Реферат: Ту-160

второго летчиков, за ними - штурмана и штурмана-оператора. Все члены экипажа

располагаются в катапультньк креслах К-36ДМ, позволяющих покидать самолет во

всем диапазоне высот полета, в том числе и на земле при рулении. Для

повышения работоспособности летчиков и операторов в длительном полете спинки

катапультных кресел снабжены подушками с пульсирующим воздухом для массажа. В

задней части кабины имеется туалет, малогабаритная кухня и откидная койка для

отдыха. Вход в кабину экипажа - через нижний люк со специального наземного

трапа-стремянки. Самолеты последнего выпуска оснащены встроенным трапом.

Непосредственно за кабиной последовательно расположены два унифицированных

отсека вооружения длиной по 1,9 м, оснащенные встроенными узлами для подвески

всей заданной номенклатуры авиационных средств поражения, системами подъема

вооружения, а также креплениями и установками электрокоммутационной

аппаратуры.

На торцевых и боковых стенках отсеков вооружения размещены различные агрегаты и

система управления створками.

Между отсеками расположена балка центроплана. В наплывной и хвостовой частях

самолета размещены топливные кессон-баки. В носовой негерметизированной части

наплыва находятся агрегаты систем кондиционирования и жизнеобеспечения.

Хвостовая часть планера - наиболее сложно нагруженный участок самолета (из-за

наличия больших деформаций в этой зоне) органически объединяет мотогондолы,

ниши шасси с отсеком вооружения и заднюю часть фюзеляжа. Здесь наряду с

конструкциями из титанового сплава применены сотовые трехслойные конструкции

из сплавов алюминия.

Для упрощения схемно-конструктивной завязки крыла и центральной части планера

разработана оригинальная и изящная конструкция, включающая «гребни», которые

представляют собой отклоняемые корневые части закрылков, синхронно

отслеживающие поворот консолей крыла и обеспечивающие отклонение до

максимальной их стреловидности. Установленные на мотоотсеках обтекатели

делают переходные зоны между агрегатами более плавными.

Хвостовое оперение выполнено по нормальной схеме с цельноповоротным

стабилизатором (стреловидность по передней кромке 44°), расположенным на 1/3

высоты вертикального оперения (для исключения воздействия струи двигателей).

Его конструкция включает кессоны с узлами поворота и сотовые трехслойные

панели из алюминиевых или композиционных материалов.

Киль, являющийся верхней частью вертикального оперения, цельноповоротный.

Поворотная часть киля имеет трапециевидную форму. Большая площадь поворотной

части обеспечивает хорошую управляемость самолетом на всех режимах полета.

Трехопорное шасси имеет носовую управляемую стойку и две основные стойки,

расположенные за центром масс самолета. Колея шасси - 5400 мм, база шасси 17

880 мм. Размер основных колес - 1260 х 485 мм, носовых - 1080 х 400 мм.

Носовая стойка шасси, расположенная под техническим отсеком в

негерметизированной нише (в которой расположен также люк для входа в

самолет), снабжена двухколесной тележкой с аэродинамическим дефлектором,

«прижимающим» струями воздуха к бетонке всякий мусор, препятствуя его

засасыванию в воздухозаборник (в дальнейшем самолет предполагается оснастить

также устройством защиты двигателей от попадания посторонних предметов,

использующим сжатый воздух от компрессора ТРДДФ). Стойка убирается поворотом

назад по полету.

Две основные стойки шасси с шестиколесными тележками крепятся непосредственно

на центроплане и убираются назад по полету в специальные отсеки- ниши. При

уборке стойки укорачиваются, что позволяет «вписать» шасси в отсеки

минимальных размеров. При выпуске основные стойки, раздвигаясь, смещаются на

600 мм во внешнюю сторону, что увеличивает колею шасси. Конструкция шасси

позволяет эксплуатировать бомбардировщик с существующих аэродромов без

проведения дополнительньх работ по усилению ВПП.

Спаренные многорежимные воздухозаборники установлены под передним наплывом

крыла. В отличие от других боевых самолетов четвертого поколения, на Ту-160

применены воздухозаборники внешнего сжатия с вертикальным, а не

горизонтальным клином (это полностью исключает взаимовлияние

воздухозаборников на работу двигателей).

В ходе серийного производства самолет подвергался ряду усовершенствований,

обусловленных опытом его эксплуатации. Так, было увеличено число створок для

подпитки двигателей на боковых стенках мотогондол, что повысило устойчивость

ТРДДФ и упростило управление двигателями. Замена ряда сотовых панелей с

металлическим заполнителем на углепластиковые панели позволила несколько

снизить массу конструкции. Верхние люки штурмана и оператора оснастили

перископами заднего обзора. Было доработано программное обеспечение ПРНК,

внесли изменения в гидросистему.

В ходе реализации многоэтапной программы снижения радиолокационной заметности на

обечайки и каналы воздухозаборников нанесли специальное графитовое

радиопоглощающее покрытие, радиопоглощающей краской на органической основе

покрыли носовую часть самолета, были реализованы меры по экранированию

двигателей. Сетчатые фильтры, введенные в остекление, позволили устранить

переотражение радиолокационного излучения от внутренних поверхностей кабины, а

также ослабить световой поток при ядерном взрыве.

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. Двухконтурный турбореактивный форсированный двигатель

(ТРДДФ) НК-32, созданный ОКБ Н.Д. Кузнецова, результат развития многорежимных

двигателей большой тяги, предназначенных для тяжелых сверхзвуковых самолетов

Ту-144 и Ту-22М. Двигатель серийно выпускается с 1986 г. в Самаре и

к середине 90-х гг. не имел мировых аналогов. Это один из первых в мире

серийных двигателей, при создании которых приняты меры по снижению

радиолокационной и ИК сигнатуры.

Компрессор ТРДДФ имеет трехступенчатый вентилятор, пять ступеней среднего

давления и семь ступеней высокого давления. Для уменьшения заметности

двигателя (а следовательно, и всего самолета) планируется придать первой

ступени компрессора роль своеобразного экрана, обеспечивающего минимальное

отражение достигающего двигатель радиолокационного излучения различного

диапазона (механизм снижения радиолокационной заметности двигателя его

разработчиками не раскрывается, однако можно предположить, что лопатки

компрессора, соответствующим образом профилированные, отражают

радиолокационное излучение на радиопоглощающее покрытие, нанесенное на стенки

воздухозаборника). Лопатки компрессора изготовлены из титана, стали и (в

контуре высокого давления) высокопрочного никелевого сплава. Масса

компрессора 365 кг, степень двухконтурности 1,4, степень повышения давления

(на взлетном режиме) 28,4.

Камера сгорания кольцевая, с испарительными форсунками, обеспечивающая

бездымное горение и стабильный температурный режим.

Турбина имеет одну ступень высокого давления (диаметр 1000 мм, температура

торможения газа 1357°С) с охлаждаемыми монокристаллическими лопатками, одну

промежуточную ступень и две ступени низкого давления.

Форсажная камера спроектирована с учетом снижения ИК излучения и обеспечения

минимального дымления.

Сопло - полностью регулируемое, автомодельное.

Система управления двигателем - электрическая, с гидромеханическим

дублированием. Ведутся работы по созданию цифровой системы управления с

полной ответственностью.

Длина ТРДДФ - 6000 мм, диаметр (по воздухозаборнику) - 1460 мм, сухая масса

3400 кг, максимальная бесфорсажная тяга 4 х 14 000 кгс (4 х 137,2 кН),

максимальная форсажная тяга 4 х 25 000 кгс (4 х 245 кН).

Двигатели размещены в мотогондолах попарно, разделены противопожарными

перегородками и функционируют полностью независимо друг от друга.

Для обеспечения автономного энергоснабжения на самолете установлена

газотурбинная ВСУ (размещена за нишей левой опоры основного шасси).

ОБЩЕСАМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ. Гидравлическая система самолета -

четырехканальная, с рабочим давлением 280 кг/см2.

Бомбардировщик оснащен аналоговой электродистанционной системой управления с

четырехканальным резервированием по каналам тангажа, крена и рыскания,

обеспечивающей оптимальные характеристики устойчивости и управляемости на

всех режимах полета. Реализован принцип «электронной устойчивости» с полетной

центровкой, близкой к нейтральной.

Управление самолетом по тангажу осуществляется при помощи цельноповоротного

стабилизатора, по крену - флаперонами и интерцепторами, по курсу -

посредством цельноповоротного киля.

Имеется автоматическая система ограничения и предупреждения о выходе на

предельные режимы.

Ту-160 оборудован системой дозаправки в воздухе типа «шланг-конус». В

нерабочем положении штанга убирается в носовую часть фюзеляжа в отсек перед

кабиной летчиков. Первоначально, когда самолеты-заправщики Ил-78 и 3М

оснащались системой дозаправки в воздухе с тяжелым конусом, на

бомбардировщике устанавливалась массивная «стреляющая» штанга, однако после

появления более легких конусов с 1988 г. на Ту-160 устанавливаются

облегченные штанги более простой конструкции. По настоянию ВВС рассматривался

также вариант оборудования самолета неубирающейся штангой, размещенной в

несколько приподнятой носовой части фюзеляжа (как на самолете 3МД), однако в

дальнейшем от такого решения отказались.

В качестве самолетов-заправщиков используются Ил-78 или Ил-78М.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ И ОБОРУДОВАНИЕ. Бомбардировщик оснащен

прицельно-навигационным комплексом (ПрНК), обеспечивающим автоматический полет

и боевое применение, включающим ряд систем и датчиков, позволяющих поражать

наземные цели вне зависимости от времени суток, региона и метеоусловий.

На самолете установлена сдублированная инерциальная навигационная система

(ИНС), астронавигационная система, система спутниковой навигации,

многоканальный цифровой помехозащищенный комплекс связи. Бортовой комплекс

обороны (БКО) позволяет обнаруживать и классифицировать РЛС ПВО противника

различных типов (размещенные на земле, самолетах и кораблях), определять их

координаты и подавлять мощными активными помехами или дезориентировать

ложными целями.

Навигационно-прицельная БРЛС «Обзор-К», установленная в носовой части фюзеляжа,

имеет параболическую антенну и способна обнаруживать крупные морские и наземные

радиолокационно-контрастные цели на удалении несколько сот километров.

Имеется оптоэлектронный бомбардировочный прицел «Гроза», обеспечивающий

бомбометание с высокой точностью в дневных условиях и при низком уровне

освещенности. В дальнейшем самолет получит лазерную систему подсветки

наземных целей, обеспечивающую применение корректируемых авиационных бомб

(КАБ) с лазерным полуактивным наведением с больших высот.

В хвостовом конусе размещены многочисленные контейнеры с ИК ловушками и

дипольными отражателями.

В крайней задней части фюзеляжа расположен теплопеленгатор, обнаруживающий

приближающиеся с задней полусферы ракеты и самолеты противника.

Общее число цифровых процессоров, имеющихся на борту самолета, превышает 100.

Рабочее место штурмана оснащено восемью ЦВМ.

Кабина летчиков оборудована стандартными электромеханическими приборами, в целом

аналогичными установленным на бомбардировщике Ту-22М3. Однако

управление самолетом осуществляется не при помощи традиционного для тяжелых

кораблей штурвала, а посредством ручки управления «истребительного» типа

(появлению ручки управления самолет Ту-160 во многом обязан командующему ДА

В.В. Решетникову, много сделавшему для того, чтобы убедить многочисленных

«консерваторов» в пользе ее применения на тяжелом бомбардировщике). В

перспективе предполагается переоснащение бомбардировщиков более современной

авионикой.

ВООРУЖЕНИЕ. В двух внутрифюзеляжных грузоотсеках может размещаться

различная целевая нагрузка общей массой до 40000 кг. Она включает широкую

номенклатуру управляемых ракет, корректируемых и свободнопадающих бомб, а также

других средств поражения как в ядерном, так и в обычном снаряжении, что

позволяет использовать самолет практически против всех типов наземных и морских

целей.

Стратегические крылатые ракеты Х-55 (12 единиц на двух многопозиционных

ПУ барабанного типа) предназначены для поражения стационарных целей с заранее

заданными координатами, ввод которых осуществляется в «память» КР перед вылетом

бомбардировщика. Противокорабельные варианты КР имеют радиолокационную систему

самонаведения.

Для поражения целей на меньшей дальности в состав вооружения могут входить

аэробаллистические гиперзвуковые ракеты Х-15. Поскольку вариант с 24

ракетами на четырех пусковых установках так и не был доведен, Ту-160 может

нести только 12 ракет Х-15 в двух МКУ.

Бомбовое вооружение Ту-160 рассматривается как оружие «второй очереди»,

предназначенное для поражения целей, сохранившихся после первого, ракетного

удара бомбардировщика. Оно также размещается в отсеках вооружения и может

включать корректируемые бомбы различных типов, в том числе самые мощные

отечественные боеприпасы этого класса серии КАБ-1500 калибром 1500 кг. Самолет

может оснащаться также свободнопадающими бомбами (до 40000 кг) различного

калибра (в том числе и ядерными), разовыми бомбовыми кассетами, морскими минами

и другим вооружением. В перспективе состав вооружения бомбардировщика

планируется существенно усилить за счет введения в его состав высокоточных

крылатых ракет нового поколения (Х-555 и Х-101), имеющих

увеличенную дальность и предназначенных для поражения как стратегических, так и

тактических наземных и морских целей практически всех классов.

Описание
Конструкция		ОКБ им.А.Н.Туполева
Обозначение		Ту-160 («160»)
Обозначение НАТО		BlackJack
Тип		Стратегический ракетоносец-бомбардировщик
Первый полет		18 декабря 1981
Экипаж, чел		4
Геометрические и массовые характеристики
Длина самолета, м		54,1
Размах крыла, м	x = 20 град	55,7
	x = 65 град	35,6
Высота самолета, м		13,2 (13,1)
Площадь, м2	базового крыла при x = 20°	293,15
	крыла при x = 20°	400
	крыла при x = 65°	360
	поворотной части крыла при x = 65°	189,83
Взлетная масса, кг	максимальная	275000
	нормальная	267600
	с аэродрома 1 класса	185000
Масса пустого самолета, кг		110000
Масса топлива, кг		148000
Силовая установка
Число двигателей		4
Двигатель		ДТРФ НК-32
Тяга двигателя, кгс (кН)	максимальная	14000 (137,2)
	форсажная	25000 (245,7)
Удельный расход топлива, кг/кгс*час	на дозвуке	0,72-0,73
	на сверхзвуке	1,7
Летные данные
Максимальная скорость полета, км/ч (М=)	на высоте	2000 / 2200
	у земли	1030
Посадочная скорость (при посадочной массе 140000-155000 кг), км/ч		260-300
Максимальная скороподъемность, м/с		60-70
Практическая дальность полета, км	с нормальной нагрузкой	13200
	с максимальной нагрузкой	10500
Продолжительность полета, ч		15
Практический потолок, м		15600 (16000)
Максимальная эксплуатационная перегрузка		2,5
Длина разбега (при максимальной взлетной массе), м		2200
Длина пробега (посадочная масса 140000 кг), м		1800
Вооружение
Крылатые ракеты		12 Х-55
Аэробаллистические ракеты		12 (24) Х-15
Бомбовая нагрузка, т	нормальная	9
	максимальная	45 (40)

авиационно-ракетный комплекс

В 1980-е годы предприятия оборонной промышленности СССР проводили НИР

«Кречет» с целью создания ракетного комплекса воздушного базирования.

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-

носителя.

Ракета «Кречет-Р» комплекса - малогабаритная двухступенчатая МБР 4 поколения.

Она имела маршевые твердотопливные двигатели на смесевом топливе. На боевой

ступени использовалось жидкое монотопливо.

В качестве носителя ракет предполагалось использовать тяжелый бомбардировщик

Ту-160К грузоподъемностью 50 т . Он осуществлял транспортировку и запуск двух

ракет со стартовой массой по 24,4 т. Досягаемость комплекса по дальности с

учетом дальности полета самолета-носителя более 10000 км.

КБТМ проектировало для него наземное оборудование. В декабре 1984 года был

разработан эскизный проект АРК 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 системы. Органами управления

первой ступени служили аэродинамические рули, второй - поворотное управляющее

сопло.

Ракеты предполагалось оснащать РГЧ с индивидуальным наведением шести боевых

блоков и моноблочной ГЧ с комплектом средств, предназначенных для преодоления

ПРО противника. Работы по теме «Кречет» были прекращены в середине 1980-х

годов.

Описание
Конструкция		АНТК им.А.Н.Туполева	КБ "Южное"
Обозначение		Ту-160К	«Кречет-Р»
Тип		самолет-носитель	малогабаритная МБР
Проект		1983-84
Экипаж, чел		4	-
Геометрические и массовые характеристики
Длина, м		54,1	10,7
Макс. диаметр корпуса, м			1,6
Масса боевого оснащения, кг			1400
Взлетная масса, кг	максимальная	275000
	нормальная	267600	24400
Силовая установка
Число двигателей		4
Двигатель		ДТРФ НК-32	РДТТ
Тяга двигателя, кгс (кН)	максимальная	14000 (137,2)
	форсажная	25000 (245,7)
Летные данные
Максимальная дальность пуска, км		10000	7500
Вооружение
МБР		2
Виды БЧ			РГЧ ИН 6 бл.
			моноблочные
Точность стрельбы, м			600

Ту-160CК («Бурлак-Диана»)

авиационно-космический комплекс

Необходимость создания авиационно-космического комплекса «Бурлак» была

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.

Разработка комплекса велась с 1991 г. МКБ «Радуга», ОКБ МЭИ и ОКБ им.

А.Н.Туполева на базе самолета Ту-160 и научно-технического задела

по авиационным и ракетным системам.

Концепция системы «Бурлак» аналогична реализованной в проекте «Пегасус»

американской компанией «Орбайтл Сайнсиз».

Для запуска двухступенчатой ракеты-носителя «Бурлак» применяется

переоборудованный тяжелый бомбардировщик Ту-160СК. Для запуска планировалось

использовать базовый прицельный комплекс Ту-160 с возможностями адаптации под

задачи запуска ракеты «Бурлак».

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.

Радиус запуска КА от аэродрома базирования 5000 км. В составе системы создается

командно-измерительный комплекс на базе самолета Ил-76СК.

Средства подготовки ракеты и комплекса автономны, мобильны и обеспечивают

оперативный запуск целевой нагрузки.

В перспективе на базе ракеты «Бурлак» предполагалось создать новую ракету-

носитель «Бурлак-М». На первой ступени «Бурлак-М» будет применен

гиперзвуковой воздушно-реактивный двигатель.

В этом варианте масса полезной нагрузки по сравнению с комплексом «Бурлак» по

расчетам должна возрасти в 1,5 раза.

Ввод системы в эксплуатацию планировался в 1998-2000 гг.

В дальнейшем по программе конверсии проект авиационно-космического комплекса

«Бурлак» был переориентирован на вывод на орбиту «малых» спутников для

создания системы связи, спутниковой навигации, контроля, поиска полезных

ископаемых и т.д. Экологически чистый, экономичный, мобильный и оперативный

комплекс «Бурлак» обеспечивает вывод на любую заданную орбиту космических

аппаратов как для создания многоспутниковых систем, так и для их поддержания

в рабочем состоянии, с заменой выработавших ресурс или вышедших из строя

спутников.

Применение комплекса Ту-160СК обеспечивает:

• формирование любой плоскости околоземной орбиты спутника;

• пуск из любой точки земли, в том числе с экватора;

• независимость пуска от времени суток и погодных условий;

• повышение безопасности запуска, так как запуски могут проводиться вдали от

  населенных пунктов при минимальных зонах отчуждении;

• возможность запуска коммерческого спутника с территории

  государства-заказчика;

• максимальное сохранение

  научно-технических секретов.

Технически использование самолета-носителя Ту-160 в качестве 1-й ступени для

запуска космических ракетных разгонщиков ИСЗ «Бурлак» дает возможность:

• уменьшить начальную массу космического разгонщика;

• исключить вертикальный участок траектории с обеспечением начальной скорости

  ракеты 220-500 м/с (М= 0,8-1,7) на высотах 9-13 км;

• устранить

  необходимость содержания и обслуживания дорогостоящих стартовых

  комплексов.

В состав авиационно-космического комплекса «Бурлак» входят самолет-носитель

Ту-160СК, космический разгонщик «Бурлак», самолетный командно-измерительный

пункт Ил-76СК и комплекс средств наземного обслуживания и обработки информации.

Носитель «Бурлак» проектируется МКБ «Радуга». Масса этого двухступенчатого

носителя составит 32 т, длина - 22 м. «Бурлак» стартует уже за пределами

самых плотных слоев атмосферы - с высоты 9-11 км или 12-13 км с достаточно

высокой начальной скоростью М=0,8 или М=1,7 (в зависимости от высоты старта).

Эти условия обеспечивают вывод на орбиты высотой 200-1000 км грузов массой

600-800 кг (полярные орбиты) или 840-1100 кг (экваториальные орбиты).

Минимальная стоимость предварительных работ оценивается в 160 миллионов

долларов. Стоимость одного коммерческого запуска - 2,5 миллиона долларов. При

этом стоимость вывода на орбиту 1 кг груза находится в пределах 6000-8000

долл.

Первоначально программа была чисто российской, но вскоре с ней познакомилась

германская фирма OHB-System из Берлина. Совместно с российской ассоциацией

«Бурлак» (кроме АНТК имени Туполева и МКБ «Радуга», в нее вошли ЦАГИ, ЛИИ, ОКБ

МЭИ и др.) OHB-System выполнила по заказу немецкого космического агенства DARA

две фазы углубленных исследований, которые продемонстрировали не только

техническую реализуемость проекта, но и подтвердили его хорошие экономические и

коммерческие перспективы. В целях дальнейшего практического осуществления

проекта российские и германские фирмы договорились о создании совместного

предприятия для организации работ по программе.

В 1994 г. российско-германский проект, получивший название «Бурлак-Диана»

(Burlak-Diana), был представлен на авиашоу в Сингапуре.

Но после первого немецкого взноса в 600 тысяч дойчмарок, которые растворились

в иномарках и саунах, сотрудничество приостановлено. Работа по проекту

«Бурлак» и его модификациям продолжается сейчас только за счет энтузиазма

сотрудников и нового руководства АНТК им. А.Н.Туполева. По словам заместителя

генерального директора АНТК Юлия Каштанова, разработка носителя продвинулась

достаточно далеко, несмотря на недостаточное финансирование.

В 1995 году самолет Ту-160 0401 с макетом космического разгонщика «Бурлак»

был представлен на Парижском авиационном салоне и вызвал огромный интерес у

специалистов и публики. В 1997 г. Ту-160 с макетом «Бурлака» был показан на

МАКС. Модели основных элементов комплекса были представлены на МАКС-99.

Помимо проблем с финансированием реализации проекта «Бурлак» препятствует и

жесткая конкуренция со стороны отечественных фирм, стоящих перед

необходимостью тем или иным способом избавляться от огромного арсенала

стратегических ракет и выбирающих, разумеется, вариант их уничтожения путем

запуска в космос.

Своеобразным продолжением проекта «Бурлак» можно назвать

американо-украино-российскую программу High Altitude Air Launch (НААL), которая

в варианте «2001» предусматривала использование в качестве носителя

самолёт Ту-160, а ракеты-носителя - одну из уже существующих ракет массой от 20

до 50 тонн с выводом в космос полезной нагрузки от 400 до 1 500 кг.

Описание
Конструкция		ассоциация «Бурлак»
Обозначение		Ту-160СК
Тип		авиационно-космический комплекс
Проект		1991-95
Экипаж, чел		4
Геометрические и массовые характеристики
Длина, м		54,1
Взлетная масса, кг	максимальная	275000
	нормальная	267600
Силовая установка
Число двигателей		4
Двигатель		ДТРФ НК-32
Тяга двигателя, кгс (кН)	максимальная	14000 (137,2)
	форсажная	25000 (245,7)
Летные данные
Практическая дальность полета, км		11000
Скорость пуска, км/ч (М=)	Н=9-11 км	(0,8)
	Н=12-13 км	1700 (1,7)
Высота орбиты РН, км		200-1000
Вес ПН, кг	полярные орбиты	600-800
	экваториальные орбиты	840-1100

Источники информации:

1. Авиация и космонавтика № 4.2000, 8.1999

2. «Бомбардировщики» / В.Ильин, М.Левин, 1997 /

3. На пути к стратегическому носителю / Вестник авиации и космонавтики №

5-6 1998 /

4. Ту-160 / Вестник воздушного флота № 2 1997 /

Страницы: 1, 2, 3