Historia TS-16 Grot
198b Rozdział 1965 rok. PZL TS-16 Grot.
PZL TS-16 Grot to miał być samolot szkolno-treningowy i szturmowo-bojowy o prędkości naddźwiękowej. Samolot miał być przeznaczony dla Wojska Polskiego zastępując samolot PZL TS-11 Iskra. Jednak samolotu nie zbudowano i samolot pozostał w formie projektu.
Bardzo trudno jest pisać o samolocie, który nie latał, a nawet nie powstał w formie prototypu. Jednak trzeba o nim napisać, gdyż świadczy on o aspiracjach Polskiej myśli twórczej konstruktorów i możliwościach Polskiego przemysłu na przełomie 50/60-tych lat. Co jest bardzo istotne samolot miał ogromne szanse stać się rzeczywistą maszyną latającą, a nie tylko papierowymi nadziejami. Pisząc ten Rozdział zebraliśmy wszystkie możliwe informacje na jego temat, co poniżej przedstawiamy.
Założenia konstrukcji.
Z końcem 50-lat było pewne, że samoloty o naddźwiękowej prędkości zagoszczą na stałe w lotnictwie wojskowym, także i Polskim. (Toczono w tym czasie już rozmowy z rosjanami na temat pozyskania myśliwców MiG-19). W tym okresie loty z prędkością naddźwiękową uznawano, i słusznie, za niezwykle trudne i niebezpieczne. Dlatego wymagały one szczególnego treningu. Nie wyobrażano sobie, aby ze szkoły lotniczej wypuścić pilota, absolwenta, który nie wykonałby ani jednego lotu z prędkością naddźwiękową i uczył się tej sztuki dopiero w jednostce bojowej.
Czy nasze władze poszły drogą wyznaczoną przez amerykańskie lotnictwo, czy był to czysty przypadek, trudno dzisiaj dociec. Jedno jest pewne, że w USA w 1955 roku, powstał samolot naddźwiękowy szkolno-treningowy Northrop T-38 Talon, który pierwszy lot wykonał w 1959 roku, zbudowano go w około 900 egzemplarzach, a w 2008 roku, jeszcze nie było planów, aby z niego zrezygnować. Mało tego, z T-38 rozwinęła się wersja myśliwska F-5 w wielu odmianach. Jest nie prawdopodobne, aby Polska konstrukcja stała się takim gigantem, lecz na skalę lokalną niewykluczone.
Około 1958 roku, w Dowództwie Wojsk Lotniczych opracowano WTT na samolot szkolno-treningowy o prędkości naddźwiękowej dla uczniów-pilotów ostatniego roku szkolenia, którzy byli już znacznie zaawansowani w pilotażu maszyn poddźwiękowych. Możemy być niemal pewni, że WTT były wstępne, a nie ostateczne. Dlaczego? Dlatego, że zaledwie dwa lata wcześniej (1956 rok) opracowano WTT dla samolotu TS-11 Iskra, który jeszcze nie wzbił się w powietrze. Ponieważ dla nowej konstrukcji decydującym wymaganiem była prędkość maksymalna, to w WWTT określono ją na Ma-1,3, a przypomnijmy, że dla TS-11 wyznaczono ją na Ma-0,8.
Co jeszcze znalazło się w WWTT? Na pewno rodzaj napędu. Zdecydowano się oczywiście na napęd Polskiej konstrukcji. Silniki stosowane w myśliwcach typu Lim nie nadawały się z uwagi na zbyt duże przekroje poprzeczne. Prawidłowym było zastosowanie silnika opracowywanego dla samolotu TS-11. Ale aby osiągnąć odpowiednią moc należało wyposażyć go w dopalacz i zamontować dwa egzemplarze. Logiczne widzimy, że silnik dla nowego samolotu otrzymał oznaczenie SO-2. Nawiasem pisząc silnik SO-1 był także dopiero w opracowaniu. Taka filozofia zespołu napędowego była bardzo spójna. Samolot startuje bez użycia dopalaczy, a tylko używa ich dla wykonania krótkiego przelotu naddźwiękowego. Obniża to maksymalnie zużycie paliwa przy jednoczesnym spełnieniu podstawowego wymagania. Nie sposób nie wspomnieć, o znaczmy zmniejszeniu kosztów B+R i przyszłej eksploatacji różnych samolotów na niemal identycznych silnikach.
Dla nowej konstrukcji określono górną granicę masy całkowitej na 5 000 kg, bo cięższy samolot wymagałby mocniejszego napędu. W WWTT określono także, że samolot ma korzystać z lotnisk gruntowych. Była także mowa o możliwościach wykonywania przez samolot pewnych elementów działań bojowych.
Prace początkowe nad TS-16 Grot.
Kto miał opracować ten samolot? Jedynym biurem mogącym podołać temu zadaniu było biuro profesora magistra inżyniera Tadeusza Sołtyka. Z jego zespołu w 1958 roku, wydzielono grupę konstruktorów zlecając im pracę nad projektem samolotu, który oznaczono TS-16 Grot. Oczywiście TS oznacza Tadeusz Sołtyk.
Ponieważ samolot miał wykonywać niektóre zadania bojowe, od samego początku logiczne stał się opracowanie dwóch wersji, jedno- oraz dwu-miejscowej. Brak drugiego członka załogi zwalnia dodatkowe miejsce i masę, które można wykorzystać dla zabrania większego ładunku uzbrojenia. Wersja jednomiejscowa otrzymała oznaczenie TS-11 A i została określona jako myśliwsko-szturmowa, natomiast wersja dwumiejscowa TS-11 B jako szkolno-treningowa. Do zadań bojowych zaliczono możliwość zwalczania celów naziemnych ruchomych i nieruchomych przy pomocy działka ( działek ), pocisków rakietowych i bomb. Do zadań szkolno-treningowych zaliczono szkolenie pilotów ostatniego roku szkoły lotniczej i trening w pilotażu załóg samolotów bojowych naddźwiękowych. Ponieważ wersja A i B miały jak najmniej różnić się między sobą, dlatego przewidziano umieszczenie w wersji A wyposażenia radiowego ( i innego ) w tylnej kabinie, a w dziobie zamontować silniejsze uzbrojenie strzeleckie. Mało tego, oszklenie obu wersji byłoby identyczne.
Aby zminimalizować ryzyko fiaska programu należało posiłkować się sprawdzonymi rozwiązaniami. Dlatego samolot musiał być opracowany w klasycznym układzie. Górnopłat lub średniopłat. Skrzydła skośne, ze skosem krawędzi natarcia około 40 stopni, dla uzyskania małego oporu przy jednocześnie wystarczającej sile nośnej. Usterzenie w układzie klasycznym, także skośne, a poziome płytowe. Kadłub maksymalnie wąski, a zespół napędowy umieszczony w tylnej części kadłuba. Przy projektowaniu postanowiono zastosować znaną od 1953 roku, tak zwaną „regułę pól”. Ma ona kluczowe znaczenie dla osiągnięcia prędkości naddźwiękowej przy dysponowaniu stosunkowo małą mocą zespołu napędowego.
Aby zmniejszyć koszty prac B+R należało w maksymalnym stopniu wykorzystać istniejące rozwiązania i podzespoły stosowane w Polsce ewentualnie w krajach RWPG ( Rada Wzajemnej Pomocy Gospodarczej ).
Prace przebiegały szybko i studium TS-16 zostało ukończono w grudniu 1959 roku i można byłoby przystąpić do budowy makiety naturalnej wielkości.
Studium TS-16 Grot.
Skrzydło. Otrzymało ono bardzo nowoczesny kształt. Jest ono dwutrapezowe. Bardzo przypomina skrzydło znanego nam w tym czasie Amerykańskiego myśliwca F-101, choć jest od niego jeszcze nowocześniejsze, gdyż ma uskok na krawędzi natarcia. Uskok na krawędzi natarcia spełnia identyczną rolę jak kierownica aerodynamiczna. W skrzydle wyróżnia się część przykadłubie i część zewnętrzną. Kąt natarcia 40 lub 45 stopni. Krawędź spływu przy kadłubie minus 10 stopni i tam umieszczono klapy. Z kolei na zewnątrz skos plus 10 stopni i tam umieszczono także klapy. Skrzydła nie posiadają lotek. Zastosowano laminarny symetryczny profil. Od uskoku na krawędzi natarcia nosek zakrzywiony jest do dołu.
Kadłub półskorupowy ukształtowano zgodnie z regułą pól. Za kabiną, a przed skrzydłami umieszczono boczne chwyty powietrza do silników. Zoptymalizowano je do pracy w zakresie prędkości Ma-1. Są one nieregulowane. Ich przekrój zbliżony jest do prostokątnego, a czoło jest skośne z wysuniętą do przodu górną krawędzią. Krawędzie są stosunkowo ostre. Każdy chwyt powietrza zasila jeden silnik. Silniki umieszczono w tyle kadłuba obok siebie. Z uwagi na niewielkie rozmiary silników kształt kadłuba w jego tylnej części jest maksymalnie podporządkowany regule pól. Dysze wylotowe silników są od siebie nieznacznie odsunięte i dodatkowo oddzielone specjalnie ukształtowaną płetwą będącą podstawą usterzenia pionowego. Taki układ dysz minimalizuje wpływ jednego strumienia gazów silnika na drugi. Jest to istotne z uwagi na mały ( graniczny ) ciąg silników. Płetwa ta stanowi także zasobnik taśmowego spadochronu hamującego.
Usterzenie pionowe klasyczne z podziałem na ster i statecznik. Poziome płytowe sterowane jak elewony, czyli pełnią rolę steru wysokości i lotek.
Podwozie trójpodporowe z pojedynczymi kołami podparte i całkowicie chowane w kadłub. Zarówno przednie jak i główne w kierunku do przodu. Podwozie główne było tak skonstruowane, że w pozycji schowanej jedno koło zachodziło na drugie. Było to pionierskie rozwiązanie praktycznie nigdy nie powtórzone. Pozwala ono zminimalizować objętość komory podwozia głównego, która jest praktycznie jedna.
Wyposażenie. W tym czasie awionika nie była aż tak bardzo rozbudowana i obejmowała podstawowe przyrządy pilotażowo-nawigacyjne. Z urządzeń zaliczanych do nowoczesnych należy wymienić; radio-dalmierz i celownik radiolokacyjny. Dla usprawnienia procesu szkolenia przewidziano zastosowanie symulatora uszkodzeń. System ten miał być sterowany z drugiej kabiny, a miał zakłócać wskazania przyrządów w pierwszej kabinie dla wyrobienia poprawnych nawyków szkolonego pilota. Jako uzbrojenie przewidziano działko kal. 23 mm. Brano pod uwagę zastosowanie węzłów pod-kadłubem i pod-skrzydłami dla przenoszenia uzbrojenia lub dodatkowych zbiorników paliwa. Prac w tym kierunku jednak nie podjęto.
Alternatywna konstrukcja.
W tym czasie w biurze konstrukcyjnym WSK PZL-Mielec opracowano studium porównawcze samolotu PZL M-16 STN. Był to samolot w układzie delta, bez usterzenia poziomego. Zespół napędowy podobnie jak w TS-16 złożony z dwóch silników SO-2.
Inny napęd TS-16.
Ponieważ prace nad silnikiem SO-1, a przez to nad silnikiem SO-2 przeciągały się poszukiwano innego rozwiązania. Na dodatek nie znano rzeczywistych własności silnika SO-2. W tym czasie na uzbrojenie Wojska Polskiego trafiła partia myśliwców MiG-19 napędzanych dwoma silnikami RD-9 B. Trzeba przyznać, że silnik RD-9 B był konstrukcją dopracowaną i niezwykle udaną. Ma małą średnicę, jest lekki i dysponuje bardzo korzystnym stosunkiem ciągu do masy. W 50-tych latach był podstawowym napędem rosyjskich doświadczalnych myśliwców serii E-2, E-4, E-5. Konstrukcji S. Tumańskiego o ciągu 1 x 2 550 kG ( 1 x 25,5 kN ) a z dopalaniem 1 x 3 237 kG ( 1 x 32,4 kN ). Silnik składa się z 10-stopniowej sprężarki osiowej, przy 5-stopniu upust przeciw-pompażowy, komora spalania z 10 rur żarowych, dwustopniowa turbina, dopalacz, trzy stopnie regulacji dyszy wylotowej. Maksymalna prędkość obrotowa wału wynosi 11 150 obr/min. Zużycie paliwa przy prędkości 1 000 km/h i wysokości lotu 11 000 m wynosi 0,12 kg/(N/h), a przy włączonym dopalaczu wynosi 0,18 kg/(N/h). Włączenie dopalacza powoduje wzrost zużycia paliwa o około 50 – 60 %. Silnik ten postanowiono wykorzystać do napędu TS-16 Grot. Studium TS-16 RD ( co oznacza silnik RD-9 B ), zostało ukończone już w lipcu 1960 roku, przewidując analogicznie jak poprzednio dwie wersje. Pierwsza TS-16 RD-A jednomiejscowa myśliwsko-szturmowa. Druga TS-16 RD-B dwumiejscowa szkolno-treningowa.
Do 1963 roku, opracowano w IL kompletny projekt wstępny samolotu Grot. Do badań tunelowych zbudowano dwa modele. Pierwszy mniejszy ze skrzydłami metalowymi, drugi większy. Przeprowadzono znaczną część dmuchań aerodynamicznych, w tym także w tunelu naddźwiękowym. Dla przyszłej komisji zbudowano także makietę w naturalnej wielkości samolotu TS-16 RD.
Bardzo możliwe, że oblot prototypu mógłby nastąpić w 1965 roku, dlatego w tytule Rozdziału umieściliśmy datę 1965 rok.
Koniec programu.
Na przełomie 1963r./1964r. prace wstrzymano. Oficjalnie z powodów ekonomicznych. Dokumentację samolotu Grot i jego modele zniszczono. Zespół profesora Tadeusza Sołtyka został rozwiązany. On sam został przeniesiony do konstruowania statków i automatyki okrętowej. Nie ulega wątpliwości, że podstawową przyczyną była niechęć władz sowieckich i części Polskich. Przerwanie prac nad samolotem nastąpiło niezwykle szybko i zaskakująco. Ówczesne władze Polskie niechętne były nowej konstrukcji. Decydenci z sobie tylko wiadomych powodów uznali, że produkcja samolotów odrzutowych w PRL będzie nieopłacalna. Idea ta zgadzała się z poglądami na rozwój Polskiego przemysłu lotniczego, prezentowanymi przez towarzyszy rosyjskich. Na czele koalicji przeciwko Polskiej konstrukcji był prawdopodobnie generał Wojciech Jaruzelski, który w 1962 roku, został Wiceministrem Obrony Narodowej. Ministrem Obrony Narodowej w latach 1956r.-1968r. był Marian Spychalski i to on uruchomił programy TS-11 i TS-16.
To cud, że w tym czasie nie zlikwidowano programu TS-11 Iskra, który także w tym czasie był na początku swojej drogi. Z początkiem sierpnia 1961 roku, na prototypie TS-11-03 Iskra piloci Józef Manet i Andrzej Abłamowicz polecieli do Moskwy, gdzie na lotnisku Akademii Lotniczej w Monino przeprowadzono próby porównawcze z sowieckim Jak-30 nb 90 i czechosłowackim L-29 Delfin nb 0003. Polski TS-11 wypadł najkorzystniej. Jednak Kreml zdecydował, że standardowym samolotem dla państw UW będzie L-29. Tylko w Polsce udało się wprowadzić do służby TS-11.
Mało tego, w uznaniu zasług związanych z opracowaniem samolotu TS-11 Iskra doc. mgr inż. Tadeusz Sołtyk otrzymał Nagrodę Ministra Obrony Narodowej. Natomiast w konkursie gazety „Życie Warszawy” za 1962 rok, cały zespół konstruktorski otrzymał tytuł Mistrza Techniki.
Czy samolot TS-16 Grot mógł osiągnąć sukces? Odpowiedź można uzyskać poprzez porównanie tej konstrukcji z podobnymi maszynami. Bardzo zbliżony do projektowanego TS-16 Grot jest amerykański Northrop T-38. Zbudowany także w układzie klasycznym z zastosowaniem reguły pól. Ma on także zespół napędowy złożony z dwóch silników. Mają one łączny ciąg równy 34,96 kN, czyli o 4,96 kN większy od ciągu dwóch silników SO-2. Silniki General Electric J85-GE-5 są większe i cięższe od silników SO-2. Masa własna T-38 jest większa o około 300 kg, a masa startowa o około 500 kg. T-38 jest także gabarytowo większy od TS-16 Grot. Dłuższy o ponad metr ( 1,13 m ), szerszy o 0,70 m i o kilka centymetrów wyższy. Wobec tych faktów bardzo możliwe jest, że samolot TS-16 osiągnąłby zakładane parametry, a głównie prędkość maksymalną.
Konstrukcja PZL TS-16 Grot.
Jednomiejscowy ( myśliwsko-szturmowy ), dwumiejscowy ( szkolno-treningowy ) samolot o prędkości naddźwiękowej, wolnonośny grzbietopłat o klasycznym układzie. Zbudowany zgodnie z regułą pól. Całkowicie metalowy. Podstawowym materiałem były stopy aluminium.
Skrzydła skośne o obrysie dwutrapezowym. Skos krawędzi natarcia wynosi 45 stopni. Wyposażono je w uskok na krawędzi natarcia. Krawędź spływu przy kadłubie minus 10 stopni i tam umieszczono klapy. Z kolei na zewnątrz skos plus 10 stopni i tam umieszczono także klapy. Czyli klapy umieszczono na całej krawędzi spływu, a wylane są 15 stopni do startu i 60 stopni do lądowania. Konstrukcja klap zwykła, wysklepiająca i są trójdzielne. Napęd klap hydrauliczny. Skrzydło otrzymało profil szybkościowy laminarny symetryczny. Od uskoku na krawędzi natarcia nosek zakrzywiony jest do dołu. Konstrukcja skrzydła jednodźwigarowa z dźwigarem pomocniczym skośnym, z wręgami i podłużnicami. Mimo nowoczesnego obrysu i profilu konstrukcja skrzydła jest tradycyjna. Pokrycie frezowane. Wnętrze skrzydła wykorzystano jako integralny zbiornik paliwa.
Kadłub półskorupowy, wręgowo-podłużnicowy. Pokrycie pracujące o różnej grubości. W przedniej części umieszczono wyposażenie awioniczne, komora podwozia przedniego i uzbrojenie lufowe. Kabina załogi w układzie tandem. Wentylowana i klimatyzowana. Klapy hamulców aerodynamicznych umieszczono w TS-16 na stateczniku pionowym, a w TS-16 RD na kadłubie poniżej statecznika pionowego, a nad usterzeniem poziomym. Spadochron hamujący początkowo planowano umieścić w spodzie kadłuba pod specjalna klapą podobnie jak w pierwszych wersjach Su-7, następnie w zasobniku pomiędzy dyszami wylotowymi silników. W TS-16 RD spadochron umieszczono w zasobniku u podstawy usterzenia pionowego, podobnie jak w Lim-6 bis.
Usterzenie pionowe klasyczne z podziałem na ster i statecznik. Usterzenie poziome płytowe, symetryczne, wolnonośne, o konstrukcji przekładkowej, wzajemnie zamienne. Pełnią rolę steru wysokości i lotek, czyli są to ster-lotki, inaczej elewony.
Podwozie trójpodporowe z pojedynczymi kołami podparte i całkowicie chowane w kadłub. Zarówno przednie jak i główne w kierunku do przodu. Amortyzatory olejowo-gazowe. Podwozie główne było tak skonstruowane, że w pozycji schowanej jedno koło zachodziło na drugie. Było to pionierskie rozwiązanie praktycznie nigdy nie powtórzone. Pozwala ono zminimalizować objętość komory podwozia głównego, która jest praktycznie jedna.
Zespół napędowy TS-16 A/B.
Samolot miał być napędzany dwoma silnikami SO-2, będącymi silnikami SO-1 wyposażonymi w dopalacz. Przewidywany ciąg wynosił 2 x 9,8 kN ( 2 x 1 000 kG ), a z dopalaniem 2 x 14,7 kN ( 2 x 1 500 kG ). Jak pokazały następne lata parametry te były jak najbardziej do spełnienia.
Silnik SO-2 był opracowywany w IL na bzie silnika SO-1, który został zamontowany na prototypie TS-11-03 i pierwszy lot z nim wykonał w dniu 28.04.1964r. W dalszej kolejności pracując nad silnikiem SO-2 zwracano uwagę nie tyle na jego maksymalny ciąg z dopalaniem, co na niezawodność układu dopalania. Jednostkowe zużycie paliwa nie było kryterium ostrym, gdyż loty na tego typu samolotach są przeważnie krótkotrwałe. Silnik SO-2 miał zachować wszystkie walory silnika SO-1; trwałość konstrukcji, prostota konstrukcji, temperatura przed turbiną poniżej 1 110 K, aby nie stosować chłodzenia łopatek turbiny, możliwość nieograniczonego lotu odwróconego ( na plecach ). Silnik SO-2 składa się ze; Sprężarki osiowej 7-stopniowej ( o wydatku powietrza 18 kg/s ) wirnik i korpus z zespołem kierownic. Pierścieniowa komora spalania z odparowaniem paliwa. Rurę żarową i osłonę wykonano ze stopu niklowo-chromowego. Komora ma 24 odparowywacze, które zasilane są przez 12 podwójnych strumieniowych wtryskiwaczy roboczych, 6 wtryskiwaczy rozruchowych, 2 świece wysokiej energii. Zespół turbinowy 1-stopniowy składa się z wirnika, zespołu kierownic, przegrody oraz osłony turbiny. Turbina konstrukcji reakcyjnej. Temperatura w rejonie turbiny dla silnika SO-1 w warunkach startowych wynosi maksymalnie 973 K. Za zespołem turbinowym umieszczono dopalacz z zespołem wtryskiwaczy. Dysza wylotowa regulowana (?).
Układ smarowania silnika składa się z dwóch obwodów; pierwszy – smaruje przednie łożysko pędni i napęd agregatów, drugi – smaruje środkowe i tylne łożysko pędni i jest układem otwartym z utratą oleju.
Rozruch silnika jest elektryczny przy pomocy prądorozrusznika zasilanego z lotniskowego źródła zasilania lub akumulatora pokładowego.
Silnik wyposażono w dwuobwodową instalację przeciwpożarową. Jeden obwód zasilany gazem neutralnym gasi rejon gorącej strefy silnika, drugi służy do gaszenia agregatów.
Zespół napędowy TS-16 RD A/B.
Samolot wyposażono w jeden silnik RD-9 B konstrukcji S. Tumańskiego o ciągu 1 x 2 550 kG ( 1 x 25,48 kN ) a z dopalaniem 1 x 3 237 kG ( 1 x 32,4 kN ). Silnik składa się z 10-stopniowej sprężarki osiowej, przy 5-stopniu upust przeciwpompażowy, komora spalania z 10 rur żarowych, dwustopniowa turbina, dopalacz, trzy stopnie regulacji dyszy wylotowej. Maksymalna prędkość obrotowa wału wynosi 11 150 obr/min. Zużycie paliwa przy prędkości 1 000 km/h i wysokości lotu 11 000 m wynosi 0,12 kg/(N/h), a przy włączonym dopalaczu wynosi 0,18 kg/(N/h). Włączenie dopalacza powoduje wzrost zużycia paliwa o około 50 – 60 %.
Paliwo umieszczono w kadłubie i w skrzydłach. Dla poprawienia sprawności silnika przewidywano podgrzewanie paliwa przed podaniem do wtryskiwaczy.
Wyposażenie.
Radiostacja UKF R-800, automatyczny radiokompas ARK-5, sygnalizator przelotu nad radiolatarnią MRP-48, radiowysokościomierz RW-2, busola żyromagnetyczna GIK-7, radio-dalmierz SRD-1, telefon pokładowy.
Wersja TS-16 B ( szkolno-treningowa ). Dla usprawnienia procesu szkolenia przewidziano zastosowanie symulatora uszkodzeń. System ten miał być sterowany z drugiej kabiny, a miał zakłócać wskazania przyrządów w pierwszej kabinie dla wyrobienia poprawnych nawyków szkolonego pilota.
Uzbrojenie: Wersja TS-16 A – dwa działka NR-23 kal. 23 mm. Wersja TS-16 B – jedno działko NR-23 kal. 23 mm. Ponadto 1 foto karabin S-1 dla rejestracji wyników szkolnego strzelania.
Brano pod uwagę zastosowanie węzłów pod-kadłubowych i pod-skrzydłowych dla przenoszenia uzbrojenia lub dodatkowych zbiorników paliwa. W uzbrojeniu podwieszanym przewidywano npr, kpr na podczerwień, bomby, zasobniki artyleryjskie. Prac w tym kierunku jednak nie podjęto.
Dane T-T TS-16 Grot:
| Dane T-T | TS-16 A | TS-16 B | TS-16 RD A | TS-16 RD B | miano |
|---|---|---|---|---|---|
| Rozpiętość | 7,00 | 7,00 | 7,00 | 7,00 | m |
| Długość | 13,00 | 13,00 | 14,40 | 14,40 | m |
| Wysokość | 3,90 | 3,90 | 3,90 | 3,90 | m |
| Powierzchnia nośna | 19,20 | 19,20 | 19,20 | 19,20 | m2 |
| Masa własna | 3 200 | 3 300 | 3 190 | 3 240 | kg |
| Masa całkowita | 5 000 | 5 050 | 4 945 | 4 946 | kg |
| Prędkość maksymalna | 1,3 Ma | 1,3 Ma | 1 460 | 1 460 | km/h |
| Prędkość wznoszenia | 85 | 80 | 92 | 90 | m/s |
| Prędkość przelotowa | 840 | 835 | 850 | 845 | km/h |
| Prędkość lądowania | 200 | 200 | 210 | 210 | km/h |
| Zasięg | 2 300 | 2 250 | 2 200 | 2 100 | km |
| Pułap | 14 500 | 14 450 | 14 410 | 14 400 | m |
Opracował Karol Placha Hetman