Прелюдией к созданию тяжелого бомбардировщика ТБ - 3 (АНТ - 6) в 1925 году, стало предложение Особого технического бюро по военным изобретениям специального назначения при ВСНХ СССР ("Остехбюро", ОТБ, г. Ленинград, в 1937 г. было передано в состав НКОП СССР, после чего разделено на три самостоятельных отраслевых института: НИИ - 20, НИИ - 22, НИИ - 36, ныне не существует), Центральному аэрогидродинамическому институту (ЦАГИ, ныне ГНЦ Центральный аэрогидродинамический институт в составе Национального исследовательского центра "Институт имени Н.Е. Жуковского", г. Москва, г. Жуковский Московской области) приступить к разработке проекта военного самолета, названного Т - 1 4РТ - 3. Машина задумывалась как транспортный самолет, предназначенный для перевозки на внешней подвеске тяжелой военной техники и даже катеров. Разработка нового самолета была поручена отделу авиации, гидроавиации и опытного строительства (АГОС, впоследствии ЦКБ ЦАГИ, после войны ОКБ Туполева, с 1992 г. - АООТ "АНТК им. А.Н. Туполева", ныне в составе ОАК - Объединенной авиастроительной компании) ЦАГИ под руководством выдающегося советского авиаконструктора А.Н. Туполева. В 1926 году к работе АГОС над четырехмоторным самолетом проявило внимание Управление ВВС РККА. В июне того же года, Научно - технический комитет (НТК) УВВС провел исследование, с целью определения возможности использования разрабатываемой машины в качестве тяжелого бомбардировщика. Параллельно проводилось согласование общих тактико - технических требований (ТТТ) НТК УВВС и ОТБ.  Договорились рассматривать проектируемую машину одновременно как тяжелый бомбардировщик, а также как военный транспортный самолет, оснащенный четырьмя двигателями общей мощностью 2400 л.с. В течении года ТТТ к проекту менялись и дополнялись. Первоначальный компоновочный чертеж АНТ - 6, так в ЦАГИ назвали новую машину, был выполнен к началу 1927 года. Проект имел много общего с конструкцией ТБ - 1 (АНТ - 4). По - прежнему, это был цельнометаллический моноплан с крылом объемного профиля и обшивкой из гофрированного дюралюминия, но значительно большим по размерам, как и задумывалось, самолет оснащался четырьмя двигателями. Далее наступил длительный этап непосредственного проектирования узлов и механизмов, который продолжался до 1929 года. 18 февраля 1929 года между ОТБ и ЦАГИ был подписан договор, предусматривающий постройку опытного экземпляра АНТ - 6 к 1 июля 1930 года. Сборку опытного образца начали на производственных мощностях АГОС в середине октября того же года. Постройка первого АНТ - 6 шла трудно. Сказывалось отсутствие опыта в постройке столь сложных машин, общий дефицит материалов и оборудования, слабые связи со смежными предприятиями - поставщиками. Общий ход работ сильно осложнило очередное изменение тактико - технических требований со стороны УВВС РККА. По новым ТТТ самолет должен был иметь максимальную скорость в 190 км/ч на высоте 2000 м, набирать высоту 3000 м за 20 минут, иметь практический потолок 4000 - 5000 м, дальность полета - 1500 м и посадочную скорость не более 90 км/ч. В начале марта 1930 года А.Н. Туполев доложил материалы эскизного проекта самолета с американскими двигателями "Конкверор" V -1570 руководству НТК УВВС. Расчетные технические  показатели значительно превышали аналогичные, указанные в ТТТ, за исключением посадочной скорости, которую заказчик хотел видеть не более 90 км/ч, а по расчетам выходила 100 - 104 км/ч. Несмотря на это обстоятельство НТК эскизный проект утвердила, однако внесла предложение заменить импортные двигатели на двигатели BMW VI, которые с начала года собирались на заводе № 26 (ныне ПАО Объединенная двигателестроительная корпорация "ОДК - Сатурн", г. Рыбинск Ярославской области) по лицензии под названием М - 17, а также заменить колеса шасси большого диаметра (производство покрышек для них в то время представляло значительное технологическое затруднение) на парные тележки. Забегая вперед, скажу, что оба предложения были реализованы в последствии.
     Опытный экземпляр был собран к 28 сентября 1930 года.  Первый раз поднялся в воздух лишь 22 декабря того же года под управлением экипажа известного советского летчика - испытателя М.М. Громова. Первый полет едва не закончился трагедией из - за нештатной работы некоторых систем управления двигателями (сектора газа). Испытания завершились 20 февраля 1931 года. Всего было произведено 10 испытательных полетов. Машина получила высокую оценку испытателей и членов комиссии. Были выявлены и недостатки, так в отчетах отмечалась недостаточная эффективность рулей высоты и направления, значительные конструкторские дефекты амортизаторов шасси. Указывалось и на более мелкие дефекты, касающиеся в основном крепления различных  люков и лючков, а также и на неудовлетворительную работу глушителей. 25 апреля доработанный АНТ - 6 уже с двигателями BMW был выставлен на повторные испытания. Доработки привели  к увеличению массы пустого самолета на 340 кг. 29 апреля в НИИ ВВС (ныне Государственный летно - испытательный центр Министерства Обороны РФ им. Чкалова, ГЛИЦ МО, г. Ахтубинск Астраханской области) приступили ко второму этапу испытаний. 1 мая машина приняла участие в воздушном параде, пролетев над Красной площадью. 22 мая АНТ - 6 был показан членам советского правительства. Самолет осмотрели лично И.В. Сталин, К.Е. Ворошилов и Г.К. Орджоникидзе. Испытание машины продолжались до конца августа 1931 года и были завершены по причине выхода из строя колес шасси. Самолет вновь получил высокую оценку, но в акте было указано, что на бомбардировщике не было установлено вооружение, а без этого испытания полноценными считать нельзя. Полностью оснащенный самолет выставили на очередной этап испытаний лишь 4 января 1932 года. На этот раз АНТ - 6 нес полный комплект вооружения, включая подкрыльные огневые точку, установленные по требованию НТК ВВС. Кроме того, были установлены антенны радиостанций (14 - СК - для связи с другими самолетами в воздухе и 11 - С, обеспечивающей радиосвязь с аэродромом базирования), динамомашины (электрогенераторы) с ветряками, вырабатывающие электроток для питания приборов, радиостанций и системы освещения. Колеса шасси были заменены двухколесными тележками с колесами меньшего диаметра. На один метр увеличился размах стабилизатора. Испытания завершились 22 февраля с положительной оценкой, хотя было отмечен факт некоторого снижения летных характеристик в связи с установкой полного комплекта оборудования и вооружения. Официальное заключение гласило: "Самолет ТБ - 3 4М - 17 принят как эталон для серийной постройки".
     Головное предприятие для серийного производства ТБ - 3 было определено еще в 1930 году, когда работа по созданию новой машины находилась еще на стадии проектирования. Им стал завод № 22 имени 10 - летия Октября (ныне АО "Государственный космический научно - производственный центр имени М.В. Хрунечева", ГКНПЦ, г. Москва). Первый серийный ТБ - 3 поднялся в воздух под управлением экипажа П.И. Лозовского уже 27 февраля 1932 года, всего через пять дней после принятия решения о запуске самолета в серию. Это объясняется тем, что подготовка к началу производства на заводе № 22 проходила с 1930 года и там был уже накоплен задел материалов, узлов и механизмов. С лета 1932 года к производству бомбардировщика малыми сериями были привлечены завод № 39 имени В.Р. Менжинского (г. Москва ныне не существует) и завод № 18 (с 1943 г. завод № 64,  ныне ПАО "Воронежское акционерное самолетостроительное общество", г. Воронеж).

СЕРИЙНОЕ ПРОИЗВОДСТВО САМОЛЕТОВ ТБ - 3

Год производства	1932	1933	1934	1935	1936	1937	1938	Итого
Завод № 22
ТБ -3 4М-17	155	200	-	-	-	-	-	355
ТБ - 3 4М-34	-	70	41	-	-	-	-	111
ТБ - 3 4М-34Р	-	-	85	65	-	-	-	150
ТБ - 3 4М-34РБ	-	-	-	8	15	-	-	23
ТБ - 3 4М-34РН	-	-	-	1	100	22	1	124
Итого	155	270	126	74	115	22	1	763
Завод № 39
ТБ -3 4М-17	5	37	8	-	-	-	-	50
Завод № 18
ТБ -3 4М-17	-	-	5	-	-	-	-	5
Итого	160	307	139	74	115	22	1	818

     Серийное производство всех модификаций ТБ - 3 было завершено в 1938 году. К этому времени конструкция самолета успела значительно устареть и не соответствовала требованиям современной воздушной войны.

     Самолет ТБ - 3 - 4БМВ - VI или 4М - 17 или 4М - 34  тяжелый бомбардировщик - дневной и ночной. Экипаж состоит из 11 человек: командир, помощник командира, два летчика, два авиатехника, четыре стрелка и радист. Самолет представляет собой свободнонесущий моноплан с низко расположенными крыльями толстого профиля. Четыре мотора мотора на консольных фермах прикреплены к носовой части крыльев по два с каждой стороны фюзеляжа. Конструкция самолета целиком металлическая: крылья, фюзеляж и хвостовое оперение - кольчуг - алюминиевые (дюралюминиевые), шасси, моторные фермы и отдельные детали - стальные. Внешняя обшивка всего самолета - дюралюминиевый гофр.

РАЗБИВКА САМОЛЕТА ПО ГРУППАМ 

Винто - моторная группа: М-1 - система питания мотора горючим, М-2 - система питания моторов смазочными материалами, М-3 - система охлаждения, М-4 - моторная рама, М-5 - система управления, М-6 - система зажигания, М-7 - система запуска сжатым воздухом, М-8 - контрольные приборы, М-9 - капоты мотора и кока винта, М-10 - глушители. Система управления: У-1 - ручное управление или управление рулем высоты, У-2 - ножное управление или управление рулем направления, У-3 - управление  стабилизатором, У-4 - управление элеронами. Фюзеляж: Ф-1 - передняя часть, Ф-2 - средняя часть, Ф-3 - хвостовая часть. Крыло: К-6 - консольная часть, К-7 - задняя вторая отъемная часть, К-4 - передняя отъемная часть, К-5 - задняя первая отъемная часть. Оперение: Р-1 - стабилизатор, Р-2 - руль высоты, Р-3 - киль, Р-4 - руль направления. Шасси: П-1 - шасси сухопутное, П-2 - костыль.  Ленты: С-3 - ленты расчалки. Специальное оборудование: Е-1 - фотоустановка, Е-2 - радиоустановка, Е-3 - электрооборудование, Е-4 - огнетушители, Е-5 - распылительная установка ОВ.

     ВИНТО - МОТОРНАЯ ГРУППА

     Система питания горючим: самолет снабжен четырьмя бензиновыми баками, общей емкостью 7960 литров. Емкость каждого бака 1990 литров. Все баки однотипные, расположены в крыльях симметрично оси самолета между вторым и третьим лонжеронами, два бака находятся в центроплане  и два в отъемных частях крыльев. Бак разделен тремя непроницаемыми перегородками на три отсека, каждый из которых имеет заливную горловину, ремонтный люк и снизу фланец питающей линии, спускную пробку и фланец для трубки бензиномерного стекла. Баки подвешены на лентах, которыми и притягиваются к седлам, расположенным в конструкции крыла. Бензиновые фильтры установлены в центроплане между баками и отъемной частью, симметрично оси самолета.
     Система питания смазочными материалами: на верхних подкосах подмоторных рам установлены масляные баки. Емкость каждого бака 120 литров. Общая емкость баков - 480 литров. Масло из бака поступает в помпу, причем на этой же линии установлен спускной кран.
     Система охлаждения мотора: система охлаждения состоит из помпы, установленной на моторе, радиатора и расширительного бочка. Радиатор выполнен из латунных трубок типа "Андре". Вся система трубок, так называемые "соты", заключена в латунную обичайку, имеющую пазухи в верхней и нижней частях. Для придания жесткости обичайке, она армирована стальным каркасом и стянута в задней части радиатора стальными трубками. В верхней пазухе радиатора, по краям его имеются два входящих патрубка. Такой же патрубок большего размера (выходящий) имеется в нижней пазухе, там же расположен спускной кран. В передней части обичайки радиатора укреплены створки жалюзи соединенные общей штангой, с которой связана тяга управления. Расширительный бачок выполнен из красной меди, швы клепанные и пропаяны оловом. В передней части с правой и левой стороны имеются два патрубка для присоединения пароотводящих трубок.
     Моторная рама: Подмоторные рамы изготовлены из труб углеродистой стали марки "М". Все соединения в узлах выполнены автогенной сваркой. К лонжеронам крыла, рамы крепятся только в четырех точках. Подмоторная рама состоит из основной фермы и подкосов.

     Капоты моторов. Конструкция капотов центральных моторов и крыльевых аналогична. Крепление капотов выполнено на кронштейнах, установленных на подмоторных рамах. Верхняя и боковые части капота открываются на шарнирах, лобовая часть капота крепится болтами и при надобности может быть легко снята. Для обслуживания мотора в боковых пожарных перегородках имеются люки с обеих сторон мотора. В конструкции крыла предусмотрены откидные площадки для удобства обслуживания.

     СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ

     Ручное управление (управление рулем высоты): механизм ручного управления состоит из штурвала (1), насаженного на ось (2), которая может вращаться в верхней части вертикальной трубы (3), прикрепленной с помощью боковых косынок (4) к горизонтальной трубе (5), вращающейся на своей оси в подшипниках на перегородке (6) и на борту фюзеляжа (7). В нижней части вертикальной трубы имеется сварной стальной рычаг, от которого идет тяга (8) к качалке (10), вращающейся на двух шарнирах (11), прикрепленных к той же трубе (12), к которой прикреплена и качалка ножного управления. От рычагов качалки (13, 14) руля высоты идут тросы через ряд роликов на обойме до качалки, помещающейся в хвостовой части фюзеляжа и качающейся на шарнирах, укрепленных на неподвижной трубе шпангоута; две тяги, выходящие в самом конце фюзеляжа наружу, соединяют эту качалку с рычагами руля высоты. Правое штурвальное управление при желании может быть отключено.
     Ножное управление (управление рулем поворота). Ножное управление самолетом состоит из двух педалей, правой и левой, конструктивно сходных одна с другой.

     Педаль представляет собою изогнутую в вертикальной плоскости трубу (1), приваренную внизу с помощью двух боковых косынок (2), к горизонтальной трубе (3), каждая педаль качается на двух шарнирах (4) около неподвижной трубы (5), входящей в конструкцию фюзеляжа. К верхнему концу педали приварен хомут (10) для крепления площадки (6) для ступни летчика. На изогнутой трубе педали приварена проушина (16) с тремя отверстиями для соединения с помощью тяги (17), с рычагом (18) качалки (19), вращающейся на шарнирах около неподвижно закрепленной трубы (21), входящей в конструкцию фюзеляжа. К рычагам этой качалки прикрепляются тросы ножного управления, идущие в хвост фюзеляжа через ролики, расположенные на конструктивных элементов фюзеляжа и крыльев.  В хвостовой части фюзеляжа тросы выводятся наружу и присоединяются к рычагам укрепленных к оси вращения руля поворота.