Разработка пассажирского лайнера Бе-30 осуществлялась в непростой период для конструкторского бюро под руководством Г.М. Бериева. Подъем ракетной отрасли привел к тому, что основной заказчик – Министерство обороны – существенно урезал финансирование новых авиационных разработок, особенно в сегменте гидросамолетов. Коллективу Таганрогского машиностроительного завода (прежнее название ОКБ Г.М. Бериева) пришлось искать новые направления деятельности и применять свои навыки в других областях. Было решено заняться созданием самолета, призванного заменить самый распространенный, но устаревший Ан-2, использовавшийся на местных воздушных линиях. Параллельно разработкой аналогичного самолета (будущего Ан-28) занималось и ОКБ О.К. Антонова.
Работы над новым легким пассажирским самолетом Бе-30 (внутреннее обозначение ОКБ – изделие «П») с укороченным взлетом и посадкой, оснащенным двумя турбовинтовыми двигателями ТВД-10, стартовали в 1965 году. Главным конструктором проекта был назначен Г.М. Бериев, а ведущим конструктором – В.Н. Антонов. В основу проектирования легли следующие ключевые принципы:
Самолет должен быть пригоден для эксплуатации на большинстве местных авиалиний небольшой протяженности (150-200 км), взлетая и садясь на грунтовые аэродромы с различным качеством покрытия.
Эксплуатация самолета должна быть экономически выгодной.
Конструкция самолета должна максимально соответствовать требованиям серийного производства.
Уровень комфорта в пассажирском салоне должен не уступать современным магистральным авиалайнерам.
Длина взлетно-посадочной полосы, необходимая для нового самолета, была установлена в пределах 550-600 метров. Это позволило бы ему базироваться на 95% аэродромов Советского Союза. Кроме того, установка трансмиссии, соединяющей двигатели, планировалась для значительного улучшения взлетно-посадочных характеристик Бе-30.
Предварительный проект самолета был представлен ОКБ в июле 1965 года. В первом квартале 1966 года был разработан эскизный проект, а в августе макетной комиссии был продемонстрирован предварительный макет Бе-30. Техническое задание предусматривало управление самолетом одним пилотом, однако МГА настояло на введении второго пилота в состав экипажа. В проект были внесены изменения, добавлено второе рабочее место в кабине за счет уменьшения полезной нагрузки.
До завершения наземных испытаний от установки трансмиссии на самолет было решено отказаться. Основной макет был представлен в марте 1968 года, и комиссия высказала несколько незначительных замечаний. Протокол был утвержден 11 апреля 1968 года.
Несмотря на наличие двух рабочих мест в макете кабины экипажа, первые два экспериментальных образца были построены в однопилотном варианте. Параллельно с постройкой опытного самолета в конце 1967 года началась работа над улучшенной версией Бе-30. Планировалось установить новое, более совершенное оборудование и устранить недостатки, выявленные на первом прототипе.
Опытное производство ОКБ выпустило три опытных образца Бе-30. Еще два фюзеляжа были собраны для статических испытаний, проведенных в 1967 году, и для испытаний в ЦАГИ.
Своевременное создание опытных образцов задерживалось из-за медленной разработки двигателей ТВД-10 (ОКБ Омского опытного моторостроительного завода, главный конструктор В.А. Глушенков) и компактного специализированного оборудования. Полный комплект бортового оборудования был установлен только на третьем опытном самолете. В связи с этим был изготовлен специальный макет пилотской кабины.
До начала летных испытаний самолет с макетами двигателей (рабочие ТВД-10 ещё разрабатывались) демонстрировался на выставке авиационной техники в аэропорту Домодедово (Москва) 8-9 июля 1967 года (до места назначения его доставили железнодорожным транспортом). В мае 1968 года первый летный экземпляр Бе-30 №01 (изделие «П») был оснащен штатными двигателями и передан ЛИКу для проведения заводских наземных и летных испытаний.
Первый полет Бе-30 состоялся 8 июля 1968 года с заводского аэродрома в Таганроге. За штурвалом находился летчик-испытатель М.И. Михайлов. В том же году было построено ещё два опытных самолета. Машина №02 (изделие «2П») поступила на испытания в ноябре 1968 года, а №03 (изделие «ИП») с двойным управлением и полным комплектом малогабаритного оборудования – в апреле 1969 года. После завершения заводских испытаний ОКБ доработало техническую документацию, и 30 декабря 1968 года самолет был представлен МГА для проведения первого этапа совместных государственных испытаний. К 1 сентября 1969 года программа испытаний, включавшая 203 полета, была завершена.
Во время испытаний на Бе-30 летали летчики-испытатели ОКБ М.И. Михайлов, Н.И. Андриевский, Е.А. Лахмостов и Ю.М. Куприянов, штурманы-испытатели Л.Ф. Кузнецов и В.Ф. Отдельнов. От ГосНИИГА самолет испытывал экипаж в составе летчика-испытателя А. Лебедева, штурмана Е. Матковского и бортмеханика В. Цедрова.
Новый самолет вызывал большой интерес, и при перелете Бе-30 в Москву экипажу приходилось снижаться над аэродромами по просьбам наблюдателей, чтобы продемонстрировать машину. В Донецке, уступив настойчивым просьбам, самолет пролетел на бреющем полете над полосой, вызвав бурные аплодисменты.
В 1969 году самолет Бе-30 №3 («ИП») с 25 мая по 10 июня экспонировался на Парижском авиасалоне в Ле-Бурже, совершив перелет туда и обратно за 24 часа 03 минуты. Управлял им летчик-испытатель Ю.М. Куприянов. Современников поражало весовое совершенство самолета. В конструкции самолета было реализовано много новейших по тем временам технологий. Конструкторы получили щедрые премии за экономию массы.
Второй этап совместных государственных испытаний Бе-30 был завершен к 30 марта 1971 года, хотя испытания несколько раз прерывались из-за поломок двигателей ТВД-10 и доработок их системы управления.
В 1970 году началось строительство опытной серии для проведения эксплуатационных испытаний. На опытном производстве ОКБ в сотрудничестве с заводом им. Димитрова до декабря 1970 года было построено пять самолетов Бе-30: заводские номера с №01 «ОС» по №05 «ОС». Эксплуатационные испытания проходили на трех самолетах Бе-30 опытной серии с марта по сентябрь 1971 года. Общий налет составил 1191 час 41 минута.
Единственным серьезным инцидентом во время испытаний стала авария Бе-30 №03 «ОС» (СССР-67207) 16 сентября 1971 года, произошедшая из-за ошибки бортмеханика. Самолет практически не пострадал.
Были проведены совместные летные испытания на больших углах атаки, по оценке проходимости, испытания в условиях естественного обледенения, по формированию норм летной годности и другие. Бе-30 совершал полеты при температурах до +40° в Ашхабаде и Марах и до -40° в Колпашево и Новосибирске. В Вентспилсе взлетали с галечной ВПП, чтобы выяснить, при каких режимах реверса галька повредит лопасти пропеллеров. Эти полеты выполняли летчики Н.И. Андриевский, Е.А. Лахмостов и А.А. Лебедев.
На основании результатов испытаний ОКБ внесло изменения в самолеты Бе-30 №01 «ОС» и №05 «ОС». Основными доработками были:
- Установка новых двигателей ТВД-10 с увеличенной мощностью на взлете (с 950 до 1050 л.с.);
- Увеличение количества пассажирских мест с 14 до 19;
- Установка (на одном самолете) откидных пассажирских сидений и складного багажного отделения (испытания концепции «багаж при себе»);
- Установка бортового грузового люка размером 1300 х 1400 мм (на самолете №05 «ОС»);
- Установка всережимного автофлюгера;
- Увеличение максимальной полезной нагрузки с 1500 до 2000 кг;
- Установка дополнительных топливных баков.
В результате доработок улучшились технико-экономические показатели. Модифицированному Бе-30 с ТВД-10 был присвоен индекс Бе-32.
В отчете по государственным испытаниям Бе-30, утвержденном 30 марта 1971 года, в заключении говорилось: «Рекомендовать самолет Бе-30 к серийному производству после доработок согласно спискам № 1 и № 2».
Опытная эксплуатация Бе-30 в Быковском авиаотряде продемонстрировала надежность и безопасность его использования. Базируясь в аэропорту Быково, самолеты выполняли технические рейсы в разные города Советского Союза, как днем, так и ночью. Суточный налет составлял от 6 до 14 часов. В ходе опытной эксплуатации самолета Бе-30 практически не было отказов оборудования.
В целом, опыт эксплуатации самолета Бе-30 в различных аэропортах Прибалтики, Средней Азии, Украины, Центральной России, Сибири и других регионах при температурах от +45 до -40 °С показал высокую надежность и простоту обслуживания. Было совершено более 4000 полетов с общим налетом около 3000 часов. Один из самолетов совершил 1500 посадок.
Высокие летно-технические характеристики предвещали самолету Бе-30 перспективное будущее. Однако в его судьбу вмешалась большая политика. В рамках Совета экономической взаимопомощи (СЭВ) было принято решение о массовых поставках в СССР самолетов L-410 «Турболет» для поддержки чехословацкой авиационной промышленности.
В связи с этим Совет Министров СССР в 1972 году принял решение о прекращении дальнейшей работы над Бе-30. Однако работы по варианту Бе-32 еще продолжались.
На самолете Бе-32 с октября 1972 года по июль 1974 года проводились испытания по оценке соответствия «Нормам летной годности гражданских самолетов СССР» (НЛГС СССР), которые подтвердили соответствие самолета Бе-32 этим нормам.
В период с августа по октябрь 1976 года по инициативе министра Гражданской авиации СССР Б. П. Бугаева были проведены сравнительные испытания самолетов Бе-32 и Ан-28 по единой программе. В них участвовали самолеты Бе-30 №01 «ОС» в конфигурации на 19 мест и №05 «ОС» в конфигурации на 14 пассажирских мест. Ведущим летчиком от ГосНИИГА был назначен А. А. Лебедев. Результаты этих испытаний показали, что самолет Бе-32 превосходит самолет Ан-28 по следующим параметрам:
- Скорость полета (450 и 350 км/час соответственно);
- Дальность полета (1050-1400 км и 770 км);
- Пассажировместимость (18-20 и 10-12 мест);
- Максимально допустимая скорость бокового ветра (18 и 10 м/с);
Комфорт для пассажиров и объем фюзеляжа;
- Себестоимость перевозок (ниже на 45-50%);
- Расход топлива на 1 т/км (меньше на 40%).
- расходу топлива на перевозку одного пассажира — примерно в два раза меньше;
- возможности полетов в условиях обледенения;
- возможности дальнейшего развития и создания новых вариантов самолета.
Испытательные группы настоятельно рекомендовали заменить устаревшие Ан-2, Ли-2 и Ил-14 на Бе-32, однако выбор пал на …чехословацкие аналоги!
13 февраля 1976 года, в памятную дату рождения Г.М. Бериева, летчик-испытатель Е.А. Лахмостов на борту Бе-32 совершил прорыв, установив новые рекорды в скорости набора высоты: 3000 метров за 2 минуты 24,6 секунды и 6000 метров за 5 минут 17,8 секунды. Эти достижения превзошли показатели, ранее установленные американским пилотом Лилиенталем.
К сожалению, из-за ряда обстоятельств, эти рекорды были признаны лишь всесоюзными. Пока спортивные функционеры не торопились оформить результаты в FAI, американские пилоты успели улучшить свои собственные показатели.
Итоги всесторонних испытаний подтвердили полное соответствие Бе-32 заявленным тактико-техническим требованиям, выдвинутым МГА к воздушным судам данного класса. Разработка таганрогских авиастроителей удостоилась высокой оценки со стороны летного состава и была рекомендована к запуску в серийное производство. Вся необходимая техническая документация, а также производственный процесс, были успешно освоены в ходе создания опытной партии.
Несмотря на полную готовность, самолет так и не был запущен в серийное производство. Причины этого решения были многообразны, включая политический выбор в пользу закупки чехословацкого L-410, кадровую перестановку в Министерстве гражданской авиации (смена министра Е.Ф. Логинова, благосклонно относившегося к самолету, на Б.П. Бугаева), а также отсутствие у ОКБ «собственного» серийного завода.
После прекращения работ по программе Бе-32 в 1976 году, не было принято решения о сохранении прототипов, и постепенно они были разобраны всеми желающими. К концу 80-х годов в рабочем состоянии оставалось лишь два самолета из опытной партии: №01 «ОС» (СССР-67205), чудом уцелевший на заводском аэродроме в Таганроге и впоследствии модернизированный в Бе-32К, и №05 «ОС» (СССР-67209), который в 1983 году стал экспонатом музея в Монино. Еще один из опытных Бе-30 служил учебным пособием в Таганрогском авиационном техникуме, но к настоящему времени не сохранился.
На одном из прототипов Бе-30 («2П») впервые в Советском Союзе была испытана трансмиссия, соединяющая силовые установки.
Ее применение рассматривалось еще на этапе эскизного проектирования, однако отладка затянулась, и лишь после 500 часов испытаний на стенде в декабре 1972 года механизм был установлен на самолет и испытан в полете. Всего было выполнено около 50 полетов.
Результаты испытаний показали, что установка трансмиссии позволяет сократить необходимую длину ВПП до 450 метров и существенно облегчает управление самолетом при отказе двигателя во время взлета или в полете. Однако ее использование выявило ряд технических сложностей, в частности, связанных с подбором подшипников с требуемыми характеристиками.
Бе-30 должен был стать основой для целого семейства модификаций, включая:
- Вариант на лыжном шасси;
- Поплавковый вариант с поплавками, заменяющими основные стойки шасси;
- Аэрофотосъемочный вариант;
- Служебно-административный вариант;
- Медицинский вариант на девять лежачих и шесть сидячих больных с одним медицинским работником;
- Грузовой вариант.
Кроме того, был разработан целый ряд проектов, развивающих конструкцию Бе-30.
Пассажирский самолет укороченного взлета и посадки Бе-32П с четырьмя двигателями (1966 г.), или «воздушный автобус», как его прозвали в ОКБ, обладая основными летно-техническими характеристиками на уровне Ан-24, мог бы эксплуатироваться с тех же ВПП, что и Бе-30, то есть 550-600 метров. Для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета планировалось установить трансмиссию, соединяющую двигатели, и систему управления пограничным слоем (на одном из вариантов).
Пассажирский самолет Бе-30А (1970 г.) создавался как модернизированный вариант Бе-30. Как и прототип, Бе-30А предназначался для перевозки пассажиров, багажа и почты на местных авиалиниях. Однако вместимость салона была увеличена с 14 до 24 мест. Пассажирские кресла располагались по три в ряд. Это потребовало расширения фюзеляжа на 440 мм и его удлинения на 855 мм. Взлетный вес Бе-30А увеличился на 1000 кг, что потребовало усиления центроплана крыла, стоек шасси и использования пневматиков колес большего размера, что, в свою очередь, увеличило длину мотогондол, куда убирались основные стойки шасси.
На Бе-30А планировалось установить два турбовинтовых двигателя ТВД-10А мощностью 1100 л.с. каждый. В остальном системы самолета были максимально унифицированы с Бе-30.
Как и Бе-30, Бе-30А мог эксплуатироваться с небольших грунтовых аэродромов с прочностью грунта 4 кг/м2. Размещенный на борту комплекс навигационного и радиотехнического оборудования, аналогичный установленному на Бе-30 №3 («ИП»), обеспечивал высокую безопасность полетов в простых и сложных метеоусловиях.
Проект легкого многоцелевого самолета короткого взлета и посадки Бе-32 (1976 г.) предлагался военным, и в случае заинтересованности со стороны ВВС это дало бы ОКБ серьезные аргументы в борьбе за серийное производство пассажирского Бе-32.
Многоцелевой Бе-32 был максимально унифицирован с базовым пассажирским вариантом. Основными отличиями было увеличение взлетного веса до 6500 кг (у Бе-32 МВЛ — 6100) и максимальной грузоподъемности до 2000 кг (Бе-32 МВЛ — 1500). Фюзеляж был удлинен на 0,7 м, а в качестве силовой установки использовались двигатели ТВД-10 с увеличенной до 1050 л.с. мощностью.
В многоцелевом варианте самолета конструкторы стремились сохранить отличные взлетно-посадочные характеристики, заложенные в Бе-30. Поэтому, как и его предшественник, Бе-32 КВП, обладая высокой тяговооруженностью и небольшими взлетно-посадочными скоростями, мог бы эксплуатироваться с грунтовых аэродромов с длиной ВПП 600-640 метров и при прочности грунта 3 кг/см2.
Легкий многоцелевой самолет КВП Бе-32, по замыслу разработчиков, мог использоваться в транспортном, десантном, санитарном и штабном вариантах.
В транспортном варианте погрузка и выгрузка грузов осуществлялась с помощью легкосъемной кран-балки через бортовой грузовой люк размером 1,4х1,4 м (аналогичный установленному на самолете Бе-32 №05 «ОС»). Грузы в самолете размещались на полу или на съемном рольганге и крепились швартовочными стропами, ремнями, сетями или лентами за бортовые и напольные швартовочные узлы. Предусматривалась возможность десантирования с самолета грузов весом до 250 кг.
Десантный вариант Бе-32 был предназначен для посадочного и парашютного десантирования личного состава и грузов. В кабине на бортовых откидных сиденьях могли разместиться 12 парашютистов или 15-17 солдат с полной экипировкой.
В санитарном варианте на самолете устанавливались 9 носилок и 6 бортовых сидений для раненых и больных. Предусматривалось место для одного сопровождающего медицинского работника со столиком и необходимым оборудованием.
В штабном варианте в самолете размещалось 5-8 человек, имелся стол для работы с картами. В передней части кабины устанавливался буфет, в хвостовой части — вместительный багажник и туалет.
Разумеется, существовал и «аэрофлотовский» вариант усовершенствованного Бе-32, предназначенный для перевозки 14-18 пассажиров (в зависимости от компоновки салона), багажа, почты и грузов на местных авиалиниях.
Дальнейшим развитием Бе-32 КВП должны были стать многоцелевые самолеты Бе-34, Бе-34А и Бе-36. Эти модификации отличались бы расширенным на 700 мм фюзеляжем, грузовым люком с рампой в хвостовой части и более мощными и совершенными двигателями. На их борту могли бы перевозиться различные крупногабаритные грузы, включая автомобиль УАЗ-469.
Помимо основного назначения (для ВВС), самолеты Бе-34/34А/36 могли использоваться в санитарном и административном вариантах, для обслуживания геологических партий, охраны лесов и учебно-тренировочных полетов. Предполагалась установка лыжного и поплавкового шасси.
Однако все эти проекты остались лишь на бумаге.
Рассматривалась возможность военного применения самолета. Третий опытный экземпляр («ИП») имел люк в полу пассажирской кабины, который мог использоваться для десантирования парашютистов или размещения выдвижной пушечной установки. Выход из самолета через нижний люк был опробован парашютистами-испытателями ЛИИ. Пилотировали самолет летчик-испытатель Ю.М. Куприянов и штурман Л.Ф. Кузнецов.
Летчики, пилотировавшие Бе-30/32, как в ходе испытаний, так и в рамках эксплуатационных испытаний, высоко отзывались о новом самолете. Технический персонал также не испытывал особых проблем с обслуживанием Бе-32. Отмечалась легкость управления, современное пилотажно-навигационное оборудование, эффективная противообледенительная система, реверс винтов (Бе-30 стал первым отечественным самолетом, способным двигаться назад по земле).
Как вспоминал летчик-испытатель А.А. Лебедев: «Когда тормоза колес на скользком грунте не эффективны, единственное спасение — реверс, и я им пользовался в свое удовольствие. И на стоянке с ним рулить легче, и на льду управлять машиной проще, не говоря уже о том, что любую ошибку при рулении можно безболезненно исправить…». Лебедев участвовал также в испытаниях L-410 и, сравнивая его с Бе-30, пришёл к следующему выводу: «Хорошая машина (L-410 — прим. авторов), но мой Бе-30 лучше…».
Техническое описание самолета Бе-30 опытной серии («ОС»).
Легкий пассажирский самолет Бе-30 предназначен для эксплуатации на местных авиалиниях.
Самолет представляет собой свободнонесущий моноплан с высокорасположенным крылом. На нем установлены два двигателя ТВД-10 эквивалентной взлетной мощностью 970 л.с. каждый. В самолете размещаются 2 члена экипажа и 14 пассажиров.
Шасси высокой проходимости с пневматиками низкого давления, небольшие взлетно-посадочные скорости и малая длина разбега и пробега обеспечивают надежную эксплуатацию самолета на небольших грунтовых аэродромах.
Фюзеляж имеет конструкцию полумонокок и выполнен из листового материала и прессованных профилей алюминиевого сплава Д16Т, листового магниевого сплава МА8 и сплава АК6.
Фюзеляж состоит из шести отсеков: передний отсек (от носка фюзеляжа до шпангоута №7), отсек оборудования (между шпангоутами №7-9), пассажирская кабина (между шпангоутами №9-26), багажное отделение (между шпангоутами №26 31), туалет (между шпангоутами №31-34), хвостовой отсек (между шпангоутами №34-43).
В переднем отсеке размещена кабина пилотов, ниша передней ноги шасси посадочные фары. В кабине пилотов установлены два сиденья, штурвалы и педали управления самолетом, приборная доска, центральный, левый, правый и верхний пульты. Под правым сиденьем установлены АЗС и управляющие устройства системы электропитания. На верхнем пульте в кабине пилотов размещены пульты управления Р 860, Р-842, АРК-9, «Ось», ГМК-1АЭ, звонок маркера МРП-66, панель проверки и панель освещения.
В отсеке оборудования на этажерках размещены распределительные и трансформаторно-выпрямительные устройства электрооборудования, курсовая система ГМК-1АЭ, блок управления системой обогрева, усилитель У-15, выключатель коррекции ВК-90, приемник и блок питания АРК-9, усилители СПУ-7 и СГУ-15, моноблок аппаратуры «Ось». Нижняя часть отсека оборудования у правого борта предназначена для укладки почты, у левого борта — для укладки багажа.
В пассажирской кабине размещаются 14 пассажиров. По обоим бортам фюзеляжа установлено по семь мягких пассажирских кресел с откидными подлокотниками и откидными вперед спинками. Кресла легкосъемные, имеют декоративную обивку из капроновой ткани, шаг установки кресел 750 мм.
В потолке между шпангоутами №9-12 и в правом борту фюзеляжа между шпангоутами №12-14 имеются аварийные люки. По обоим бортам фюзеляжа расположены окна прямоугольной формы с закругленными углами. Размеры окна в свету — 550х350 мм. Окна остеклены выпуклым органическим ориентированным стеклом (триплексом) со светофильтрующим покрытием переменной плотности.
В конструкции облицовочных панелей, полов, перегородок, полок широко применены сотовые конструкции и легкие синтетические материалы. Декоративная отделка помещений произведена авиационным павинолом. Пол в пассажирской кабине, вестибюле и туалете покрыт тонкой декоративной пленкой. Борта багажного отделения и туалета имеют мягкую облицовку, выполненную только из павинола.
Снаружи на нижней поверхности фюзеляжа расположены маркерная шлейфовая антенна маркера МРП-66 и комбинированная антенна АШС-ГКР радиостанции Р-860 №1 и радиокомпаса АРК-9. В верхней части фюзеляжа между шпангоутами №7-9 размещена рамочная антенна радиокомпаса АРК-9.
Багажный отсек расположен на правом борту фюзеляжа между шпангоутами №26 31. На левом борту этого отсека, между шпангоутами №26-29 расположена входная дверь размерами 800х1300 мм. На борту у входной двери размещается трап в походном положении.
В хвостовом отсеке на этажерках размещены приемопередатчики радиостанций Р 860 №1 и Р-860 №2, приемопередатчик радиостанции Р-842, приемопередатчик радиовысотомера РВ-3.
Крыло цельнометаллической конструкции, свободнонесущее, трапециевидной формы в плане, с прямоугольным центропланом. Состоит из трех основных частей: центроплана и двух отъемных частей крыла. На центроплане установлены двухщелевые закрылки, на ОЧК — двухщелевые закрылки и элероны. В силовом отношении крыло является конструкцией кессонного типа. Кессон центроплана и отъемных частей крыла образован передним и задним лонжеронами, нижними и верхними панелями. В кессоне каждой отъемной части крыла расположены топливные баки-отсеки. Основные материалы конструкции крыла — алюминиевые сплавы Д16Т, Д19Т, АК6. Все детали крыла имеют антикоррозийные покрытия. Доступ к механизмам и коммуникациям обеспечивается через люки, съемные и откидные панели, отъемные носки.
Горизонтальное оперение имеет в плане трапециевидную форму. Вертикальное оперение однокилевое трапециевидное, со стреловидностью 350 по линии1/4 хорд. Рули высоты и направления имеют осевую аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку. Основные материалы конструкции оперения — листы и профили из алюминиевых сплавов Д16АТ для деталей внутреннего набора, АК6 для узлов, Д19Т для обшивок в клееных и сотовых конструкциях, стеклопластик ЭДТ-10 в неметаллических конструкциях.
Шасси самолета трехколесное с передним колесом. Передняя стойка убирается в носовую часть фюзеляжа, основные стойки убираются по полету в ниши гондол двигателей. Колеса главных ног шасси тормозные с шинами размером 720х320 мм, переднее колесо не тормозное, с шиной — 480х200 мм. Рабочее давление в шинах колес — 3,5 кг/см2.
Шасси позволяет эксплуатировать самолет с грунта прочностью до 4 кг/см2. Уборка и выпуск стоек шасси осуществляется гидравлическими цилиндрами подъемниками. Аварийный выпуск осуществляется с помощью аккумулятора гидросистемы. Амортизация шасси масляно-азотная.
На самолете установлены два турбовинтовых двигателя ТВД-10 со свободной турбиной и эквивалентной взлетной мощностью 970 л.с. (взлетная мощность на валу винта 940 л.с.) каждый. На двигателях установлены трехлопастные реверсивные винты АВ-24Б изменяемого шага диаметром 3 м. Запуск двигателя электрический.
Двигатели установлены в гондолах и крепятся к переднему лонжерону крыла. При открытом положении крышек капотов обеспечивается свободный доступ ко всем агрегатам двигателя. Подкапотное пространство двигательной установки охлаждается воздухом. Двигатель отделен противопожарной перегородкой от ниши главной ноги шасси.
На нижней панели капота установлен обтекатель маслорадиатора со створкой. Носок воздухозаборника двигателя является маслобаком.
В гондолах двигателей установлена система сигнализации и тушения пожара.
Топливо на самолете размещено в четырех бака-отсеках №1, 2, 3, 4, симметрично расположенных в правой и левой отъемных частях крыла. Общее количество заливаемого топлива — 1080 кг. Питание двигателей топливом производится раздельно.
Система отопления и вентиляции обеспечивает поддержание необходимой температуры воздуха в кабинах, предохранение стекол от запотевания, вентиляцию кабин наружным воздухом. Воздух для системы отопления кабин отбирается от компрессоров двигателей. При работе системы отопления температура воздуха в кабинах поддерживается автоматически в пределах 18-20 0С. Для каждого пассажира имеется индивидуальная вентиляция наружным воздухом в течении всего полета. Температура воздуха в кабинах регулируется автоматически, универсальным регулятором температуры УРТН-1К.
Для защиты от обледенения самолет оснащен воздушно-тепловой и электротепловой противообледенительными системами.
Воздушно-тепловая система защищает носки крыла, носок киля, носки стабилизатора, воздухозаборники маслорадиаторов. Горячий воздух для системы отбирается от компрессоров двигателей. Носки воздухозаборников двигателей защищаются от обледенения горячим маслом из магистрали двигателя.
Электрическая противообледенительная система защищает от обледенения лопасти и обтекатели втулок воздушных винтов и передние стекла кабины пилотов.
Гидравлическая система самолета состоит из двух самостоятельных систем: правой и левой. Каждая из систем питается от одного гидронасоса, установленного в коробке приводов соответствующего двигателя. Рабочее давление в гидросистеме 210 кг/см2.
Левая система предназначена для уборки и выпуска шасси и торможения колес главных ног шасси. Кроме того, от насоса левой системы производится зарядка гидроаккумулятора, который обеспечивает аварийный выпуск шасси, стояночное торможение и аварийное питание клапанов торможения колес основных стоек шасси и управление левым стеклоочистителем.
Правая система предназначена для уборки и выпуска шасси (дублирование), управление поворотом колеса передней стойки шасси и управление правым стеклоочистителем.
В системе электропитания самолета основным является трехфазный переменный ток напряжением 200 В, частотой 400 Гц, вырабатываемый двумя трехфазными генераторами ГТ16ПЧ8. Для питания потребителей постоянным током установлены два трансформаторно-выпрямительных блока постоянного тока напряжением 27 В. Для питания потребителей трехфазным переменным током напряжением 36 В установлены два понижающих трансформатора ТС310СО4Б. Вспомогательными источниками электроэнергии служат самолетный аккумулятор 12САМ-55 используемый, главным образом, для запуска одного из двигателей при отсутствии аэродромного питания и преобразователь СПО-11 служащий для питания переменным током напряжением 115 В, 400 Гц топливомера или приборов контроля двигателей при неработающих генераторах.
Для обеспечения нормальной эксплуатации в ночных условиях самолет снабжен внутренним освещением и наружным светосигнальным оборудованием.
Система управления подразделяется на основную и вспомогательную.
Основное управление состоит из управления рулем высоты, элеронами и рулем направления. Управление жесткое двойное, штурвальные колонки и педали соединены с рулями и элеронами с помощью проводки, состоящей из тяг, качалок и роликовых направляющих. Управление элеронами — смешанное, с участками гибкой проводки, состоящей из втулочно-роликовых цепей и тросов.
Вспомогательное управление состоит из управления триммером-сервокомпенсатором руля высоты, триммерами элерона и руля направления и управления закрылками. Управление триммером-сервокомпенсатором руля высоты механическое, проводка тросовая. Приводы управления триммерами элерона и руля направления и управления закрылками электрические. Рули и элероны на стоянке стопоряться.
Пилотажно-навигационное оборудование самолета обеспечивает полеты днем и ночью в сложных метеорологических условиях. В его состав входят: курсовая система ГМК-1АЭ, указатель высоты ВД-10К, авиагоризонт АГБ-3К, выключатель коррекции ВК-90, комбинированный прибор ДА-30, указатель скорости УС-80К, приемник полного давления ППД-1В, компас КИ-13К, часы АЧС-1, термометр наружного воздуха ТУЭ-48К.
На самолете установлены: самолетное переговорное устройство СПУ-7, самолетное громкоговорящее устройство СГУ-15, две командные УКВ радиостанции Р-860 (радиостанция №2 устанавливается в счет коммерческой нагрузки), связная КВ радиостанция Р-842 (устанавливается в счет коммерческой нагрузки), средневолновый автоматический радиокомпас АРК-9, радиовысотомер малых высот РВ-3, аппаратура инструментальной посадки «Ось».
Официальная группа сайта Альтернативная История ВКонтакте
Телеграмм канал Альтернативная История
Читайте также:
Источник: https://alternathistory.ru/zabytyj-shedevr-sovetskogo-aviaproma-be-30-32-o-kotorom-malo-kto-znaet/
👉 Подписывайтесь на канал Альтернативная история ! Каждый день — много интересного из истории реальной и той которой не было! 😉