Ту-95 (по кодификации НАТО: Bear — «Медведь») — советский и российский турбовинтовой стратегический бомбардировщик-ракетоносец, самый скоростной в мире самолёт с винтовыми двигателями. До настоящего времени — единственный в мире серийный бомбардировщик и ракетоносец с турбовинтовыми двигателями.
Являлся советским символом обеспечения военно-стратегического паритета в холодной войне. Остаётся на службе как носитель крылатых ракет, в том числе таких, как Х-101, благодаря более низкому расходу топлива, чем у реактивных самолётов, а главное — большей скрытности от спутников SBIRS, способных наблюдать за крупными стратегическими бомбардировщиками с реактивными двигателями по выхлопам из последних. В западных СМИ отмечают, что довольно наивно считать Ту-95 «устаревшим оружием», так как фактически от подобного самолёта ничего не требуется, кроме как летать на большую дальность, а реальным его оружием являются новейшие крылатые стелс-ракеты — такие как X-101, которые при дальности 5500 км позволяют Ту-95 «безнаказанно» атаковать цели за пределами радиусов действия любых систем ПВО. Практическое применение Ту-95 в Сирии и на Украине доказало, что самолёт не является «абстрактным средством ядерного сдерживания», а может реально использоваться в современных локальных войнах.
Общее количество разработанных вариантов самолёта «95», включая серийные модификации, опытные образцы, летающие лаборатории и неосуществлённые проекты, приблизилось к пятидесяти, а общее количество выпущенных машин — к 500 ед.
На базе модификаций Ту-95 были созданы летающие лаборатории различного назначения, пассажирский межконтинентальный лайнер — Ту-114 и его проектный транспортный вариант. В свою очередь, на базе Ту-114 был создан боевой самолёт ДРЛО — Ту-126. Прямым развитием проекта «95» на более высоком авиационно-техническом уровне явился вариант самолёта ПЛО, который в серии образовал модификационный ряд самолётов семейства Ту-142 различного боевого назначения.
История.
В начале 1950-х годов партийно-государственное руководство СССР опасалось угрозы со стороны США, которые уже располагали межконтинентальными турбореактивно-поршневыми стратегическими бомбардировщиками Convair B-36, в то время как в составе советских ВВС имелись только поршневые бомбардировщики средней дальности Ту-4 — копии американских В-29. Учитывая такую ситуацию, в 1951 году вышло постановление Совета Министров СССР № 2396—1137 и приказ Министерства авиационной промышленности № 654, которые требовали как можно быстрее разработать советский стратегический бомбардировщик, который мог бы достичь территории США и атаковать противника ядерным оружием. Разработать новый самолёт было поручено ОКБ А. Н. Туполева.
В 1951 году комиссия ВВС утвердила разработанный проект, в декабре того же года был одобрен и утверждён макет самолёта. На авиационном заводе № 156 (Москва) было начато строительство двух прототипов самолёта «95».
Первый прототип Т-95 совершил первый полёт 12 ноября 1952 года, лётчик-испытатель — А. Д. Перелёт.
Серийный выпуск начался в 1955 году. В серии находились бомбардировщики Ту-95, дальние стратегические разведчики Ту-95МР; дальние самолёт разведки и целеуказания Ту-95РЦ; стратегические самолёты-ракетоносцы Ту-95К и Ту-95КМ.
Конструкция.
Все модификации Ту-95 представляют собой цельнометаллический четырёхмоторный моноплан со стреловидным крылом и оперением, убираемым трёхточечным шасси и двумя гермокабинами впереди и сзади.
Примечание. Описание конструкции самолёта дано применительно к семейству В — старым модификациям Ту-95М, КМ, РЦ и т. п. Эксплуатирующаяся в настоящее время модификация Ту-95МС (ВП-021) относится к семейству ВП (Ту-142) и в значительной степени отлична от снятых с вооружения предыдущих модификаций, так как самолёт создавался на базе противолодочного самолёта Ту-142М (ВПМ) и прототип носил название Ту-142МС. Планер и общесамолётные системы Ту-95МС во многом соответствуют противолодочной модели.
Планер самолёта.
Основным материалом конструкции планера самолёта являются алюминиевые сплавы Д16 и В95, стали 30ХГСА и 30ХГСНА (силовые узлы, стыковочные и крепёжные детали), магниево-литиевые сплавы МЛ5-Т4.
Фюзеляж круглого поперечного сечения с работающей обшивкой, набором шпангоутов и стрингеров. Крепление обшивки — потайными заклёпками, швы выполнены встык. В конструкцию фюзеляжа входит ряд силовых элементов, увеличивающих его прочность и жёсткость в зоне грузового отсека, у входных люков и в местах крепления передней ноги шасси. Технологические разъёмы делят фюзеляж на секции: носовая часть включает в себя переднюю герметичную кабину, среднюю негерметичную часть, хвостовую негерметичную часть, кормовую герметическую кабину, кормовая пушечная установка; обтекатель кормовой пушечной установки.
Носовой фонарь и носовая часть фюзеляжа вместе образуют переднюю герметическую кабину, в которой расположены рабочие места экипажа. В нижней части фюзеляжной секции под полом рабочего места штурмана, установлена закрытая радиопрозрачным обтекателем антенна РЛС, под полом кабины выполнен отсек передней опоры шасси. Передняя стойка шасси убирается в фюзеляж по потоку и закрывается двумя парами створок. Вход в переднюю кабину осуществляется по наземному трапу (лестнице) через откидываемый люк в полу кабины, с приводом от пневмоцилиндра. Входной люк оборудован механизмом аварийного открытия (приводится в действие одновременно с экстренным выпуском передней опоры шасси) и устройством, сбрасывающим избыточное давление в кабине. Для облегчения аварийного покидания самолёта экипажем, в кабине установлен подвижный пол с гидроприводом от гидроаккумулятора и поперечными зацепами для рук.
Носовой фонарь и окна передней герметичной кабины остеклены органическим и частично силикатным стеклами. Нижнее плоское наклонное лобовое окно носового фонаря штурмана и передние обзорные стёкла лётчиков имеют силикатное триплексное остекление с электрообогревом, остальные окна из оргстекла. Боковые окна у рабочих мест бортинженера и штурмана-оператора выполнены в сбрасываемых аварийных люках — для возможности быстрого покидания кабины, в случае невозможности покинуть самолёта через входной люк. В верхней части кабины установлен круглый прозрачный блистер с кольцевой прицельной станцией ВС-153ВК верхней пушечной установки. В передней гермокабине размещены различные приборы, органы управления самолётом, аэронавигационное, высотное и другое оборудование.
Экипаж самолёта составляет 7-11 человек (в зависимости от модификации). Например, на Ту-95МС — командир корабля, помощник командира корабля, штурман корабля, второй штурман корабля, оператор бортовых средств связи (БСС), бортинженер, командир огневых установок (КОУ). На Ту-95РЦ — командир корабля, помощник командира корабля, старший бортовой техник, штурман-навигатор, штурман-оператор (аппаратуры «Успех-У»), второй оператор аппаратуры «Успех-У», оператор СБД (сверхбыстродействующей аппаратуры «Акула»), оператор РТР (радиотехнической разведки), старший стрелок-радист, оператор станции радиоперехвата «Вишня» и КОУ.
Большую часть объёма фюзеляжа занимают контейнеры мягких топливных баков. На левом борту фюзеляжа установлены два контейнера со спасательными лодками ЛАС-5-2М. Вдоль бортов фюзеляжа проходят тяги и тросы проводки управления самолётом, размещён ряд агрегатов электрооборудования. Внутри хвостовой фюзеляжной секции (отсека) расположены мягкие топливные баки, баллоны нейтрального газа, агрегаты гидравлической системы и кислородного оборудования, для обслуживания которых выполнен эксплуатационный люк, смонтированы верхняя и нижняя башенные стрелковые артиллерийские установки, хвостовая дополнительная опора шасси.
Сверху установлен форкиль, к узлам на силовых шпангоутах крепятся киль и стабилизатор хвостового оперения. В кормовом гермоотсеке расположены рабочие места командира огневых установок (КОУ) и воздушного стрелка-радиста (ВСР, на модификации Ту-95РЦ — оператор радиотехнической разведки). К силовым шпангоутам кормовой гермокабины крепятся кормовая пушечная установка и сверху — прицельная радиолокционная станция ПРС-1. Для обзора боковых полусфер и возможностью стрельбы в бортах кормовой гермокабины установлены два больших каплевидных блистера из органического стекла с двумя прицельными станциями нижней пушечной установки. Окна кормовой кабины остеклёны прозрачной бронёй — селикатным триплексом. На левом борту размещён остеклённый аварийный люк, на правом — смотровое окно. Входной люк кормовой кабины открывается с помощью цилиндра сжатого воздуха вперёд-вниз по полёту.
Крыло.
Крыло кессонного типа состоит из центроплана, двух средних ОЧК и двух внешних ОЧК. Имеет переменную стреловидность по линии фокусов (25 % длин хорд), в центральной части крыла 35º и в концевой части 33,5º. Уменьшение угла стреловидности концевой части крыла обусловлено применением аэродинамических профилей с меньшей относительной толщиной (аэродинамическая крутка), что обеспечивает достаточно высокие значения критических чисел М (Мкр) при меньших значениях угла стреловидности и уменьшение массы крыла. В целях обеспечения приемлемых взлётно-посадочных характеристик самолёта на задней кромке крыла установлен однощелевой выдвижной закрылок с электроприводом и полным углом выпуска 30 градусов. Конструктивно закрылки состоят из двух внутренних и двух внешних секций.
На крыле расположены четыре далеко выступающие вперёд мотогондолы, обеспечивающие аэродинамическую разгрузку крыла и выполняющие функцию противофлаттерных грузов. Сопряжение мотогондол с крылом выполнено по правилу площадей, внутренние мотогондолы конструктивно объединены с обтекателями гондол основных стоек шасси.
Крыльевой кессон образован передним и задним лонжеронами балочного типа, верхними и нижними панелями с толстой работающей обшивкой, подкреплённой мощными стрингерами. Все части крыла (центроплан, ОЧК-1 и ОЧК-2) соединены между собой фланцевыми (фитинговыми) болтовым креплениями: по поясам лонжеронов, по контуру панелей и по стенкам лонжеронов. В кессоне, между нервюрами, размещены 66 мягких резиновых топливных баков. На верхней панели выполнены узлы крепления гондол двигателей. Нижняя панель в местах узлов крепления основных стоек шасси усилена двумя балками. В верхних и нижних панелях ОЧК-1 и ОЧК-2 выполнены люки для доступа к проводке управления, топливо перекачивающим насосам, топливомерам, люки заправочных топливных горловин и люки клапанов аварийного слива топлива.
Вдоль всего размаха хвостовых частей внешних ОЧК расположены трёхсекционные элероны, с внутренней аэродинамической и весовой компенсацией. На корневой секции элерона установлен триммер-сервокомпенсатор. На верхней поверхности плоскостей крыла установлено по три аэродинамических гребня. В законцовках крыла установлены бортовые аэронавигационные огни БАНО-45.
Хвостовое оперение.
Свободнонесущее, однокилевое, стреловидное, цельнометаллическое, кессонной конструкции. Угол стреловидности вертикального и горизонтального оперения 40 градусов по линии четверти хорд. Стабилизатор кессонноой конструкции, фиксированный (угол установки −2,5º), состоит из двух половин, состыкованных между собой по оси самолёта. Конструкция стабилизатора разработана с учётом возможности перестановки в полёте, однако механизм перестановки стабилизатора на ранних модификациях Ту-95 не ставился, на Ту-95МС применён механизм перестановки с электроприводом для расширения диапазона эксплуатационных центровок. Конструктивно рули высоты и руль направления состоят из лонжерона, набора нервюр и обшивок, задняя кромка «нож» из магниевого сплава. Руль высоты состоит из двух половин, соединённых между собой карданным валом, имеет 30%-ю осевую аэродинамическую компенсацией и весовую компенсацию с 3%-й перебалансировкой. На каждой половине руля высоты установлен триммер с ручным и электрическим управлением. Руль направления имеет 30%-ю осевую аэродинамическую компенсацией и весовую компенсацию с 2%-й перебалансировкой. На руле направления установлен триммер-сервокомпенсатор с электроприводом.
Шасси.
Шасси самолёта — трёхопорное. Передняя управляемая опора с двумя нетормозными колёсами размерностью 1100×330 мм (зарядное давление пневматиков — 9 кг/см²), в полёте убирается в нишу в передней части фюзеляжа и закрывается двумя парами створок. Она оборудована гидроазотным амортизатором (рабочая жидкость масло АМГ-10, зарядное давление азота — 27 кг/см²). Управление поворотом колёс передней ноги от педалей путевого управления у лётчиков.
Основные стойки имеют каждая по четыре парных тормозных колёса. Все колёса оборудованы дисковыми тормозами с антиюзовым автоматом. Основные стойки убираются в крыльевые гондолы шасси с одновременным переворотом тележки и закрываются пятью створками. Все три опоры выпускаются против потока, передняя опора — гидросистемой с номинальным давлением 150 кг/см2 либо в аварийной ситуации пневмосистемой, основные опоры — двухканальными (сдвоенными) электромеханизмами МПШ-18МТ с двигателями постоянного тока 27 В мощностью 2600 Вт на каждом. Открытие замков убранного положения — соленоидами постоянного тока, по два соленоида на каждый замок, имеется аварийное тросовое открытие замков и аварийный выпуск стоек с помощью ручной лебёдки. На всех модификациях Ту-95 возможна раздельная (поочерёдная) уборка/выпуск основных стоек шасси.
На всех Ту-95, кроме модификации МС, для предохранения хвостовой части фюзеляжа от удара, в случае неправильной посадки, снизу в корме установлена убирающаяся в полёте дополнительная двухколёсная опора с встроенным гидро-азотным амортизатором, с дополнительным торможением на обратном ходу, и колёса с пневматиками размером 480×200 мм. Хвостовая опора убирается в свою нишу электромеханизмом МП-250 и закрывается парой небольших створок.
Средства аварийного покидания и спасения.
Катапультных кресел для членов экипажа в Ту-95 не предусмотрено. Экстренное покидание самолёта из передней гермокабины осуществляется через входной люк, расположенный в нише передней опоры шасси. При этом передняя опора принудительно выпускается, а часть пола кабины, построенная в виде транспортёрной ленты с зацепами для рук, приводится в движение от гидроаккумуляторов и теоретически позволяет покинуть падающий самолёт при больших продольных перегрузках. Покидание задней гермокабины обеспечивается через сбрасываемый входной люк задней гермокабины. При аварийной посадке на воду экипаж может воспользоваться 3 надувными лодками ЛАС-5М (на Ту-95МС плотами ПСН-10).
Силовая установка.
Самолёты Ту-95 пошли в серию с двигателями НК-12, разработанными на Государственном Союзном Опытном заводе № 2 Министерства авиационной промышленности СССР под руководством конструктора Н. Д. Кузнецова и произведёнными в Куйбышевском моторном заводе имени Фрунзе (сейчас объединены в ПАО «Кузнецов»).
Двигатель НК-12 до сих пор остаётся самым мощным турбовинтовым двигателем в мире.
НК-12 имеет 14-ступенчатый компрессор и высокоэкономичную пятиступенчатую турбину. Для регулировки компрессора на этом двигателе впервые установлена система клапанов перепуска воздуха. Коэффициент полезного действия турбины двигателя НК-12 составляет 34 %, что является рекордным показателем. На двигателе НК-12 была впервые применена единая система регулирования подачи топлива, сконструированная в едином блоке (так называемый командно-топливный агрегат КТА-14).
Передача вращающего момента на соосные винты самолёта обеспечивается уникальным дифференциальным однорядным планетарным редуктором, к созданию которого непосредственно приложил руку сам Н. Д. Кузнецов. При проектировании и производстве этого редуктора был использован ряд уникальных технических решений, позднее нашедших широкое применение в других типах авиационных двигателей.
Соосные винты с переменным шагом типа АВ-60 различных модификаций и серий, установленные на Ту-95, имеют диаметр 5,6 метров и были разработаны в ОКБ-150 (позднее, Ступинское КБ машиностроения, сейчас — НПП «Аэросила»). Руководитель ОКБ-150, К. И. Жданов, получил в 1957 году за их разработку Ленинскую премию. Воздушные винты тянущие, соосные, противоположного вращения с угловой скоростью 736 об/мин (передний — по часовой стрелке, задний — против часовой стрелки), 4-лопастные, изменяемого шага.
Каждый винт состоит из двух втулок, передней и задней. В каждую втулку вкручиваются по 4-е лопасти. На переднюю втулку навешивается кок, задняя втулка закрывается лентами. Общий вес конструкции винта составляет 1190 кг.
Через главный редуктор на передний винт передаётся 54,4 % мощности, на задний винт — 45,6 % мощности двигателя. Несущие поверхности дюралевых лопастей образованы аэродинамическим профилем типа NACA-16. Изменение шага винтов производится гидромеханизмом, связанным с регулятором оборотов винта. Противообледенительная система передних кромок лопастей винтов и кока — электротепловая переменного тока 115 В 400 гц (в дальнейшем заменена на более мощную, от бортовой сети 210 вольт 400 гц). Электрический ток подаётся через общий токосъёмник на втулку заднего винта и далее, через два токосъёмника, на втулку переднего винта.
Двигатели НК-12 и НК-12М имели только ручную систему флюгирования воздушных винтов. В дальнейшем была создана модификация двигателя НК-12МВ, оснащённая более надёжной системой «всережимного автоматического флюгирования» воздушных винтов, срабатывающая при падении крутящего момента на валу двигателя. Помимо основной автоматической системы флюгирования двигатели были оборудованы системой принудительного флюгирования и резервного аварийного флюгирования путём принудительной подачи сжатого азота в маслосистему втулки воздушного винта.
Высокая мощность двигателя и конструкция винтов обуславливает его беспрецедентную шумность — Ту-95 является одним из самых шумных самолётов в мире и засекается даже гидроакустическими системами подводных лодок, однако это не является критичным фактором при нанесении ракетно-ядерных ударов.
Применение на Ту-95 экономичных ТВД и винтовой установки с КПД 82 % позволило добиться достаточно высоких показателей дальности полёта, несмотря на относительно низкое аэродинамическое качество самолёта.
Каждый двигатель имеет собственную замкнутую маслосистему с 205—210 литрами масла МН-7,5У (или маслосмеси, состоящей из 75 % масла МС-20 или МК-22 и 25 % МК-8П). В масляный бак, выполненный из маслостойкой резины и размещённый в полукруглом контейнере, являющийся частью конструкции нижнего капота, помещается до 135 литров от общего количества масла. Температурный режим поддерживается автоматическим масляно-воздушным радиатором. В связи с довольно большим расходом масла двигателями нижняя поверхность крыла за выхлопными трубами, гондолы шасси и основные стойки постоянно покрыты жирной чёрной копотью.
Запуск двигателей производится поочерёдно от аэродромного источника постоянного тока с напряжением 27 вольт. Электростартёр раскручивает и запускает турбостартёр ТС-12, который, в свою очередь, раскручивает турбину двигателя. Более современную модификацию двигателя НК-12МП возможно запускать парно — одновременно один правый и один левый, для этого на панели бортинженера установлены два тахометра турбостартёров и две кнопки срезки топлива — для двигателей 1-2 и 3-4. Турбостартёр установлен слева, и при запуске двигателя выхлопная заслонка турбостартёра автоматически открывается электроприводным механизмом МП-100МТ.
Каждый двигатель имеет автономную противообледенительную систему входного направляющего аппарата. При срабатывании датчика обледенения СО-4А ВНА обогревается горячим воздухом, отбираемым от двигателя.
На части самолётов Ту-95МС в форкиле установлена вспомогательная силовая установка ТА-12.
Топливная система.
Применялись мягкие резиновые баки, расположенные в фюзеляже, в центроплане и в отъёмных частях крыла. На Ту-95 установлен 71 бак, на Ту-95М — 74 бака (добавлено три фюзеляжных бака). Баки соединены трубопроводами, образуя четыре независимые топливные системы, каждая из которых питает свой двигатель.
Масса заправляемого топлива (авиационные керосины марок: Т-1, ТС-1 или Т-2) может достигать 88,5÷100 тонн и составляет до 50 % от взлётной массы самолёта.
Система автоматического измерения остатка и управления расходом топлива, типа СЭТС — обеспечивает общий контроль запаса топлива и регулирование очерёдности его выработки по закону обеспечения допустимого диапазона изменения центровки самолёта и разгрузки крыла топливом (для обеспечения его прочности и повышения ресурса).
Система автоматической выработки топлива (под управлением системы СЭТС) — обеспечивает заданную очерёдность выработки топлива из баков в полёте, для сохранения допустимого диапазона изменения центровок самолёта и разгрузки крыла топливом (условие обеспечения прочности и повышения ресурса).
Система аварийного слива топлива в полёте — под управлением системы СЭТС — обеспечивает быстрое уменьшение полётного веса самолёта, при сохранении его центровки в пределах допустимых значений.
Система нейтрального газа — предназначена для предотвращения воспламенения паров топлива при простреле баков. Источником нейтрального газа является батарея из восьми баллонов типа ОУ, заполненных жидкой углекислотой, подаваемой в газообразном состоянии, через коллекторы — в надтопливное пространство фюзеляжных и крыльевых топливных баков.
Первоначально на самолёте не было централизованной заправки топливом, но из-за большой трудоёмкости пистолетной заправки самолёты были доработаны. На Ту-95МС установлено четыре горловины централизованной заправки под давлением на консолях правой и левой плоскости.
Система управления полётом.
Электрогидромеханическая. Включает две штурвальные колонки и две пары педалей, связанных с органами управления жёсткой проводкой — тягами и качалками и гибкой тросовой проводкой, частично применённой в каналах управлении элеронами и рулём направления. Для уменьшения усилий на штурвалах и педалях в систему управления включены обратимые гидроусилители ГУ-62М и ГУ-54М, приводимые в действие от гидросистемы низкого давления. В каждый канал системы управления включены исполнительные механизмы (рулевые машинки) электрического автопилота АП-15.
На земле, во время стоянки самолёта все рули и органы управления полётом стопорятся при помощи рукоятки стопорения, установленной на боковом пульте командира корабля за РУД. Все органы управления снабжены триммерами. Триммеры элеронов и руля направления одновременно выполняют функцию сервокомпенсаторов. Управления триммерами руля высоты двойное (тросовое и электродистанционное). Управление триммерами руля направления и элеронов — электродистанционное.
На Ту-95МС система управления в значительной мере изменена. Введены пружинные загружатели, в продольном канале установлен механизм эффекта триммирования МЭТ-4М постоянного тока (ему не требуется электронный блок управления). В проводку управления включена двухканальная система демпфирования аэроупругих колебаний КА-142 (комплекс автоматов) с исполнительными агрегатами типа «раздвижная тяга» РАУ-107А, в которой введён канал автоматического парирования разворачивающего момента, возникающего при отказе крайнего двигателя на взлёте, путём отклонения руля направления на заданный угол.
Навигационно-пилотажное оборудование
Автопилот АП-15Р, пилотажно-навигационная система «Путь-1Б», центральное навигационно-вычислительное устройство ЦНВУ-И-I, курсовая система КС- 6Д, звёздно-солнечный ориентатор БЦ-63А, дистанционный астрономический компас ДАК-ДБ-5, астрономический компас АК-53П, авиационный перископический секстант СП-1М.
Бортовое радиоэлектронное оборудование.
Бортовое радиоэлектронное оборудование (БРЭО) самолёта Ту-95, по назначению и принципу действия подразделяется на три группы: радиосвязное, радионавигационное и радиолокационное. В процессе модернизации самолётов неоднократно менялось.
Радиосвязное оборудование включает: командную радиостанцию типа Р-837 и Р-807 (1РСБ-70 и РСИУ-5), для дальней связи в СВ и КВ диапазонах волн, командную радиостанцию, работающую в коротковолновом и среднем диапазоне волн, командную УКВ радиостанцию типа Р-802, для связи в УКВ диапазоне, аварийную радиостанцию типа Р-861, самолётное переговорное устройство СПУ-14 (СПУ-10Г), речевой самописец (магнитофон) МС-61Б.
Радионавигационное оборудование включает в себя аппаратуру и системы: автоматический радиокомпас типа АРК-5 (или АРК-11), радиокомпас АРК-У2, радиовысотомеры малых высот типа РВ-УМ (или РВ-5), радиовысотомер больших высот типа РВ-25А, доплеровский измеритель скорости и угла сноса типа ДИСС-1; системы радионавигации и посадки — радиотехническую систему ближней навигации РСБН-2СВ, радиотехническую систему (аппаратуру) дальней навигации типа АДНС-4 (АДСНС-4), бортовую аппаратуру системы слепой посадки типа СП-50, аппаратуру межсамолетной навигации А-327.
Радиолокационное оборудование
Включает в себя панорамную радиолокационную станцию (РЛС) РБП-2 «Рубидий-ММ», сопряжённую через приставку «Цезий» с оптическим бомбардировочным прицелом ОПБ-5 (Ту-95 и Ту-95М), в дальнейшем 0ПБ-11РМ (ОПБ-112) или радиолокационный бомбардировочный прицел типа РБП-4 «Рубидий-ММ-2»; радиолокационную стрелковую прицельную станцию типа АР17 ПРС-1 «Аргон» (на более поздних модификациях — 4ДК ПРС-4 «Криптон»); самолётный радиолокационный запросчик-ответчик типа СРЗО-2М; самолётный радиолокационные ответчики типа СРО-2П; самолётный ответчик типа СО-69; станцию (аппаратуру) оповещения об облучении самолёта РЛС противника типа СПО-2 («Сирена-2»); аппаратуру радиоэлектронного противодействия СПС-1 (СПС-2).
Ту-95МР оснащён РЛС «Рубин-1Д»;
Ту-95М-5 оборудован РЛС «Рубин-1КВ» (система «Волга»);
Ту-95К оборудован РЛС изд.20 «ЯД»;
Ту-95К-22 — установлена РЛС «ПНА» (система «Кама»);
Ту-95МС оборудован РЛС изд. У009 "Обзор"
Средства разведки и целеуказания Ту-95РЦ — самолётная аппаратура системы «Успех-У» (самолётный бортовой комплект состоял из PЛC кругового обзора, транслятора, приёмно-декодирующей аппаратуры канала привязки (ответчик)); станция радиотехнической разведки «Ромб-4» литеров «А» и «В» (СРС-6 и СРС-7) и станция «Квадрат-2» (СРС-4); станция радиоразведки «Вишня» (СРС-5).
Вооружение Ту-95
Бомбовая нагрузка самолёта Ту-95 нормальная 6 тонн, в перегруз до 12 тонн и более. Самолёт имеет один термостабилизированный грузоотсек, где допускается размещение свободнопадающих (в том числе ядерных) авиационных бомб калибром до 9000 кг. Ту-95МС не имеет прицельного оборудования для применения свободнопадающих боеприпасов.
Ту-95КД и Ту-95-20 вооружались крылатыми ракетами Х-20 с ядерной боевой частью, предназначенными для поражения радиоконтрастных целей на дистанциях 300—600 км.
Ту-95В (существовал в единственном экземпляре) был переоборудован для использования в качестве средства доставки мощнейшей в мире термоядерной бомбы. Вес этой бомбы составлял 26,5 тонны, а мощность в тротиловом эквиваленте — 50 мегатонн. После испытания царь-бомбы 30 октября 1961 года этот самолёт больше по назначению не использовался.
Ту-95К-22 мог нести три крылатые ракеты Х-22, две на внешней подвеске и одну — полуутопленную в грузовом отсеке.
Ту-95МС, составляющий костяк стратегической авиации России, является носителем крылатых ракет Х-55. В модификации Ту-95МС6 в грузовом отсеке на многопозиционной пусковой установке барабанного типа размещается шесть таких ракет. В модификации Ту-95МС16 в дополнение к внутрифюзеляжной пусковой установке предусмотрена подвеска ещё десяти ракет Х-55 на четырёх подкрыльевых держателях и установлена СУРО (система управления ракетным оружием), аналогичная Ту-160. Оборудование для свободнопадающих боеприпасов с самолёта демонтировано.
Ту-95МСМ доработаны для применения ракет Х-101 и Х-102 и имеют держатели внутренней и внешней подвески.
Оборонительное вооружение самолётов Ту-95 состоит из 23-мм авиационных пушек.
На старых модификациях самолёта установлена система ПВ-23 (9-А-037) из шести спаренных пушек АМ-23 в трёх оборонительных стрелковых установках (верхней ДТ-В12, нижней ДТ-Н12, и кормовой ДК-12). На Ту-95К-22 вместо ДК-12 установлена аппаратура РЭБ. На модификации Ту-95МС смонтирована одна кормовая установка ДК-12 (9-К-037) с парой пушек АМ-23 или система с кормовой установкой 9-К-502-II (модификация от Ил-76), с двумя двухствольными пушками ГШ-23.
Тактико-технические характеристики Ту-95МС.
Экипаж:
- 7 человек
Размеры:
- Длина, м: 49,09
- Размах крыла, м: 50,04
- Площадь крыла, м²: 289,9
- Коэффициент удлинения крыла: 8,84
- Нагрузка на крыло, кг/м²: 638
Вес:
- Масса пустого, кг: до 98 500
- Максимальная взлётная масса, кг: 185 000
- Масса топлива, кг: 87 000
Двигатель:
- Силовая установка: 4 × НК-12МП
- Мощность двигателя, кВт (л. с.): 4 × 11 185 (15000)
Скорость:
- Максимальная скорость, км/ч: 830
- Крейсерская скорость, км/ч: до 700
- Длина разбега, м: 2540
Практическая дальность:
- 10 500 км
Практический потолок:
- 10 500 м
Вооружение
- Стрелково-пушечное: 2×ГШ-23
- Боевая нагрузка, кг (нормальная / максимальная): 7800 / 20 800
