позволяла разместить вооружение внутри фюзеляжа, что приводило к резкому увеличению веса и размеров самолета. Естественно, это тоже вызывало негативное отношение к полученной компоновке. То, что было спроектировано и проработано такое большое количество компоновок говорит о том, что создание многорежимного самолета в компоновочном и весовом отношении близком к Т-4 на том уровне науки и техники было практически неосуществимо. Нельзя сказать, что работы, проведенные при проектировании Т-4М, прошли впустую. Ведь они вывели ОКБ П.О. Сухого на новый технический уровень. Например, при проектировании самолета "100 И" был разработан новый способ управления по крену в сложенном положении крыла. Самолет Т-4М представлял собой "бесхвостку", поэтому возник вопрос, как управлять таким самолетом по крену без горизонтального оперения. Были придуманы так называемые "кренер" - пластины на верхней задней поверхности крыла, которые при изменении стреловидности крыла держались по потоку параллелограмным механизмом и крепились к заднему лонжерону крыла. Для управления по крену включался гидроцилиндр, который управлял углом поворота "кренеров", меняя его от 0 до 900 и практически доводя до состояния интерцептора, затормаживая воздушный поток на верхней поверхности крыла и уменьшая его подъемную силу. И если на одной стороне "кренер" работал, то на другой он был отключен или наоборот. Так шло управление по крену. В ходе работ над темой Т-4М был решен вопрос с закрытием щелей между поворотными частями крыла с фюзеляжем, что должно было заметно снизить аэродинамическое сопротивление самолета, особенно на сверхзвуковых скоростях полета. Аэродинамическая компоновка первых вариантов стратегического самолета Т-4МС во многом использовала основные фрагменты самолета Т-4М.отметить, что основным режимом самолетовождения являлся режим автономной навигации.
Техническое описание.
Преимущества применения крыла изменяемой стреловидности
Применение на самолете крыла изменяемой стреловидности позволило бы существенно расширить возможности боевого применения машины, так большая дальность и продолжительность полета на дозвуковых скоростях позволяли самолету наносить в кратчайшие сроки удары по противнику из положения "дежурства в воздухе", большой диапазон скоростей и высот полета позволял успешно обходить и преодолевать зоны ПВО на больших и малых высотах и наносить удары по противнику с широким применением комбинированных профилей типа "большая-малая-большая высота". Большая дальность и продолжительность полета на дозвуковых скоростях позволяли успешно применять самолет в качестве бомбардировщика и носителя минно-торпедного оружия.
Аэродинамическая компоновка
При проектировании самолета "100 И" были сохранены основные принципиальные решения, полученные в ходе создания машины Т-4, поэтому кроме крыла с изменяемой геометрией других существенных отличий аэродинамическая компоновка Т-4М не имела.
Конструкция и компоновка
Фюзеляж самолета круглого сечения был выполнен по полумонококовой схеме с работающей обшивкой, подкрепленной стрингерами и поперечным набором - типовыми шпангоутами. Фюзеляж технологически разделялся на следующие отсеки:
- отклоняемая носовая часть фюзеляжа с радиопрозрачным носовым обтекателем;
- кабина экипажа;
- отсек оборудования;
- топливные баки;
- хвостовая часть фюзеляжа.
Основным методом соединения элементов конструкции являлась сварка. Материал, из которого изготавливался фюзеляж - титан марки ОТ4 и ВТ20, а также сталь марки ВНС-2. На верхней поверхности фюзеляжа был расположен гаргрот, в котором размещались коммуникации самолетных систем. Мотогондола располагалась под фюзеляжем и центропланом и начиналась двумя изолированными друг от друга воздухозаборниками, переходившими в два воздушных канала прямоугольного сечения. Каждый воздушный канал перед входом в отсек двигателей разветвлялся на еще два - круглого сечения. Для обеспечения устойчивой работы двигателей на всех режимах полета площадь входной части каждого воздухозаборника регулировалась подвижными панелями. На боковой и верхней поверхностях мотогондолы и воздушного канала располагались створки подпитки, на нижней поверхности - противопомпажные створки, В носовой части мотогондолы находилась ниша передней опоры шасси. В средней части мотогондолы располагался расходный бак топливной системы. Между нишей передней опоры шасси и расходным баком была установлена система управления регулируемыми панелями воздухозаборника. В мотогондоле были расположены балка и подкос центроплана, к которым шарнирно крепилась поворотная часть крыла. Между боковой панелью мотогондолы и воздушным каналом находилась ниша главных опор шасси. Узлы крепления главных опор шасси присоединялись к подкосу, а узел крепления цилиндра уборки и выпуска шасси - к балке центроплана. В задней части мотогондолы размещался отсек двигателей. Установка двигателей должна была производиться через откидные люки, которые располагались на боковой и нижней поверхностях двигательного отсека мотогондолы. Конструкция мотогондолы - сварная. Входная часть воздухозаборника - литая из титанового сплава. Силовые балки, лонжероны и шарнир были сделаны из стали ВНС-5, ВЛ-1, ВКС-3 и высокопрочного титанового сплава ВТ-22. Консоль крыла кессонного типа, состояла из узла шарнира, кессона, передней части крыла, секции предкрылков, хвостовой части, секции двухщелевых закрылков, секции элерона и законцовки крыла. Предкрылок каждой консоли представлял собой пять секций, шарнирно соединенных между собой. Движение предкрылка должно было осуществляться по рельсам. Двухщелевой закрылок сдвижного типа каждой консоли был выполнен из трех секций, шарнирно соединенных между собой. Движение каждой секции шло по двум рельсам. Элерон состоял из двух секций. На самолете была применена принципиально новая конструкция шарнира поворотной консоли крыла. Кессон поворотной консоли крыла - герметичный отсек, в котором размещалось топливо. Конструкция кессона собиралась из верхней и нижней панелей, лонжеронов и нервюр. Каждая из панелей была сварена встык аргоно-дуговой сваркой из отдельных плит ВТ-20 стандартного размера, к которым методом контактной сварки приваривались пояса лонжеронов и нервюр. Цельноповоротное переднее горизонтальное оперение состояло из двух половин стабилизатора, полуоси которых были установлены в подшипники фюзеляжа. Каждый стабилизатор имел три секции прикрылка и две секции закрылка. Отклонение половин стабилизатора осуществлялось с помощью трех гидроцилиндров через качалки. Предкрылки отклонялись на кронштейнах винтовыми домкратами. Закрылки сдвигались по направляющим рельсам винтовыми редукторами, установленными на силовых нервюрах стабилизатора. Конструкция стабилизатора состояла из панелей и каркаса. Вертикальное оперение по своей геометрии и конструкции было полностью идентично вертикальному оперению самолета Т-4. Взлетно-посадочные устройства представляли собой шасси нормальной трехстоечной схемы и систему тормозных парашютов. Главная стойка шасси включала в себя трехосные тележки с шестью тормозными колесами, на каждом из которых предполагалось установить по две шины 840x290 мм. На передней опоре, унифицированной с передней опорой самолета Т-4, были установлены два колеса, оснащенные стартовыми тормозами и шинами 950x300 мм. В убранном положении стойки шасси размещались в теплоизолированных, охлаждаемых отсеках мотогондолы и крепились к ее силовым элементам. Главные опоры убирались движением вперед в нишу с помощью гидравлических цилиндров-подкосов. В процессе уборки и выпуска колесные тележки главных опор поворачивались относительно оси их подвески специальным механизмом. Параметры шасси обеспечивали массовую эксплуатацию самолета с аэродромов 1 класса с БВПП и выполнение требований по проходимости самолета на полевых аэродромах с ГВПП, имеющих прочность грунта 8-9 кг/смг.
Самолетные системы
Управление самолетом состояло из систем продольного, поперечного и путевого управления и осуществлялось с помощью системы дистанционного управления - СДУ, которая входила в систему автоматического управления самолетом САУ-4М. Продольное управление осуществлялось передним горизонтальным оперением, поперечное - элеронами,расположенными на поворотных консолях крыла, путевое управление - рулем направления. В кабине летчиков были установлены два поста управления, связанные между собой проводкой управления. Для обеспечения высокой надежности СДУ должна была быть выполнена с четырехкратным резервированием, что обеспечивало нормальную работу системы при двух последовательных отказах любого типа. Исполнительными механизмами дистанционных передач являлись четырехканальные рулевые агрегаты. Система изменения стреловидности крыла была выполнения из рулевого гидромоторного привода, который работал от двух независимых гидравлических систем, раздаточных редукторов, трансмиссии и шариковых винтовых преобразователей. Гидропривод, установленный в мотогондоле передавал вращение и крутящий момент через трансмиссию и раздаточные редукторы к шариковым винтовым преобразователям, которые преобразуют вращательное движение в поступательное и крутящий момент в осевое усилие. Привод консолей крыла - реверсивный, с фиксацией различных углов стреловидности. Синхронизация угловых перемещений обеспечивалась за счет жесткой механической связи от гидропривода до преобразователя через трансмиссию. Выпуск и уборка закрылков и предкрылков осуществлялась от системы, аналогичной системе изменения стреловидности крыла и состоял из гидромоторного привода, работающего от двух независимых гидросистем, раздаточных редукторов, трансмиссии и самотормозящихся винтовых домкратов. Привод закрылков и предкрылков - реверсивный, с фиксацией различных углов отклонения закрылка. Валы трансмиссии были зафиксированы в опорах, расположенных вдоль размаха крыла. На стыке консолей с центропланом валы трансмиссии выполнялись телескопическими со шлицевым соединением. Система управления закрылками и отклоняемыми носками переднего горизонтального оперения работала от двух независимых гидравлических систем, центрального раздаточного редуктора, винтовых домкратов предкрылков и закрылков, трансмиссии и системы управления. Винтовые домкраты отклоняемых носков самотормозящиеся, а закрылков - несамотормозящиеся. Система управления электрическая с обратной связью. Закрылки и носки выпускались и убирались одновременно. Гидравлическая система самолета состояла из четырех систем. Условно называемых "зеленая", "синяя", "коричневая" и "желтая". Гидравлическая система обеспечивала работу подсистем:
- выпуска-уборки шасси и разворота передней опоры шасси;
- торможения колес передней опоры, шасси;
- управления панелями и противопомпажными створками воздухозаборников двигателей;
- управления механизмом переключения загрузки;
- управления приводами механизации крыла, а также питания рулевых приводов горизонтального оперения, руля направления, элеро нов и рулевых агрегатов САУ.
Максимальная гидравлическая мощность системы 525 л.с. Источником питания гидросистем являлись 8 насосов переменной производительности, установленные на двигателях, и одна насосная станция. Нормальное давление в гидросистеме 280 кг/см2. Так как температура окружающей среды в зонах расположения агрегатов гидросистем могла достигать 250"С, в системе были установлены топливожидкостные радиаторы. Система кондиционирования и охлаждения отсеков предназначалась для поддержания жизненных условий в кабине экипажа и заданных температурных режимов в отсеках. Система обеспечивала:
- поддержание заданных температур и давления в кабине экипажа;
- подачу воздуха в систему вентиляции скафандра;
- поддержание заданных температур и давлений в герметичных приборных отсеках;
- охлаждение отсеков шасси;
- охлаждение негерметичных отсеков с оборудованием;
- охлаждение рабочей жидкости гидросистемы;
- подачу воздуха и воды в системе охлаждения подвесок.
Средства спасения. Рабочие места членов экипажа были оборудованы катапультными креслами К-36. Кресла в кабине устанавливались на тележки. В крайних положениях тележки фиксировались замками воздушных цилиндров. Эксплуатационное управление перемещением тележки - от ручки на борту кабины. Катапультирование членов экипажа должно было осуществляться с тележек, аварийно фиксируемых в крайнем заднем положении, от ручек катапультирования. Для выхода из кабины каждый член экипажа имел свой люк, открывающийся вверх-назад. Подъем и опускание его производились пневмо-цилиндром. Аварийный сброс люков должен был осуществляться системами пиро- и пневмоподброса и аварийного открытия замков от ручек автономного сброса люков или ручек катапультирования на креслах. Опускание и подъем носовой части фюзеляжа, обеспечивающий обзор через лобовое стекло кабины, должен был производиться двумя гидромоторами, питающимися от независимых гидросистем. Аварийное опускание носовой части фюзеляжа производилось на двух гидравлических демпферах. Система жизнеобеспечения экипажа. В шлемах скафандров предусматривалось применение регенерационного контура регулирования газового состава. Наддув и вентиляция скафандров осуществлялись воздухом по обычной разомкнутой схеме, а регенерация воздуха проходила только в гермошлемах. Кислород хранился в газообразном состоянии в баллонах в количестве, достаточном для компенсации утечек из контура при полете в разгерметизированной кабине. В случае катапультирования происходило автоматическое переключение на питание от аварийного баллона, установленного на кресле. Система автоматического управления - С А У , была предназначена, так же как и на самолете Т-4, для ручного, полуавтоматического и автоматического управления самолетом и состояла из системы дистанционного ручного управления СДУ и системы стабилизации и траекторного управления СТУ. Система дистанционного ручного управления обеспечивала управление рулевыми поверхностями самолета на всех режимах полета по сигналам перемещения ручек управления или педалей. Мощность генератора обеспечивала полное питание всех потребителей при выходе из строя одного двигателя или одного генератора.
Кабина экипажа
Особенностью компоновки кабины, также как и на самолете Т-4, являлось отсутствие обычного фонаря. Все режимы работы отклоняемого носа на различных этапах полета были аналогичны самолету Т-4. При полном отклонении носовой части нижняя граница обзора по направлению вперед-вбок на 15° к линии полета составляла 24° градуса. Каждый летчик имел отдельный пост управления самолетом, состоящий из ручки и педалей. Один комплект РУДов, которым пользуются оба летчика, размещался на среднем пульте между сидениями. Кресла летчиков, предполагалось разместить, как в самолете Т-4.
Силовая установка и топливная система
Силовая установка самолета состояла из четырех двигателей РД36-41 со статической тягой 16000 кг каждый и устанавливалась в единой мотогондоле под центропланом. Система автоматического регулирования воздухозаборников обеспечивала согласованную работу воздухозаборников и двигателей на всех эксплуатационных режимах. Каждый воздухозаборник управлялся независимо и имел регулируемую панель и створку перепуска. Автоматическое управление панелью и створкой осуществлялось двумя автономными каналами - основным или резервным. Система также обеспечивала возможность ручного управления панелями и створками. Заправку топливом в полете планировалось осуществлять от однотипного самолета или самолета-заправщика на базе самолета Ил-76. Заправка должна была происходить на высоте 8-9 км при скорости соответствующей числу М=0,75-0,8 на рубеже 1200-1300 км. При этом самолет-заправщик должен был отдавать не менее 20 т топлива со скоростью перекачки 2500-3000 л/мин. Аварийный слив топлива осуществлялся форсажными насосами двигателей через специальные коллекторы, на каждом двигателе. Система наддува баков предназначали для поддержания избыточного давления с целью обеспечения бескавитационной работы топливной системы во всем диапазоне высот. Для наддува баков использовался азот. Его запас на борту самолета составлял 160 кг. Азот хранился на борту в газификаторах в жидком состоянии, что должно было обеспечить малый вес системы наддува.
Радиоэлектронное оборудование
Радиоэлектронный комплекс самолета Т-4М практически идентичен радиоэлектронному комплексу самолета Т-4. Навигационный комплекс самолета Т-4М являлся дальнейшим развитием навигационного комплекса самолета Т-4. Система радиосвязного оборудования самолета Т-4М, в отличие от самолета Т-4, обеспечивала дальность действия радиосвязи до 10000 км и ведение внутренней и внешней связи тремя членами экипажа.
Была необходима новая тактика использования комплекса Т-4 и другие маршруты полета. Наиболее эффективным вариантом применения "сотки" по Американскому континенту являлась атака через Северный ледовитый океан: самолет летел на сверхзвуке до нейтральной зоны Северного полюса и затем переходил в режим барражирования на дозвуке, а в случае необходимости, должен был выполнить пуск ракет, не заходя в зону действия ПВО противника. Для преодоления мощной Европейской системы противовоздушной обороны, с наименьшими потерями, самолет должен был вести полет на небольшой высоте над землей с соблюдением рельефа местности. Такие характеристики можно было получить лишь на многорежимном самолете. На Т-4 этого можно было достичь только путем установки на самолет крыла изменяемой геометрии. Поскольку многорежимная машина задумывалась как модификация самолета Т-4, то при ее проектировании практически ничего не создавалось заново, кроме общей схемы. Самолет Т-4М в основном был идентичен "сотке" как по аэродинамической компоновке, так и по составу бортового радиоэлектронного оборудования. Отличия заключались в том, что на самолете "100 И" применялось крыло с изменяемой стреловидностью и был увеличен диаметр фюзеляжа с 2,0 м до 2,2 м. Размеры фюзеляжа стали больше вследствие возросшего объема топлива (дальность Т-4М по 11 составляла 14 - 18 тыс. км). Увеличение диаметра фюзеляжа дало возможность разместить третьего члена экипажа (второго пилота). Полет мог длиться до 14 часов, что вело за собой увеличение физической нагрузки на летчика. Поэтому второй пилот был просто необходим. В это время уже стали известны некоторые данные об американской программе стратегического бомбардировщика В-1, поэтому, можно сказать, что вышедшее в 1967 г. постановление было ответным шагом на американскую машину. Поскольку работы в ОКБ П.О. Сухого по этой теме, велись больше полугода то вышедшее постановление позволило инициативную разработку перевести в ранг приоритетных. Эти исследования выявили очень неприятный эффект, связанный с упругой деформацией крыла... "Пакетная" мотогондола, перекочевавшая с самолета Т-4, не позволяла разместить вооружение внутри фюзеляжа, что приводило к резкому увеличению веса и размеров самолета. Естественно, это тоже вызывало негативное отношение к полученной компоновке. То, что было спроектировано и проработано такое большое количество компоновок говорит о том, что создание многорежимного самолета в компоновочном и весовом отношении близком к Т-4 на том уровне науки и техники было практически неосуществимо. Нельзя сказать, что работы, проведенные при проектировании Т-4М, прошли впустую. Ведь они вывели ОКБ П.О. Сухого на новый технический уровень. Например, при проектировании самолета "100 И" был разработан новый способ управления по крену в сложенном положении крыла. Самолет Т-4М представлял собой "бесхвостку", поэтому возник вопрос, как управлять таким самолетом по крену без горизонтального оперения. Были придуманы так называемые "кренер" - пластины на верхней задней поверхности крыла, которые при изменении стреловидности крыла держались по потоку параллелограмным механизмом и крепились к заднему лонжерону крыла. Для управления по крену включался гидроцилиндр, который управлял углом поворота "кренеров", меняя его от 0 до 900 и практически доводя до состояния интерцептора, затормаживая воздушный поток на верхней поверхности крыла и уменьшая его подъемную силу. И если на одной стороне "кренер" работал, то на другой он был отключен или наоборот. Так шло управление по крену. В ходе работ над темой Т-4М был решен вопрос с закрытием щелей между поворотными частями крыла с фюзеляжем, что должно было заметно снизить аэродинамическое сопротивление самолета, особенно на сверхзвуковых скоростях полета. Аэродинамическая компоновка первых вариантов стратегического самолета Т-4МС во многом использовала основные фрагменты самолета Т-4М.отметить, что основным режимом самолетовождения являлся режим автономной навигации.
Техническое описание.
Преимущества применения крыла изменяемой стреловидности
Применение на самолете крыла изменяемой стреловидности позволило бы существенно расширить возможности боевого применения машины, так большая дальность и продолжительность полета на дозвуковых скоростях позволяли самолету наносить в кратчайшие сроки удары по противнику из положения "дежурства в воздухе", большой диапазон скоростей и высот полета позволял успешно обходить и преодолевать зоны ПВО на больших и малых высотах и наносить удары по противнику с широким применением комбинированных профилей типа "большая-малая-большая высота". Большая дальность и продолжительность полета на дозвуковых скоростях позволяли успешно применять самолет в качестве бомбардировщика и носителя минно-торпедного оружия.
Аэродинамическая компоновка
При проектировании самолета "100 И" были сохранены основные принципиальные решения, полученные в ходе создания машины Т-4, поэтому кроме крыла с изменяемой геометрией других существенных отличий аэродинамическая компоновка Т-4М не имела.
Конструкция и компоновка
Фюзеляж самолета круглого сечения был выполнен по полумонококовой схеме с работающей обшивкой, подкрепленной стрингерами и поперечным набором - типовыми шпангоутами. Фюзеляж технологически разделялся на следующие отсеки:
- отклоняемая носовая часть фюзеляжа с радиопрозрачным носовым обтекателем;
- кабина экипажа;
- отсек оборудования;
- топливные баки;
- хвостовая часть фюзеляжа.
Основным методом соединения элементов конструкции являлась сварка. Материал, из которого изготавливался фюзеляж - титан марки ОТ4 и ВТ20, а также сталь марки ВНС-2. На верхней поверхности фюзеляжа был расположен гаргрот, в котором размещались коммуникации самолетных систем. Мотогондола располагалась под фюзеляжем и центропланом и начиналась двумя изолированными друг от друга воздухозаборниками, переходившими в два воздушных канала прямоугольного сечения. Каждый воздушный канал перед входом в отсек двигателей разветвлялся на еще два - круглого сечения. Для обеспечения устойчивой работы двигателей на всех режимах полета площадь входной части каждого воздухозаборника регулировалась подвижными панелями. На боковой и верхней поверхностях мотогондолы и воздушного канала располагались створки подпитки, на нижней поверхности - противопомпажные створки, В носовой части мотогондолы находилась ниша передней опоры шасси. В средней части мотогондолы располагался расходный бак топливной системы. Между нишей передней опоры шасси и расходным баком была установлена система управления регулируемыми панелями воздухозаборника. В мотогондоле были расположены балка и подкос центроплана, к которым шарнирно крепилась поворотная часть крыла. Между боковой панелью мотогондолы и воздушным каналом находилась ниша главных опор шасси. Узлы крепления главных опор шасси присоединялись к подкосу, а узел крепления цилиндра уборки и выпуска шасси - к балке центроплана. В задней части мотогондолы размещался отсек двигателей. Установка двигателей должна была производиться через откидные люки, которые располагались на боковой и нижней поверхностях двигательного отсека мотогондолы. Конструкция мотогондолы - сварная. Входная часть воздухозаборника - литая из титанового сплава. Силовые балки, лонжероны и шарнир были сделаны из стали ВНС-5, ВЛ-1, ВКС-3 и высокопрочного титанового сплава ВТ-22. Консоль крыла кессонного типа, состояла из узла шарнира, кессона, передней части крыла, секции предкрылков, хвостовой части, секции двухщелевых закрылков, секции элерона и законцовки крыла. Предкрылок каждой консоли представлял собой пять секций, шарнирно соединенных между собой. Движение предкрылка должно было осуществляться по рельсам. Двухщелевой закрылок сдвижного типа каждой консоли был выполнен из трех секций, шарнирно соединенных между собой. Движение каждой секции шло по двум рельсам. Элерон состоял из двух секций. На самолете была применена принципиально новая конструкция шарнира поворотной консоли крыла. Кессон поворотной консоли крыла - герметичный отсек, в котором размещалось топливо. Конструкция кессона собиралась из верхней и нижней панелей, лонжеронов и нервюр. Каждая из панелей была сварена встык аргоно-дуговой сваркой из отдельных плит ВТ-20 стандартного размера, к которым методом контактной сварки приваривались пояса лонжеронов и нервюр. Цельноповоротное переднее горизонтальное оперение состояло из двух половин стабилизатора, полуоси которых были установлены в подшипники фюзеляжа. Каждый стабилизатор имел три секции прикрылка и две секции закрылка. Отклонение половин стабилизатора осуществлялось с помощью трех гидроцилиндров через качалки. Предкрылки отклонялись на кронштейнах винтовыми домкратами. Закрылки сдвигались по направляющим рельсам винтовыми редукторами, установленными на силовых нервюрах стабилизатора. Конструкция стабилизатора состояла из панелей и каркаса. Вертикальное оперение по своей геометрии и конструкции было полностью идентично вертикальному оперению самолета Т-4. Взлетно-посадочные устройства представляли собой шасси нормальной трехстоечной схемы и систему тормозных парашютов. Главная стойка шасси включала в себя трехосные тележки с шестью тормозными колесами, на каждом из которых предполагалось установить по две шины 840x290 мм. На передней опоре, унифицированной с передней опорой самолета Т-4, были установлены два колеса, оснащенные стартовыми тормозами и шинами 950x300 мм. В убранном положении стойки шасси размещались в теплоизолированных, охлаждаемых отсеках мотогондолы и крепились к ее силовым элементам. Главные опоры убирались движением вперед в нишу с помощью гидравлических цилиндров-подкосов. В процессе уборки и выпуска колесные тележки главных опор поворачивались относительно оси их подвески специальным механизмом. Параметры шасси обеспечивали массовую эксплуатацию самолета с аэродромов 1 класса с БВПП и выполнение требований по проходимости самолета на полевых аэродромах с ГВПП, имеющих прочность грунта 8-9 кг/смг.
Самолетные системы
Управление самолетом состояло из систем продольного, поперечного и путевого управления и осуществлялось с помощью системы дистанционного управления - СДУ, которая входила в систему автоматического управления самолетом САУ-4М. Продольное управление осуществлялось передним горизонтальным оперением, поперечное - элеронами,расположенными на поворотных консолях крыла, путевое управление - рулем направления. В кабине летчиков были установлены два поста управления, связанные между собой проводкой управления. Для обеспечения высокой надежности СДУ должна была быть выполнена с четырехкратным резервированием, что обеспечивало нормальную работу системы при двух последовательных отказах любого типа. Исполнительными механизмами дистанционных передач являлись четырехканальные рулевые агрегаты. Система изменения стреловидности крыла была выполнения из рулевого гидромоторного привода, который работал от двух независимых гидравлических систем, раздаточных редукторов, трансмиссии и шариковых винтовых преобразователей. Гидропривод, установленный в мотогондоле передавал вращение и крутящий момент через трансмиссию и раздаточные редукторы к шариковым винтовым преобразователям, которые преобразуют вращательное движение в поступательное и крутящий момент в осевое усилие. Привод консолей крыла - реверсивный, с фиксацией различных углов стреловидности. Синхронизация угловых перемещений обеспечивалась за счет жесткой механической связи от гидропривода до преобразователя через трансмиссию. Выпуск и уборка закрылков и предкрылков осуществлялась от системы, аналогичной системе изменения стреловидности крыла и состоял из гидромоторного привода, работающего от двух независимых гидросистем, раздаточных редукторов, трансмиссии и самотормозящихся винтовых домкратов. Привод закрылков и предкрылков - реверсивный, с фиксацией различных углов отклонения закрылка. Валы трансмиссии были зафиксированы в опорах, расположенных вдоль размаха крыла. На стыке консолей с центропланом валы трансмиссии выполнялись телескопическими со шлицевым соединением. Система управления закрылками и отклоняемыми носками переднего горизонтального оперения работала от двух независимых гидравлических систем, центрального раздаточного редуктора, винтовых домкратов предкрылков и закрылков, трансмиссии и системы управления. Винтовые домкраты отклоняемых носков самотормозящиеся, а закрылков - несамотормозящиеся. Система управления электрическая с обратной связью. Закрылки и носки выпускались и убирались одновременно. Гидравлическая система самолета состояла из четырех систем. Условно называемых "зеленая", "синяя", "коричневая" и "желтая". Гидравлическая система обеспечивала работу подсистем:
- выпуска-уборки шасси и разворота передней опоры шасси;
- торможения колес передней опоры, шасси;
- управления панелями и противопомпажными створками воздухозаборников двигателей;
- управления механизмом переключения загрузки;
- управления приводами механизации крыла, а также питания рулевых приводов горизонтального оперения, руля направления, элеро нов и рулевых агрегатов САУ.
Максимальная гидравлическая мощность системы 525 л.с. Источником питания гидросистем являлись 8 насосов переменной производительности, установленные на двигателях, и одна насосная станция. Нормальное давление в гидросистеме 280 кг/см2. Так как температура окружающей среды в зонах расположения агрегатов гидросистем могла достигать 250"С, в системе были установлены топливожидкостные радиаторы. Система кондиционирования и охлаждения отсеков предназначалась для поддержания жизненных условий в кабине экипажа и заданных температурных режимов в отсеках. Система обеспечивала:
- поддержание заданных температур и давления в кабине экипажа;
- подачу воздуха в систему вентиляции скафандра;
- поддержание заданных температур и давлений в герметичных приборных отсеках;
- охлаждение отсеков шасси;
- охлаждение негерметичных отсеков с оборудованием;
- охлаждение рабочей жидкости гидросистемы;
- подачу воздуха и воды в системе охлаждения подвесок.
Средства спасения. Рабочие места членов экипажа были оборудованы катапультными креслами К-36. Кресла в кабине устанавливались на тележки. В крайних положениях тележки фиксировались замками воздушных цилиндров. Эксплуатационное управление перемещением тележки - от ручки на борту кабины. Катапультирование членов экипажа должно было осуществляться с тележек, аварийно фиксируемых в крайнем заднем положении, от ручек катапультирования. Для выхода из кабины каждый член экипажа имел свой люк, открывающийся вверх-назад. Подъем и опускание его производились пневмо-цилиндром. Аварийный сброс люков должен был осуществляться системами пиро- и пневмоподброса и аварийного открытия замков от ручек автономного сброса люков или ручек катапультирования на креслах. Опускание и подъем носовой части фюзеляжа, обеспечивающий обзор через лобовое стекло кабины, должен был производиться двумя гидромоторами, питающимися от независимых гидросистем. Аварийное опускание носовой части фюзеляжа производилось на двух гидравлических демпферах. Система жизнеобеспечения экипажа. В шлемах скафандров предусматривалось применение регенерационного контура регулирования газового состава. Наддув и вентиляция скафандров осуществлялись воздухом по обычной разомкнутой схеме, а регенерация воздуха проходила только в гермошлемах. Кислород хранился в газообразном состоянии в баллонах в количестве, достаточном для компенсации утечек из контура при полете в разгерметизированной кабине. В случае катапультирования происходило автоматическое переключение на питание от аварийного баллона, установленного на кресле. Система автоматического управления - С А У , была предназначена, так же как и на самолете Т-4, для ручного, полуавтоматического и автоматического управления самолетом и состояла из системы дистанционного ручного управления СДУ и системы стабилизации и траекторного управления СТУ. Система дистанционного ручного управления обеспечивала управление рулевыми поверхностями самолета на всех режимах полета по сигналам перемещения ручек управления или педалей. Мощность генератора обеспечивала полное питание всех потребителей при выходе из строя одного двигателя или одного генератора.
Кабина экипажа
Особенностью компоновки кабины, также как и на самолете Т-4, являлось отсутствие обычного фонаря. Все режимы работы отклоняемого носа на различных этапах полета были аналогичны самолету Т-4. При полном отклонении носовой части нижняя граница обзора по направлению вперед-вбок на 15° к линии полета составляла 24° градуса. Каждый летчик имел отдельный пост управления самолетом, состоящий из ручки и педалей. Один комплект РУДов, которым пользуются оба летчика, размещался на среднем пульте между сидениями. Кресла летчиков, предполагалось разместить, как в самолете Т-4.
Силовая установка и топливная система
Силовая установка самолета состояла из четырех двигателей РД36-41 со статической тягой 16000 кг каждый и устанавливалась в единой мотогондоле под центропланом. Система автоматического регулирования воздухозаборников обеспечивала согласованную работу воздухозаборников и двигателей на всех эксплуатационных режимах. Каждый воздухозаборник управлялся независимо и имел регулируемую панель и створку перепуска. Автоматическое управление панелью и створкой осуществлялось двумя автономными каналами - основным или резервным. Система также обеспечивала возможность ручного управления панелями и створками. Заправку топливом в полете планировалось осуществлять от однотипного самолета или самолета-заправщика на базе самолета Ил-76. Заправка должна была происходить на высоте 8-9 км при скорости соответствующей числу М=0,75-0,8 на рубеже 1200-1300 км. При этом самолет-заправщик должен был отдавать не менее 20 т топлива со скоростью перекачки 2500-3000 л/мин. Аварийный слив топлива осуществлялся форсажными насосами двигателей через специальные коллекторы, на каждом двигателе. Система наддува баков предназначали для поддержания избыточного давления с целью обеспечения бескавитационной работы топливной системы во всем диапазоне высот. Для наддува баков использовался азот. Его запас на борту самолета составлял 160 кг. Азот хранился на борту в газификаторах в жидком состоянии, что должно было обеспечить малый вес системы наддува.
Радиоэлектронное оборудование
Радиоэлектронный комплекс самолета Т-4М практически идентичен радиоэлектронному комплексу самолета Т-4. Навигационный комплекс самолета Т-4М являлся дальнейшим развитием навигационного комплекса самолета Т-4. Система радиосвязного оборудования самолета Т-4М, в отличие от самолета Т-4, обеспечивала дальность действия радиосвязи до 10000 км и ведение внутренней и внешней связи тремя членами экипажа.
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.
