Авиация и космонавтика 2016 09

Ведущим инженером по летным испытаниям от ОКБ-156 был Г.В. Грибакин. Летал экипаж в составе летчика-испытателя Героя Советского Союза Д.В. Зюзина и штурмана-испытателя К.И. Малхасяна.

Впервые в воздух самолет «91» (Ту-91) поднялся 2 сентября 1954 г. Государственные летные испытания самолета по основной программе на определение летно-тактических данных (1-й этап) завершились 22 апреля, а испытания на боевое применение (2-й этап) - 26 июня 1955 г. В январе 1956 г. с успехом завершил совместные государственные испытания по дополнительной программе.

От ГК НИИ ВВС в государственных испытаниях участвовали Герой Советского Союза подполковник А.Д. Алексеев, от НИИ-15 ВМС - майор Н.И. Сизов.

Двигатель ТВ-2М на базе двигателя ТВ-2Ф с выносным редуктором и удлиненным валом для самолета Ту-91 отрабатывался в ОКБ-19, которым после смерти А.Д. Швецова руководил его ученик П.А. Соловьев. В это ОКБ, ввиду большой загрузки ОКБ Н.Д. Кузнецова приоритетными программами, была передана программа по доводке и развитию двигателя ТВ-2Ф.

Для сокращения сроков испытаний Ту-91 силовая установка с двигателем ТВ-2М (вместе с отсеком передней части фюзеляжа) отрабатывалась на летающей лаборатории Ту-4ЛЛ, а все реактивное вооружение сначала было отлажено стрельбой в воздухе на Ту-14.

Самолет Ту-91 представлял собой свободнонесущий моноплан с низкорасположенным прямым крылом трапециевидной формы достаточно большой относительной толщины и стреловидным хвостовым оперением.

К.И. Малхасян

Н.И. Сизов

Применение крыла кессонной конструкции весьма благоприятно сказывалось на боевой живучести самолета, поскольку, как показывали полигонные отстрелы, крыло такого типа оказалось наиболее стойким к воздействию боеприпасов авиационного и зенитного вооружения.

Конструкция планера Ту-91 разрабатывалась с учетом требований массового производства. Для этого планер делился на большое число самостоятельно собираемых из подборок и панелей агрегатов, а в технологических процессах изготовления крупных деталей широко применялись горячая штамповка и литье. Как следствие, заметно сокращались производственные циклы, снижалась трудоемкость производства.

Турбовинтовой двигатель ТВ-2М с удлиненным валом размещался в районе центра тяжести самолета сразу за кабиной экипажа. Вал двигателя проходил через кабину между сиденьями летчика и штурмана. В носовой части фюзеляжа самолета устанавливался двухступенчатый планетарный редуктор, который вращал в противоположные стороны два соосных трехлопастных винта типа АВ-44 (диаметр 4,4 м) конструкции ОКБ-120. Крутящий момент в редукторе поровну делился между винтами. Редуктор и двигатель жестко соединялись между собой при помощи силовой трубы диаметром 220 мм. Внутри этой трубы проходил промежуточный вал, установленный на двух шарикоподшипниках. Весь этот узел крепился к самолету в четырех точках: две - впереди на редукторе и две - на самом двигателе. Такое решение освобождало конструкцию самолета от воздействия крутящего момента двигателя, передаваемого на редуктор. Выхлопные газы выводились в стороны по бортам фюзеляжа через раздвоенное выхлопное сопло.

Наличие жесткой связи турбины двигателя с компрессором и с воздушным винтом позволило реализовать торможение самолета винтом при любых условиях полета, в том числе, при пикировании и на посадке. При вводе в режим торможения двигатель переводился на малый газ, а лопасти винта - на малые установочные углы, при которых получались отрицательные углы атаки этих лопастей. Набегающий воздушный поток раскручивал лопасти винта, благодаря чему создавалось большое лобовое сопротивление. Так, при пикировании с торможением винтом отрицательная тяга винта достигала около 10000 кг, что «удерживало» самолет от разгона, обеспечивая пикирование с постоянной скоростью в оптимальном диапазоне скоростей. Это значительно улучшало условия прицеливания, стрельбы и бомбометания, а также позволяло пикировать с небольших высот под большими углами, что обеспечивало повышенную точность стрельбы и бомбометания. Кроме того, такой режим допускал выполнение посадки на аэродромы ограниченных размеров.

Размещение кабины экипажа на Ту-91 почти в самом носу самолета обеспечивало хороший обзор летчику и штурману на всех режимах полета. При этом для улучшения обзора вперед- вниз в нижней носовой части фюзеляжа слева и справа от воздухозаборника двигателя были сделаны окна из прозрачной брони.

Принятая на Ту-91 компоновка с расположением двигателя и топливных баков вблизи центра тяжести уменьшала моменты инерции самолета, соответственно, и балансировочные потери на всех режимах полета, не ухудшая его аэродинамического качества. Это заметно улучшало характеристики маневренности машины и дальность полета.

Укажем, что по основному компоновочному решению - двигатель с выносным редуктором и длинным валом позади кабины экипажа, Ту-91 в целом повторял идею штурмовика С.А. Лавочкина с ТВ-2, для которого и была запланирована в 1950 г. разработка такого варианта двигателя. Во всем остальном Ту-91 - конструкция оригинальная, новая.

Летающая лаборатория Ту-4ЛЛ

Для защиты летчика и штурмана на Ту-91 от наземного огня обшивка передней части фюзеляжа, где находилась кабина экипажа, выполнялась из листов броневой стали АПБА-1 толщиной от 8 до 18 мм. Агрегаты кока воздушного винта спереди прикрывались броневым диском толщиной 18 мм. Кабина в передней верхней части выполнялась из 18-мм броневых листов, а с боков - имела броню 6 мм с левой стороны и 8 мм с правой стороны. В передней проекции в месте крепления редуктора двигателя (по шпангоуту №1) устанавливался 18-мм поперечный броневой лист. Снизу летчик защищался броневым полом толщиной 14 мм, а штурман - гнутым броневым листом также толщиной 14 мм. Сиденья летчика и штурмана имели бронеспинки (толщина 16 мм в верхней и 6 мм - в нижней части) и 20-мм бронезаголовники, выполненные из броневой стали КВК-2/5Ц (цементованная). В лобовой части фонаря кабины устанавливались бронестекла толщиной 68 мм (лобовое стекло) и 87 мм (передние боковые - слева и справа), а в нижней части кабины спереди (слева и справа воздухозаборника двигателя) - бронестекла толщиной 68 мм. Общий вес металлической и прозрачной брони составлял 549 кг.

Мало того, летчик и штурман с наиболее вероятных направлений стрельбы, помимо брони, прикрывались двигателем и его агрегатами, топливными баками, носовой стойкой шасси, редуктором двигателя и заборником воздуха. Это обеспечивало вполне надежную защиту экипажа от огня зенитных и авиационных автоматов калибра 12,7 мм и осколков зенитных снарядов.

Противопожарная система самолета включала в себя систему заполнения топливных баков и отсеков топливных баков нейтральным газом (НГ-1 и НГ-2) и системы тушения пожара в отсеках двигателя. Обе системы углекислотные. Система тушения пожара на двигателе имела два режима работы - автоматический (от термодатчиков) и ручной (летчиком).

Все топливные баки (общей емкостью 3410 кг топлива), за исключением одного, из которого топливо расходовалось в первую очередь, имели протектор. Маслобак не проектированный.

Для повышения боевой живучести проводка управления рулями высоты, направления и элеронами была жесткой. При этом управление рулями высоты и направления полностью дублировалось на всем протяжении проводки. Вся проводка разносилась по разные борта фюзеляжа. Триммер правого руля высоты имел тросовое управление и дублирующее электрическое.

В носке крыла, оперения и воздухозаборника двигателя размещались агрегаты воздушно-тепловой системы защиты от обледенения, питавшейся горячим воздухом от компрессора двигателя. Передние стекла кабины летчика и штурмана, а также нижние передние стекла оборудовались системой электрообогрева. На переднем стекле летчика стоял «дворник», на который подавался антифриз. Им же омывались и лопасти воздушных винтов.

Штатная уборка и выпуск шасси, поворот передней стойки и торможение колес шасси осуществлялось при помощи гидравлической системы. Аварийный выпуск шасси выполнялся от воздушной системы.

Кресла летчика и штурмана катапультируемые. Вертикальная скорость при катапультировании достигала 20- 22 м/с, а перегрузка - 16 единиц. Это обеспечивало безопасный перелет кресел через вертикальное оперение самолета. Каждое кресло имело защитную шторку, предохранявшее лицо от скоростного напора воздушного потока при катапультировании.

Все наступательное вооружение размещалось на трех внешних узлах подвески - по одному узлу под каждой консолью и под фюзеляжем. Применялись однозамковые (для подвески бомб, торпед и морских мин общим весом до 1500 кг) и четырехзамковые балки (для подвески бомб общим весом до 500 кг). Балки крепились на специальных пилонах. Нормальная «ударная» нагрузка устанавливалась на уровне 1090 кг (в перегрузку до 1890 кг).