Отечественные бомбардировщики 1945-2000

Проект авиапионно-ракетного комплекса с баллистической ракетой Р-13А

admin — Sat, 04 Sep 2010 16:00:53 +0000

Разработка морского ракетного комплекса для поражения береговых неподвижных целей была задана Постановлением СМ СССР от 21 августа 1956 года №1240-631. При проведении работ в СКБ-385 по морскому варианту ракеты Р-13 возникло предложение создать и ее авиационный вариант для оснащения тяжелых бомбардировщиков, переоборудованных в самолеты-носители авиационо-ракетного комплекса.
В варианте Р-13А ракета должна была иметь вспомогательную несущую систему - крылышки, которые в сочетании с оперением обеспечивали стабилизированный полет ракеты после ее отделения от самолета-носителя и выход на баллистическую траекторию в точку запуска двигателя. Ракету Р-13А на бомбардировщике предполагалось транспортировать на внешних узлах подвески.
Техническим заданием на морскую ракету и комплекс задавалась максимальная дальность полета ракеты при надводном старте - 450 км. В авиационном варианте Р-13 А должна была иметь вдвое большую дальность стрельбы.
Разработка авиационного варианта ракеты Р-13А не вышла из проектной стадии.
На базе технических решений по ракете Р-13 создавалась ракета Р-18 для сухопутных войск.
Комплекс Д-2 с ракетой Р-13 был принят на вооружение подводных лодок проектов 629 и 658 ракетный в 1960 году.
В 1958 году главным конструктором КБ-1 НИИ-1 МОП А.Д.Надирадзе, осуществлявшим руководство разработкой твердотопливных ракет, было предложено использовать в качестве носителя баллистических ракет сверхзвуковой бомбардировщик М-50.
Разработчик....................................СКБ-385,
ОКБ-156(?)
Тип комплекса .... авиационно-ракешый для
поражения наземных целей
Состояние: .................. работы прекращены
на стадии проекта Состав комплекса :
- самолет-носитель.....................................(.)
- ракета...............................................Р-13А
- наземное оборудование Самолет-носитель...........................тяжелый
бомбардировщик
Высота пуска, м....................... 10000-140001
Ракета Р-13А
Разработчик.................................... СКБ-385
Главный конструктор.............В.П.Макеев
Назначение.....модифицированная морская
БР, первого поколения, для стрельбы по наземным целям
Состояние..............проект 1956-1960 годов
Дальность стрельбы
максимальная, км ..........................900-12001
Максимальная скорость, м/с..................2050
Тип боевой части...................термоядерная,
моноблочная отделяемая в полете
Масса боевой части, кг: ............... 1600-1800
Система управления:...............инерциальная
Органы управления.......четыре поворотные
рулевые камеры сгорания
Тип старта воздушный за счет собственных
двигателей после
сброса с самолета-носителя
Число ступеней:.............................................1
Размеры, м:
- длина полная.......................................11,8
- макс, диаметр корпуса..........................1,3
- размах стабилизат.................................1,9
Стартовая масса, т:.................................13,70
Масса пустой ракеты, т........................... 3,77
Двигатель.........пятикамерный ЖРД С2.713
- разработчик....................................ОКБ-2
- Главный конструктор.............А.М.Исаев
- тяга в пустоте, тс.................................25.7
Горючее (тип)...............керосин Т-1 (ТГ-02)
Масса горючего, т.......................................2,2
Окислитель (тип)................АК-20 (АК-27И)
Масса окислителя, т...................................7,1
Пусковое горючее (тип).......................ТГ-02

Проект тяжелого бомбардировщика Т-4МС (изделие “200″)

admin — Thu, 02 Sep 2010 15:52:03 +0000

Аванпроект тяжелого бомбардировщика - самолета-носителя авиа-ционно-ракетного комплекса выполнен в 1969-1970 годах (в некоторых источниках указывается период выполнения работ по проекту - 1967-1972 годы) в соответствии с Постановлением СМ СССР от 28 ноября 1968 года о создании аванпроекта стратегического двухрежимного самолета.
Проект межконтинентального сверхзвукового стратегического бомбардировщика представлен на конкурс в 1972 году совместно с проектами ОКБ генерального конструктора А.Н.Туполева (ММЗ "Опыт") и ОКБ генерального конструктора В.М.Мясищева (ЭМЗ).
Т-4МС разрабатывался как единый самолет дальней и стратегической авиации. В первоначальном варианте была сделана попытка реализовать самолет Т-4МС в компоновочной схеме самолета Т-4М ("100И"). Окончательный облик самолета сложился к концу 1970 года. По результатам продувок моделей в аэродинамических трубах потребовалось доработать компоновку и до конца 1971 года было рассмотрено еще несколько вариантов с изменением конфигурации фюзеляжа (самое радикальное нововведение - была рассмотрена компоновка с горизонтальным оперением).
Продувки моделей Т-4МС в аэродинамических трубах ЦАГИ показали возможность реализации высоких значений аэродинамического качества как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета при использовании интегральной схемы типа "летающее крыло" с изменяемой в полете стреловидностью поворотных консолей крыла. Малая площадь поворотных консолей в сочетании с жестким несущим корпусом гарантировала возможность полета на больших скоростях у земли. Увеличение
аэродинамического качества на режимах дозвукового крейсерского полета достигалось отклонением механизации крыла на малые углы.
Основные комплексы радиоэлектронного оборудования и часть систем должны были быть отработаны на самолете Т-4.
Проект тяжелого бомбардировщика Т-4МС был признан лучшим на конкурсе 1972 года - проекты всех ОКБ были заслушаны на НТС МАП осенью 1972 года. Однако, в связи с загрузкой ОКБ генерального конструктора П.О.Сухого (ММЗ "Кулон") разработкой перспективного фронтового истребителя было предложено передать всю документацию по самолету в ОКБ генерального конструктора А.Н.Туполева (ОКБ от документации отказалось).
Основу аэродинамической компоновки самолета Т-4МС составляет крыло, состоящее из неподвижной части-центроплана (несущего корпуса), и двух поворотных консолей.
В центроплане размещаются кабина экипажа, приборные отсеки, отсеки вооружения, ниши опор шасси и основные топливные емкости самолета. По аэродинамической конфигурации центроплан представляет собой крыло малого удлинения, с профилями с относительной толщиной 6%, с деформацией срединной поверхности и круткой сечений, обеспечивающими самобалансировку самолета на режиме крейсерской скорости полета (М=3). Деформация и крутка распространяются и на поворотные консоли крыла.
Продольное управление самолетом на всех режимах полета осуществляется рулями высоты, расположенными на задней кромке центроплана между гондолами. Органами поперечного управления служат кренеры, расположенные на верхней поверхности поворотных консолей и с помощью параллелограмного механизма ориентируемые по потоку в процессе изменения угла стреловидности консольных частей крыла.
Для обеспечения путевой устойчивости и управления для самолета
выбрана двухкилевая схема с цельнопо-воротными килями, обеспечивающая более высокую эффективность на больших углах атаки и балансировку самолета при отказе двух двигателей.
Шасси нормальной трехточечной схемы с носовой опорой, для сокращения длины пробега введена система тормозных парашютов. Главные опоры шасси включают трехосные тележки с шестью тормозными колесами, на каждой из которых установлено по две шины, обеспечивающие эксплуатацию самолета и с грунтовых аэродромов.
Двигатели расположены попарно в двух мотогондолах, размещенных под центропланом. Мотогондолы имеют плоские регулируемые воздухозаборники с горизонтальным клином, разделенные перегородкой и работающие на один двигатель каждый.
В состав силовой установки входят системы: топливопитания двигателей, заправки топливом на земле и в воздухе, аварийного слива топлива, наддува топливных баков нейтральным газом, охлаждения двигателей, пожаротушения, защиты воздухозаборников от обледенения и попадания посторонних предметов. Основные топливные емкости самолета располагались в герметичных баках-отсеках центроплана.
На первом этапе силовая установка самолета должна была состоять из четырех двигателей РД36-41, на втором этапе планировалось установить четыре комбинированных двигателя К-101 со взлетной тягой 20000 кг каждый. Двигатели К-101 должны были обладать преимуществами турбореактивного двухконтурного двигателя на дозвуковом крейсерском полете и турбореактивного двигателя на разгоне и сверхзвуковых скоростях.
Экипаж самолета, состоящий из трех человек (первый и второй летчики, штурман-оператор), размещется в скафандрах (на случай разгерметизации кабины) в герметичной кабине, разделенной поперечной перегородкой на два отсека. В переднем отсеке установлены рядом два сиденья летчиков, за перегородкой в заднем отсеке у левого борта - сиденье штурмана-оператора. Конфигурация носовой части центроплана позволяет обеспечить обзор вперед и вбок на крейсерских режимах. Для улучшения обзора вперед-вниз планировалось применить специальные створки, обеспечивающие дополнительный обзор на режимах взлета и посадки.
Система автоматического управления в составе систем дистанционного управления и траекторного управления обеспечивает заданные характеристики устойчивости и управляемости, необходимые ограничения, предотвращающие непреднамеренный вывод самолета на опасные режимы. Система дистанционного управления - электрогидравлическая. В системе управления самолетом применены четырехка-нальные рулевые агрегаты и многоцилиндровые рулевые приводы.
Гидравлическая система самолета включает в себя три независимые гидравлические системы - две бустер-ные и одну общую, которая, также как и бустерные, состоит из трех независимых подсистем.
Система электроснабжения самолета переменным током стабилизированной частоты идентична системе самолета Т-4.
Аварийное спасение экипажа производится катапультными креслами, обеспечивающими безопасное покидание самолета на всех высотах и скоростях полета, включая режимы взлета и посадки.
Бортовое радиоэлектронное оборудование самолета состоит из следующих систем: навигационного, пилотажного, оборонно-прицельного комплекса, систем разведения, систем управления ракетами, радиосвязного оборудования, систем обороны самолета, вычислительного комплекса.
Для размещения различных видов вооружения - управляемых ракет класса "воздух-поверхность", авиабомб, мин-но-торпедного вооружения, разовых бомбовых кассет, контейнеров с аппаратурой разведки и обороны, на самолете организованы два внутренних отсека вооружения, снабженных теплоизоляцией и системой кондиционирования, обеспечивающих транспортировку и сброс вооружения на любых режимах полета самолета. Бомбы общей массой до 36000 кг размещались во внутренних отсеках, ракетное вооружение - между блоками двигателей на нижней поверхности несущего фюзеляжа и частично в бомбоотсеке.
Разработчик..........................ММЗ "Кулон"
Генеральный конструктор......П.О.Сухой
Главный конструктор.........Н.С.Черняков
Производство......................построен макет
Состояние...........проект 1969-1970 годов
Экипаж, чел...................................................3
Габаритные размеры, м:
- длина...................................................41,2
- размах крыла........................40,825 / 25,0
- высота (иа стоянке).............................8,0
Угол стреловиди. крыла, гр.........25-30-73,1
Площадь крыла, кв.м..................482,3-506,8
Массы, кг:
- взлетная......................................... 170000
- пустого самолета............................62300
- боевой нагрузки норм......................9000
- боевой нагрузки макс...... 36000 (45000)
Запас топлива, кг..................................97000
Тип двигателей........................................ТРД
Марка двигателей................................К-101
Тяга двигателей, кг.......................4 х 20000
Скорость, км/ч:
- максимальная........................ 3200(3500)
- максимальная у земли..................... 1100
- крейсерская на высоте 18000 м...... 3000
- крейсерская на средних высотах...... 900
- крейсерская у земли.......................... 850
Дальность полета, км:
- при полете у земли........................... 1200
- при скорости 3000 км/ч................... 7500
- при сверхзвуковой скор......9000-10000
- при дозвуковой скорости.............. 16000
Практический потолок, м...................24000
Длина разбега, м .................................... 1100
Длина пробега, м......................................950
Вооружение:
- ракетное.................................в вариантах
4 х Х-45
система наведения.....................АРЛГСН
дальность стрельбы, км..............до 1500
скорость полета, км/ч.............7000-9000
стартовая масса, кг......................до 4500
боевая часть.......кумулятивно-фугасная
24 х Х-2000
система наведения............................ИНС
дальность стрельбы, км...... 150 (до 300)
скорость полета................М>1 (около 2)
стартовая масса, кг................около 1000
боевая часть.................................ядерная

Проект тяжелого стратегического бомбардировщика М-18

admin — Sun, 29 Aug 2010 15:53:37 +0000

Разработка самолета-носителя стратегического назначения - работы по "Теме 18" - и ОКБ ЭМЗ были начаты по Приказу МАП №285 от 15 сентября 1969 года с использованием задела по "Теме 20" (проект самолета М-20).
Тяжелый бомбардировщик М-18 разрабатывался в развитие проекта сверхзвукового бомбардировщика
М-20 вариант IV.
Для организации работ на ЭМЗ с привлечением отраслевых НИИ и смежных организаций были выпущены Приказы МАП №134 от 17 сентября и №321 от 9 октября 1970 года.
Перспективный самолет должен был обладать большой дальностью полета на дозвуковой скорости с возможностями кратковременного полета на сверхзвуковом режиме на высоте около 20000 м или совершения полета на малых (300-500 м) высотах на дозвуковой скорости для прорыва зоны ПВО противника протяженностью до 2000 км. Результаты проектных работ по сверхзвуковому многорежимному самолету М-18 с крылом изменяемой стреловидности, выполнявшиеся на конкурсной основе по требованиям ВВС к тяжелому стратегическому бомбардировщику, были признаны лучшими среди аналогичных работ ОКБ ММЗ "Кулон" генерального конструктора П.О.Сухого и ОКБ ММЗ "Скорость" генерального конструктора А.С.Яковлева. Однако было принято решение: для дальнейших работ по сверхзвуковому бомбардировщику передать материалы проекта М-18 в ОКБ ММЗ "Опыт" генерального конструктора А.Н.Туполева. На это решение повлияли такие факторы как малочисленность воссозданного во второй половине 1960-х годов ОКБ В.М.Мясищева (бывшее ОКБ-23) и его загрузка проектированием многоразового космического корабля "Буран".
Разработчик.................................ОКБ ЭМЗ
Генеральный конструктор В.М.Мясищев
Состояние........................проект 1974 года
Экипаж, чел...................................................3
Габаритные размеры, м: - длина...........................................около 44
- размах крыла..............................около 42
- высота (на стоянке)...................около 10
Масса, кг:
- взлетная..............................около 150000
- боевой нагрузки...................около 15000
Тип двигателей.......................................ТРД

Проект межконтинентального стратегического авиационно-ракетного комплекса с МБР типа Р-29 МАРК 2-3

admin — Mon, 16 Aug 2010 16:01:44 +0000

В 1970-е годы КБМ под руководством В.П.Макеева совместно с ОКБ-156 и ОКБ-473 генеральных конструкторов А.Н.Туполева и О.К.Антонова предлагало использовать межконтинентальные морские ракеты и их модификации для создания авиаци-онноракетного комплекса на базе тяжелых самолетов большой грузоподъемности.
Использование таких ракет с самолетов при обеспечении воздушного старта давало возможность увеличения дальности полета и полезной нагрузки, при этом обеспечивалась высокая скрытность и малая уязвимость ракетного оружия при применении противником традиционных средств1.
В 1980-е годы предприятиями оборонной промышленности СССР выполнялась НИР "МАРК" в обеспечение создания ракетного комплекса воздушного базирования2.
Головной организацией по комплексу было КБМ, Генеральный конструктор И.И.Величко2.
В результате длительных исследовательских и проектных работ КБМ в 1990-е годы под руководством И.И.Величко вплотную приблизилось к практическому осуществлению самолетного старта МБР' и к реализации самолетного старта на основе исполь-зования серийных ракет и серийных самолетов-носителей из транспортной авиации. По проекту жидкостную ракету предлагалось установить на специальной тележке в грузовом отсеке самолета. На заданной высоте в расчетной точке старта ракета вытягивалась из самолета парашютной системой, стабилизировалась в вертикальной плоскости, после чего производился запуск основного двигателя и выход ракеты на траекторию1.
По информации, приведенной в публикации М.Первова "Отечественное ракетное оружие 1946-2000 гг.", авиационный ракетный комплекс МАРК создавался на базе морской МБР Р-29РМ.
В качестве основного самолета-носителя перспективной ракеты рассматривался тяжелый транспортный самолет Ан-124, на котором, по расчетам конструкторов, могло размещаться до двух ракет.
КБТМ проектировало наземное оборудование комплекса, эскизный проект был выполнен в 1988 году'. Тема МАРК была закрыта на этапе проекта. Финансовые трудности не позволили довести дело до конца.
Работы, проведенные по НИР "МАРК", стали основой при разработке проектов авиационных ракетно-космических комплексов "Аэрокосмос" с ракетами "Штиль-2А" и "Штиль-ЗА".

Опытный тяжелый бомбардировщик-ракетоносец Ту-95М-5 авиационно-ракетного комплекса К-95-26

admin — Sun, 15 Aug 2010 15:58:04 +0000

Планами создания и развертывания авиационно-ракетного комплекса К-95-26 в составе самолета-носителя Ту-95М-5 с двумя ракетами КСР-5 предполагалось проведение переоборудования 33 (или 36) бомбардировщиков Ту-95 и Ту-95М в носители крылатых ракет КСР-5, соответствующее Постановление СМ №104-36 было принято 13 февраля 1973 года.
Конструкторские работы велись с 1973 года. На заводе №18 в 1976 году один серийный самолет Ту-95М был переоборудован в опытный самолет Ту-95М-5. Устанавливались аппаратура подготовки ракет к пуску "Волга", РЛС "Рубин-1КВ".
Самолет Ту-95М-5 мог вместо ракет нести аналогичную по массе бомбовую нагрузку. В унифицированном хвостовом отсеке устанавливалась аппаратура РЭБ.
Летные испытания и отработка комплекса, проводившиеся с 1976 года, были прекращены в мае 1977 года в связи с выбором варианта модернизации -Ту-95 К-22 и началом работ по самолету-носителю Ту-95МС.
Ту-95М-5 после переоборудования с 1978 года использовался при проведении испытаний ракеты Х-55.
Разработчик......ОКБ-156 (ММЗ "Опыт")*
Генеральный конструктор .. А.Н.Туполев
Главный конструктор..........Н.И.Базенков
Изготовитель____завод №18, Куйбышев
Производство________опытный самолет
Состояние летные испытания проводились в 1976-1977 годах
Код НАТО...................................... (Bear-A )
Экипаж, чел...............................................8-9
Габаритные размеры, м: - длина...............................................46,17+
^jLi\ > -bJZ^:' \ | i_ —"—'i T~^—жзР
Опытный бомбардировщик Ту-95М-5
- размах крыла.................................... 50,04
- высота (на стоянке)........................... 12,5
Площадь крыла, кв.м............................283,7
Угол стреловидн. крыла, гр.............35-33,5,
Масса, кг:
- взлетная нормальная.................... 171000
- взлетная максимальная................ 182000
- посадочная.................................... 135000
- пустого самолета............................ 84300
- боевой нагрузки.........................до 12000
Запас топлива, кг.......88500-100000 (89530)
Тип двигателей........................................ТВД
Марка двигателей.........................НК-12МА
Разработчик.....................................ОКБ-276
Главный конструктор............Н.Д.Кузнецов
Изготовитель................................завод №24
Мощность двигателей, э.л.с:
- максимальная............................4х 15000
- номинальная.................................4 х 6500
(Н=11000 м, М=0,68)
Воздушные винты.............................АВ-60С
Скорость, км/ч:
- максимальная...............................910-920
- крейсерская..................................720-750
- взлетная............................................... 300
- посадочная.......................................... 270
Дальность полета, км:
- с грузом массой 6000 кг..................13200
- практическая....................................14960
- максимальная при испытаниях.......17000
Практический потолок, м.....................11900
Длина разбега/пробега, м..............2100/1540
Оборудование:
- РЛС......................................."Рубин-1КВ"
- сист. подготовки пуска ракет .... "Волга"
- стрельбовая РЛС............ПРС-1 "Аргон"
- сист. дальней навигации .... "Меридиан"
- сист. ближней навигации...........РСБН-2
- радиовысотомер............РВ-4М, РВ-25А
- радиокомпас.................................АРК-11
- станция предупреждения....."Сирена-2"
Вооружение:
- стрелково-пушечн.....Зх2х23-мм АМ-23
- ракетное....................................2х КСР-5
система наведения........ИНС с АРЛГСН
дальность стрельбы, км..............240-400
скорость полета, км/ч......................3200
стартовая масса, кг..................3950-4500
боевая часть.................................ядерная

роект авиационного ракетного комплекса “Агат”1 оперативно-тактического назначения

admin — Fri, 06 Aug 2010 16:02:03 +0000

Ракетный комплекс "Агат" создавался в Московском институте теплотехники под руководством главного конструктора А.Д.Надирадзе с 1979года в процессе поиска технического облика фронтового ракетного комплекса. Работы велись с целью замены ракетного комплекса "Темп-С" новым, создаваемым на базе наработок по комплексу "Эльбрус"'. Параллельно в коломенском КБМ под руководством С.П.Непобедимого разрабатывался ракетный комплекс "Волга".
В рамках проекта "Агат" создавалась унифицированная ракета высокой точности, для управления которой применялась бесплатформенная инер-циальная навигационная система, включающая лазерные гироскопы,
быстродействующие бортовые вычислительные машины и другую новейшую аппаратуру1.
Унификация конструкции ракеты предполагала возможность ее использования сухопутными войсками и в Военно-воздушными силами в нескольких вариантах, имевших минимальные различия в конструкции и комплектации.

Тяжелый бомбардировщик Ту-95МС (Ту-95МС-6, Ту-95МС-16, изделие ВП-021)

admin — Thu, 05 Aug 2010 15:59:28 +0000

Тяжелый стратегический бомбардировщик Ту-95МС - носитель крылатых ракет большой дальности создан на базе планера самолета ПЛО дальней зоны Ту-142.
Опытный самолет Ту-95МС был выпущен на Таганрогском машиностроительном заводе путем переделки серийного самолета Ту-142МК с двигателями НК-12МП в самолет-носитель крылатых ракет.
Первый полет на Ту-95МС выполнен в сентябре 1979 года.
При дозаправке в воздухе полетная масса самолета может достигать 190 т, дальность полета 18000 км, боевая нагрузка - 25 т.
На самолете Ту-95МС обеспечивается подвеска шести ракет Х-55 (общая масса боевой нагрузки из шести ракет Х-55 - 7800 кг) в бомбоотсеке на фюзеляжной многопозиционной катапультной установке МКУ-6-5У (в варианте Ту-95МС-6), дополнительно возможна подвеска четырех ракет Х-55 на двух (внутренних) подкрыльных пилонах, или десяти ракет Х-55 (восьми ракет Х-55М) на четырех пилонах (вариант Ту-95МС-16, общая масса боевой нагрузки - 20800 кг).
В ходе эксплуатации кормовую установку с пушками АМ-23 на самолетах Ту-95МС раннего выпуска заменили на установку УКУ-9К-502-11 с пушками ГШ-23 калибра 23 мм.
Серийное производство бомбардировщиков Ту-95МС велось на авиазаводе в Таганроге до 1983 года, после чего было передано на Куйбышевский (Самарский) авиазавод. В феврале 1992 года был принят Указ Президента России о завершении производства самолетов Ту-95МС. Мощности по производсту самолетов Ту-95МС на заводе в Самаре были свернуты в 1995 году.
Всего выпущен 31 самолет типа Ту-95МС-6 и 57 самолетов типа Ту-95МС-16.
На вооружении стратегической авиации СССР находилось 87 самолетов Ту-95МС.
Самолеты Ту-95МС с 1990 года дооснащаются средствами попутной разведки.
РЛС "Обзор-МС" для самолетов Ту-95МС была разработана в СКБ-1 НПО "Ленинец" под руководством главного конструктора Е.Ф.Бочарова.
Серийный выпуск РЛС осуществлялся Производством №1 НПО "Ленинец".
В настоящее время ВВС России имеют 28 самолетов Ту-95МС-6, 35 самолетов Ту-95МС-16. По договору СНВ-2 все бомбардировщики типа Ту-95МС находятся в строю в варианте Ту-95МС-6.
В 2000 году России были переданы три самолета типа Ту-95МС, из 23 имевшихся на вооружении у Украины (по публикации в газете "Известия от 10 октября 1997 г. - Украина обладала 21 самолетом).
Ремонт самолетов Ту-95МС осуществляется на заводе №360 в Рязани, ранее ремонт самолетов типа Ту-95МС производился и на авиаремонтном заводе в Белой Церкви.
В настоящее время в России ведутся работы по созданию плана модернизации парка самолетов типа Ту-95МС с целью продления ресурса планера самолета и введения в штатную номенклатуру нового вооружения.
Предполагается оснащение самолета новой БРЭО и высокоточными крылатыми ракетами нового поколения с ядерными и обычными боевыми частями,способными поражать малоразмерные и площадные цели на дальности до 5000 км, тактическими крылатыми ракетами. Самолет-носитель предполагается оснащать системами подвески ракетного вооружения, рассчитанными на 8 крылатых ракет большой дальности или до 14 тактических крылатых ракет.
Предполагается, что модернизированные бомбардировщики типа Ту-95МС сохранятся на вооружении ВВС России, по крайней мере, до 2010 года.
Два самолета Ту-95МС, принадлежащих ВВС Украины, предполагается переоборудовать в самолеты-разведчики для использования по программе "Открытое небо".

Авиационно-космический комплекс “Бурлак”

admin — Wed, 04 Aug 2010 16:03:23 +0000

Необходимость создания авиационно-космического комплекса обусловлена тем, что при ведении боевых действий противник может уничтожить или существенно ослабить орбитальную группировку разведывательных спутников и спутников системы предупреждения, а наземные стартовые комплексы космодромов могут быть выведены из строя.
Для запуска ракеты-носителя "Бурлак" применяется переоборудованный тяжелый бомбардировщик Ту-160СК.
После использования первая ступень ракеты-носителя "Бурлак" спускается на парашюте и пригодна для повторного использования, вторая -сгорает в атмосфере.
Для взлета самолета-носителя Ту-160СК с ракетой необходима взлетно-посадочная полоса длиной 3,5 км.

Проект авиационного стратегического ракетного комплекса “Кречет”

admin — Tue, 27 Jul 2010 16:02:18 +0000

В 1980-е годы предприятия оборонной промышленности СССР проводили НИР "Кречет" с целью создания ракетного комплекса воздушного базирования1. Головной организацией по НИР было КБ "Южное", генеральный конструктор В.Ф.Уткин'.
Принципиально новый АРК разрабатывался в 1983-1984 годах для повышения живучести и эффективности баллистических ракет в условиях ответно-встречного ядерного удара и с целью использования энергетических возможностей самолета-носителя2.
Ракета "Кречет-Р" комплекса имела маршевые твердотопливные двигатели. В качестве носителя ракет предполагалось использовать тяжелый бомбардировщик Ту-160К грузоподъемностью 50 т для транспортировки и запуска двух ракет со стартовой массой по 24,4 т. КБТМ проектировало для него наземное оборудование. В декабре 1984 года был разработан эскизный проект АРК3 и технической позиции для ракеты авиационного базирования "Кречет-Р".
Система управления ракеты -автономная, инерциальная с коррекцией от внешних источников информации: на навигационном участке полета носителя от астрокорректора уточнялось угловое положение командных приборов, а скорость и координаты ракеты-от спутниковой навигационной системы3. Ракеты предполагалось оснащать РГЧ с индивидуальным наведением шести боевых блоков и моноблочной

Проект гиперзвукового ударного самолета “230″ (Ту-260)

admin — Mon, 19 Jul 2010 16:06:38 +0000

В СССР в начале 1970-годов начались исследовательские работы по нескольким проектам гиперзвуковых ударных самолетов различного назначения и класса: межконтинентальные стратегические, фронтовые и т.д. В ОКБ прорабатывались два направления ударный самолет, рассчитанный на крейсерскую скорость М=4, и ударный самолет, рассчитанный на крейсерскую скорость М=6.
Проектирование первого для ММЗ "Опыт" ударного гиперзвукового самолета "230" (Ту-260) было начато в 1983 году под общим руководством А.А.Туполева и А.Л.Пухова. Эскизный проект был выпущен в 1985 году. В результате проведенных проработок из нескольких рассматривавшихся компоновочных схем в качестве базовой для проведения дальнейших работ была выбрана компоновка самолета-бес-
хвостки с треугольным крылом, близкая к проектам Ту-144 и Ту-244. В одном из вариантов силовая установка состояла из четырех комбинированных двигателей типа Д-80.
Конструкция самолета была спроектирована из жаропрочных материалов, выдерживающих длительный кинетический нагрев конструкции в полете при скоростях М=4 (продолжительность полета до 2, 3 ч). Системы жизнеобеспечения и терморегулирования обеспечивали нормальные условия работы в кабине экипажа, требуемую температуру в отсеках оборудования и вооружения.
Разработчик.............................ММЗ "Опыт"
Генеральный конструктор ... А.А.Туполев
Главный конструктор...............А.Л.Пухов
Ведущий по теме...................Ю.А.Фазылов
Состояние.........эскизный проект 1985 года
■(3)
Экипаж, чел........................................
Габаритные размеры, м:
- длина .............................................
- размах крыла................................
- высота (на стоянке).....................
Площадь крыла, кв. м........................
Массы, кг:
- взлетная максимальная.................180000
- пустого самолета....................................(.)
- полной нагрузки.....................................(.)
Запас топлива, кг.................................106000
Тип, марка двигателя.....комбинированный
ТРД/ПВРД, типа Д-80
Разработчик..................................................(.)
Тяга двигателя, кг:
- взлетный режим...............................4 х (.)
- номинальный режим........................4 х (.)
Скорость, км/ч:
- максимальная.........................................(.)
- максимальная у земли...........................(.)
- крейсерская на большой высоте.......М=4
- посадочная..............................................(.)
Дальность полета, км..................8000-10000
Практический потолок, м...........................(.)
Высота крейс. полета, м............25000-27000