Д.Г.Пикуленко. Однако через десять дней испытания прервали по причине выхода из строя двигателя из-за разрушения нагнетателя. После установки нового мотора АМ-39 №45306 испытания возобновили 15 сентября.
Максимальная скорость на номинальном режиме работы мотора составила 606 км/ч на высоте 2700 (первая граница высотности) и 668 км/ч на высоте 6800 м (вторая граница высотности). Высоту 5000 м самолет набирал за 6,3 мин. Практический потолок составил 11000 м. Однако определить летные характеристики истребителя И- 220 на боевом режиме военные испытатели не успели, так как 26 сентября испытания И-220 №01 были прекращены по просьбе главного конструктора А.И.Микояна.
Тем не менее, несмотря на прекращение испытаний, истребитель И-220 с мотором АМ-39 получил хорошую оценку, так как на нем были устранены практически все основные недостатки. Винтомоторная группа работала вполне удовлетворительно. Системы охлаждения воды, масла и воздуха, поступающего в карбюраторы, в целом обеспечивали нормальные температурные условия на режимах максимальной скорости и скороподъемности. До практического потолка самолета поддерживалось нормальное давление масла и бензина. Кроме того, при полетах до практического потолка выброс масла из-под вала редуктора мотора не наблюдался. Также не было выявлено и сваливание самолета на правое крыло при посадке.
К моменту прекращения государственных испытаний И-220 №01 уже полным ходом шли испытания истребителя И-225 с мотором АМ-42Б и турбокомпрессором ТК-300Б, который должен был иметь более высокие летные характеристики. Первый экземпляр И-225 построили на базе самолета И-220 №02 путем замены силовой установки.
Основные характеристики истребителя И-220 №01*
Мотор АМ-39 АМ-38Ф
Взлетная мощность, л.с. 1800 1700
Длина самолета, м 9,5 9,5
Размах крыла, м 11,0 11,0
Площадь крыла, м 2 20,38 20,38
Высота самолета, м 3,66 3,66
Масса пустого самолета, кг 3103 2936
Взлетная масса, кг 3835 3574
Запас топлива, кг 335 346**
Максимальная скорость полета, км/ч: номинальный режим:
у земли 550 572
на высоте /м 668/6800 622/2600
боевой режим:
у земли 625** 608
на высоте /м 695/7500*** 652/2600
Время набора высоты 5000 м, мин 6,3**** 4,6
Практический потолок, м 11000
Длина разбега, м – 295
Длина пробега, м – 445
Посадочная скорость, км/ч 130
(Продолжение следует)
Владимир РИГМАНТ
Под знаками 'АНТ' И 'ТУ'
Материал подготовлен при содействии АООТ АНТК им.А.Н.Туполева
Продолжение. Начало в 'АиК' №№10-12/97, 1-4, 7-12/98 г., 1-4, 7, 9-12/99,1-4 J-12/2000 г.
Работы АНТК им.А.Н. Туполева по региональным и административным пассажирским самолетам Анализируя в начале 90-х годов перспективы развития гражданской авиации России, руководство АНТК им. А.Н. Туполева приняло решение обратиться к тематике самолетов, не имевших в то время аналогов в отечественном авиастроении. Перед коллективом АНТК была поставлена задача по проектированию сравнительно небольшого административного самолета, рассчитанного на перевозку порядка 20 пассажиров на расстояние до 2000 км. В короткий срок под руководством Главного конструктора В.М.Дмитриева, возглавившего в АНТК направление по созданию региональных и административных самолетов, подготовили предварительный проект подобного самолета, получивший обозначение Ту- 20. Заказчику предлагался самолет сравнительно небольшой размерности (размах крыла – 18,25 м, длина самолета – 18,3 м, взлетная масса – 9000- 9500 кг) с низкорасположенным крылом небольшой стреловидности, с двумя турбовинтовыми двигателями РТ6А- 67 с толкающими винтами, размещенными на пилонах в хвостовой части фюзеляжа, со взлетной мощностью по 1500 э.л.с. Ту-20 предполагалось выпускать в варианте с повышенным уровнем комфортабельности – на 8 пассажиров, в бизнес варианте – 11 пассажиров и варианте пассажирского регионального самолета – с салоном, рассчитанным на перевозку 19 человек. Самолет планировалось оснастить новейшими комплексированными системами авионики на основе современной цифровой элементной базы. Дальнейшим развитием данной тематики, но уже с учетом использования ТРДД и соответственным увеличением крейсерской скорости полета с 600 км/ч до 750- 800 км/ч стали технические предложения по административным самолетам Ту-400 и Ту-4Х4, проекты которых не вышли из стадии первоначального проектирования. Самолеты обоих проектов планировалось выполнять по принятой во всем мире для машин подобного класса схеме низкоплана с крылом небольшой стреловидности и с двумя двигателями, размещенными по бокам хвостовой части фюзеляжа. Административный Ту-400 предназначался для перевозки 10 пассажиров на расстояние 1800-4000 км. Проект прорабатывался в трех вариантах под двигатели различной тяги: АИ-25ТЛ – взлетная тяга 1720 кгс, ДВ-2 – 2200 кгс и под PW.305 – 2370 кгс. Соответственно менялись характеристики самолета. Административный Ту-4Х4 при сохранении общей компоновки Ту-400 имел значительно меньшие размеры и массу и проектировался из расчета на перевозку 4-7 пассажиров в условиях повышенного комфорта на расстояния порядка 3000 км. Самолеты проектов Ту-400 и Ту-4Х4 имели следующие основные данные:
Ту-400 Ту-4X4 двигатели 2хАИ-25ТЛ 2хДВ-2 2xPW.305 2хР-127-300 тяга 2x1720 2x2200
двигателей, кгс 2x2370 2x2800 размах крыла, м 16,4 11,62
длина самолет, м 17,67 12,97
высота самолета, м 5,25 3,9
площадь крыла,м
взлетная масса,кг 11000 12830 12780 4520
коммерческая нагрузка,км 1500 800
крейсерская скрость,км/ч 700 800 800 750-810
дальность полета (с количеством пассажиров), км 1800(10) 2950(10) 3930(10) 3300(4)
потребная длина ВПП,м 1850 1170
топливная эффективность, г/пасс.км 74,1 81,3 66,0
Анализ работ над проектом Ту-20 показал, что с точки зрения завоевания определенного сектора
