Необходимая длина ВПП для нового самолета была принята равной 550 - 600 м. В этом случае он смог бы базироваться на 95% аэродромов Советского Союза. Кроме того, взлетно-посадочные характеристики Бе-30 должна была значительно улучшить планировавшаяся установка трансмиссии, связывающей между собой двигатели.

ОКБ представило свой аванпроект самолета в июле 1965 г. В первом квартале 1966 г. был разработан эскизный проект, а в августе макетной комиссии предъявили предварительный макет Бе-30. По техническому заданию экипаж должен был состоять из одного человека, но МГА выдвинуло требование о введении в его состав второго пилота. Проект переработали, включив в оборудование кабины второе рабочее место за счет уменьшения полезной нагрузки.

До окончания наземных испытаний трансмиссию на самолет решили не устанавливать. В марте 1968 г. предъявили основной макет, к которому у комиссии было несколько незначительных замечаний. Протокол был утвержден 11 апреля 1968 г.

Несмотря на то что макет предусматривал два рабочих места в кабине экипажа, первые две опытные машины были построены в варианте с управлением для одного летчика. Параллельно с постройкой опытной машины в конце 1967 г. начались работы над усовершенствованным вариантом Бе-30. На нем планировалось установить новое, более совершенное оборудование и устранить все выявленные на первой машине замечания.

На опытном производстве ОКБ было построено три прототипа Бе-30. Еще два планера собрали для статических испытаний, проведенных в 1967 г., и для испытаний в ЦАГИ.

Своевременной постройке опытных машин препятствовали отставание в разработке двигателей ТВД-10 (ОКБ Омского опытного моторостроительного завода, главный конструктор В.А. Глушенков), и малогабаритного специального оборудования. Полный комплект бортового оборудования был установлен только на третьей опытной машине. Поэтому изготовлялся специальный макет пилотской кабины.

Еще до начала летных испытаний самолет с металлическими макетами двигателей ("рабочие" ТВД-10 были еще не готовы) демонстрировался на выставке авиационной техники в московском аэропорту Домодедово 8 - 9 июля 1967 г. (туда и обратно его перевозили по железной дороге). В мае 1968 г. первый летный экземпляр Бе-30 №01 (изделие "П"), наконец, получил штатные двигатели и был передан ЛИКу для проведения заводских наземных и летных испытаний.

Первый полет на Бе-30 был выполнен с заводского аэродрома в Таганроге 8 июля 1968 г. В воздух машину поднял летчик-испытатель М.И. Михайлов. В этом же году были построены еще два опытных самолета. Машина №02 (изделие "2П") вышла на испытания в ноябре 1968 г., а №03 (изделие "ИП") с двойным управлением и полным комплектом малогабаритного оборудования - в апреле 1969 г. После окончания заводских доводочных испытаний ОКБ доработало техническую документацию, и 30 декабря 1968 г. самолет был предъявлен МГА на совместные государственные испытания 1-го этапа. К 1 сентября 1969 г. после выполнения 203 полетов программа испытаний была выполнена.

В период 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 всеобщий интерес, при перегоне Бе-30 в Москву экипажу приходилось по "просьбам трудящихся" снижаться над пролетаемыми аэродромами, чтобы показать машину. А в Донецке, уступив настойчивым просьбам и сорвав аплодисменты, даже прошли на бреющем над полосой.

В 1969 г. самолет Бе-30 №3 ("ИП") с 25 мая по 10 июня демонстрировался на Парижском Международном авиакосмическом салоне в Ле-Бурже, выполнив перелет туда и обратно за 24 ч 03 мин. Пилотировал его летчик-испытатель Ю.М. Куприянов. Весовое совершенство машины поражало современников. В конструкции самолета нашли применение много новейших по тому времени технологий. За экономию массы конструкторов щедро премировали.

Второй этап совместных государственных испытаний Бе-30 был завершен к 30 марта 1971 г., хотя испытания несколько раз прерывались из-за отказов двигателей ТВД-10 и доработок их системы управления.

В 1970 г. началось строительство опытной серии для проведения эксплуатационных испытаний. На опытном производстве ОКБ в кооперации с заводом им. Димитрова до декабря 1970 г. были построены пять самолетов Бе-30: заводские номера с №01 "ОС" по №05 "ОС". Эксплуатационные испытания проводились на трех самолетах Бе-30 опытной серии с марта по сентябрь 1971 г. Общий налет составил 1191 ч. 41 мин.

Единственным серьезным происшествием во время их проведения стала авария Бе-30 №03 "ОС" (СССР-67207) 16 сентября 1971 г., произошедшая из-за ошибочных действий бортмеханика. Самолет практически не пострадал.

Были проведены совместные летные испытания на больших углах атаки, по определению характеристик проходимости, испытания в условиях естественного обледенения, по отработке норм летной годности и других. Бе-30 летали при температурах до +40° в Ашхабаде и Марах, до -40° в Колпашево и Новосибирске. В Вентспилсе взлетали с галечной ВПП, чтобы определить, на каких режимах при реверсе винтов галькой побьет лопасти пропеллеров. Все эти полеты выполняли летчики Н.И. Андриевский, Е.А. Лахмостов и А.А. Лебедев.

По результатам испытаний ОКБ доработало самолеты Бе-30 №01 "ОС" и №05 "ОС". Основные доработки, выполненные на самолетах, были следующие:

• установлены новые двигатели ТВД-10 с увеличенной мощностью на взлетном режиме - с 950 до 1050 л.с.;

• увеличено количество посадочных мест для пассажиров с 14 до 19 человек;

• установлены (на одном самолете) откидывающиеся пассажирские сидения и складывающийся багажник (испытания концепции "багаж при себе");

• установлен бортовой грузовой люк размером 1300 х 1400 мм (на самолете №05 "ОС");

• установлен всережимный автофлюгер;

• увеличена максимальная платная нагрузка - с 1500 до 2000 кг;

• установлены дополнительные топливные баки.

В результате доработок существенно улучшились технико-экономические характеристики. Доработанному Бе-30 с ТВД-10 присвоили индекс Бе-32.

В отчете по государственным испытаниям Бе-30, утвержденном 30 марта 1971 г., в заключении указано: "Рекомендовать самолет Бе-30 в серийное производство после доработок по перечню № 1 и № 2".

Эксплуатационные испытания Бе-30 в Быковском авиаотряде показали надежность и безопасность их эксплуатации. Базируясь в аэропорту Быково, самолеты выполняли технические рейсы во многие города СССР, полеты выполнялись как днем, так и ночью. В сутки налет составлял от 6 до 14 ч. В процессе эксплуатационных испытаний самолета Бе-30 отказов материальной части практически не было.

В целом опыт эксплуатации самолета Бе-30 в различных аэропортах Прибалтики, Средней Азии, Украины, средней полосы РСФСР, Сибири и других районах при температурах от +45 до -40 °С показал высокую надежность и простоту обслуживания. Было выполнено более 4000 полетов с налетом около 3000 ч. На одном из самолетов выполнили 1500 посадок.

Высокие летно-технические характеристики сулили Бе-30 безоблачную карьеру. Но тут в его судьбу вмешалась высокая политика. Для поддержания чехословацкой авиапромышленности в рамках Совета экономической взаимопомощи (СЭВ) было принято решение о массовых поставках в СССР самолетов L-410 "Турболет".

В связи с этим Совет Министров СССР в 1972 г. принял решение о прекращении дальнейших работ по Бе-30. Однако работы по варианту Бе-32 еще продолжались.

На самолете Бе-32 в период с октября 1972 г. по июль 1974 г. провели испытания по отработке "Норм летной годности гражданских самолетов СССР" (НЛГС СССР), которые показали, что самолет Бе-32 соответствует "Нормам летной годности гражданских самолетов".

В период с августа по октябрь 1976 г. 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 компоновке на 19 мест и №05 "ОС" в компоновке на 14 пассажирских мест. Ведущим летчиком от ГосНИИГА был А. А. Лебедев. Результаты этой работы показали, что самолет Бе-32 превосходит самолет Ан-28, в частности по:

• скорости полета (450 и 350 км/час соответственно);

• дальности полета (1050 - 1400 и 770 км);

• пассажировместимости (18 - 20 и 10 - 12 мест);

• максимально допустимой скорости бокового ветра (18 и 10 м/с);

• комфорту для пассажиров и объему фюзеляжа;

• себестоимости перевозок (ниже на 45 - 50%);

• расходу топлива на 1 т/км (на 40% меньше);

• расходу топлива на перевозку одного пассажира - примерно в два раза меньше;

• возможности полетов в условиях обледенения;

• возможности дальнейшего развития и создания новых вариантов самолета.

Испытатели единодушно рекомендовали Бе-32 для замены самолетов Ан-2, Ли-2 и Ил-14, но их заменили ...чехословацкими машинами!

13 февраля 1976 г. в день рождения Г.М. Бериева на самолете Бе-32 летчик-испытатель Е.А. Лахмостов установил новые рекорды скороподъемности на высоту 3000 м (2 мин 24,6 с) и 6000 м (5 мин 17,8 с), побив тем самым достижения американского летчика Лилиенталя.

К сожалению, в силу ряда обстоятельств, их засчитали только как всесоюзные, поскольку пока наши спортивные чиновники не спеша оформляли рекорды в FAI, американцы успели свои достижения улучшить.

Результаты всех испытаний показали, что Бе-32 вполне соответствует тактико-техническим требованиям, выданным МГА к самолету подобного класса. Таганрогская машина получила высокую оценку летного состава и была рекомендована в серийное производство. Вся производственно-техническая документация, как и сам технологический процесс изготовления, были уже освоены при строительстве опытной серии.

Но, хотя все было готово, самолет в серию так и не попал. Это было вызвано многими причинами, в том числе политическим решением о закупке чехословацкого L-410, сменой руководства Министерства гражданской авиации (благоволившего к самолету министра гражданской авиации Е.Ф. Логинова сменил Б.П. Бугаев), отсутствием у ОКБ "своего" серийного завода.

К сожалению, после закрытия программы Бе-32 в 1976 г. не было принято никаких решений по консервации оставшихся машин, и постепенно их разбирали все, у кого возникало такое желание. К концу 80-х в "живых" осталось только два самолета опытной серии - №01 "ОС" (СССР-67205), чудом сохранившийся на заводском аэродроме в Таганроге и впоследствии превратившийся в Бе-32К, а также №05 "ОС" (СССР-67209), в 1983 г. ставший экспонатом музея в Монино. Еще один из опытных Бе-30 использовался в качестве учебного пособия в Таганрогском авиационном техникуме, но до настоящего времени он не "дожил".

На одном из опытных самолетов Бе-30 ("2П") впервые в Советском Союзе была установлена трансмиссия, соединяющая двигательные установки.

Ее предусматривали еще в эскизном проекте, однако отработка затянулась, и только после 500 ч работы на стенде механизм в декабре 1972 г. установили на самолет и проверили в воздухе. Всего выполнили около 50 полетов.

Результаты испытаний показали, что установка трансмиссии позволяет уменьшить потребную длину ВПП до 450 м, значительно упрощает пилотирование самолетом при отказах двигателя на взлете и в полете. Однако ее применение принесло ряд технических проблем, в частности, связанных с подбором подшипников с необходимыми параметрами.

Бе-30 должен был стать базовой моделью для целого ряда вариантов, в том числе:

• на лыжном шасси;

• поплавковый, с поплавками на месте основных стоек шасси;

• аэрофотосъемочный;

• служебно-административный;

• санитарный на девять лежачих и шесть сидячих больных и одного медработника;

• грузовой.

Кроме того, существовал целый ряд проектов разработанных как развитие самолета Бе-30.

Пассажирский самолет короткого взлета и посадки Бе-32П с четырьмя двигателями (1966 г.) или "воздушный автобус", как его назвали в ОКБ, имея основные летно-технические характеристики на уровне Ан-24, мог бы эксплуатироваться с тех же ВПП, что и Бе-30, т. е. 550 - 600 м. Для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета планировалось установить трансмиссию, связывающую между собой двигатели и систему управления пограничным слоем (на одном из его вариантов).

Пассажирский самолет Бе-30А (1970 г.) был разработан как вариант Бе-30. Как и прототип Бе-30А предназначался для перевозки пассажиров, багажа и почты на местных воздушных линиях. Однако количество перевозимых пассажиров увеличивалось с 14 до 24 человек. В салоне пассажирские кресла располагались по три в ряд. Это повлекло расширение фюзеляжа самолета на 440 мм и его удлинение на 855 мм. Взлетный вес Бе-30А возрос на 1000 кг, что потребовало усиления центроплана крыла, стоек шасси и использования пневматиков колес увеличенного размера, что, в свою очередь, увеличило длину гондол двигателей, куда убирались основные стойки шасси.

На Бе-30А планировалось установить два турбовинтовых двигателя ТВД-10А мощностью 1100 л.с. каждый. В остальном системы самолета максимально унифицировались с Бе-30.

Как и Бе-30, Бе-30А мог бы эксплуатироваться с небольших грунтовых аэродромов при прочности грунта 4 кг/м2. Находящийся на борту комплекс навигационного и радиотехнического оборудования, аналогичный использованному на Бе-30 №3 ("ИП"), гарантировал высокую безопасность полета в простых и сложных метеоусловиях.

Проект легкого многоцелевого самолета короткого взлета и посадки Бе-32 (1976 г.) предлагался военным и, в случае, если бы ВВС заинтересовались многоцелевым вариантом самолета, это дало бы серьезные аргументы ОКБ в его борьбе за запуск пассажирского Бе-32 в серию.

Многоцелевой Бе-32 был максимально унифицирован с базовым пассажирским вариантом. Основными отличиями было увеличение взлетного веса до 6500 кг (у Бе-32 МВЛ - 6100), а максимальной грузоподъемности до 2000 кг (Бе-32 МВЛ - 1500). Фюзеляж удлинялся 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 постарались сохранить отличные взлетно-посадочные характеристики, заложенные в Бе-30. Поэтому, как и его "прародитель", Бе-32 КВП, имея высокую энерговооруженность и небольшие взлетно-посадочные скорости, смог бы летать с грунтовых аэродромов с длиной ВПП 600-640 м и при прочности грунта 3 кг/см2.

Легкий многоцелевой самолет КВП Бе-32, по замыслу своих создателей, мог применяться в транспортном, десантном, санитарном и штабном вариантах.

В транспортном варианте загрузка и выгрузка грузов производилась с помощью легкосъемной кран-балки через бортовой грузовой люк размером 1,4х1,4 м (подобный установленному на самолете Бе-32 №05 "ОС"). Грузы в самолете размещались на полу или на съемном рольганге и крепились с помощью швартовочных строп, ремней, сеток или лент за бортовые и напольные швартовочные узлы. С самолета обеспечивалось воздушное десантирование грузов весом до 250 кг.

Десантный вариант Бе-32 предназначался для посадочного и парашютного десантирования личного состава и грузов. В кабине на бортовых откидных сиденьях могли размещаться 12 парашютистов или 15-17 солдат с полной выкладкой.

В санитарном варианте на самолете устанавливались 9 носилок и 6 бортовых сидений для раненых и больных. Имелось место для одного сопровождающего медицинского работника со столиком и необходимым оборудованием.

В штабном варианте в самолете размещались 5-8 человек, имелся стол для работы с картами. В передней части кабины устанавливался буфет, в хвостовой части - вместительный багажник и туалет.

Разумеется был и "аэрофлотовский" вариант усовершенствованного Бе-32, предназначенный для перевозки 14-18 пассажиров (в зависимости от компоновки салона), багажа, почты и грузов на местных воздушных линиях.

Дальнейшим развитием Бе-32 КВП должны были стать многоцелевые самолеты Бе-34, Бе-34А и Бе-36. Эти модификации имели бы расширенный на 700 мм фюзеляж, грузовой люк с рампой в хвостовой части и более мощные и совершенные двигатели. На их борту могли бы перевозиться различные крупногабаритные грузы, включая автомашину УАЗ-469.

Кроме основного назначения (для ВВС), самолеты Бе-34/34А/36 могли применяться в санитарном и административном вариантах, для обслуживания геологических партий, охраны лесов и учебно-тренировочных полетов. На них предполагалась установка лыжного и поплавкового шасси.

Однако все эти проекты остались только на бумаге.

Прорабатывался вопрос возможного военного использования самолета. Третья опытная машина ("ИП") имела люк в полу пассажирской кабины, который мог использоваться для десантирования парашютистов или размещения выдвижной пушечной установки. Покидание самолета через нижний люк опробовали парашютисты-испытатели ЛИИ. Пилотировали машину летчик-испытатель Ю.М. Куприянов и штурман Л.Ф. Кузнецов.

Летчики, летавшие на Бе-30/32, как испытатели, так и участвовавшие в эксплуатационных испытаниях, очень хорошо отзывались о новом самолете. Техническому составу Бе-32 тоже не доставлял особых хлопот. Отмечали легкость в пилотировании, современный комплекс пилотажно-навигационного оборудования, хорошую противообледенительную систему, реверс винтов (Бе-30 стал первым отечественным самолетом, способным рулить хвостом вперед).

Как вспоминал летчик-испытатель А.А. Лебедев, "когда тормоза колес на скользком грунте не дают эффекта, единственное спасение - реверс, и я им пользовался в свое удовольствие. И на стоянках рулить с ним легче, и на льду управляться с машиной проще, не говоря о том, что любой промах на рулении можно безболезненно поправить..." Лебедев участвовал также в испытаниях L-410 и, сравнивая его с Бе-30, сделал свой вывод: "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 воздушных линиях.

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 представляет собой полумонокок цельнометаллической конструкции. Конструкция фюзеляжа выполнена 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".