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 |