Предыдущая Оглавление Следующая

Tu22049.jpg

Ту-22 в полете

Экипаж опытного «105А» в том трагическом полете столкнулся с технической проблемой, приведшей к катастрофе, теперь задачей ОКБ было в кратчайший срок разобраться в ее причинах, на основании исследований доработать машину и исключить возможность подобных случаев на серийных машинах, производство которых разворачивалось на заводе № 22 в Казани.

Уже 3 января 1960 г. вышел Приказ ГКАТ о назначении технической комиссии по расследованию катастрофы «105А» под руководством начальника ЦАГИ А.И.Макаревского. В ходе работы комиссии точную причину катастрофы определить не удалось, рассматривались различные возможные конструктивные предпосылки: прочность, флаттер и т.д. После проработки всего возможного спектра причин комиссия приняла предложение А.И. Макаревского о пяти наиболее возможных вероятных версиях, на основе которых, не зная точно истинной причины катастрофы, и необходимо было проводить доработки конструкции самолета.

Прочность, флаттер, динамическая нагрузка при резкой уборке газа при отключении форсажа на трансзвуковых скоростях, помпаж двигателей, отрыв щитков шасси - вот те исходные предпосылки катастрофы, которые стали основой для доработки самолета «105А».

Комиссия считала, что в этом наборе и скрывается роковая причина. Уже в феврале 1960 года начали оформлять решение по катастрофе, а после утверждения Акта приступили к доработкам конструкции, которые уже проводили на первых серийных самолетах Ту-22, первые экземпляры которых как раз в это время начали покидать сборочный цех завода № 22.

На основании сохранившихся материалов, и в частности материалов подготовки к первому вылету самолета «105 А», приводим его основные данные:

размах крыла

23,66 м

длина самолета

42,20 м

высота самолета на стоянке

9,50 м

площадь крыла без наплыва

151,23 кв.м

площадь крыла с наплывом

162,25 кв.м

площадь горизонтального оперения

40,00 кв.м

площадь вертикального оперения

22,01 кв.м

размах горизонтального оперения

10,00 м

поперечное V крыла

2,5 град

угол установки крыла

+ 1 град

стреловидность крыла по линии 1/4 хорд

52 град 14 мин 30 сек

колея шасси

9,12м

база шасси

14,36 м

взлетная масса

85000 кг

длина разбега на форсажном режиме с взлетной массой 85000 кг

1950 м

длина пробега с посадочной массой 53000 кг

1370-2500м

максимальная скорость  при полетной массе над целью 63000 кг

на максимальном режиме работы двигателей и высоте 5000 м

1175 км/ч

на форсажном режиме работы двигателей на высоте 11000 м

1510 км/ч

практическая дальность на крейсерской скорости 950 км/ч

5850 км

практический потолок в районе цели при полетной массе 63000 кг

на максимальном режиме работы двигателей

11700 м

на форсажном режиме работы двигателей

14700 м

бомбовая нагрузка

нормальная

3000 кг

максимальная

9000 кг

экипаж

3 человека

Предыдущая Оглавление Следующая