Пункт 2 постановления о принятии самолета на вооружение записан в следующей редакции: «…установить и выплатить в соответствии с положением о премировании, утвержденным Постановлением СМ СССР от 8 января 1966 г. за № 28-10, за разработку, испытания и освоение в серийном производстве самолета Ту-142 премию первой степени, системы «Беркут-95» – третьей степени…»
Подписано: Брежнев, Косыгин.
Третья и четвертая силовые установки
В приложении к Постановлению приведены следующие данные самолета: практическая дальность полета при взлетном весе 182 т с нагрузкой 5,5 т и 5% остатком топлива после посадки – 12 300 км.
Продолжительность барражирования при тех же весовых характеристиках на скорости 450 км/ч на удалении 4000 км – 4ч – 4ч20 мин. Максимальная скорость полета – 830 км/ч, потолок – 11 000 м.
При организации серийного производства в конструкцию самолетов внесли ряд доработок, улучшающих условия обитаемости экипажа, обзор из кабины летчиков и приведших к некоторому улучшению эксплуатационных характеристик. Всего в Куйбышеве было построено 18 самолетов, Начиная с 1975 г, серийное производство Ту-142 передали на Таганрогский авиационный завод. Все серийные самолеты последнего завода имели четырехколесные тележки основных шасси.
Хвостовая опора самолетов первых серий
Самолет Ту-142 и его оборудование
Самолет Ту-142 выполнен по нормальной аэродинамической схеме со стреловидным среднерасположенным крылом (35 град.) и однокилевым хвостовым оперением. Экипаж самолета – девять человек.
Планер самолета состоит из фюзеляжа, крыла, горизонтального и вертикального оперения и гондол двигателей, расположенных на крыле.
Фюзеляж типа монокок, состоит из продольного набора стрингеров, поперечного набора шпангоутов и гладкой работающей обшивки из дюралюминиевых листов толщиной от 1 до 4 мм. Снаружи листы анодируются, а изнутри покрыты грунтовкой. К фюзеляжу крепятся остальные части самолета. Технологически он состоит из пяти отсеков: носового фонаря, передней гермокабины, средней и хвостовой частей, задней гермокабины. Носовая часть фюзеляжа имеет обтекаемую форму, средняя его часть – цилиндрическая (диаметр 2,9 м), хвостовая – коническая. К последней крепится обтекатель кормовой пушечной установки.
Для размещения средств поиска и поражения подводных лодок и других грузов предназначены два обогреваемых от двигателей отсека в фюзеляже: первый – для торпед, бомб и буев, а второй – только для буев РГБ-1. Грузоотсеки закрываются двумя парами створок.
Поскольку самолет предназначался для полетов над морем, приняты специальные меры, обеспечивающие его покидание экипажем в случае аварийной посадки на воду. Для этого предусмотрены три аварийных люка в передней кабине и один в левом борту кормовой кабины. Предполагалось, что самолет будет способен продержаться на плаву не менее 15 мин. Рядом с аварийными люками передней кабины находится контейнер с двумя плотами ПСН-6А (плот спасательный надувной), а около аварийного люка кормовой кабины – контейнер со спасательной надувной лодкой ЛАС-5М.
Покидание самолета в воздухе из передней кабины экипаж производит через входной люк и нишу передней ноги шасси. Поворотом рукоятки крана осуществляется подача сжатого воздуха на механизм открытия входного люка и выпуск передней ноги шасси. Пол кабины приводится в движение гидромотором от трех гидроаккумуляторов, которые обеспечивают его работу в течение 50 с даже при отказе всех двигателей и выходе из строя электросистемы самолета. Покидание кормовой кабины производится через кормовой люк.
Относительно высокая тяговооруженность самолета (0,33-0Г 35 л. с./кг) и значительная удельная нагрузка на крыло (600 – 630 кг/м² ) позволили обеспечить высокие для самолета подобного класса крейсерские (обеспечивающие минимальный километровый расход топлива) скорости. При полетном весе 130 т на высоте 8000- 10 000 м она составила 770 – 820 км/ч (число М = 0,715 -0,74).
Передняя часть фюзеляжа, стойка передней опоры
На этих скоростях вследствие сжимаемости воздуха существенно ухудшаются аэродинамические характеристики самолета, развивается волновой кризис. Чтобы отодвинуть его начало, крыло и хвостовое оперение выполнены стреловидными в плане (угол стреловидности крыла по передней кромке 33,5 град.), отрицательное поперечное V равно 2,5 град.
Увеличение полетного веса не могло не сказаться на аэродинамических характеристиках. В связи с этим предполагалось оборудовать крыло предкрылками, но из-за существенного увеличения веса пошли по другому пути: профиль крыла самолета Ту-95РЦ модифицировали, отогнув носки и оттянув их вниз, что улучшило аэродинамическое качество, и километровый расход топлива на Ту-142 остался таким же, как на Ту-95РЦ несмотря на увеличение лобового сопротивления самолета за счет гондол шасси, обтекателя антенны и воздухозаборников РЛС «Беркут». Для устранения перетекания пограничного слоя вдоль верхней поверхности крыла установлены шесть специальных аэродинамических гребней. Для увеличения эффективности элеронов профили концевых частей крыла сделали более несущими.
Крыло самолета имеет кессонную конструкцию и состоит из пяти частей: центроплана, двух средних частей, на которых расположены гондолы двигателей, и главных ног шасси и двух отъемных (консольных частей).
Почти все крыло, за исключением центроплана, представляет собой кессон – бак из восьми отсеков. Размах крыла – 50 м.
На самолетах Ту-142 установили новые, выдвижные по потоку, разрезанные на две части гондолами стоек основных шасси щелевые закрылки с углами отклонения на взлете – 27, на посадке – 35 град.
Каждый элерон состоит из трех частей, снабжен внутренней компенсацией и флетнерами, работающими дополнительно как триммеры и управляемыми с помощью электромеханизмов.
Хвостовое оперение по сравнению с Ту-95РЦ доработано: установлен переставной стабилизатор увеличенной площади, отклоняемый на взлете и посадке, и рули высоты с самолета Ту-114, часть которых из-за кормовой пушечной установки отрезана. На концах стабилизатора появились обтекатели антенной системы «Арфа», состоящие из прозрачной части и металлического контейнера.
Силовая установка самолета состоит из четырех турбовинтовых двигателей НК-12МВ конструкции Н. Кузнецова с усиленными валами, новыми винтами разностороннего вращения АВ-60П серии 01 диаметром 5,8 м со скоростью вращения в полете 735 об/мин.
Мощность двигателя составляет 15000 эквивалентных лошадиных сил, вес – 3030 кг.
Запуск двигателей производится с помощью турбостартера ТС-бМ (впоследствии ТС-12М) и электросистемы, включенной в бортовую сеть самолета. Для запуска турбостартера служит электростартер Ст-12П.
Двигатели установлены в мотогондолах, прикрепленных к крылу. Крепление их имеет вид ферм, узлы которых через демпферы присоединены к гондолам.
Ту-142М на старте, аэродром авиации КСФ Кипелово
Самолет Ту-142М, нижняя часть фюзеляжа
Топливная система самолета Ту-95РЦ подверглась существенной переработке: мягкие крыльевые баки заменили на восемь кессонных, шесть баков из фюзеляжа демонтировали, оставив два мягких бака в центроплане и один в задней части фюзеляжа. Система состоит из четырех самостоятельных групп, каждая из которых предназначена для своего двигателя. Имеется четыре крана перекрестного питания. Топливо из кессонных баков расходуется в последнюю очередь.
Запас топлива на самолете составляет 84 800 кг. Предусмотрен аварийный слив, на который затрачивается 25-30 мин.
Самолет оборудован телескопическим приемником топлива – штангой, закрепленной консольно на носовой части фюзеляжа. Дополнительное оборудование универсальной системы заправки включает трубопроводы, систему откачки топлива из трубопроводов заправки, систему сжатого воздуха для управления работой приемником топлива и др.