[ezup]

Ту-91 Бычок

	Разработчик: ОКБ Туполева
	Страна: СССР
	Первый полет: 1954
	Тип: Палубный бомбардировщик-торпедоносец

В начале 50-х годов в СССР в очередной раз в военно-политическом руководстве страны был поднят вопрос о создании отечественных авианосцев различного назначения.
Параллельно с созданием авианосцев планировалось разработать палубные истребители, штурмовики и бомбардировщики.
В мае 1952 г. было выдано общее техническое задание на проектирование палубного самолета-истребителя с турбореактивным двигателем, согласно которому для самолета оговаривались следующи& основные тактико-технические данные:

• максимальная скорость - 1000 км/ч;
• максимальная продолжительность полета - 2 ч; : практический потолок - 16 000 м;
• взлет и посадка при скорости корабля 20 узлов - без ускорителя, при малых ходах корабля - с ускорителем. При волнении на море свыше 5 баллов, на стоянке и при повреждении палубы - взлет при помощи катапульты.

Уже в конце мая (24 мая 1952 г.) министр авиационной промышленности М. В. Хруничев после первых оценок сообщал своему коллеге министру судостроительной промышленности В. А. Малышеву, что при наличии решения правительства МАП может разработать эскизный проект палубного истребителя в шестимесячный срок после получения задания и уточнения тактико-технических требований к самолету и что выполнение этого задания может быть поручено главному конструктору А. С. Яковлеву.
Палубный бомбардировщик и штурмовик поручалось спроектировать ОКБ, руководимому главным конструктором А. Н. Туполевым. У ОКБ Туполева к этому времени был небольшой теоретический задел по проектированию палубного тяжелого самолета. Еще в 1950 г. в бригаде проектов Б. М. Кондорского началась работа по палубному торпедоносцу-бомбардировщику. Самолет получил обозначение по ОКБ проект ╚509╩ (девятый проект 1950 г.). Согласно проекту самолет ╚509╩ должен был представлять собой летательный аппарат с двумя ТРД типа ВК-1, близкий по компоновочным решениям к самолетам ╚81╩ (Ту-14) и ╚82╩ того же ОКБ. Крыло самолета предполагалось сделать прямым, складывающимся по консолям. Взлет самолета, масса которого достигала 15 т, должен был производиться с помощью ускорителя при скорости хода авианосца 20 узлов, взлет с помощью катапульты не предусматривался. При проектировании машины ╚509╩ максимально учитывались условия эксплуатации самолета на авианосцах. В случае реализации проекта предполагалось получить следующие основные летные данные: максимальную скорость - 900 км/ч, дальность полета с бомбовой нагрузкой 1,5 т - 1500 км.
Работы по палубному торпедоносцу-бомбардировщику ╚509╩ не вышли из стадии аванпроекта, все внимание заказчика постепенно переключилось на следующий проект ОКБ - самолет ╚507╩ (седьмой проект 1950 г.), работы по которому параллельно проводились в бригаде Б. М. Кондроского. Речь шла о проекте палубного торпедоносца-бомбардировщика, штурмовика с одним турбовинтовым двигателем типа ТВ-2Ф (ТВ-2М) мощностью 6250 э. л. с. Для размещения на авианосце консоли крыла должны были выполняться складными. После предварительных проработок, решения общих вопросов аэродинамической компоновки и расчетов предполагаемых летных характеристик самолет был передан в бригаду С. М. Егера для дальнейшей более детальной проработки и увязки систем оборудования и вооружения.
В ходе проектирования в 1952 г. в ОКБ рассматривался проект самолета класса машины ╚507╩, но с двигателем ТВД типа ТВ-12 мощностью 12 000 э. л. с. и крылом с углом стреловидности по четвертям хорд 35*. Самолет должен был, по расчетам, выйти на скорости около 1000 км/ч и в какой-то степени стать конкурентом палубному истребителю, закладывавшемуся в ОКБ
A.С. Яковлева, сохраняя при этом бомбардировочно-штурмовые возможности проекта ╚507╩. Речь шла о создании универсального палубного самолета типа истребителя-бомбардировщика, способного выполнять широкий круг задач, возлагаемых на палубные самолеты. Габариты и масса подобного самолета должны были быть больше аналогичных, заложенных в проект ╚507╩, из-за значительно большей массы силовой установки. Работы по этому самолету не вышли из стадии технического предложения, и в дальнейшем к подобному варианту больше не возвращались.
Ведущим конструктором по проекту самолета ╚91╩ (именно такое окончательное обозначение по ОКБ получает новая машина) А. Н. Туполев назначил В. А. Чижевского, в прошлом одного из руководителей Бюро особых конструкций (БОК). Ведущими инженерами по самолету были назначены от бригады общих видов -- B.И. Богданов, от отдела оборудования - М. Г. Пинегин, от моторного отдела - А. М. Шумов. Неофициально по ОКБ новый проект окрестили ╚Чиж-Пин-Бог-15Ш╩ (первые три части - по фамилиям ведущих конструкторов, цифра 15 - серийное обозначение, следующее за Ту-14, ╚Ш╩ - штурмовик). В производство самолет ╚91╩ пошел как заказ 194. Все работы по ╚9Ь на начальном этапе проектирования самолета консультировал зам. главного конструктора П. О. Сухой, с 1949 по 1953 г. работавший в ОКБ А. Н. Туполева и имевший большой опыт проектирования штурмовиков с поршневыми силовыми установками.
К началу 1953 г. очередной всплеск интереса к авианосцам в СССР пошел на убыль, и авиация ВМФ меняет свои требования к самолету. Теперь речь идет о создании чисто сухопутного боевого летательного аппарата, предназначенного для действий на прибрежных театрах военных действий.
29 апреля 1953 г. вышло Постановление Совета Министров СССР ╧ 1138-470, по которому ОКБ А. Н. Туполева поручалось спроектировать и построить пикирующий бомбардировщик-торпедоносец ╚91╩. 1 июня 1953 г. командование авиации ВМС выдало ОКБ тактико-технические требования к пикирующему бомбардировщику-торпедоносцу с одним ТВД ТВ-2М. Согласно этим документам самолет ╚91╩ предназначался для бомбометания с пикирования по кораблям, военно-морским базам и береговым сооружениям; торпедометания по боевым кораблям и транспортам; как дополнительная задача: штурмовые действия по кораблям, транспортам, высадочным средствам и живой силе десанта, а также бомбометание с горизонтального полета.
Самолет ╚91╩ должен был выполнять взлеты и посадки днем и ночью и в сложных метеоусловиях с грунтовых аэродромов и аэродромов с ограниченными взлетными полосами. Выполнение боевых задач по нанесению торпедных и бомбовых ударов, а также штурмовых действий должно было осуществляться как одиночными самолетами, так и в составе группы в условиях сильного противодействия зенитной артиллерии противника.
Самолет ╚91╩ должен был удовлетворять следующим летно-тактическим требованиям:

• максимальная скорость на высоте 5000-7000 м - 800-830 км/ч;
• минимальная крейсерская скорость - 300 км/ч;
• практическая дальность с торпедой 45-36МАВ (1000 кг) и 7Я6-м остатком топлива - 2100 км;
• практический потолок - 11 000-12 000 м;
• максимальный угол пикирования - 70';
• длина разбега без ускорителей - 450-500 м;
• длина пробега - 400 м;
• масса минно-торпедной и бомбовой нагрузки - 1000-1600 кг;
• экипаж - 2 человека.

Наступательное и оборонительное пушечное вооружение оговаривалось:

• вперед - 2 х 23 мм по 100 снарядов или 2 х 30 мм по 70 снарядов;
• назад - кормовая подвижная установка 1 х 23 мм с 300 снарядами (углы обстрела - по горизонтали ╠45╟, вверх +55╟, вниз -30е);
• для контроля за результатами стрельбы - фотокинопулемет ФКП-2.

Самолет ╚91╩ должен был оборудоваться радиолокационной станцией ╚Курс╩ в подвесной гондоле под крылом; системой самолетного радиолокационного ответчика - запросчика (╚Хром╩-╚Никель╩ и ╚Узел╩); аппаратурой защиты хвоста ╚Гамма╩; радиостанциями типа РСБ-5, РСИУ-3; самолетным переговорным устройством СПУ-ЗР; системой слепой посадки ╚Материк╩; радиовысотомером малых высот РВ-2; автоматическим радиокомпасом АРК-5; аэрофотоаппаратом АФА-БА и другим оборудованием, стандартным для фронтовых самолетов начала 50-х годов.
Работы по самолету ╚91╩ шли в хорошем темпе, практически без серьезных сбоев и проблем. В сентябре 1953 г. была проведена макетная комиссия по самолету, на которой были решены основные вопросы с заказчиком по компоновке, размещению оборудования и вооружения. Опытный самолет ╚91╩ строился на заводе ╧ 156. В апреле 1954 г. самолет был закончен. Осенью ╚91╩-й был перевезен на ЖЛИ и ДБ (Жуковская летно-испытательная и доводочная база) и собран. Началась подготовка к заводским летным испытаниям. Для этого был назначен экипаж: летчик-испытатель Д. В. Зюзин и штурман-испытатель К. И. Малхасян. Руководство осуществлял ведущий инженер по испытаниям Г. В. Грибакин. В состав наземной команды, обеспечивающей испытания, входили: инженеры по вооружению М. А. Баженов, Р. А. Енгулатов, бортмеханик Л. И. Борзенков, бортпроводник А. А. Кузнецов, моторист А. А. Петров, слесари-вооруженцы В. Н. Николаев, Ф. А Башнин, инженеры по оборудованию Ю. С. Большаков, В. П. Еремин. От ОКБ в испытаниях участвовали: ведущий инженер В. И. Богданов, ведущий инженер по спецоборудованию М. Г. Пинегин, ведущий инженер по силовой установке А. Д. Рево, ведущие инженеры по вооружению Д. А. Горский, И. И. Третьяков, слесарь-каркасник А. А. Липшиков, слесари-вооруженцы В. А. Степанов, Н. А, Бакатин, В. Б. Карякин.
После всех отладок и наземных проверок в конце сентября 1954 г. летный экипаж начал осуществлять пробежки на самолете по взлетной полосе ЛИИ. На третьей пробежке летчик-испытатель Д. В. Зюзин сделал подлет на 2-3 м и радостный зарулил на стоянку. А. Н. Туполев после этого принимает решение на первый вылет.
2 ноября 1954 г. летчик-испытатель Д. В. Зюзин и штурман-испытатель К. И. Малхасян совершают на самолете ╚91╩ первый официальный полет. Первый этап заводских летных испытаний продолжается до 21 января 1955 г. В ходе этого этапа было выполнено 25 полетов общей продолжительностью 14 часов. В испытаниях принимали участие представители института ╧ 15 ВМС. Целью этих испытаний было:

• произвести: наземную и летную доводку самолета;
• определить основные летные характеристики;
• дать качественную оценку устойчивости, управляемости и маневренности самолета;
• дать предварительную летную, штурманскую и инженерную оценку самолета;
• оценить работу силовой установки;
• проверить возможность подвески на самолете бомбардировочного и минно-торпедного оружия.

На первом этапе испытаний пилотирование осложнялось тем, что очень неудачно была заложена система управления настройкой числа оборотов воздушных винтов. Двигатель ТВ-2М управлялся одним рычагом газа, причем каждому режиму соответствовала своя настройка числа оборотов винтов. Настроечное число оборотов винтов было тем выше, чем был выше режим, который задавал летчик сектором газа. Такая система нормально применялась до этого на поршневых винтовых самолетах. Но дело в том, что поршневой двигатель имеет быструю приемистость, и когда летчик давал газ, он одновременно и увеличивал настройку оборотов винтов и добавлял топливо. Поршневой двигатель очень быстро разгонялся, и процесс происходил с нарастанием тяги сразу после перемещения рычага управления двигателем. Турбовинтовой одновальный двигатель на Ту-91 обладал очень медленной приемистостью по сравнению с поршневыми двигателями. Дело в том, что на газотурбинном двигателе нельзя произвести очень большую подачу топлива для быстрого разгона двигателя, потому что это может привести к помпажу компрессора и срыву работы двигателя, а перестройку числа оборотов винтов летчик производил, передвигая сектор газа без всякого замедления. Дал газ летчик - винты уже настроились на более высокое число оборотов, а двигатель не спешит разгоняться. Винты управляются регуляторами, которые знают только одно: если действительные обороты ниже тех, которые являются настроечными по положению сектора газа, надо облегчать винт, уводить лопасти на меньшие установочные углы. После того как летчик переместил сектор газа для получения большей тяги, регулятор знал только одно: настройка высокая, обороты малы, значит, надо ╚облегчать╩ винт, и начинал ╚загонять╩ лопасти винта на малые углы, а это значит, что он их выводил в область, где винт не тянет, а, наоборот, тормозит. Резкая дача газа летчиком, например, на режиме, близком к посадочному, приводила к непредсказуемым последствиям. Предположим, что в конце захода на посадку летчик захотел бы уйти на второй круг и резко дал газ, система срабатывала так, что в процессе выхода двигателя на новый режим появлялась на несколько секунд большая тормозная сила, когда как раз нужна была положительная тяга. И если летчик, например, поддерживал при этом постоянную высоту полета, то скорость за счет торможения должна была упасть примерно на 40 км/ч, а так как в процессе захода на посадку скорость уже и так достаточно мала, машина может свалиться. Естественно, летчику приходилось опускать нос. А чтобы поддерживать постоянную скорость, ему пришлось бы потерять порядка 40 м высоты.
Реально в ходе испытаний были проверены:

• максимальные скорости по высотам;
• километровый расход топлива;
• данные по скороподъемности;
• практический потолок;
• взлетно-посадочные характеристики;
• поведение самолета при М = 0,76;
• прочность шасси при посадке самолета с макси-мально допустимой массой;
• поведение самолета при подвешенных бомбах и торпедах;
• режимы максимальных перегрузок; поведение самолета от минимальной скорости 300 км/ч до 670 км/ч (по прибору).

При определении летно-тактических данных самолет имел взлетные массы:

• максимальную массу с одной торпедой 45-36МАН - 14 800 кг;
• нормальную массу с одной торпедой 45-36МАН - 13 250 кг;
• максимальную посадочную массу - 13 350 кг.

В ходе испытаний были зафиксированы следующие максимальные скорости по высотам.

Высота, м	Боевой режим, км/ч	Номинальный режим, км/ч
0	672	650
2000	710	682
4000	740	710
6000	758	730
6500	760	733
7000	758	735
8000	740	720
С одной торпедой 45-36МАН
2380	695	665
8000	715	690

При взлетной массе 14 800 кг и одной торпеде характеристики скороподъемности были такими.

Высота, м	Вертикальная скорость,м/мин	Время набора высоты, мин	Приборная скорость, км/ч
0	13	-	-
2000	12,5	2,7	340
4000	11,2	5,5	335
6000	8,5	8,8	335
8000	5,0	14	335
Без торпеды
7000	10	8,8	350
8000	8,0	10,6	340
9000	6,1	13,0	ззо д.
10 000	4,2	16,3	320
11000	2,3	21,5	310
11600	0,5	27,5	305

Практический потолок при вертикальной скорости 0,5 м/с был зарегистрирован на уровне 11 600 м.
Практический потолок при взлетной массе 12 250 кг - 12 000 м.
Практическая дальность полета на высоте 8000 м при бомбовой нагрузке 1000 кг составила 2190 км.
Длина разбега при взлетной массе 13 500 кг - 645 м, длина пробега при посадочной массе 13 200 кг - 710 м.
По первому этапу летных испытаний самолета ╚91╩ было сделано заключение о том, что основные летные данные (за исключением максимальной скорости на высоте), а также возможности самолета по подвеске различных вариантов бомбового, минно-торпедного и реактивного вооружения соответствуют Постановлению Совета Министров СССР ╧ 1138-470 от 29.04.53 г. и тактико-техническим требованиям авиации ВМС от 1.06.53 г.

Наименование характеристики	Требования ПСМ N╟ 1138 - 470	ТГТАВ ВМС	Расчетные данные (ОКБ)	По результатам испытаний
Максимальная скорость, км/ч	800-830 (на высоте 5000- 7000 м)	800-830 (на высоте 5000- 7000 м)	800 (на высоте 8000 м)	760 (на высоте 6500 м)
Максимальная скорость у земли, км/ч			640	672
Минимальная скорость (приборная), км/ч	300	300	"	300
Практическая дальность с одной торпедой 45-36МАН, км	2100	2100	2160	2190
Практический потолок, м	11000- 12 000	11000- 12 000	11700	11600
Время подъема на высоту 8000 м с одной торпедой, мин			14,5	14,0
Нормальная бомбовая нагрузка, кг		1000	1000	1000
Максимальная бомбовая и минно-торпедная нагрузка, кг	1600	1600	1600	1600

На испытаниях был достигнут сравнительно малый расход топлива, что делало самолет ╚91╩ дешевым в эксплуатации. Например, в полете на дальность 2100 км с 1000 кг бомб ╚91╩-й расходовал 2700 кг топлива (для сравнения: при полете на ту же дальность Ил-28 требовалось 6400 кг).
Самолет, получивший положительную оценку на первом этапе испытаний, передали на второй этап испытаний, которые проводились уже совместно с заказчиком (заводские и государственные испытания). Эти испытания проходили с конца января 1955 г. по 22 апреля 1955 г. На данном этапе к работе подключались летчики-испытатели ГК НИИ ВВС майор Сизов и подполковник Алексеев. Испытания еще раз подтвердили высокие летно-тактические качества нового самолета. Была также проверена работа самолета с грунтовых полос. Во время заводских и совместных испытаний, с легкой руки наземного персонала, самолет ╚91╩ получает свое второе, неофициальное наименование - ╚Бычок╩. По результатам совместных испытаний самолет был рекомендован к серийной постройке.
Практически одновременно с работами по самолету ╚91╩ шли работы по доводке и испытаниям двигателя ТВ-2М, который являлся половиной от спарки - сдвоенного двигателя кузнецовской фирмы 2ТВ-2Ф. Один из двигателей этой спарки (которая применялась на первом экземпляре самолета Ту-95) явился основой нового специально разработанного для ╚91╩-й машины двигателя (ТВ-2М) очень оригинальной компоновки. Сам двигатель устанавливался в районе центра тяжести самолета, перед ним была кабина экипажа, слева сидел летчик, справа - штурман. Вал двигателя проходил между ними. В носу самолета был установлен двухступенчатый планетарный редуктор очень оригинальной схемы, в котором крутящий момент поровну делился между передним и задним винтами соосной пары. Эта схема редуктора была разработана в Ленинграде в моторном ОКБ В. Я. Климова. Компоновка с двигателем в центре фюзеляжа и вынесенным в носовую часть редуктором не была сама по себе новой. По такой компоновке была выполнена силовая установка американских самолетов Белл ╚Аэрокобра╩ и ╚Кингкобра╩. Но там двигатель устанавливался на свои узлы крепления, редуктор - на свои, и они соединялись приводным валом. А здесь же редуктор и двигатель были соединены между собой жестко трубой диаметром 220 мм, а внутри этой трубы проходил вал, и весь этот узел (редуктор и двигатель заводились отдельно, стыковка производилась уже на самолете) крепился к самолету в четырех точках: две цапфы впереди на редукторе и две - на самом двигателе. Такая схема, кстати, освобождала конструкцию самолета от восприятия крутящего момента двигателя, передаваемого на редуктор. Этот крутящий момент замыкался внутри жесткой системы: двигатель, соединительная труба, редуктор.
В последнее время появлялись материалы о самолете Ту-91 и в нашей, и в зарубежной печати. Очень часто отретушированные фотографии создавали превратное впечатление о компоновке самолета. Например, в одной иностранной статье и даже в журнале ╚Мир авиации╩ смотровые стекла в полу пилотской и штурманской кабин (а это были треугольные броневые стекла со скругленными углами, сквозь которые летчик и штурман могли иметь хороший обзор вниз) были приняты за входные отверстия воздухозаборников и соответственно отретушированы. Самолет получился просто непохожим сам на себя. Воздухозаборник был один, по центру, сразу за коком воздушного винта, ниже него, поднимаясь в форме латинской буквы S, он пересекался с трубой, соединяющей редуктор и сам двигатель. Канал воздухозаборника разделял кабину экипажа на два отсека - летчика и штурмана. Двигатель был одновальный, т. е. имелась жесткая связь вала турбины как с компрессором, так и с винтом. Сейчас чаще применяются двигатели со свободной турбиной привода воздушного винта, которая связана с газогенераторной частью двигателя только через газовый тракт. У нас же была жесткая связь, и обороты выходного вала для привода редуктора винта были те же, что и у компрессора. Двигатель позволял производить торможение винтом в любых условиях полета и на посадке для уменьшения длины пробега. Это было пассивное торможение (активное торможение - это когда винт устанавливается на отрицательные углы атаки и дается газ и этим тормозится), когда при вводе в режим торможения двигатель переводился на малый газ, на минимальный расход топлива, а лопасти винта переводились принудительно на малые установочные углы, при которых получались отрицательные углы атаки этих лопастей. Набегающий поток помогал как бы крутиться винтам, вращающиеся винты создавали ометаемой ими площадью большое лобовое сопротивление. В процессе пикирования при торможении винтом создавалась отрицательная тяга порядка 10 т, что позволяло стабилизировать самолет без увеличения скорости на оптимальных скоростях пикирования, без разгона.
Первые экземпляры двигателей, которые были установлены на самолете Ту-91 и на специальной летающей лаборатории для испытания силовой установки, имели системы для измерения крутящего момента, передаваемого на винты, и для измерения тяги винтов - как положительной на нормальных режимах, так и отрицательной на режимах торможения.
Эти системы были быстро и компетентно созданы в КБ Павла Александровича Соловьева в Перми (тогдашнем Молотове). Кроме того, на летающей лаборатории производились измерение и запись на осциллограф углов установки лопастей. При переходе с нормального рабочего режима в режим торможения лопасти винта проходили углы установки, на которых набегающий поток слишком интенсивно раскручивал винт. Надо было проходить эту зону интенсивной раскрутки от набегающего потока очень быстро, иначе могли быть достигнуты опасные с точки зрения прочности обороты. Дифференциальный редуктор, который разделял крутящий момент между передним и задним винтом, как любой дифференциал, обладал одной очень неприятной особенностью. Вообще дифференциал, как иногда шутят,- это устройство для передачи мощности из того места, где она может быть полезно использована, туда, где она может навредить, как на автомобиле, например. Поэтому и делаются самозапирающиеся дифференциалы. Вы знаете, что, когда одно колесо попадает на лед, оно начинает бешено раскручиваться. Вы даете газ, а второе просто не тянет, потому что исчезло сцепление по первому колесу. Так вот, если скорости перекладки лопастей переднего и заднего винтов были разные, то тот винт, который имел более низкие обороты, передавал отбираемую им от набегающего потока мощность второму винту и увеличивал его и без того высокие обороты. Чтобы этого не было, надо было добиться одинаковой скорости перекладки лопастей переднего и заднего винтов. Передний винт ╚сидел╩ на внутреннем вале редуктора, который проходил сквозь внешний вал редуктора, на который был надет задний винт. Перевод лопастей производился давлением масла. К заднему винту масло подавалось через один комплект вращающихся уплотнений с неподвижной части двигателя на вал заднего винта, а к переднему винту - через два комплекта уплотнений: сначала на выделенный для этого участок внешнего вала, а потом из внешнего вала во внутренний вал через другой комплект вращающихся уплотнений, причем здесь скорости относительного вращения были значительно больше, так как один вал вращался в одну сторону, другой - в другую. Утечки масла и потери давления поэтому были больше для переднего винта, и скорость перекладки его лопастей была меньше.
Пришлось очень много работать, чтобы добиться одинаковой потери давления на передний и задний винты и максимально близких скоростей перекладки лопастей переднего и заднего винтов.
Летающая лаборатория, где отрабатывалась силовая установка самолета Ту-91, была создана на базе самолета Ту-4 - четырехмоторного бомбардировщика с поршневыми двигателями. Вместо одного из поршневых двигателей был установлен специально для этого изготовленный экземпляр фюзеляжа самолета Ту-91. Вместо хвостовой части этого фюзеляжа стоял более короткий конический обтекатель.
На летающей лаборатории мы должны были испытывать работу силовой установки и доводить систему (практически пришлось ее заново создавать) торможения винтом в полете. При этом с тормозящего винта сходил сильно возмущенный поток воздуха. Мощный беспорядочный вихрь мог опасно влиять на оперение, в частности, на ту половину стабилизатора, которая находилась за экспериментальным фюзеляжем, установленным вместо одного из двигателей самолета Ту-4.
Силовая установка была еще ╚сырой╩. Например, оказалась недостаточной мощность откачивающих масляных насосов. Двигатель вместе с соединительной трубой переполнялся маслом, масло перегревалось. В Перми на испытательной станции это не было обнаружено из-за огромной емкости внешней, стендовой, масляной системы. Все это пришлось переделывать, но, во всяком случае, подошли к этапу, когда можно было испытывать систему торможения. Пилотировали летающую лабораторию во всех полетах летчики Зюзин и Алашеев.
С 14 по 17 октября 1954 г. были проведены наземные полигонные стрельбы реактивным вооружением. Оригинальная система ракетного вооружения, реактивные торпеды, реактивные орудия, контейнеры были первоначально проверены на стрельбу в воздухе на самолете Ту-14. Аналогичным образом проверялись и отрабатывались другие системы и агрегаты самолета.
После окончания этих испытаний самолет передали для совместных летных испытаний на боевое применение, которые проходили на аэродроме морской авиации в Феодосии до 29 июня 1955 г. В испытаниях участвовали как экипажи военных летчиков-испытателей, так и экипажи заводских летчиков-испытателей.
Летом 1955 г. самолет ╚91╩ был представлен руководству страны на одном из показов новой авиационной техники. Глава государства Н. С. Хрущев, увидев под крылом ╚91╩-го большое количество разложенных НУРСов, заинтересовался самолетом. Офицер, представлявший ╚Бычок╩, или от важного вида сановных особ, или еще по каким-то причинам, рассказывая о самолете, возьми да и оговорись о том, что самолет ╚91╩ заменяет тяжелый крейсер, вместо того чтобы сказать: ╚Залп НУРСов эквивалентен бортовому залпу тяжелого крейсера╩. Н. С. Хрущев реагирует на это мгновенно и говорит, что если это так, то зачем нам тяжелые боевые корабли, затем заявляет растерявшемуся офицеру и окружающим, что все, что ему рассказывают, - бред, и весьма нелестно характеризует туполевскую машину. А Хрущев продолжал : ╚А этот самолет, о, с пропеллером, о, и крыло-то прямое, куда нам в ж... такие самолеты нужны. Нет, вы меня поправьте, может быть, я не то говорю. А какая у него скорость?╩ - ╚900 километров в час╩. - ╚А куда нам в ж... такой самолет, нам сверхзвуковые самолеты еще нужны...╩. Все сопровождающие лица из ВВС, ВМС и МАП, как это было принято, одобрительно хихикают на замечания первого лица СССР и быстренько делают для себя вывод - самолету в серии и на вооружении не бывать. Этот эпизод стал прелюдией к закрытию работ по самолету ╚91╩.
Несмотря на все эти коллизии, весьма мало относящиеся к технике, испытания ╚Бычка╩ продолжались. Авиация ВМС, чтобы доказать еще раз всем, что самолет хороший и нужный, проводит еще одни летные испытания по дополнительной программе. Эти испытания были самыми большими и закончились в январе 1956 г. (выполнено 90 полетов общей продолжительностью 61 час).
Тем временем в ОКБ шли работы по подготовке серийного производства. Были отработаны чертежи с учетом требований серийного завода, построен планер предсерийного самолета с учетом специфики технологии массового производства. В недрах ОКБ готовились модификации самолета ╚91╩, предназначенные для противолодочной обороны, учебно-тренировочный вариант и самолет радиоэлектронного противодействия. Все эти работы должны были расширить диапазон применения ╚91╩-го, существенно увеличить серийное производство машин и тем самым снизить себестоимость самолета, а также предоставить авиации флота универсальную машину.
Опытный экземпляр самолета ╚91╩ летом 1956 г. был продемонстрирован на аэродроме Кубинка американской авиационной делегации, посетившей СССР с официальным визитом. Возглавлял делегацию генерал Н. Туайнинг. Помимо самолета ╚91╩ ей были показаны еще не летавшая ╚98╩-я машина и Ил-54. Все три самолета опытные, судьба двух из них была уже решена - в серию им не пойти (Ил-54 и ╚91╩).
В том же году на очередном показе авиационной техники ╚Бычок╩ еще раз попадается на глаза Н. С. Хрущеву. Машину по воздуху перегнали с одного из аэродромов, где она находилась подальше от глаз высокого начальства, решившего, что самолету не быть. Самолет имел весьма непарадный вид, пришел прямо с полигона, где бомбил и стрелял, а ╚навести марафет╩ не успели, так он и стоял закопченный и в подтеках масла. Хрущев на сей раз бросает всего лишь одну реплику: ╚Он еще здесь?╩ Всё. Судьба ╚91╩-го окончательно решается, через какое-то время тема закрывается. И это несмотря на отчаянные попытки руководства ОКБ и старшего военпреда завода ╧ 156 С. Д. Агавельяна спасти этот уникальный самолет. Уже началась переориентировка советских военных программ на ракетную тематику, шло сокращение вооруженных сил, флот лишался крупных боевых кораблей, и высшему армейскому и флотскому командованию было не до ╚Бычка╩. Перед ними стояли новые задачи выживания и приспосабливания к ракетно-ядерной доктрине конца 50-х - начала 60-х годов.
После поездки делегации Н. Туайнинга в СССР в западной авиационной прессе появляются приблизительные рисунки самолета ╚91╩. По спецификации НАТО он получил обозначение ╚Boot╩ - ╚Башмак╩, так как его там отнесли к классу легких бомбардировщиков для флота, что было вполне справедливо, поэтому кодовое обозначение начиналось на латинскую букву ╚В╩. Первая фотография ╚91╩-го появилась в западной печати где-то в начале 60-х годов. На фото самолет был в ракурсе 3/4 с правого борта, с подвешенными контейнерами НУРС. До начала 90-х годов это была единственная из опубликованных фотографий машины. На основании ее в течение почти 30. лет делались весьма приблизительные прорисовки самолета, в общих чертах дававшие представление о ╚Бычке╩.
После окончания работ по тематике самолет ╚91╩ еще какое-то время находился на стоянке ЖЛИ и ДБ, а затем вскоре в одну из предпраздничных уборок был ╚утилизирован╩ весьма своеобразным способом - по нему несколько раз проехал трактор. На этом живая история ╚Бычка╩ закончилась, и он остался только в воспоминаниях его создателей и в очень небольшом количестве чудом сохранившихся документов.
По своим летно-тактическим данным самолет ╚91╩ полностью соответствовал самолету поля боя, который при нормальном стечении обстоятельств, в случае его поступления в войска, мог бы с успехом конкурировать с небронированными истребителями-бомбардировщиками в варианте использования для непосредственной авиационной поддержки сухопутных и морских сил.
Опыт локальных войн 60-х годов заставил военных вернуться к концепции хорошо защищенного и сильно вооруженного, сравнительно нескоростного самолета. В это время кому-то пришло в голову, что такая машина, как Ту-91 может быть полезна. Эта вспышка интереса была очень кратковременной - поворошили документацию, поговорили о возможности установки более мощного двигателя (НК-12). На этом дело и кончилось так как это было сделано уже в 70-е годы, когда появились штурмовики Су-25 и А-10, в какой-то степени развивавшие идеи, заложенные в ╚Бычке╩.
Краткое техническое описание самолета ╚91╩
Общая концепция
Самолет ╚91╩ - двухместный пикирующий бомбардировщик-торпедоносец с одним ТВД типа ТВ-2М. Предназначался для действий с ограниченных взлетно-посадочных площадок в прибрежных районах, акваториях морей и океанов, окружавших СССР, по надводным кораблям и подводным лодкам противника, а также для отражения морских десантных операций.
В соответствии с этим самолет ╚91╩ мог выполнять:

• бомбометание с пикирования по подводным и малоразмерным целям;
• торпедометание по надводным кораблям;
• штурмовые действия по живой силе десанта и по высадочным плавсредствам;
• бомбометание с горизонтального полета по морским целям и целям во фронтовой полосе.

Ударное вооружение самолета, обеспечивавшее выполнение этих операций, размещалось на внешних узлах подвески под фюзеляжем и крылом. Система вооружения обеспечивала размещение 1200-1500 кг бомб в различных вариантах - трех реактивных торпед типа PAT-52 или одной обычной торпеды в низковысотном варианте типа 45-36МАН или в высотном варианте типа 45-36МАВ с парашютом. Предусматривалась подвеска авиационных морских мин массой 500 и 1500 кг.
Для обеспечения штурмовых действий в двух подвесных контейнерах могли размещаться восемь НУРС типа ТРС-212 или 36 штук ТРС-132, или 120 штук ТРС-85. Штурмовой удар одного самолета ╚91╩ по своей эффективности соответствовал бортовому залпу тяжелого крейсера с восьмью орудиями калибра 203,2 мм.
Для защиты экипажа от наземного огня передняя часть фюзеляжа, где находилась кабина экипажа, представляла собой бронекорпус, выполненный из сплава АПБА-1 толщиной от 8 до 18 мм. Сочетание стальной брони, алюминиевой брони и бронестекол позволило обеспечить необходимую защиту экипажа при очень малой массе брони (550 кг).
Главной особенностью самолета было использование ТВД типа ТВ-2М (эквивалентная мощность 6250 э. л. с, планировалось довести ее в будущем до 7650 э. л. с), установленного позади кабины экипажа. Редуктор, стоящий в носовой части фюзеляжа, приводился во вращение с помощью длинного вала, проходящего через кабину экипажа между рабочими местами летчика и штурмана. Редуктор вращал два соосных винта, крутившиеся в противоположные стороны. Забор воздуха к двигателю был сделан спереди снизу. Выхлопные газы выводились в стороны по бортам фюзеляжа через раздвоенное выхлопное сопло.
Интересным конструктивным элементом были основные стойки шасси, имевшие рычажную подвеску колес. При уборке ноги не только поворачивались вбок, убираясь в центральную часть крыла, но и поджимались при этом, занимая в убранном положении очень мало места. Учитывая сравнительно небольшие максимальные скорости, для самолета выбрали прямое крыло. Однако для уменьшения вредной интерференции и обеспечения необходимого объема центральной части крыла для размещения в ней шасси ей придали стреловидность по передней кромке 20╟.
Установка ТВД, малые удельные нагрузки на крыло и хорошие аэродинамические характеристики позволили получить большой эксплуатационный диапазон скоростей, хорошие взлетно-посадочные характеристики, дальность полета 2100-2350 км без наружных подвесок и 1600-1900 км при максимальной боевой нагрузке.
Самолет ╚91╩ был приспособлен для скоростного пикирования (скорость пикирования 700-750 км/ч) и для заторможенного с помощью воздушных винтов (скорость пикирования 500-550 км/ч). Заторможенное пикирование позволяло применять самолет на очень малых высотах с выходом на бреющий полет.
При небольшой взлетной массе и сравнительно малых размерах самолет ╚91╩ позволял решать очень важные тактические задачи непосредственной поддержки соединений армии и флота.
Конструкция планера.
Планер самолета - цельнометаллический моноплан с низкорасположенным крылом. Крыло самолета состояло из следующих основных частей: центроплана размахом 2,2 м, имеющего стреловидность в плане по передней кромке 19╟ 12'45" и поперечное V=0; двух отъемных частей крыла, имеющих стреловидность в плане 8╟1'30" и поперечное V = +5╟ 23' 30". Задняя часть крыла была занята по всему размаху закрылками и элеронами. Закрылки щелевые, выдвигавшиеся назад по дугообразным рельсам. Максимальный угол отклонения закрылков 40╟. Конструкция крыла выполнялась из сплава В-95 и Д16ТНВ.
Фюзеляж полумонококовой конструкции. В передней его части располагалась кабина экипажа, устанавливались двигатель, передняя стойка шасси, два топливных бака, масляный бак и всасывающий воздушный канал двигателя, идущий от носка фюзеляжа. В хвостовой части фюзеляжа размещались хвостовое оперение, кормовая дистанционная пушечная установка, выхлопные трубы двигателя, четыре топливных бака и основное оборудование.
В конструкцию кабины для защиты экипажа от осколков зенитных снарядов была введена бронеобшив-ка из плит толщиной от 8 до 16 мм из материала АПБА-1. Общая масса брони - 568 кг. В конструкции фюзеляжа широко применялось литье из магниевого сплава МА-5 (каркас фюзеляжа, крышки фонаря и несиловые детали конструкции), а также сплав В-95 и Д16ТНВ. Для установки и демонтажа двигателя сверху фюзеляжа имелся большой люк. В передней части имелись три специальных триплексных стекла в фонаре летчика и два специальных триплексных стекла внизу, справа и слева. Фонарь кабины экипажа выполнялся из органического стекла, кроме вышеуказанных триплексных стекол, с правой и левой откидными крышками.
Хвостовое оперение стреловидное. Угол установки стабилизатора можно было менять на земле. Рули высоты и поворота имели осевую компенсацию и триммеры.
Система управления самолетом жесткая. Проводка управления рулями высоты и направления двойная. Проводка управления элеронами двойная по фюзеляжу и одинарная по крылу. Триммер правого руля высоты имел тросовое управление и дублирующее электрическое. Триммер правого руля высоты был связан с системой автомата пикирования. Триммер руля направления имел электрическое управление и одновременно работал как флетнер. На правом и левом элеронах устанавливались флетнеры, кроме того, флетнер левого элерона мог работать как триммер от электромеханизма. Система управления самолетом оборудовалась механизмом стопорения рулей на стоянке. Управление закрылками осуществлялось при помощи винтовых подъемников шарикового типа, приводимых в действие через общую трансмиссию от электромеханизма.
Шасси самолета выполнялось по трехколесной схеме. Главные стойки шасси устанавливались на центроплане и убирались в него по размаху в сторону фюзеляжа. Размер основных колес 1050x300, давление в пневматиках 7 кг/см2. Передняя стойка шасси располагалась под кабиной экипажа и убиралась назад по полету. На передней стойке шасси устанавливались два колеса 570х 140 с давлением в пневматиках 6 кг/ см2. Для обеспечения маневрирования самолета на земле при рулежке передняя нога шасси была сделана управляемой от гидросистемы. В хвостовой части фюзеляжа имелась убирающаяся предохранительная пята. Управление уборкой и выпуском шасси гидравлическое, аварийный выпуск шасси воздушный от пневмосистемы.
Гидравлическая система самолета предназначалась для:

• управления поворотом передней ноги;
• управления тормозами колес;
• управления уборкой и выпуском шасси;
• управления выпуском и уборкой блоков реактивных снарядов.

Система работала от гидронасоса, установленного на двигателе, нормальное давление в системе было 80 кг/ см2.
От пневматической системы приводились в действие:

• системы пневмоперезарядки пушек;
• аварийный выпуск шасси;
• сброс крышек фонаря экипажа;
• установка глубины хода торпед PAT;
• управление кранами антиобледенительной системы.

Система питалась от компрессора, установленного на двигателе, рабочее давление в системе 150 кг/ см2.
Силовая установка самолета состояла из турбовинтового двигателя ТВ-2М с соосными трехлопастными винтами АВ-44 диаметром 4,4 м (разработки ОКБ-120);
Газотурбинная часть двигателя соединялась удлиненным валом с планетарным редуктором, приводившим в действие два соосных винта.
Топливная система самолета вмещала в себя до 3410 кг топлива (керосин Т-1). Топливо размещалось в шести фюзеляжных и центропланных мягких топливных баках. Смазка двигателя осуществлялась масляной системой. Маслорадиатор с воздухозаборником находился в левой части центроплана.
Противопожарная система самолета включала в себя систему заполнения топливных баков нейтральным газом, системы тушения пожара в отсеках топливных баков и системы тушения пожара в отсеках двигателя. Системы автоматические углекислотные.
Самолет оборудовался катапультируемыми сиденьями экипажа, которые обеспечивали вертикальную скорость покидания самолета 20-22 м/с при перегрузке 16. Кресла имели защитные шторки, предохранявшие лицо летчика и штурмана от воздушного потока.
Пилотажно-навигационное оборудование самолета состояло из:

• автоматического радиокомпаса АРК-5;
• дистанционного гиромагнитного компаса ДГМК-ЗМ;
• радиовысотомера малых высот РВ-2;
• электрического гирополукомпаса ЭГПК-48;
• двух авиагоризонтов АГИ-1; ;
• указателей скорости КУС-1200;
• указателей высоты ВД-17;
• вариометра ВАР-ЗО-3;
• навигационного индикатора НИ-50Б.

Радиосвязное оборудование самолета включало в себя:

• KB радиостанции РСБ-5;
• УКВ радиостанции РСИУ-3;
• самолетное переговорное устройство СПУ-5.

Радиолокационное оборудование самолета было таким:

• аппаратура опроса и опознавания ╚Узел╩;
• радиодальномер кормовой пушечной установки ╚Гамма╩;
• подвесная радиолокационная станция ╚Курс╩.

Системы самолета питались от двух генераторов постоянного тока типа ГСР- 12000В, в буфер к генераторам была включена аккумуляторная батарея 12САМ-25. Переменный ток обеспечивали два преобразователя ПО-1500, один основной, второй - резервный. Самолетная сеть выполнялась однопроводной.
Для контроля результатов бомбометания в хвостовой части фюзеляжа на качающейся установке монтировался аэрофотоаппарат типа АФА-БА/40Р.
Самолет оборудовался кислородной системой высокого давления. У летчика и штурмана имелись кислородные приборы типа КП-16 и парашютные приборы типа КП-23. Системы питались от шести баллонов, установленных в хвостовой части фюзеляжа.
Передние кромки крыла, оперения и воздухозаборники двигателя имели воздушно-тепловую противообледенительную систему с отбором горячего воздуха от компрессора двигателя. Передние смотровые стекла летчика и штурмана, а также нижние стекла оборудовались электрообогревом. Лопасти винтов защищались от обледенения жидкостной системой. На переднем смотровом стекле летчика стоял ╚дворник╩, на который подавался антифриз.
Пушечное вооружение самолета состояло из трех пушек ТКБ-495А (АМ-23). Две пушки для стрельбы вперед устанавливались в консолях крыла, боезапас - 200 снарядов на ствол. Управление огнем и прицеливанием с помощью прицела типа ПБП-6М производил летчик. Одна пушка размещалась в кормовой дистанционной установке с боезапасом 300 снарядов. Управление и прицеливание пушкой осуществлял штурман с помощью перископического прицела ПП-2 и дальномера ╚Гамма╩.
Бомбардировочное вооружение самолета обеспечивало наружную подвеску бомб различных калибров в нормальном варианте до 1040 кг, в перегрузочном - до 1500 кг. Как уже было сказано выше, помимо бомб предусматривались различные варианты минно-торпедной нагрузки. Под фюзеляжем по оси самолета на центральной балке подвешивались бомбы ФАБ-1500, БРАБ-1500, торпеды ТАН, МАН и МАВ, а также мины в габаритах 1500 кг бомбы.
Под каждой отъемной частью крыла на пилонах крепились балки в следующих двух вариантах:

• однозамковые балки для подвески ФАБ-500 или РАТ-52, или АМД-500;
• четырехзамковые балки под четыре бомбы ФАБ-100 или на две ФАБ-250. Балки этих двух вариантов могли подвешиваться под фюзеляж.

Бомбометание с горизонтального полета осуществлялось штурманом при помощи векторно-синхронного прицела типа ОПБ-11Р. Бомбометание с пикирования производилось летчиком, который прицеливался с помощью прицела ПБП-6М.
На самолете устанавливалось мощное реактивное вооружение. Одноразовые направляющие для неуправляемых реактивных снарядов соединялись группами и помещались в специальные контейнеры, имевшие обтекаемую форму. Два контейнера подвешивались на пилонах на каждую отъемную часть крыла. При переходе с одного калибра НУРС на другой производилась замена контейнеров. Варианты загрузки НУРС были описаны выше. Прицеливание и стрельбу реактивными снарядами вел летчик с помощью прицела ПБП-6М.

ЛТХ:

Модификация	Ту-91
Размах крыла, м	16.40
Длина самолета, м	17.70
Высота самолета, м	5.06
Площадь крыла, м2	47.48
Взлетная масса, кг
нормальная взлетная	12850
максимальная взлетная	14400
Тип двигателя	1 ТВД ТВ-2М
Мощность, э.л.с.	1 х 7650
Максимальная скорость, км/ч	800
Практическая дальность, м	2190-2350
Практический потолок, м	11000
Экипаж, чел	2
Вооружение:	три пушки ТКБ-495А (АМ-23) - две пушки для стрельбы вперед в консолях крыла, боезапас - 200 снарядов на ствол, и одна пушка в кормовой дистанционной установке с боезапасом 300 снарядов, Бомбовая нагрузка 1050-1500 кг - по оси самолета на центральной балке бомбы ФАБ-1500, БРАБ-1500, торпеды РАТ-52 или 45-36МАН или 45-36МАВ, мины в габаритах 1500 кг бомбы, На пилонах: в двух подвесных контейнерах НУРСы: 8хТРС-212 или 36хТРС-132 или 120хТРС-85, однозамковые балки для подвески ФАБ-500 или РАТ-52, или АМД-500; четырехзамковые балки под четыре бомбы ФАБ-100 или на две ФАБ-250.