Бомбардировщик-ракетоносец т-4 (изделие 100).

Разработчик: ОКБ Сухого
Страна: СССР
Первый полет: 1972 г.

Формирование вида первого «трехглавого» советского дальнего самолета происходило в начале 60-х годов. Главное назначение сверхзвукового ударно-разведывательного комплекса Т-4 (заводской номер — изделие 100) заключалось в уничтожении и поиске больших надводных целей типа авианосцев, ракетоносцев, морских транспортов, наземных объектов стратегического назначения, а также в ведении воздушной разведки.

Планировалось, что самолет, имеющий взлетную массу 100-110 тысячь киллограм при крейсерской скорости 3000-3200 км/ч на высоте 20- 24 км без подвесных топливных баков, будет иметь дальность 6000 километров. Эксплуатация самолета намечалась с аэропортов 1-го класса.

В апреле 1963 года был закончен предварительный эскизный проект, в котором самолет выполнялся по схеме «утка» с управляемым передним горизонтальным оперением, с узким фюзеляжем громадного удлинения, имеющим слабовыступающий фонарь, медлено переходящий в гаргрот. Силовая установка складывалась из четырех турбореактивных двигателей, каковые были установлены попарно в изолированных мотогондолах под крылом. Воздухозаборники каждой из мотогондол были поделены перегородкой и имели вертикальные поверхности торможения.

На самолете предполагалось установить узкое стреловидное крыло треугольной формы в плане. Передняя кромка воздухозаборников существенно поддерживала переднюю кромку консолей крыла. Передняя опора шасси убиралась в нишу, расположенную в фюзеляже; главные опоры шасси — в ниши, расположенные в мотогондолах.

Между мотогондолами на трех параллельных точках подвески, одна из которых совпадала с осью симметрии фюзеляжа, размещалось оружие самолета.

Совместно созданная ВВС СССР и Госкомитетом по авиационной технике рабочая группа во время с 21 мая по 3 июня 1963 года разглядела представленные материалы проекта и оценила их положительно. В собственном Заключении она подчернула, что дальний сверхзвуковой ударно-разведывательный самолет Т-4, предложенный ОКБ П.О.Сухого, по собственному назначению, летно-техническим чертям, составу вооружения и радиоэлектронного оборудования по большей части удовлетворяет требованиям ВВС к современным дальним ударно-разведывательным комплексам и есть самый перспективным среди самолетов аналогичного класса. Представленные материалы предлагалось забрать за базу для начала рабочего и постройки макета проектирования.

В конце 1963 года ударно-разведывательный самолет Т-4 отдельным Распоряжением ЦК КПСС и Совета Министров СССР был принят к разработке.

К сотрудничеству с ОКБ П.О.Сухого был привлечен широкий круг научных организаций. Так, во время с 1962-го по 1965 год в аэродинамических трубах ЦАГИ был совершён громадный объем работ по продувке аэродинамических моделей самолета.

В 1961-1965 годах, в то время, когда в ОКБ совсем сформировался вид самолета Т-4, было создано 50 других вариантов его аэродинамической компоновки. Главное внимание уделялось поиску оптимального варианта для ответа основной задачи: самолет должен был делать долгий полет на высоте со скоростью в три раза превышающей скорость звука.

Аэродинамическая схема «утка» сразу же привлекла интерес проектировщиков. Наряду с этим попытки создать компоновку самолета по второй перспективной схеме — «бесхвостка» — повторялись достаточно систематично, но успеха не имели. Самый распространенная «обычная» аэродинамическая схема с хвостовым горизонтальным оперением важной борьбе первым двум составить не имела возможности и была забракована в начале.

На данный момент не сохранилось кроме того архивных материалов о работах по таковой схеме.

Варьировалась и компоновка на самолете силовой установки. Двигатели на чертежах размешались то в четырех изолированных мотогондолах под центропланом и крылом; то попарно по схеме «рядом» («пакетной») в двух изолированных мотогондолах под крылом; то все четыре двигателя в единой центральной мотогондоле по схеме «пакет». Не были обойдены вниманием и более сложные компоновки, такие, как размещение двух двигателей по схеме «пакет» в центральной мотогондоле и двух — в изолированных мотогондолах под крылом; двух двигателей по бокам фюзеляжа и двух — в изолированных мотогондолах; по два двигателя по бокам фюзеляжа.

Время от времени поиски приводили к уникальным, редко видящимся во всемирной практике компоновкам. В частности, заслуживает внимания компоновка четырех двигателей в центральной мотогондоле, где двигатели расположены либо попарно приятель над втором; либо пара верхних двигателей находится ближе к обрезу хвостовой части фюзеляжа, чем пара нижних двигателей. Рассматривалось и размещение двигателей в четырех изолированных мотогондолах, в то время, когда две мотогондолы будут над крылом и две — под крылом.

Кроме этого шепетильно прорабатывались форма и тип воздухозаборников силовой установки. Не обошли вниманием воздухозаборники с горизонтальной и вертикальной поверхностями торможения, воздухозаборники и осесимметричные воздухозаборники, любой из которых обслуживал один либо два двигателя. Методы их компоновки на самолете также различались: центральный, боковые, изолированные и их сочетания.

По размещению относительно фюзеляжа по большей части рассматривались низкорасположенные центроплан и консоли крыла.

самые удачными с позиций обоюдного размещения фюзеляжа, воздухозаборников силовой установки, консолей и центроплана крыла были аэродинамические компоновки, включающие в себя наплыв — переднюю часть крыла с громадной стреловидностью передней кромки. Наплыв медлено переходит в центроплан и консоли крыла и образовывает с ними единую несущую поверхность — несущий корпус, имеющий постоянную переднюю кромку, переднюю кромку с точками перелома (изменение угла стреловидности), с отрицательным поперечным V консолей и центроплана крыла либо без него.

Консоли крыла предлагались разного удлинения, сужения, с разной (в т.ч. оживальной) формой законцовки консоли. Часть компоновок включала в себя заднюю кромку консолей обратной стреловидности.

В схеме «утка» рассматривалось разное по расположению и форме по высоте фюзеляжа переднее горизонтальное оперение (ПГО), в большинстве случаев, имеющее прямую ось вращения, с механизацией задней кромки и без нее.

Вертикальное оперение (ВО) по большей части использовалось однокилевое, расположенное на хвостовой части фюзеляжа с маленьким форкилем либо без него. Но в некоторых вариантах компоновок появлялась и двухкилевая схема вертикального оперения.

Компоновка взлетно-посадочных устройств, в основном шасси, воздействует на форму агрегатов и геометрические размеры, в которых расположены ниши для их уборки. Исходя из этого проектирование шасси для четырехдвигатель-ного трехмахового самолета выяснилось далеко не легким делом.

Несложнее решался вопрос с уборкой передней опоры шасси (ПОШ). Тут, как мы знаем, два варианта: уборка шасси в фюзеляж и уборка в вертикальный разделяющий центральный воздухозаборник. Для главных опор шасси рассматривались четыре варианта уборки:
-в центральную мотогондолу, в ниши между внешними панелями и воздушными каналами гондолы;
-в вертикальной клин подкрыльной мотогондолы;
-в центроплан;
-в отдельные обтекатели, расположенные под центральной мотогондолой либо центропланом.

Разнообразными были и решения по установке на ударно-разведывательный самолет главного типа оружия — управляемых ракет класса «воздух-поверхность». Предполагалось размещение под самолетом двух либо трех точек их подвески. Главными вариантами были, во-первых, установка управляемых ракет (УР) под консолями и центропланом крыла и фюзеляжем на пусковых устройствах по схеме «рядом»; во-вторых, установка УР под фюзеляжем, над центральной мотогондолой по схеме «тандем» (приятель за втором), как на открытых пусковых устройствах, так и «полуутопленными» в конструкцию самолета.

Как уже было сообщено выше, совместная работа с ЦАГИ разрешила к 1963 году организовать аэродинамическую компоновку, легшую в базу предварительного эскизного проекта. Окончательный аэродинамический вид самолета сложился в 1965 году. В декабре 1966 года в срок, установленный клиентом, ОКБ П.О.Сухого предъявило руководству ВВС СССР полноразмерный макет самолета (длиной 43,7 м с размахом крыла 22 м) и эскизный проект.

Макетной рабочей, назначенной приказом Главнокомандующего ВВС, во время с 17 января по 2 февраля был представлен на рассмотрение самолет Т-4 в двух вариантах — ударном и разведывательном.

Рабочая группа оценила произведенную работу положительно, отметив, что создание самолета Т-4 есть ответственной общегосударственной задачей по оснащению ВВС страны как следует новыми и действенными ударно-разведывательными средствами.

Окончательная аэродинамическая компоновка самолета, взявшего одобрение рабочей группы, имела следующие черты:
-была создана по аэродинамической схеме «утка»;
-несущая поверхность самолета складывалась из наплыва, медлено переходящего в центроплан, и консолей и центроплана крыла с прямой механизированной по всему размаху задней кромкой;
-узкий фюзеляж громадного удлинения и круглого поперечного сечения был снабжен цельноповоротным, с прямой осью вращения, высокорасположенным относительно фюзеляжа передним горизонтальным оперением; од-нокилевым, с рулем направления с маленьким форкилем, вертикальным оперением; поворотной носовой частью фюзеляжа; гаргротом, расположенным на верхней поверхности фюзеляжа;
-двигатели были установлены по схеме «пакет» в единой мотогондоле, с центральным воздухозаборником с вертикальными поверхностями торможения, с вертикальным клином, дробящим воздухозаборник на две половины, любая их которых обслуживает два двигателя;
-передняя опора шасси убиралась в вертикальный клин центрального воздухозаборника, главные опоры шасси — в ниши, расположенные в мотогондоле между воздушными каналами и ее внешним бортом;
-оружие самолета устанавливалось на две открытые точки подвески, расположенные параллельно под мотогондолой.

Для стендовой отработки и обеспечения постройки умелых экземпляров самолета решено было подключить к работам Тушинский машиностроительный завод (ТМЗ).

В 1965 году были выданы технические задания разработчикам на проектирование отдельных систем и агрегатов самолета, и на натурные стенды. В том же году созданы чертежи отсеков крыла и фюзеляжа для статических и отработки технологий и динамических испытаний их изготовления.

Во второй половине 60-ых годов двадцатого века было закончено предварительное проектирование и начат выпуск рабочих чертежей. Полный их набор на первый умелый самолет (изделие «101») и самолет для статических опробований (изделие «100С») был выпущен во второй половине 60-ых годов XX века. В этом же году началась постройка самолета «101».

Во второй половине 60-ых годов двадцатого века была закончена сборка головной и боковой частей фюзеляжа с центропланом, а в первой половине 70-ых годов XX века сборка агрегатов самолета была закончена всецело.

Практически в один момент во второй половине 60-ых годов XX века в производство были запущены чертежи планера второго умелого самолета (изделие «102»), после этого в первой половине 70-ых годов XX века — третьего умелого самолета (изделие «103»), а в первой половине 70-ых годов двадцатого века — четвертого (изделие «104»).

В первой половине 70-ых годов двадцатого века совместно с Тушинским машиностроительным заводом была закончена постройка первого декабря и «101» опытного 30 самолёта он был перевезен из сборочного цеха ОКБ П.О.Сухого на летно-испытательную базу. В течение четырех месяцев на самолете проводились доводочные работы, и отработка и отладка совокупностей, осуществлялись попарные и неспециализированные запуски двигателей.

20 апреля 1972 года самолет был принят экипажем на летные опробования. На протяжении опробований «101» выполнено восемь рулежек, из которых четыре были скоростными, с разгоном до скорости 260-290 км/ч и с отрывом носового колеса. Скоростные рулежки выполнялись посредством совокупностей дистанционного управления, с включенными демпферами, при работе внутренней пары двигателей на большом форсажном режиме, г внешней пары — на большом бесфорсажном режиме.

По окончании скоростного участка рулежек двигатели дросселировались до малого газа, выпускался тормозной парашют и производилось торможение самолета. Результаты совершённого опыта подтвердили, что совокупность дистанционного управления имеет лучшие характеристики и более предпочтительна для летчика. Учитывая надежность ее работы благодаря четырехкратному резервированию, было решено: первый полет делать при управлении самолетом при помощи дистанционной совокупности.

Первый полет экспериментального самолета «101» состоялся 22 августа 1972 года. Его пилотировали заслуженный летчик-испытатель Герой Советского Союза В.Ильюшин и заслуженный навигатор Н.Алферов. Полет проходил при взлетном весе самолета 77300 кг. Шасси в воздухе не убиралось. При взлете внутренние двигатели трудились на большом форсажном режиме, а внешние — на большом бесфорсажном.

В полете на высоте 3000 м производилась управляемости самолёта и качественная оценка устойчивости и работы силовой установки. Была выполнена имитация посадки самолета пролетом над полосой. Как и было предусмотрено, полет обеспечивался дистанционным управлением. Торможение самолета на пробеге выполнялось главной тормозящей тормозным парашютом и системой. Длительность первого полета — 40 мин..

Вес горючего составлял 20000 кг.

По окончании первого полета опробования «101» были приостановлены для замены основных опор шасси на модифицированные с доработанным механизмом разворота тележки при уборки шасси.

Перед вторым полетом, что состоялся 4 января 1973 года, на самолете была выполнена скоростная рулежка. Шасси в полете не убиралось. В горизонтальном полете на высоте 3000 м при скорости 500-550 км/ч выполнялись дачи по тангажу и крену, импульсы элевонами и рулём направления по тангажу, проверялась системы и работа двигателей автоматического управления тягой.

Большая высота полета 5000 метров, длительность — 41 60 секунд, большая приборная скорость не превышала 630 км/ч. На понижении был выпущен перископ для проверки обзора через него. Посадка произведена с остатком горючего не более 4000 кг.

В третий раз самолет «101» поднялся в воздух 14 февраля 1973 года. В полете была произведена попытка уборки шасси. Но вовнутрь вошли лишь передняя и правая главные опоры шасси — левая главная опора шасси осталась снаружи.

Выпуск шасси прошел нормально.

По замыслу летных опробований первого этапа намечалось 10 полетов самолета «101», из них фактически совершено девять. Первые 5 полетов выполнялись с неубранным шасси. В пятом полете взлетный вес составлял уже 101700 кг.

В девятом, что состоялся 6 июля 1973 года, проводилась управляемости самолёта и оценка устойчивости в ходе разгона с комплектом высоты с 10000 м до 12000 м, числа М со значения 0,9 до 1,3 торможения.

Летные опробования первого этапа прошли удачно. В «Отчете о проведении заводских летных опробований самолета Т-4 (заводской шифр «101»)», подписанном помощником главного конструктора, ведущим летчиком-испытателем В.Ильюшиным, сообщено, что «…самолет на рулении несложен и прекрасно управляем, на взлете устойчив и не имеет тенденции к самопроизвольному рысканию либо подъему носа.

Весьма хороший обзор с опущенной головной частью фюзеляжа существенно облегчает исполнение руления, посадки и взлёта самолета. Взлетный угол выдерживается легко, отрыв самолета происходит медлено. По окончании подъема носовой части фюзеляжа полет происходит по устройствам. Установленный на самолете перископ дает хороший обзор вперед. Комплект высоты несложен и не требует от летчика повышенного внимания. В горизонтальном полете самолет управляем прекрасно.

проход и Разгон скорости звука спокоен, момент прохода М=1 отмечается лишь по устройствам. Заданный режим легко выдерживается элевонами и передним горизонтальным оперением. Интенсивность разгона самолета достаточно хорошая.

Заход на посадку и посадка несложны. Наличие автомата управлением тяги всецело разгружают летчика от работы двигателями на режиме захода на посадку. Самолет касается почвы медлено, без тенденции к «козлению» либо самопроизвольному опусканию носа, на пробеге самолет устойчив и прекрасно управляем.

тормозная система и Тормозные парашюты, совокупность колес действенны».

Помимо этого, направляться подчернуть, что по итогам летных опробований самолета «101» полученные летные характеристики совпали с расчетными. Агрегаты планера, изготовленные из стали и титановых сплавов во второй половине 60-ых годов XX века, в течение пяти лет эксплуатации не имели герметичности и нарушений прочности ни по одной из сварных точек.

Сборка экспериментального самолета «102» была закончена в первой половине 70-ых годов XX века, в течение последних трех месяцев того же года намечалось начать его летные опробования.

На ТМЗ изготовили агрегаты планера для третьего самолета — «103» — и произвели их окончательную сборку. Летные опробования этого самолета предполагалось начать в третьем квартале 1974 года. В возможности была сборка и четвертого самолета «104», и постройка «105» и «106» экспериментальных самолетов.

Первый умелый самолет «101» в будущем намечалось применять для отработки бортовых совокупностей, управляемости и определения устойчивости на больших скоростях полета и для определения летно-технических черт.

Самолет «102» планировалось применять для отработки навигационной комплекса, а «103» — для настоящих пусков управляемых ракет. На самолете «104» предполагалось отработать вопросы применения бомбового оружия, пуска управляемых ракет, и совершить последовательность опробований для оценки дальности полета. Самолет»105?предназначался для отработки совокупностей радиоэлектронного оборудования, а самолет «106» — для отработки всего ударно-разведывательного комплекса в целом.

Закрытие работ по теме «Т-4» перечеркнуло все эти замыслы.

Первый экспериментальный «трехмаховый» самолет Т-4, совершивший 9 полетов, был в первой половине 80-ых годов XX века послан на вечную стоянку в Монинский музей ВВС. Фрагменты самолета «102» экспонировались в ангаре Столичного авиационного университета, но потом были разрезаны и увезены на переплавку.
Такая же будущее постигла и частично собранную машину «103».

компоновка и Конструкция самолета Т-4.

Планер самолета складывается из следующих агрегатов: фюзеляж, гондолы двигателей, крыло, переднее горизонтальное оперение, киль, главные и передняя опоры шасси. Со своей стороны, фюзеляж, гондолы двигателей и крыло делятся на технологические отсеки. Фюзеляж самолета складывается из семи главных отсеков: отклоняемой носовой части, кабинного отсека, приборного отсека, отсека центрального топливного бака, отсека и хвостового отсека хвостового парашюта.
В отклоняемой носовой части фюзеляжа под радиопрозрачным обтекателем размещается радиоэлектронные блоки и антенна радиолокационной станции. Перед передней стенкой кабины в отклоняемой носовой части находятся стеллажи с блоками пилотажно-навигационной совокупности, совокупности управления оружием, и агрегаты совокупности кондиционирования. В отклоняемой носовой части фюзеляжа установлена и штанга дозаправки самолета горючим в воздухе.
В верхней части кабинного отсека размещаются тандемно расположенные кабины штурмана и лётчика. Любая кабина имеет собственный откидной люк для аварийного покидания самолета и для посадки экипажа в кабины. В подкабинных отсеках установлены совокупности жизнеобеспечения экипажа и кондиционирования и система охлаждения.

Главная часть радиоэлектронного оборудования установлена в приборном отсеке. Фюзеляж в зоне приборного отсека по всей его длине имеет круглое сечение диаметром 2000 мм. Протяженность приборного отсека 6746 мм.

Он выполнен герметичным с теплоизоляционным покрытием по всей поверхности отсека.

Следующие по длине фюзеляжа три технологических отсека — топливные баки-отсеки. Они соединены совокупностью трубопроводов. Над баками расположен гаргрот, имеющий форму полуцилиндра.

В гаргроте находятся главные транзитные коммуникации самолета.

В хвостовой части фюзеляжа размещается хвостовой отсек, в котором находится четырехкупольная парашютно-тормозная установка (ПТУ). Створки ПТУ раскрываются в стороны.

Под вторым и третьим топливными отсеками расположена центральная часть крыла самолета — центроплан.

Под центропланом установлена гондола с пакетным размещением четырех двигателей.

Гондола технологически делится на переднюю и хвостовые части. Носок передней части гондолы является вертикальный клин, на котором справа и слева установлены регулируемые створки многоскачкового воздухозаборника. В носке гондолы размещена ниша передней опоры шасси.

За нишей передней опоры между воздушными каналами расположен отсек оборудования, в котором находятся агрегаты самолетных совокупностей. В центре гондолы между воздушными каналами находится расходный топливный бак. По бокам центральной части гондолы под центропланом расположены левая и правая ниши основных опор шасси.

В хвостовой части гондолы находится отсек двигателей с противопожарными перегородками.

В консолях крыла размещены исполнительные органы совокупности управления элевонами, бортовые аэронавигационные огни.

В киле размещены агрегаты радиоэлектронных комплексов, исполнительные органы и тросы совокупности управления рулем направления.

Шасси трехопорной схемы с носовым колесом. Такое шасси снабжает эксплуатацию самолетов с аэропортов 1-го класса с бетонированным покрытием. Главные стойки шасси снабжены двухосными тележками с четырьмя тормозными колесами.

На каждом колесе — спаренная шина. Передняя опора шасси имеет рычажно-подвешенные спаренные колеса со стартовыми тормозами. Механизм управления помогает кроме этого и демпфером «шимми».

В конструкции планера применены новые по тем временам высокопрочные железные материалы:
-титановые сплавы ВТ-20, ВТ-22, ВТ-21Л;
-нержавеющие стали ВИС-2 и ВИС-5;
-конструкционная сталь ВКС-210. Поверхность планера самолета на 69% складывалась из панелей, сваренных из страницы точечной электросваркой (ТЭС), на 21,6% — из панелей, сваренных из страницы сквозным проплавлени-ем, на 9,4% — из фрезерованных плит панелей.

На самолете применена «пакетная» схема силовой установки с черырьмя умелыми двигателями РД36-41 конструкции П.А.Колесова. Для обеспечения надежной работы двигателей на всех режимах скоростей и работ полета самолета применен сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник смешанного сжатия с автозапуском для расчетного числа М=3. Примененное на двигателях многорежимное сверхзвуковое сопло имеет три венца подвешенных створок, образующих дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, которое снабжает высокую эффективность тяги во всех диапазонах скоростей полета.

Изюминкой силовой установки самолета есть то, что любой воздухозаборник питает воздухом два двигателя.

Главные топливные баки находятся в центроплане и фюзеляже. Топливная совокупность самолета складывается из совокупности топливопитания — заправки горючим на земле и в воздухе, совокупности аварийного сброса горючего, совокупности наддува баков нейтральным газом и совокупности перекачки горючего, снабжающей заданную центровку самолета.

В первый раз в отечественной практике была создана новая топливная совокупность с гидротурбонасосами для подачи горючего к двигателям, перекачки горючего из очередных баков в расходный и для перекачки центровочного горючего. Для самолета изготовлены теплостойкие агрегаты топливной совокупности.
На самолете в первый раз была установлена электрическая дистанционная следящая совокупность управления двигателями, трудящаяся как от рук пилота, так и от автомата тяги.

Не считая указанных совокупностей, силовая установка самолета включает в себя совокупности пожаротушения, охлаждения, защиты воздухозаборников от обледенения, запуска двигателей на земле и в воздухе, автоматического регулирования воздухозаборников.

Самолет оборудован электрогидравлической дистанционной совокупностью (СДУ). На первых экспериментальных самолетах устанавливалась и резервная механическая совокупность.

Базой системы электропитания самолета есть совокупность трехфазного переменного тока со стабилизированным напряжением 220/115 В и частотой 400 Гц. В качестве источников тока применены четыре синхронных генератора с масляным охлаждением 60 кВт любой. Стабилизация частоты достигается работой генератора с гидравлическим приводом постоянных оборотов.
Питание потребителей постоянного тока 27 В и переменного-36 В частотой 400 Гц осуществляется соответственное помощью четырех выпрямительных устройств и двух трехфазных трансформаторов. В качестве аварийных источников употребляются три преобразователь и аккумуляторных батареи.

Гидросистема самолета складывается из четырех независимых совокупностей (зеленой, синей, коричневой и желтой), предназначенных для работы органов управления самолетом, уборки-выпуском шасси, опускания и подъёма носовой части фюзеляжа, регулирования панелей воздухозаборников, торможения колес, управления разворотом носового колеса и других. Рабочее давление в гидросистеме образовывает 280 кг/мг. В гидросистеме применены паяные соединения трубопроводов из стали ВНС-2 и титановые сплавы.

Специально для самолета был создан гидрокомплекс, рассчитанный на работу в условиях долгого действия больших температур.

Совокупность жизнеобеспечения самолета включает в себя совокупности кислородного обеспечения, кондиционирования воздуха и спецснаряжения экипажа. Кислородная совокупность складывается из двух газификаторов жидкого кислорода, регуляторов бортового унифицированного набора кислородных устройств.
Совокупность кондиционирования воздуха складывается из агрегатов трехступенчатого системы и охлаждения воздуха автоматического регулирования заданных параметров.
Главным видом снаряжения экипажа есть скафандр.

Радиоэлектронное оборудование самолета включает в себя два громадных комплекса: радиоэлектронный и навигационный.
Радиоэлектронный комплекс делает прицельного обнаружения пуска и задачи целей авиационных управляемых ракет, и задачи связи, обороны и разведки.

Аппаратура радиоэлектронного комплекса поделена функционально на четыре независимых совокупности:
-совокупность управления ракетами класса «воздушное пространство — поверхность»;
-совокупность разведывательного оборудования;
-совокупность радиосвязного оборудования;
-совокупность обороны самолета, включающую в себя средства личной и групповой защиты.

Навигационный комплекс снабжает постоянное определение расположения самолета в пространстве, выдачу навигационных данных в совокупность автоматического управления, выдачу нужной пилотажной информации экипажу, взаимодействуя наряду с этим с радиоэлектронным комплексом самолета.

Летно-технические характеристики первого экспериментального самолета «101».

Геометрические характеристики самолета «101» соответствовали чертям серийного самолета. На самолете «101» планировалось достигнуть предельных скоростных характеристик на высоте и у почвы, заданных для серийного самолета. Расчетные дальности полета у самолета «101», благодаря меньшего запаса горючего во внутренних баках самолета, были меньше заданных для серийного самолета.
Взлетные и посадочные веса самолета «101» были меньше, чем у серийного. Исходя из этого пробега и длины разбега на Б

Т-4 — ударно-разведывательный бомбардировщик-ракетоносец ОКБ Сухого

Увлекательные записи:

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны: