作者：冯文远
出版社：辽海出版社
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军用勤务机科技知识(下)试读：
前言
军用飞机是直接参加战斗、保障战斗行动和军事训练的飞机总称，是空军的主要技术装备。飞机大量用于作战，使战争由平面发展到立体空间，对战略战术和军队组成等产生了重大影响。
在现代战争中，军用飞机在夺取制空权、防空作战、支援地面部队和舰艇部队作战等方面，发挥着越来越重要的作用。揭开现代军用飞机的神秘面纱，让你具有广阔的大视野！
不论什么武器，都是用于攻击的工具，具有威慑和防御的作用，自古具有巨大的神秘性，是广大军事爱好者的最爱。特别是武器的科学技术十分具有超前性，往往引领着科学技术不断向前飞速发展。
因此，要普及广大读者的科学知识，首先应从武器科技知识着手，这不仅能够培养他们的最新科技知识和深入的军事爱好，还能够增强他们的国防观念与和平意识，能储备一大批具有较高科学文化素质的国防后备力量，因此具有非常重要的作用。
随着科学技术的飞速发展和大批高新技术用于军事领域，虽然在一定程度上看，传统的战争方式已经过时了，但是，人民战争的观念不能丢。在新的形势下，人民战争仍然具有存在的意义，如信息战、网络战等一些没有硝烟的战争，人民群众中的技术群体会大有作为的，可以充分发挥聪明才智并投入到维护国家安全的行列中来。
军用飞机是比较前沿的武器种类，我们学习其科学知识，就可以学得武器的有关先进知识。这样不仅可以增强我们的先进军事素质，也可以增强我们先进的军事科学知识。
军事科学是一门范围广博、内容丰富的综合性科学，它涉及自然科学、社会科学和技术科学等众多学科，而军事科学则围绕高科技战争进行，学习现代军事高技术知识，使我们能够了解现代科技前沿，了解武器发展的形势，开阔视野，增长知识，并培养我们的忧患意识与爱国意识，使我们不断学习科学文化知识，用以建设我们强大的国家，用以作为我们强大的精神力量。
为此，我们特地编写了这套“军用航空航天科技大视野”丛书，包括《军用航空科技知识》、《战斗机科技知识》、《歼击机科技知识》、《轰炸机科技知识》、《强击机科技知识》、《巡逻机科技知识》、《教练机科技知识》、《特种机科技知识》、《军用直升机科技知识》、《军用勤务机科技知识》
共10册，每册全面介绍了相应军用飞机种类的研制、发展、型号、性能、用途等情况，因此具有很强的系统性、知识性、科普性和前沿性，不仅是广大读者学习现代军用飞机科学知识的最佳读物，也是各级图书馆珍藏的最佳版本。
美国KB－50空中加油机
第一架KB－50于1955年12月首飞，1956年1月进入空军服役。这些加油机稳定进入到战术空军的作战清单中。
1957年11月，战术空军的KB－29已经完全被KB－50取代。到该年年底，所有的指挥部下属的空中加油连队配备齐了KB－50。战术空军对KB－50赞不绝口。
B－50没有发生严重的问题，他们如此可靠以至于指挥官们要求增加数量。额外的KB－50将很便宜，如果将多余的B－50送到海耶斯公司的改装线上，战术空军就是如此盘算的。然而，这个提议一直被忽视，因为改装线已经被关闭了，而新的KB－50J已经开始制造。
KB－50J是在B－50外翼下加装了两台通用电气的J47涡喷发动机，并安装必要加油设备改装而来的，总共改装了112架。J47发动机使KB－50J可以在更高的高度，携带更多的燃料，以更快的航速为飞机加油，使其可以在5186.1米、总重81419.8千克的条件下达到444英里的最大速度；并且有效减小了起飞距离，增大了爬升率。
KB－50从1964年开始陆续退役，其中一些KB－50参加了越南战争早期的行动，最后一架KB－50于1965年退役。
美国KC－10A空中加油机
总述KC－10A是美国空军的主要空中加油机之一，由MD－10客机改进而成，1981年3月开始投入现役使用，主要用于为各类飞机进行空中加油。
KC－10A是目前世界上功能最全、加油能力最强的加油机，该机拥有1个硬管加油点或3个软管加油点，可为美国各个军种不同类型受油口的飞机进行空中加油。机上最大供油量达90270千克，每分钟可加油5678千克。
KC－10A用途广泛，除进行空中加油外，还可担负货运任务或运送部队，还可为受油机提供通信导航支援，该机自身也可进行空中受油。
KC－10A机长55.35米，翼展50.35米，最大起飞重量267620千克，最大飞行速度965千米／小时，转场航程18507千米，实用加油半径1852千米，最大供油量90270千克，加油率5678升／分钟，加油飞行速度324～695千米／小时。研制历程
1971年DC－10型广体喷射客机交予各航空公司使用后，当时生产的厂商麦道公司随即进行将其改良为加油机的研发工作。1977年12月19日，美国空军根据性能、采购价格与寿限成本等因素，正式宣布选用麦道公司的DC－10型改良成空中加油机。
1978年11月，生产第1、2架KC－10A型加油机；1979年11月，增购4架同型机；1982年1月，采购第4批KC－10A型机。
第1架KC－10A型加油机于1980年7月12日顺利完成首度试飞；同年10月30日，KC－10A型机与1架C－5运输机进行首次空中加油测试。1981年3月17日，美国空军正式接收第1架KC－10A型加油机。相较于全新研制的军用加油机，由购并麦道公司的波音公司所研发生产的KC－10A型，因是从DC－10－30CF型越洋商用货机改良而来，在系统上有88%的共通性，因此在商用机市场的支援能量下，降低了获得与操作成本。结构特点整体构造
KC－10A型机身是广体客机设计，采半硬壳金属构造，驾驶舱、货舱、加油操作舱与机舱走道等部分有加压空调。悬臂式设计的主机翼，装有前缘缝翼、翼面扰流装置与后缘襟、副翼。鼻轮为双轮式，主起落架的配置较为特别，除采前后2组双轮设计的左、右起落架，在机腹中线还有1具双轮式起落架。空间设置
KC－10A机身上半部驾驶舱的后方为货舱，宽5.7米，高2.5米，在左侧机翼前方装有一扇向上开启的大型舱门，机舱内部则设有动力滚轮与起重机，能轻易装卸美国空军现役的各型地面支援装备。至于原先DC－10型的各个舱门中，仅保留机身前段两侧各一扇作为人员进出舱门，机身后部右侧另外一扇则作为地面紧急逃生舱门。
货舱最大货物装载量为76843千克，最多将可装进27个货物板架，或搭载75名额外人员。动力装置
KC－10A配备了3具通用电机公司的CF6－50C2型高旁通比涡轮扇喷射发动机，每具推力23814千克。发动机的配置方式较为特别，除了每边机翼下各1具之外，2号发动机则是安装在机尾上方的垂直尾翅根部。由于CF6型发动机已广泛使用在DC－10型客机上，因此采购成本较低且可靠度高。优化设计
KC－10A型的主要改良部分，包括取消机身上大部分机窗与下侧货舱门，加装加油用油箱、军用航电装备、飞桁式及浮锚式空中加油设备、飞行员受油指示灯、临时机组员座位、改良加油操作舱、空中加油受油装置，以及卫星通讯装备等。后来美军又将15架KC－10A型加以改良，可在两侧机翼下方携挂加油荚舱。
另外，KC－10A型的机头顶部也装有受油口，因此本身也可接受KC－135型或另一架KC－10型的空中加油。油箱设计
机上除DC－10型客机原有的3具机翼主油箱之外，在机身下半部原本的货舱中，另外加装了7具未加压式一体成形油箱，分别是机翼前方3具与后方4具，油箱间并衬有吸收冲击能量材料，以提升安全性。此外，每具油箱在下部机身上，都装有独立的加油、换修舱门，以便于维修。
机上设计总载油量达161508千克，其中机翼部分为108211千克，机腹部分则为53297千克，几乎是KC－135型加油机容量的2倍。而一架KC－10A型的加油能量，能使一架满载的C－5型运输机最大航程几乎延长1倍。加油系统系统与装置
KC－10A型的空中加油系统位於后机身下方，包括中线处的麦道公司飞桁式加油杆，及其右侧的浮锚式软管2种，并搭配了自动负荷降低系统及独立脱离系统等，不但有效提升加油作业的安全性与便利性，也可在飞行中转换2种不同的加油装置。
此外，机上也装有夜间作业所需的灯光设备。与以往空中加油机的俯卧式座位不同，KC－10A型机尾的加油操作舱中，配置了手动加油控制装置、大型观测机窗、潜望观测装置，以及面向后方的操作员座椅，两侧并各有1具备用座椅，可供教官或观察员使用。加油方式
进行空中加油时，加油操作员采坐姿，透过机窗监看接受加油的飞机，并利用数位线传飞控系统控制加油杆作业，其中飞桁式的最大输油速率为每分钟4180公升，浮锚式则为每分钟1786公升。
由于－10A型机上配备了2种加油系统，所以不仅可为美国空、海军、陆战队及盟国的各型军机进行空中加油，加装翼下空中加油荚舱的KC－10A型，更可同时为装置受油口与加油探管的飞机加油。服役与年限
KC－10A型空中加油机自1981年起服役，共生产60架，当时隶属於空中作战指挥部，分别派驻在马区、巴克戴尔及强森空军基地。
1987年9月17日，一架停在巴克戴尔基地机坪上的KC－10A型加油机，因漏油引起爆炸而损毁，这也是美国空军唯一失去的KC－10A型加油机。
目前美国空军现役59架KC－10A型延伸者式加油机，配属空中机动指挥部，并自1994年起改换驻地，其中32架配属在纽泽西州麦魁尔基地的空军第305联队、后备空军第514联队，27架则配属加州崔维斯基地的空军第60联队、后备空军第349联队。
除了与KC－135型加油机投入1991年的第一次波斯湾战争，执行过大约51700次空中加油任务之外，1999年南斯拉夫内战期间，美国空军的KC－10A型加油机也曾执行过409次任务。
2003年的第二次波斯湾战争，KC－10A型空中加油机仍旧扮演了吃重的角色。至于以DC－10型货机改良为加油机的国家，除了美国，全世界只有荷兰空军曾於1992年，向民航公司购买2架该型中古货机，改良为KDC－10型空中加油机。
KC－10A型空中加油机的设计寿限为3万飞行小时，预计将可服役至2043年。不过随著民间航空公司逐渐汰换DC－10型飞机，维修、操作成本也将逐渐升高，到了2010年以后，美军势必要考虑新的替代机种。
美国KC－130空中加油机
KC－130是美国洛克希德·马丁公司在C－130运输机基础上发展起来的空中加油机。能够为战机进行空中加油，对空军执行远程任务具有重要意义。
在美国海军陆战队服役的KC－130飞机机队由37架F型和14架R型组成，分别装备在三个飞机中队和一个训练中队中。
KC－130采用软管—浮锚式加油系统。其优点是一架大型加油机上可装置数套加油设备，可以同时给几架战机加油。其缺点是对大气乱流相当敏感，衔接时比较困难，对飞行员的操作技术要求高；其次是输油速度慢，给大型军机加油时需要较长的作业时间。
KC－130发展了包括KC－130F、KC－130R、KC－130H、KC－130P、KC－130T等多种型号。
KC－130F加油机。美国海军陆战队需要一种装有加油管和锥形接头的可兼做空中加油机的战术运输机。1957年8月，2架美国空军的C－130A被借去在机身内安装了2个各载油1915升的油箱，并在机翼下安装了2个载有加油软管设备的吊舱。由于试验很成功，有46架KC－130F“大力士”被订购，并从1960年开始交货。
KC－130F加油机。以C－130B的机体为基础，最初安装的是艾利逊T56－A－7发动机，但后来重新安装了单台功率为3661当量千瓦的T56－A－16发动机，增加了1个13627升可拆卸的机身油箱和2个设备吊舱，燃油输送率达到每分钟1136升，加油机还可以输送自身的剩余燃油。最初该机的编号为GV－1，第一架生产型于1960年1月22日首飞。这种型号的飞机目前装备在美国海军陆战队和第152空中加油运输机中队、第252空中加油运输机中队、第253空中加油运输机中队、第352空中加油运输机中队和美国海军第22空中加油机中队。
KC－130R加油机。为了避免损耗，美国海军陆战队订购了14架基于C－130H的KC－130R加油机。这些飞机使用的是T56－A－16发动机，外挂油箱可载油10296升，货舱中增加一个13600升可拆卸油箱。最初飞机移交给在加利福尼亚埃尔托罗的第352空中加油运输机中队。
KC－130H／T加油机。虽然没有在美国军队中服役，但KC－130H（在许多方面与KC－130R相似）被成功地出口到7个国家。最新的海军陆战队改型是KC－130T，共有20架（以及2架加长的KC－130T－30）交付给了第234加油机中队和第452加油机中队。这种型号的飞机装有更新的电子设备、新的搜索雷达和改进的导航系统。“大力神”C.Mk1K加油机。马岛战争使英国皇家空军紧急要求增加空中加油机的支援。1982年5月，剑桥的马歇尔公司开始把一架标准的“大力士”C.Mk.1改装为加油机。机身上安装了4个容量各为4091升的油箱，在后舱门安装了4个空中加油Mk17B软管鼓型装置。这种飞机在1982年6月7日第一次试飞，3个月内有改装了4架。6架编号为“大力士”C.Mk.1K的这种飞机在莱纳姆运输联队服役。
KC－130加油机乘员6人，翼展40．41米，机长29．79米，机高11．66米；巡航速度556千米／小时，空重36279千克，最大起飞重量75433千克；实用升限8075米；最大载油量36296千克，最大可供油量23587千克；加油半径1850千米；起飞滑跑距离1091米，着陆滑跑距离518米。
美国KC－135空中加油机
KC－135加油机是波音公司在波音707原型机的基础上发展起来的，它所装的燃油都是JP－4型燃油，可以给多种型号的战斗机加油，也可供自身的发动机使用。它共有10个机身油箱，位于前后机身地板下和机尾地板上，还有一个中央翼油箱，此外，机翼两方各有一个主油箱和一个备用油箱。
KC―135加油机可以给各种性能不同的飞机加油。在加油时排除了让受油者降低高度及速度的麻烦，既提高了加油安全性，也提高了受油机的任务效率。它采用伸缩套管式空中加油系统，加油作业的调节距离5.8米，可以在上下54度、横向30度的空间范围内活动。
可以同时给几架战斗机加油。当它仅用一个油箱加油时，每分钟可以加油400加仑。前后油箱同时使用时，每分钟可以加油800加仑。
KC―135机组人员共4人，正、副驾驶，领航员及空中加油操纵员。加油操纵员的任务是完成加油机与受油机之间的联络、对接及控制加油量的工作。
该机的动力装置：KC－135R／T型加油机，4台CFM国际公司的CFM－56涡扇发动机。KC－135E型加油机，4台普拉蒂／惠特尼公司的TF－33－PW－102涡扇发动机。
推力：KC－135R加油机，每台发动机推力为21634磅；KC－135E加油机，每台发动机推力为18000磅。
KC－135加油机翼展39.88米，机长41.53米，高度12.7米，时速在9144米高空飞行时为853千米，升限15240米。
航程：转运68039千克燃料时的航程为2419千米；执行货运任务时高达17766千米。最大起飞重量146285千克，最大运油量90719千克，最大货运能力37648千克，乘员4人。
部署日期1965年8月，空军现役部队373架，空军国民警卫队和空军预备役268架。
美国KC－135A空中加油机
KC－135A“同温层油船”，早在1954年就完成首次试飞，至今仍是世界上唯一一种专为空中加油而设计的专用加油机。
KC－135采用的是伸缩杆式加油设备，加油时操作员俯卧在加油机尾部地板上，把伸缩的延伸管引入受油机的受油嘴。这种加油机的最大载油量为118100升，供油量75700升，加油速度为3400升／分钟，最大航程可达14400千米。这种加油系统的优点是，对大气紊流不太敏感，这在低空加油时尤为有利，且输油速度比锥套式快得多。
其缺点是，一次只能给一架飞机加油，而且不能给装有受油探管的飞机加油。截至1988年，波音公司为美国空军制造了732架KC－135A，至今仍有619架在空军服役。
1988年，美国着手一项将KC－135A改为KC－135R的改进计划，以使KC－135能服役到2020年以后，届时有的KC－135服役期将长达60年以上。
美国KC－30加油机
KC－30是在空中客车A330平台上改装而来的空中加油机，于2007年9月25日完成了首飞，成功进行了近四小时飞行。这架飞机的装配时间不到75天，计划于11月安装加油和军用系统。
KC－30加油机安装了先进的干扰系统能在战区直接给战斗机和轰炸机加油。
KC－30加油机美军已经为加油机列编了四百亿美元的预算，诺思罗普·格鲁曼公司的官员表示，体积庞大的KC－30加油机同样具有波音KC－767的优势。KC－30加油机可以比目前的KC－135加油机装载更多燃料，同时能够承载更多人员和货物。
KC－30加油机在体积上具有优势，可以比当前的KC－135加油机多携带2.04万千克燃料。这就意味着，首批订购的179架KC－30加油机相当于目前290架KC－135加油机的燃料携带量。此外，KC－30加油机可在战斗区域给战斗机和轰炸机补给燃料，而不用保持安全距离。因为它将安装干扰系统，能够躲避肩扛式导弹的袭击。
KC－30加油机的民用型A330的商业运作相当成功，至今已交付和订购量达1281架，在世界上有87家用户。民用型A330飞机的订单超过300架。
A330在世界军用飞机市场上也相当成功，已在前三个国际加油机竞争项目中战胜了KC－767。澳大利亚、英国和阿联酋都选择了A330平台作为它们的下一代加油机。
KC－30加油机生产计划是在成功民用市场运作经验的基础上制订的，因此能使美国空军相信他们的生产工艺可靠并具有柔性。
首架KC－30加油机完成飞行试验后，准备安装空中加油系统，它的配置与澳大利亚皇家空军的一样。澳大利亚的首架KC－30B加油机准备交付。这次首飞成功说明KC－30加油机小组有能力按时交付合格的系统，而且风险较低。
美国KC－97加油机
KC－97加油机是波音公司1951年推出的新型产品。美空军采购了800架。1952年，具备8个发动机的B－52“同温层堡垒”战略轰炸机服役，但同时暴露了KC－97型加油机的使用效率问题。
一架KC－97型“同温层货运机”加油机能够携带24040千克的航油，可有效为2架B－47轰炸机加油。而B－52的“胃口”更大，航油的消耗率更高，这就意味着一架B－52需要更多的KC－97加油机来支援。
此外，KC－97型加油机是活塞发动机，B－52为涡轮发动机，前者的飞行速度和高度都要落后于后者。在加油时，B－52不得不先降低到KC－97的飞行高度，加油完成后再爬升到正常的巡航高度，这意味着更多的燃油消耗。KC－97的速度比B－52低，如果要在指定地点实施空中加油，KC－97必须比B－52提前飞行，这无疑需要额外的战斗机进行护航。
3架B－52B需要78架KC－97加油机的支持，通过计算表明，两架KC－97只能完成一架B－52B加油需求的26%。可见，KC－97加油机还需进一步改进，才能满足B－52B的需求。
苏联图－16加油机
图－16是前苏联图波列夫设计局为前苏联空军设计的双发高亚音速中程轰炸机，是根据能对西欧北大西洋公约组织成员国的重要军事目标进行战略轰炸的要求而设计的。性能和尺寸大致和美国的B－47、英国的“勇士”、“胜利者”和“火神”轰炸机相当。
该机于1950年开始研制，设计编号为图－88。1952年首次试飞，1955年交付使用。图－16为服役编号。该机大约生产了2000架，1966年开始退役，到1992年仍在服役的各型图－16为63架左右。图－16的北约绰号为“獾”。
图－16的各型外形基本相同，只是设备不同，或局部外形有些改变。共有12种型别，分别是“獾”A、B、C、D、E、F、G、H、J、K、L。现在也有改为加油机的机型，海军航空兵约有30多架图－16加油机。
图－16采用细长流线型机身，后掠机翼，两台涡轮喷气发动机紧靠机身两侧，平尾和垂尾均有较大后掠角。
机翼。采用悬臂式中单翼，双梁盒形结构。整个机翼由中央翼、左右内翼、左右外翼组成。中央翼装在机身上，与内翼在机身两侧对接。内翼可卸，平面形状呈梯形。在内翼上装发动机短舱的前、中段及主起落架。在后部的滑轨上装襟翼。
外翼和内翼的构造相似。外翼翼尖可卸，后部内侧滑轨上装襟翼，外侧支架上装副翼。襟翼为后退开缝式，最大偏转角35°，沿滑轨顺气流后退。副翼有内补偿，并装有调整片。外翼前缘后掠角35°，内翼前缘后掠角45°，机翼相对厚度为12.5%。
机身。采用半硬壳式结构，椭圆形截面。机身由前气密座舱、前段、中段、后段和后气密座舱5个部分组成。前气密座舱包括以镁合金铸件为骨架的透明机头罩。各段对接面均为工艺分离面。前段及后段为油箱，中段为武器舱。
尾翼。采用悬臂式全金属结构，所有翼面均后掠。平尾前缘后掠角45°，为双梁盒形结构，升降舵为单梁全金属结构。垂直安定面为双梁混合式结构，翼尖为木质，方向舵也是单梁全金属结构。
起落架。由前、主起落架及尾橇组成。前起落架有油液氮气缓冲支柱，一对机轮刚性固定于缓冲支柱活塞杆头上旋转的轮轴上。前起落架装有转弯操纵机构，并有机轮中立机构，以保证机轮在起飞离地后能顺航向向后收入前起落架舱内。每个主起落架的小车架上装有前后并列的4个机轮，有油液氮气缓冲支柱，与小车架铰接。每个主机轮都有两个囊式液压刹车装置。
主起落架由液压收放作动筒向后收入机翼上的主起落架舱内。尾橇也装有油液氮气缓冲器，由电动机构向后收入机身内。机尾装有减速伞。
动力装置。采用两台AM－3或PД－3M涡喷发动机，前者推力为85.84千牛（8760千克），后者的推力为93.19千牛（9509千克），安装在紧靠机身两侧的机翼第2大梁后面的短舱内，并固定在机身上。发动机进气道一部分通过机翼两根大梁的腹板开洞穿过机翼，另一部分在机翼的下壁板之下通过。PД－3A和AM－3的性能基本相同，只是用PД－3时，飞机的起飞滑跑距离较短，爬升较快。
飞机全部燃油装在27个橡皮软油箱内，分布在机身、中央翼、内翼和外翼翼盒内，除最先使用的几个油箱外，其余均为防弹油箱。机内载油量为45450升。燃油系统分主燃油系统和起动燃油系统，机上还有空中加油系统和主燃油应急放油系统。
座舱。可以在正常情况下搭载6个乘员。其中两个驾驶员并列坐在驾驶舱内。除C型及D型外，领航员的位置均在玻璃机头内，座位的两侧及下部有装甲。后机身的尾翼下有观察舱。乘员从机身下面进入前、后乘员舱。每名乘员均有弹射座椅，在应急情况下，驾驶员向上弹射，其他乘员向下弹射。
液压系统。为两套独立的液压系统，即主液压系统和刹车液压系统。主系统用于正常收放起落架，开、关炸弹舱门及前轮转弯操纵。刹车液压系统用于正常及应急刹车，应急收放起落架及应急关闭炸弹舱门。两套系统的正常工作压力均为147.1×105帕（150千克／厘米2），并使用牌号为AMГ－10的液压油。
主系统的压力由发动机带动的435B高压油泵提供，应急时可用手摇泵HPO－1提供。刹车液压系统则用电动泵产生压力。两套系统共同使用一个油箱增压及通气系统。两套系统的液压油总容量为115～120升。电磁液压附件在两套系统中占很大比例。主系统及刹车系统均有蓄压瓶，前者用于消除油泵供油不均匀时产生的脉冲现象，后者用于进行主轮的正常及应急刹车。
操纵系统。包括硬式和混合式操纵两种。在驾驶舱内设有供正、副驾驶员使用的双重操纵系统。升降舵和方向舵采用硬式操纵，副翼采用混合式操纵，升降舵调整片采用УT－11电动机构操纵和钢索式机械操纵，方向舵和副翼调整片分别采用MП－100A－36和MП－100A－60电动机构进行操纵，襟翼由MП3－3M电动机构和襟翼螺杆操纵。飞机上还装有AП5－2M自动驾驶仪，其舵机和主操纵系统相连接。
另外，为防止停机时风吹舵面使操纵机构磨损，装有舵面停机制动装置，并与发动机的操纵系统相关联，防止未打开舵面制动装置就起飞。
图－16飞机的空调系统使用由发动机第七压气机来的空气给前、后气密座舱增压和加温。用活门APД－54自动保持座舱内部的空气压力，当飞行高度在2000米以下时可保持海平面压力；在2000～7200米范围内，可保持恒定的压力；在7200米以上时可保持座舱内、外压差为0.39×105帕（0.4千克／厘米2）的恒定值。
当飞机进入作战状态时，为防止座舱压力由于蒙皮穿孔而急剧降低，可用手调活门KKД进行调节。飞机上设有专门系统保证低空飞行时座舱的自然通风，飞机上还有液氧装置。
防冰系统。主要是使用由发动机压气机供给的热空气对机翼前缘加温，防止结冰。发动机短舱各部分的前缘也使用由发动机压气机来的热空气加温，防止在飞行时和地面试车时结冰。垂尾和平尾的前缘防冰采用电阻丝加温装置。此外，飞行员座舱前玻璃和领航员前面的瞄准玻璃采用电热防冰装置，其余用热吹风防冰装置。
电气系统。采用28＋0.5伏直流电源系统，由发动机带动的4台ГCP－18000直流发电机（每台发电机功率为18千瓦）及12－CAM－53蓄电池供电。发电机与蓄电池并联工作，电池也可作为储备电源用。另外还有115±3%伏、400赫兹的单相交流系统，由两个交替使用的ДO－4500变流器将直流电变为交流电。飞机的电路为单线制（利用飞机机体作回路），使用BЦBЛ和BЦBЛA两种导线。
机载设备。包括遥控天文罗盘ДAK（领航员使用，可根据天体位置求出飞机实际航向）；1PCБ－70或1PCБ－70M远距通信电台（用于指挥和发报）；PCИУ－3M超短波电台；ABPA－45应急救生电台；机内通话设备；远距无线电航行系统（PC、ДH－1）的接收机CПИ－1；盲目着陆系统CП－50；敌我识别系统：装代号为“克里姆林”－1敌我识别器（包括CP3询问机和CPO应答机两部分）或“克里姆林”－2（将询问机和应答机综合为一个设备CP30）。电子对抗设备有CПC－1或CПC－2电子侦察干扰设备，CPC－1电子侦察精测系统，CPC－3电子侦察粗测系统，TП－1或TП－2干扰机。PБП－4或PБП－6轰炸瞄准雷达，与光学瞄准雎具OПБ－11P协调工作，可进行盲目轰炸，射击瞄准雷达ПPC－1与光学射击瞄准具交联工作。
武器装备。图－16的炸弹舱位于机身中段，正常载弹量3000千克，最大载弹量9000千克。大型炸弹可挂于ДБД－6梁式炸弹架上，小型炸弹挂于KД－3、KД－4框式炸弹架上。采用水平投弹方式轰炸。海上作战时，可装载鱼雷或水雷。使用ЭCБP－49A电动投弹器进行单个或成组投弹。
经过改装的图－16可载单颗重量为2000千克的遥控炸弹。机上装7门射速为1250～1350发／分的AM－23型机炮，一门前炮是固定的，上、下、尾部活动炮塔各有两门机炮。3座炮塔组成飞机后半球的防御火力。上炮塔还可对前半球的上部进行射击。
图－16装有雷达照相机，观察和拍摄轰炸雷达瞄准具荧光屏上的图象。还有几种照相机分别用于昼间照相及检查投弹结果、昼间拍摄低空投弹结果和夜间照相。图－16侦察型可带6部照相机。弹舱内挂4部AФA－34照相机、一部AФA－42／75照相机和一部AФA－33／20照相机。
图－16可带下列几种空－地导弹：1、KC导弹（AS－1），吊挂于机翼下面，单枚或双枚连续发射（间隔70～90秒），发射时，飞机的高度为4000～5000米，速度为700千米／小时；2、AS－5空－地导弹，吊挂于机翼下面，发射时飞行高度为10000米，速度增加到850千米／小时；3、AS－2空－地导弹，吊挂于机身下面；4、AS－6空－地导弹。
图－16加油机翼展33.00米，尾翼翼展11.75米，机长34.80米，机高9.85米，机翼面积164.65米2；机翼后掠角35°，机翼展弦比6.6；主轮距9.78米，前主轮距10.90米。
空重37040千克，正常起飞重量（带弹3000千克）72000千克，最大起飞重量75800千克，允许着陆重量48000千克，最大载油量34360千克，载弹量3000～9000千克，允许使用过载（总重55000千克）＋3.17g，（总重大于55000千克）＋2.6g。
最大速度992千米／小时，低空限制速度小于760千米／小时；升限12800米，续航时间7小时20分；最大航程6000千米；活动半径2300千米，起飞滑跑距离1885～3165米，着陆滑跑距离2180米。
俄罗斯伊尔－78加油机
伊尔78加油机伊尔－78加油机由伊尔－76军用运输机改装而成，1978年交付使用。该加油机主要用于给远程飞机、前线飞机和军用运输机进行空中加油，同时还可用作运输机，并可向机动机场紧急运送燃油。它采用三点式空中加油系统，可同时为3架飞机加油。
目前，伊尔－78M空中加油机已投入小批量生产。伊尔－78、伊尔－78M是为俄罗斯空军和其他独联体国家空军所装备的主力加油机型。
伊尔－78外形上与伊尔－76没有太大的差别。它采用上单翼后尾式气动布局，翼展50.5米，机长46.5米，机高14.7米。其动力装置为4台D－30KP型涡扇发动机，单台最大推力达117.7千牛。该机的最大起飞重量为165吨，最大载油量76吨，最大平飞速度850千米／小时，巡航速度800千米／小时，实用升限1.3万米。机组人员7人。
伊尔－78保留了伊尔－76货舱的载运能力，但在机身内增设了两个较大的、可移动的金属油箱。在该机左右机翼的下方和机尾左侧，各装挂有一台UPAZ－1A型空中加油吊舱，每个吊舱的正常输油率为1000升／分钟左右。其最大可供油量达65吨，供油30吨时的空中加油活动半径为2500千米，供油60吨时的空中加油活动半径为1000千米。
伊尔－78与有世界空中加油机“王牌”之称的美国KC－135A空中加油机相比，很有自己所长。它的最大起飞重量比KC－135A的134.72吨要重30多吨，最大可供油量比KC－135A的46.8吨要重18吨多，实用升限也要高许多。看来，伊尔－78空中加油机在世界空中加油机中也有当“国王”的本钱，无愧“米达斯”的绰号。
现在，伊尔－78又有很大改进。改进型伊尔－78叫伊尔－78M。它在飞机的货舱内增设了第3个金属油箱，其最大可供油量提高到106吨。这大概是目前世界空中加油机之最了。
伊尔－78M和伊尔－78一样，采用的也是现今使用比较广泛的“软管”式空中加油系统，在机上共设有3个空中加油吊舱，2个新型的UPAZ－1M空中加油吊舱安装在主翼下方，另1个吊舱则位于机身尾部的左面。该机输油软管的拖出长度要大一些，在进行空中加油时安全性自然也就相对较高一些。新研制的UPAZ－1M空中加油吊舱，性能比UPAZ－1A吊舱先进，输油能力提高为大约2340升／分钟。
前不久，中国签署了购买数十架俄制伊尔76运输机和伊尔78加油机的合同。此前，中国虽有国产的轰油－6加油机，但是其装油量太小，无法满足SU－30等“大胃口”的战斗机需求，同时，轰六服役也接近40年，机体已经老久，使用轰油－6也是迫不得已，只能充当实验机而已。在引进了伊尔78加油机后，中国空军将摆脱“腿短”的问题，战斗力会大大增加。
英国VC－10K加油机
VC－10本来是英国的一种喷气式中远程民航客机，后来英国航宇公司将其改装成空中加油机，为英国皇家空军服务或出口国外。
VC－10客机由原英国维克斯—阿姆斯特朗飞机公司（后合并为英国飞机公司）研制。1958年开始设计，1962年6月首次试飞，1964年4月加入英国航班运营。
该机在外形设计中，采用了当时新出现的两项机翼设计新技术，即英国国家物理试验室提出的尖峰翼概念和皇家空军航空研究中心提出的可压缩流三元机翼设计理论。
在结构设计上，利用了已有喷气客机的设计经验，采用四台发动机分别吊装在机尾两侧的形式，以减小发动机噪音对乘客机舱的影响。为了保证安全，还采用了多路传力破损安全和疲劳寿命设计。
在系统设计上，广泛采用多重式和独立设计原则，有世界上第一种带有液氧设备客机之称。总体设计仍为常规形式，但由于发动机后置，机翼比较简洁，1／4弦处后掠角32°30′，采用全翼展前缘缝翼，两侧各有一个翼刀。
尾部为T形尾翼，采用后三点式起落架，主起落架为四轮小车式。
驾驶舱为三人制机组，客舱标准经济舱位可运载135名乘客，后来的超VC－10型可增至180名乘客。
四台罗耳新·罗伊斯公司生产的RCo.42型内外涵道涡轮喷气式发动机分两组并列吊装在机尾两侧，单台推力93.4千牛。
机载设备齐全，还采用了全自动拉平自动着陆系统。VC－10客机主要有两种型别，即VC－10和超VC－10。主要区别是后者改装了RCo.43型涡轮风扇发动机，机体加长了3.96米。超VC－10翼展42.73米，机长52.32米，机高12.04米，最大起飞重量152吨，最大商载26吨，最大巡航速度936公里／小时，最大油量航程公里。英国人称VC－10是第二代喷气式客机，但实际上其性能和飞行重量基本上与波音707－320和DC－8相似。VC－10总共生产了54架后因缺少订货而停产。
VC－10空中加油机由英国航宇公司在VC－10客机的基础上改装而成的。从VC－10客机改装成VC－10空中加油机主要在机载燃油系统和空中加油和受油设备三个方面。
VC－10空中加油机机翼内主要有1A、1～4号和4A共6个整体油箱，两翼翼尖处还各有一个小的通气油箱，总装油量可达到81480升。垂尾安定面内的整体油箱可载油5182升。原来的客舱改成了5个分隔的大油箱，每个可装载燃油3182升，总共15910升。英国早在40年代就开始研制空中加油设备，是世界上最早发明软管式空中加油设备的国家，多年来经过不断探索，更新换代，使这一技术一直保持领先地位，其产品出口美国等国家。
VC－10空中加油机装备的就英国人自己生产的软管式加油设备，可同时给三架飞机进行空中加油。中央加油软管装在右侧的两台发动机之间，软管铰盘装在垂尾根部的机身内。机翼外侧的机翼下吊挂着两个Mk.32型空中加油吊舱（内有软管铰盘）。
VC－10空中加油机机头装有固定的受油探管，可接受别的加油机加油。加油机和受油机的对接和脱离由一名随机工程师控制，可通过电视屏幕进行监控。目前已改装了27架VC－10空中加油机，主要型别有VC－10K.Mk2、Mk3和Mk4等。
英国胜利者K2型空中加油机
胜利者K2为英国汉得利－佩奇公司研制的一种四发动机喷气式亚音速中程战略轰略机。曾以速度快、飞得高、航程远独树一帜，后逐渐改装为空中加油机。结构特点“胜利者”采用月牙形机翼和高平尾布局，四台引擎装于翼根，采用翼根两侧进气。
机翼采用悬臂式中单翼。展弦比5.55。翼根弦长11.12米，翼尖3.01米；内翼相对厚度16%，中翼9%，外翼6%；内翼上反角－4°36＂，中翼＋36＂，外翼－1°；安装角4°48＂；内翼前缘后掠角52°12＂，中翼44°18＂，外翼35°12＂。
全金属结构，内翼由三根梁组成两个抗扭盒，起落架外侧由四根梁组成三个抗扭盒。每侧机翼只有八块承力翼肋。蒙皮为波纹板夹层壁板，外面板与波纹板夹层点焊连接，内面板用铆钉连接。翼梁和翼肋的腹板也采用夹层壁板结构，以提高抗弯刚度。外翼后缘的全金属副翼由电驱动的液压助力器操纵。内侧后缘装有富勒式襟翼，外翼前缘系装前缘襟翼，后改为固定的下垂前缘。
机身采用全金属半硬壳结构。中部弹舱门用液压收入机身。尾锥两侧是液压操纵的减速板。
尾翼采用全金属悬臂式结构。采用带上反角的高平尾，以避开发动机喷流的影响。蒙皮为波纹夹层壁板。升降舵和水平安定面具有两块抗剪腹板和四块翼肋，垂直安定面则采用三梁抗扭盒形结构，升降舵由电驱动的液压助力器操纵。垂尾和平尾前缘均用电热除冰。
起落架采用可收放前三点式。八轮小车式主起落架采用油－气减振器，向前收入翼根。并列双轮前起落架可操纵转向，向后收入机身。主轮尺寸27×6.5，前轮尺寸30×9.0。采用盘式刹车和防滑装置。机尾装有防撞机轮和着陆减速伞。
动力装置采用“康维”11，单台起飞推力7825千克；“康维”17，单台推力9344千克。直径1067毫米，长度3454毫米，涵道比0.3。燃油贮于机翼和机身的软油箱，载油量30～32吨。作加油机时，弹舱内挂两个油箱。为缩短起飞距离，每边翼根可加装1具迪－海维兰公司的Spectre火箭助推器，可使胜利者在500米的跑道上作短距起飞。
座舱采用气密座舱内五个成员。正副驾驶采用马丁－贝克3L和3LS弹射座椅。后排为领航员、雷达操作员和电子设备操作员。
系统增压系统使气密座舱压差保持在0.63千克／厘米。液压系统用于起落架收放、炸弹舱门、前后襟翼、减速板、前轮转向和机轮刹车的操纵。电源为四台200伏特400赫兹三相交流发电机，通过变流机提供28伏直流电，通过变压器提供115伏400赫兹三相交流电，通过变频装置提供115伏1，600赫兹单相交流电。应急电源为冲压涡轮带动的一台200伏400赫兹三相交流发电机和两个28伏蓄电池。
机头装有雷达，尾锥内装有电子对抗装置。武器有一枚“蓝剑”核导弹，半埋式挂于机腹弹舱，或35枚454千克常规炸弹，或四枚美制“天弩”空地导弹（机翼下每侧两枚）。装备情况及型号演变
英国汉德利佩季公司继二战成功推出哈利法克斯轰炸机后，开始将目光投向新式的先进轰炸机。一种无尾后掠翼方案成为他们垂青的计划之一。空军对此颇感兴趣，1947年初提出设计要求，官方代号（B.35／46）。1949年签定原型研制合同，共制造两架原型机。在汉德利佩季公司内部，最初的设计编号为HP.75，后发展成HP.80。该机成为三种著名的V系列轰炸机之一。公司计划该机1951年投入现役———面对众多V系列轰炸机的制造商，空军参谋部在分配业务上多少有些无奈。
为避免研制风险，汉德利佩季公司决定先在一种小型机体上测试他们新设计的月牙机翼／尾翼。他们购买了休泼马林510的机身，短暂停留后运往不莱克本，在那儿安装上月牙型机翼和T型尾翼，代号B.2或HP.88，内部编号VX330。由于试飞太晚，它被用作胜利者计划测试的一部分。该机于1951年8月26日的事故中坠毁。
1952年中期，第一架HP.80准备就绪，因为汉德利佩季公司在拉德雷特的机场跑道不够长，所以飞机从陆路被运往伯士康当。在当地重新装配后，WB771于当年12月24日（平安夜）试飞成功。与HP.75A型最初的无尾设计不同，HP.80拥有巨大的T型尾翼，保留了月牙型的机翼设计，此设计可使整个机翼沿展向的临界马赫数保持一致。相对于火神和勇士，HP.80拥有更大的弹舱和更宽敞的机组座舱。
火神与勇士是串列式密封座舱，因而比较狭窄。胜利者的座舱一直延伸至机鼻，提供了更大的空间和更佳的视野。由于机鼻雷达占据了机鼻下部的非密封隔舱，胜利者的座舱必须高高在上，这样其他机组成员的工作空间几乎与飞行员同处一个平面，事实上，飞行员的位置还要更低一些，也就是按照一般的轰炸机布局，如二战时的B－17、B－24，领航员、无线电操作员、投弹手是工作在驾驶舱前下方的。6月，公司得到25架飞机的订单，此时官方正式命名为胜利者。
与勇士和火神一样，胜利者只有飞行员配备了弹射座椅。最初的设计包含了整体式弹射舱可保证所有机组人员的安全，但巨额的研制费用让空军的头头脑脑们望而却步，1950年终止了该型弹射舱的研制。于是只有飞行员配置了弹射座椅，其他机组人员遇到紧急情况时只有自求多福了。
首架HP.80（WB771）和第二架WB775很快便在使用中发现问题，特别是重心偏移十分严重。后续生产的飞机加长了前机身以改善这一情况。这一改变无意中提高了成员的逃生几率。原先的设计中，
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