«Авиация и Время» 1996 № 2 (16)

Текст добавлен: 7 октября 2016, 01:17

Текст книги "«Авиация и Время» 1996 № 2 (16)"

Автор книги: Автор Неизвестен

Жанры:

Газеты и журналы

сообщить о нарушении

Текущая страница: 6 (всего у книги 7 страниц)

Назад к карточке книги

Выбор пути

31 мая 1946 г. вышло постановление Совета Министров СССР №1145-471 о создании ОКБ №153 под руководством Олега Константиновича Антонова. В настоящее время в редакции готовится к выходу специальный выпуск журнала, посвященный этой славной дате, а пока публикуем воспоминания председателя Совета ветеранов АНТК им.О.К.Антонова В.Г.Анисенко о малоизвестных ранних работах коллектива в период, когда ОКБ еще находилось в Новосибирске.

Виктор Гаврилович Анисенко работает на АНТК с июня 1946 г. Долгое время руководил отделом силовых установок. Награжден орденом «Знак Почета», лауреат Ленинской премии СССР. В качестве ведущего конструктора продолжает трудиться и поныне.

Взлетевший 31 августа 1947 г. первенец антоновского ОКБ Ан-2 стал несомненной победой небольшой группы инженеров и рабочих,сплотившихся вокруг энергичного главного конструктора.

Однако для Олега Константиновича было очевидным, что это лишь первый шаг к большому успеху – чтобы продвинуться дальше, необходима новая серьезная работа. В инициативном порядке ОКБ приступило к созданию задела перспективных проектов летательных аппаратов.

В июле 1948 г. Антонов предлагает заказчику проект двухмоторного грузо-пассажирского самолета на 2-3 т коммерческой нагрузки, обладающего высокими взлетно– посадочными характеристиками. В сентябре того же года – проект четырехместного самолета (так называемого «партизанского»), взлетающего практически без разбега. Заказчик отвечает отказом поддержать эти предложения.

В реализации своих проектов Олег Константинович был настойчив и никогда от них не отказывался. Несмотря на негативную оценку проекта четырехместного самолета со стороны ВВС, Антонов в августе 1950 г. в письме на имя зам. председателя СМ СССР Н.А.Булганина пишет: «Я считаю, что четырехместный самолет с предельно высокими взлетно– посадочными качествами нужен Советской Армии... Прошу Вашего указания о включении в план опытных работ 1951 г. постройку такого самолета».

В июне 1951 г. Антонов повторно обращается к Булганину: «Прошло уже десять месяцев, как мною был предложен проект двухмоторного самолета короткого взлета с двумя моторами АИ-14Р, отличающегося предельно высокими взлетно– посадочными качествами. Главком ВВС С.А.Жигарев согласился и рекомендовал самолет к постройке, однако теперь седьмое главное управление МАП проявляет упорное нежелание осуществить проект, выдвигая одно за другим ряд несостоятельных возражений. Вновь обращаюсь к Вам с просьбой о задании на постройку самолета короткого взлета с грузоподъемностью 500 кг». Дальнейшая эволюция этого проекта привела к появлению в 1958 г. самолета Ан-14.

В тот же период ОКБ на основании решения правительства от 14 августа 1950 г. проводило интересные исследования по созданию беспилотного авиаприцепа для переброски техники воздушно-десантных войск на буксире за самолетами Ил-12 и Ту-2 с самостоятельной посадкой после отцепки на бреющем полете. Ведущим по этой работе О.К.Антонов назначил А.Ю.Маноцкова. Тема получила шифр «Б» – «Бобик».

Схема грузопассажирского самолета на 2-3 т (проект 1948 г.)

Схема буксировки малого авиаприцепа за Ан-2

Испытание сцепки авиаприцепа с самолетом Ли-2 (М 1:12 ) в аэродинамической трубе

После исследований в аэродинамической трубе был построен малый авиаприцеп в масштабе 1:3 от натуральной величины. Он предназначался для летных испытаний на жесткой подвеске за самолетом Ан-2. Первый полет прошел неудачно. «Бобик» проявил норовистый характер и вскоре после взлета перевернул Ан-2 на спину. Летчик В.А.Диденко, отцепив прицеп, сумел вернуть самолет в нормальное положение и благополучно посадить его. После этого случая по предложению Маноцкова на жесткую подвеску (дышло) установили стабилизатор и последующие испытания прошли вполне успешно. В дальнейшем решением министерства работы по авиаприцепу были прекращены.

Вышеуказанные проекты в тот период были не единственными, с которыми молодое ОКБ связывало свои надежды на будущее. Коллектив занимался разработкой реактивных истребителей[* Подробнее см. «АХ», №4'94.], а также специальных транспортных самолетов. Так, в марте 1950 г. Антонов в письмах на имя зам. министра и председателя авиационно-технической комиссии ВВС пишет: «Ознакомившись с проектом технических требований к двухмоторному транспортно-десантному самолету с боевой (коммерческой) нагрузкой в 4 тонны, считаю возможным принять на себя составление проекта такого самолета и постройку его, в случае одобрения проекта, в ОКБ-153». В августе он докладывает о том, что произведенные проработки и предварительные продувки модели показали возможность выполнения требований к взлетно-посадочным качествам этого самолета. «... Считаю возможным выполнить в 1951 г. работу в объеме эскизного проекта. Прошу о включении этой работы в план 1951 г.» В ОКБ эта разработка получила наименование изделие «Р».

В декабре 1951 г. Антонов направляет в министерство и заказчику предварительные материалы по транспортно-десантному самолету ДТ-5/8 с двумя турбовинтовыми двигателями. Именно эта работа в конечном итоге привела к созданию первого в СССР полноценного транспортного самолета Ан-8.

Поиски в архиве АНТК им. О. К.Антонова позволили дополнить рассказ В.Г.Анисенко

«Партизанский» самолет (СКВ)

Длина 9,5 м

Размах крыла 16,4м

Площадь крыла 40 м²

Проект предусматривал создание самолета короткого взлета (СКВ), предназначенного для переброски бойцов (партизан) и грузов общей массой до 600 кг с необорудованных площадок размером 20x20м. Столь феноменальные ВПХ обеспечивались высокой энерговооруженностью самолета (два двигателя АИ-14 по 260 л.с. при взлетной массе 2100 кг), низкой нагрузкой на крыло (50 кг/кв.м), наличием автоматических предкрылков и выдвижных закрылков. Такая механизация крыла в сочетании с переставным в полете стабилизатором позволяла получить посадочную скорость не более 55 км/ч при максимальной 210 км/ч. Шасси с большим ходом амортизации (до 700 мм) позволяло выполнять посадки с парашютированием.

Помимо основного назначения СКВ предполагалось использовать в качестве санитарного, сельхоз– или аэрофотосьемочного самолета. Проект получил положительное заключение экспертной комиссии ВВС и ЦАГИ, которая вместе с тем отметила: «Отсутствие предкрылка на центроплане может привести к преждевременному срыву потока с крыла; вопрос об устойчивости и управляемости на малых скоростях полета требует обширных продувок и исследований».

Самолет «Р»

Длина 18,8 м

Размах крыла 28,2 м

Высота 7,85 м

Площадь крыла 100 м²

Проект предусматривал создание десантно-транспортного самолета с полезной нагрузкой 3000 кг, улучшенными ВПХ и высокими эксплуатационными качествами, прежде всего удобством и быстротой погрузки и выгрузки. Главной особенностью самолета являлась объемная грузовая кабина (длина – 6,4 м, ширина – 2,55 м, высота – 2,26 м) со сквозным проездом, образующимся при откидывании вбок носового и хвостового обтекателей. Предполагалось, что загрузка самолета может осуществляться тельфером на монорельсе, втягиванием бортовой лебедкой, а также с помощью автомашины, проезжающей через грузовой отсек. Для облегчения загрузки самолета вручную его силовой пол располагался на уровне кузова автомобиля ГАЗ-61. Другой интересной особенностью проекта «Р» являлось расположение двух двигателей АШ-62ИР (1000 л.с.) в специальном моторном отсеке фюзеляжа. Передача крутящего момента на винты осуществлялась с помощью угловой трансмиссии. Такая компоновка силовой установки позволяла механику обслуживать двигатели в полете, а также создавала комфортные условия при ремонте на земле ночью и в непогоду.

Для обеспечения высоких ВПХ крыло снабжалось мощной механизацией: предкрылками на необдуваемых винтами участках крыла и выдвижными закрылками по всему размаху. Отсутствие мотогондол повышало эффективность винта и позволяло довести аэродинамическое качество самолета до 13 единиц. Для повышения проходимости проект предусматривал возможность установки гусеничного и лыжного шасси. Оборонительное вооружение включало два 12,7-мм пулемета.

Расчетные ЛТХ: взлетная масса – 13500 кг, максимальная скорость на высоте 1750 м – 300 км/ч, практический потолок – 4600 м, максимальная дальность полета – 1500 км.

Рассматривался двухбалочный вариант этого самолета с легкоотделяемой на земле грузовой кабиной. Через два года такая идея была реализована на американском самолете Fairchild ХС-120.

Воздушный прицеп

Выполненный О.К. Антоновым эскиз ВП для доставки бомбы ФАБ-500. 1942 г.

Беспилотным воздушным прицепом (ВП) Антонов занимался еще в 1942 г. Разрабатываемый им ЛА предназначался для буксировки истребителем тяжелой бомбы. Сцепка с самолетом осуществлялась посредством жесткой тяги (дышла), которая конструктивно являлась частью ВП. Это позволило исключить трос – слабое звено при буксировке беспилотного ЛА. В конце зимы в Тюмени была испытана модель ВП со взлетным весом 120 кгс. При буксировке за самолетом У-2 прицеп вел себя устойчиво и только при заходе на посадку наблюдалось небольшое раскачивание. В одном из полетов был сброшен макет бомбы ФАБ-500 весом в 50 кг, что не отразилось на поведении ВП.

В 1950 г. создавался ВП с полетной массой 4500 кг при нагрузке 3500 кг. По проекту длина фюзеляжа составляла 5,5-6 м; ширина – 2,6 м; высота – 1,8 м; удлинение крыла – не менее 5; площадь крыла – 36 кв.м; длина дышла – не более 1,3 м. Был проведен большой объем продувок динамически подобных моделей авиаприцепа в масштабах 1:35 и 1:12 за моделью самолета Ли-2 в аэродинамической трубе Т-203 СибНИА[* СибНИА – Сибирский научно-исследовательский институт авиации (филиал ЦАГИ) в Новосибирске]. Эти исследования позволили определить параметры прицепа, динамически устойчивого на буксире.

Решать проблему устойчивости предполагалось двумя путями. В первом варианте ВП рассматривался как ЛА, выполненный по схеме «утка». Стабилизатор с предкрылком устанавливался на передней части дышла, обеспечивая продольную балансировку на эксплуатационных углах атаки. Второй вариант – безмоментный: на этих же углах атаки вектор силы тяжести проходил вблизи центра давления крыла. В отличие от обычного ЛА этот авиаприцеп не имел необходимого запаса продольной устойчивости. Разработчики предполагали, что после отцепления ВП коснется земли через 0,5-0,8 с, и за столь непродолжительное время возникающие при посадке возмущения не смогут повернуть инертный прицеп вокруг поперечной оси на опасный для приземления угол.

Малый авиаприцеп

Модель одного из вариантов ВП

Для проведения летных исследований был построен по безмоментной схеме малый авиаприцеп, об испытаниях которого и вспоминает В.Г.Анисенко. Аппарат изготовили в основном из дерева. Фюзеляж – полумонококовой конструкции с фанерной обшивкой толщиной 2 мм. Съемная передняя часть – из дюралюминия. Двухлонжеронное крыло обтягивалось полотном. Шасси – 4-хопорное со свободноориентирующимися колесами (200x80 мм). Амортстойки – пневмомасляной конструкции. Дышло, выполненное из стальной трубы, имело резиновый демпфер.

Публикацию подготовил Вячеслав М.Заярин/ «АиВ»

Приложение: чертежи Ту-22

Краткое техническое описание Ту-22

Ту-22 – двухдвигательный цельнометаллический среднеплан. Планер изготовлен из алюминиевых сплавов, в основном из Д-16АТВ, АК-8 и В-95. Ряд узлов и агрегатов – из сталей ЗОХГСА и 27ХГСНА и магниевого сплава МЛ5-Т4. Неметаллические материалы применены в обтекателях антенн РЛС и РЭО, остеклении кабины и т.п.

Фюзеляж полумонококовой конструкции (85 шпангоутов) технологически разделен на пять отсеков. В негерметичном отсеке Ф1 (до шп.1) расположена часть блоков РЛС. Снизу ^ отсек закрыт стеклопластиковым обтекателем антенны РЛС. В герметичном отсеке Ф2 (шп. 1-13) находятся кабины экипажа, который состоит из трех человек. Впереди-снизу – штурман (навигация и наступательное вооружение, в разведварианте – фотооборудование), за ним, выше, спиной друг к другу – пилот и воздушный оператор (системы обороны, связь и энергетика). На Ту-22У вместо кабины оператора организована кабина пилота-инструктора. В негерметичном отсеке ФЗ (шп. 13-33) размещаются: ниша передней ноги шасси, топливные баки №№1 и 2, фоторегистраторы АРА-34-ОК, спасательная лодка (по правому борту), блоки радиосвязного и агрегаты общесамолетного оборудования. В средней части отсека Ф4 (шп. 33-60) – центроплан крыла (с топливным баком №4), а над ним – топливный бак №3. За центропланом находится грузовой отсек (длина 6920 мм, ширина 1360 мм, высота 1950 мм), в котором, в зависимости от модификации, размещается вооружение или целевое оборудование. В отсеке Ф5 (шп. 60-85) находятся топливные баки №№ 5, 6, 7, тормозной парашют, агрегаты системы управления самолетом, убираемая подфюзеляжная опора и кормовая стрелковая установка. К Ф5 крепится вертикальное оперение и гондолы двигателей, а также горизонтальное оперение.

Крыло – стреловидное с корневым наплывом, двухлонжеронное, кессонной конструкции. Стреловидность по линии 25% хорд – 52⁰14'30'’, удлинение (без учета наплывов)

– 3,7, сужение – 3,68, угол поперечного «/»-минус 2,5°, угол установки – +1°. Крыло имеет постоянную по размаху относительную толщину – 6%, корневой профиль П-60, концевой

– СР-8. На верхней поверхности расположены аэродинамические гребни, а в законцовках – противофлаттерные грузы (до 35-й серии выпуска). Технологически разделено на пять агрегатов: центроплан, левую и правую внутреннюю и левую и правую внешнюю части консолей. Механизация состоит из внешней и внутренней секций закрылков, отклоняющихся на угол до 35°. Начиная с 24-й серии выпуска, в их внутренних секциях выполнены фиксированные щели, с 1965 г. внешние секции переделаны в элерон-закрылки с углами поворота от +16° до -6°. Элероны оснащены триммерами-сервокомпенсаторами с осевой компенсацией и отклоняются на Т24°.

Хвостовое оперение выполнено по нормальной схеме. ГО -цельноповоротное, двухлонжеронное, кессонной конструкции. Угол стреловидности по 25% хорд 55°, поперечного «V» – 5°. Угол отклонения вверх +1°, вниз -19°. Вертикальное – двухлонжеронное, кесонной конструкции, стреловидностью 56°. Руль направления отклоняется на *25° и оснащен триммером.

Шасси – убираемое, трехстоечное, имеет дополнительную хвостовую опору без колеса. База шасси – 14,65 м, колея – 9,12 м. Передняя опора – управляемая, имеет два нетормозных колеса К2-1009 (1000 х 280 мм), убирается по потоку. Основные опоры оснащены четырехколесными тележками с тормозными колесами КТ-76/49 (1160 х 280 мм). Для сокращения пробега служат два тормозных парашюта, выпускаемых на скорости не выше 350 км/ч. Ддля уменошения разбега возможно применение стартовых ракетных ускорителей СПРД-63 тягой по 3500-5500 кгс каждый.

Силовая установка состоит из двух турбореактивных двигателей РД-7М2 тягой по 11000 кгс на номинальном и 16500 кгс на форсажном режимах. Двигатели являются развитием ТРД ВД-7М, которыми Ту-22 оснащались до 1965 г. Запуск осуществляется с помощью турбостартера ТС-29 (на самолетах с ВД-7М – электростартера-генератора СТГ-18ТБП). Воздухозаборники двигателей нерегулируемые. При работе на режиме малого газа носовое кольцо воздухозаборника с помощью электромеханического привода выдвигается вперед нз 188 мм, образуя щели дополнительного забора воздуха.

Топливо размещается в 32 резиновых непротектированных баках в фюзеляже и кессоне крыла. Его максимальный запас 54700 л (около 44,3 т). Из них в кессоне – 9400 л. Топливом служит авиационный керосин Т-1 или ТС-1, а для турбостартера– бензин Б-70. Централизованная заправка производится через горловину на левой консоли крыла. При необходимости уменьшения посадочного веса через специальные клапаны под крылом и хвостовой частью фюзеляжа за 15 минут может быть слито около 28 т топлива. На Ту-22РД/КД/УД/ПД/РДК/РДМ установлена система дозаправки в воздухе, включающая пневматически «выстреливаемую» штангу топливоприемника и дополнительные агрегаты перекачки топлива.

Системы и оборудование. Гидросистема состоит из двух основных, дублирующих друг друга, и одной аварийной систем, обеспечивающих работу гидроусилителей управляющих поверхностей, уборку и выпуск стоек и торможение колес шасси, открытие и закрытие створок грузоотсека. Основные системы запитываются двумя насосами НП-43, поддерживающими рабочее давление гидрожидкости АМГ-10 в пределах 210 г/кв.см. Аварийная гидросистема работает от двух турбонасосов АТН-15, выпускаемых в поток в месте стыка крыла с фюзеляжем. Для стеклоочистителя фонаря имеется отдельный гидропривод, обслуживаемый насосом НП-48.

Пневмосистема служит для: управления противообледенительной системой двигателя и воздухозаборника, наддува отсеков с блоками радиоэлектронной аппаратуры, аварийного открытая входных люков экипажа и отклонения штурвала и педалей при катапультировании, наддува герметизирующих камер кабины, управления механизмами заслонок обдува агрегатов двигателей, управления лентами перепуска воздуха на двигателях, выпуска турбонасосов запитки 3-й гидросистемы, открытия замков створок контейнера и сброса тормозных парашютов, открытия клапанов аварийного слива топлива. Рабочее давление 150 кг/кв.см создается двумя насосами АТ-150МД, расположенными на двигателях, а в аварийной ситуации – от десяти баллонов со сжатым воздухом.

Электросистема служит для выпуска и уборки закрылков, управления стрелковой установкой и замками бомбодержателей, работы пилотажно-навигационного, связного, общесамолетного и специального оборудования, а также для аварийного открытия створок грузоотсека. Она состоит из систем.

– постоянного тока напряжением 27В, вырабатываемого генераторами ГС-18ТП (СТГ-18ТБП на Ту-22 с двигателями ВД-7М). В аварийной ситуации – двумя аккумуляторами 12САМ-55;

– переменного однофазного тока напряжением 115В и частотой 400 Гц с преобразователями ПО-6000, ПО-500 и ПО-500Л;

– переменного трехфазного тока напряжением 36В и частотой 400 Гцс преобразователями ПТ-1000ВС и ПТ-200Ц;

– переменного трехфазного тока напряжением 200В и частотой 366-580 Гц с генераторами СГС-30-8.

Система управления (СУ). Для привода руля направления служит гидроусилитель РП-23У, а для элеронов – РП-22У. Стабилизатор приводится РП-21А и аварийно может управляться с помощью электромеханизма МУС-6. Выпуск-уборка закрылков производится с помощью электромеханизма МПЗ-16. Для имитации аэродинамической нагрузки на штурвале по мере отклонения в СУ введены два пружинных загружателя. Триммирование усилий от пружинных загружателей производится с помощью электромеханизма. Для гашения произвольных колебаний самолета использованы демпферы: ДТ-105А (горизонтальное оперение) и Д-2К-115 (элероны).

Пилотажно-навигационное оборудование позволяет выполнять полеты в различных метеоусловиях днем и ночью, в том числе в автоматическом режиме с помощью автопилота АУ-105А. Включает в себя: систему ближней навигации РСБН-2С, доплеровский измеритель скорости и сноса ДИСС-1, радиокомпасы АРК-11 и АРК-92, радиовысотомер малых высот РВ-УМ, радиовысотомер больших высот РВ -25А, систему слепой посадки СП-50 и бортовые самописцы КРП-Ф, ГРП-2 и МРП-56П.

Радиосвязное оборудование состоит из: бортового переговорного устройства СПУ-7, радиостанций Р-802Г, Р-836 и Р-847, приемника Р-876 и аварийной радиостанции Р-851. Система госопознавания состоит из автоответчика СРЗО-2М с антеннами на фюзеляже и обтекателях на законцовках крыла. Для оповещения об облучении РЛС служит станция СПО-3 с антеннами на нижней поверхности крыла и гондолах шасси.

Навигационно-бомбардировочный комплекс Ту-22Р/П/У включает в себя: радиолокационный бомбардировочный прицел « Рубин -1 А», электрически связанный с ним навигацион – но-бомбардировочный автомат, оптический бомбардировочный прицел ОПБ-15А, электрический автопилот АП-7МЦ, курсовую систему КС-6А, звездно-солнечный ориентатор БЦ-63А, централь скорости и высоты ЦСВ-1М, элементы пилотажно– навигационного оборудования ДИСС-1, РВ-25А и АРК-11. Автопилот может работать в диапазоне высот от 0 до 14000 м и скоростей от 300 до1600 км/ч. На Ту-22К взамен РЛС «Рубин-1 А» установлена РЛС «ПН», служащая для наведения на цель крылатой ракеты Х-22.

Система кондиционирования воздуха (СКВ) служит для обеспечения комфортных условий работы экипажа и функционирования некоторых блоков РЭО. Отбор воздуха для СКВ осуществляется от двух маршевых двигателей (расход 1000 кг/час).

Система аварийного покидания включает: катапультируемые вниз кресла К-22 (минимальная высота безопасного катапультирования 230-245 м в горизонтальном полете и 340 м при планировании с выключенными двигателями), аварийные форточки летчика и верхние люки штурмана и оператора. Последние служат для эвакуации из самолета при посадке с убранным шасри. Летчик также может пролезть в кабин/ штурмана и воспользоваться его аварийным люком.

Вооружение самолета в зависимости от модификации и варианта использования включает: стрелковую установку ДМ-20 с пушкой Р-23, управляемую с помощью радиолокационного прицела ПРС-3 «Аргон-2» и телевизионного прицела ТП-1, авиабомбы или крылатую ракету Х-22, фотоаппаратуру либо аппаратуру постановки радиоэлектронных помех. Ту-22У оснащался только бомбардировочным вооружением.

Ту-22К, Ту-22Р и Ту-22П могут быть переоборудованы в бомбардировщик. При этом на первом из них демонтируется балочный держатель ракеты, на Ту-22Р – фотооборудование, а на Ту-22П – спецоборудование РЭБ. В зависимости от конкретной задачи в грузовом отсеке устанавливаются различные типы бомбодержателей. Нормальная нагрузка составляет 3 т, перегрузочная – 9 т. Самолет может брать одну авиабомбу ФАБ-9000М-54 или ФАБ-3000М-54, до 24 шт. ФАБ-250М-54 или ОФАБ-100, 18 шт. ФАБ-500М-54 или 12 шт. ФАБ-500М-62, 6 шт. ФАБ-1500М-54. С установленным в грузоотсеке автоматом постановки помех АПП-22 (сброс отражателей) Ту-22К и Ту-22Р * югут применяться как самолеты РЭБ.

Самолеты поздних серий вместо хвостовой стрелковой установки оснащались станцией постановки активных радиопомех СПС-151 (на ряде машин СПС-152 или СПС-153). В конце 70-х – начале 80-х гг. на ряде самолетов в гондолах шасси установили блоки ложных тепловых целей АСО-2И.

Тактико-технические характеристики вариантов Ту-22

Характеристики	«105» (расчетные)	«105А»	Ту-22Р	Ту-22КД
Длина, м	41,92	41,6	41,6	42,6 ¹⁾
Размах крыла, м	23,74	23,17	23,17	23,17
Высота, м	10,99	10,13	10,13	10,13
Площадь крыла, м.кв	166,6	162,25	162,25	162,25
Тип двигателей	ВД-7М	РД-7М2
Взлетная тяга, тс	2x16	2 х 16,5
Максимальная взлетная масса, т	80	85	92*	92 ²⁾
Расчетная посадочная масса, т	—	—	60	60 ³⁾
Масса вооружения, т 4)	3-6	3-9	3-9	5,7 ⁵⁾
Дальность полета, км	5800	5850	5650	4400 ⁶⁾
Практический потолок, м	13600	14700	13500	13300
Максимальная скорость полета, км/ч	1450	1510	1410 ⁷⁾	1600	1610 ⁸⁾
Длина разбега (без ускорителей), м	2250	1950	2830	2300	2700
Длина пробега (с тормозным парашютом), м	1420	1370	1700	1600	1900
Взлетная скорость, км/ч	—	—	410	410
Посадочная скорость, км/ч	—	—	330	330