В начале 1960-х гг. на вооружение советской авиации приняли ракетоносный
комплекс Ту-16К-10. Однако первоначально входившую в него противокорабельную
ракету К-10С создавали не для Ту-16, а для Ту-105. Постройку двух опытных
образцов Ту-22К-10 намечали еще в 1959 г. Для применения со сверхзвукового
носителя ракету собирались существенно модернизировать. Дальность полета
модификации К-10П планировали довести до 300 км, а скорость - до 2700-3000 км/ч.
На этом варианте предполагалось использовать двигатели КР-5-26 тягой 4000 кг, а
от стреловидного крыла перейти к треугольному. Закончилось все решением создать
новую ракету, названную Х-22.
В апреле 1959 г. вышло постановление Совета Министров СССР о создании комплекса
К-22, в который должны были войти самолет-носитель Ту-22К (Ту-22К-22) и ракета
Х-22. Ту-22К предназначался для поражения радиоконтрастных точечных и площадных
наземных и морских (в том числе и подвижных) целей.
Первоначально эту модификацию хотели строить с более мощными двигателями НК-6.
Ту-22К мог использоваться как ракетоносец или как бомбардировщик. Согласно
заданию в варианте бомбардировщика он должен был летать с максимальной скоростью
1500 - 1600 км/ч, с бомбовой нагрузкой 3000 кг иметь дальность 5800 км при
скорости 950-1000 км/ч и 2300-2500 км - при скорости 1200 - 1300 км/ч.
Максимальная бомбовая нагрузка машины как бомбардировщика доходила до 9000 кг.
При этом бомбы калибра до 3000 кг подвешивались на кассетных, а калибра 5000 кг
и 9000 кг - на балочных держателях.
Двигатели НК-6 так и не появились, и ракетоносец пришлось строить с прежними
ВД-7М. Первый Ту-22К с этими двигателями выпустили в 1961 г., переделав его из
машины № 50500051. РЛС "Рубин" заменили на "ПН". Бомбоотсек доработали под
подвеску ракеты Х-22 в полуутопленном положении, сделав его створки
двухсекционными. При подвеске крылатой ракеты внутренние секции складывались
внутрь, при загрузке самолета бомбами - раскрывались полностью. Это вынудило
переделать пневмопривод створок. Кроме того, в отсеке смонтировали
гидравлическую систему управления балочным держателем ракеты. В противопожарную
систему добавили сигнализацию о пожаре в грузовом отсеке носителя и двигательном
отсеке ракеты. Перекомпоновке в связи с установкой дополнительных индикаторов и
ламп сигнализации подверглись приборные доски у пилота и штурмана. Ввели
аппаратуру "Сирена-3", служащую для предупреждения экипажа об облучении РЛС,
состыковав ее со станцией "ПН". В кабинах экипажа ультрафиолетовое освещение
приборов заменили на красно-белое.
Ракетоносец оснащался центральным навигационным вычислительным устройством
ЦНВУ-Б-1а. Оно обеспечивало автоматическое непрерывное определение
местоположения самолета в ортодромической системе координат методом счисления
пути и периодическую их коррекцию путем радиолокационной пеленгации двух
опознанных радиолокационных ориентиров, измерение параметров ветра,
программирование маршрута полета, формирование и выдачу в оптический прицел
данных для определения момента сброса бомб.
Летом 1961 г. опытный Ту-22К перелетел из Казани в подмосковный Жуковский на
летно-испытательную базу ОКБ-156. Официальные испытания начались с 1 июля.
Первый полет с ракетой Х-22 был запланирован на октябрь. В этом же месяце завод
№ 22 выпустил второй экземпляр ракетоносца. Обе машины испытывались параллельно.
К 11 ноября они совершили 39 полетов и осуществили шесть пусков ракет.
Председатель ГКАТ П.В. Дементьев писал в ЦК КПСС: "Ту-22 имеет более широкое
использование и применение, чем Б-58 (американский стратегический бомбардировщик
Конвэр В-58. - Прим. авт.), на котором не предусмотрено ракетное вооружение..."
Серийное производство Ту-22К запланировали на 1964 г. В тот год удалось
выпустить на заводские испытания три машины, строившиеся параллельно с
бомбардировщиками-разведчиками. На четвертом серийном самолете уже установили
новые двигатели РД-7М2.
В августе 1964 г. после удачного пуска ракеты Х-22 с Ту-22К завершился первый
этап совместных испытаний системы К-22. Всего в его рамках выполнили семь пусков
ракет по различным наземным и морским целям. Но из-за низкой надежности как
оборудования, установленного на самолете, так и самой ракеты комплекс доводился
еще несколько лет. И лишь в 1967 г. его приняли на вооружение. Однако уже за два
года до этого, с 3-го квартала 1965 г., завод № 22, начиная с машины № 3504,
приступил к серийному выпуску Ту-22К в соответствии с эталоном № 3102. Эти
самолеты оснащались двигателями РД-7М2 и имели элерон-закрылки и новую
конструкцию шасси. Противофлаттерные грузы отсутствовали. Более мощные двигатели
позволили довести максимальную скорость без ракеты до 1640 км/ч.
В это время полным ходом велись работы по расширению возможностей ракетоносного
комплекса. В августе 1962 г. вышло постановление правительства о разработке
авиационно-ракетной системы К-22П, включавшей самолет-носитель Ту-22КП и
противорадиолокационную ракету Х-22П. Она позволила бы не только ставить помехи
радиотехническим средствам противника, но и эффективно уничтожать их.
Значение этой системы удачно сформулировал заместитель Туполева С.М. Егер в
своем докладе, сделанном на заседании макетной комиссии в июне 1964 г.:
"Тактическое значение системы К-22П очень велико, так как она будет являться, по
существу, единственным ударным средством по преодолению систем ПВО противника,
по пробитию в этой системе ПВО брешей, через которые возможен проход в тыл или к
обороняемым ПВО объектам боевых порядков самолетов-носителей ударных крылатых
ракет и носителей других видов ядерного оружия.
Другие средства рассчитаны не на уничтожение, а на подавление этих средств с
помощью радиопротиводействия или постановки пассивных помех. Работа на
уничтожение, помимо чисто военно-технических параметров вероятного поражения
радиолокаторов, имеет еще и крайне трудно учитываемый фактор, когда угроза удара
по активно действующим РЛС заставляет последних периодически прекращать работу,
дезорганизуя тем самым всю систему ПВО".
Согласно заданию Ту-22КП должен был иметь радиус действия без дозаправки
топливом в полете при скорости 950- 1000 км/ч в диапазоне 2500-2800 км, а на
сверхзвуковой скорости 1300- 1400 км/ч -1200-1500 км. Дальность пуска ракеты
Х-22П по морским целям (размером с крейсер) и наземным РЛС задавалась в пределах
400-500 км. При этом высота пуска ракеты определялась в 10 000-14 000 м, а ее
полет должен был проходить на высотах 22 000-25 000 м с крейсерской скоростью
2700-3000 км/ч. Вероятность же попадания в крейсер или на площадку размером
40x80 м должна была быть не менее 0,8.
Судя по материалам макетной комиссии, представленные расчетные характеристики
самолета Ту-22КП с двигателями РД-7М2 в целом соответствовали заданным. В то же
время, по мнению Туполева, имелась возможность улучшить взлетно-посадочные
данные самолета-носителя, применив сдув пограничного слоя (видимо, с закрылков.
- Прим. авт.), что на серийных машинах так и не реализовали.
Для решения поставленных перед К-22П задач самолет-носитель оснащался, кроме
аппаратуры постановки помех, радиотехнической системой разведки и целеуказания
"Курс-Н", позволявшей обнаруживать работающие радиолокационные станции на
удалении от 200 до 500 км в зависимости от их мощности. При этом антенну "Курса"
предлагалось разместить на штанге топливоприемника. Уже в ходе работы макетной
комиссии специалисты ОКБ-156 поняли, что это не самый удачный вариант, поскольку
антенна затрудняла дозаправку топливом в полете, и впоследствии приняли другое
решение. Хотя позднее такую компоновку опробовали на двух самолетах, от нее
окончательно отказались.
Как водится, на этом этапе между представителями заказчика и разработчика
разгорелись бурные споры. В итоге появился целый список замечаний и предложений.
В частности, хотели расширить рабочие зоны станции активных помех для повышения
уровня защиты от атак истребителей противника и заменить задний радиолокационный
прицел ПРС-3 на проходивший в то время испытания ПРС-4 "Криптон". Предлагалось
рассмотреть возможность прорыва системы ПВО противника на малых высотах (50-200
м) с последующим пуском крылатых ракет Х-22П. Уже имелся опыт подобного прорыва
ПВО условного противника стратегическими ракетоносцами Ту-95К. Впоследствии
экипажи Ту-22 из строевых частей неплохо освоили полеты на малых высотах, причем
в ручном режиме.
На создание Ту-22КП ушло почти четыре года. Систему К-22П (К-22ПСН) с ракетой
Х-22П (затем Х-22ПМ), оснащенной пассивной противорадиолокационной головкой
самонаведения предъявили на испытания в 1968 г. Летные испытания начались на
самолете с заводским № 609. Вслед за этим развернулось производство носителя
Ту-22КП в соответствии с эталоном № 3002.
Параллельно с разведчиками и учебными самолетами на ракетоносцы и самолеты
радиоэлектронного противодействия устанавливали оборудование для дозаправки
топливом в полете. Так появились варианты Ту-22КД и КДП.
Общим недостатком для всех модификаций Ту-22 были плохие взлетно-посадочные
характеристики. Для их улучшения на одной из машин в конце 1960-х гг.
проводилась работа по установке в обтекателях шасси по одному подъемному
двигателю РД36-35 тягой по 3000 кг. При этом, как утверждают очевидцы, длина
разбега уменьшилась в 1,4 раза. Подобные опыты проводились, как известно, и на
самолетах МиГ-23, Су-15 и Т-6, но дальнейшего развития эта идея не получила.
Рассматривался также вариант со сдувом пограничного слоя с закрылков от
аналогичных двигателей. Длину разбега Ту-22 пытались сократить и с помощью
ракетных ускорителей СПРД-63, но и здесь дальше опытов дело не пошло.
В середине 1960-х гг. прорабатывался вопрос об использовании Ту-22К для
перехвата воздушных (в том числе малоразмерных) и космических целей.
Ту-22К был официально принят на вооружение в 1967 г., через два года после
того, как были начаты его поставки в войска. Всего было построено 76
Ту-22К на госавиазаводе №22 в Казани, включая улучшенный Ту-22КД с
доработанными двигателями. Это количество было значительно меньшим, чем
планировалось, в основном из-за продолжающихся трудностей с самолетом.
Хотя он предназначался для замены Ту-16-го как в ВВС так и на флоте,
того количества, которое было произведено, не хватило даже для оснащения
ВВС. Только несколько машин были переданы в морскую авиацию для
испытаний, и не было сформировано ни одного полка Ту-22К, вместо которых
продолжали оставаться на вооружении Ту-16К.
Хотя они еще не были официально приняты на вооружение, в 1965 г. первые
Ту-22К поступили на вооружение трех бомбардировочных полков ВВС: 121-й
ДБАП в Мачулищах под Минском, 203-й ДБАП в Барановичах и в 341-й ДБАП в
Озерном, под Житомиром. Все эти полки входили в состав 15-й авиадивизии
тяжелых бомбардировщиков 46-й ВА АДД. Ту-22К появился в войсках после
устранения Хрущева в 1964 г. и в результате, его задачи были
переосмыслены. 15-й ТБД были назначены две задачи: нанесение ядерных
ударов по целям на центральноевропейском и южноевропейском ТВД, и вторая
задача - нанесение ударов по кораблям НАТО в Средиземном и Северном морях.
Кроме того, еще один авиаполк в Заватинске, из состава 30-й ВА оперировал
Ту-22К на тихоокеанском ТВД.
Ракетоносцы обычно действовали следующим образом: боевой порядок,
состоящий из двух ударных групп и одной-двух групп постановщиков помех,
взлетал с минимальным интервалом. Затем все группы собирались в пределах
видимости. Полет от исходного пункта маршрута осуществлялся на средних
высотах в режиме радиомолчания с использованием систем межсамолетной
навигации, затем могло производиться снижение на предельно малые высоты.
Примерно на удалении 500 км от цели самолеты набирали высоту на форсажном
режиме работы двигателей. На рубеже, когда до цели оставалось 370-400
км, одна группа ракетоносцев отворачивала влево, а другая - вправо.
Затем каждый отряд по команде ведущего выполнял одновременный разворот
на цель и выстраивался фронтом. Машины разгонялись до сверхзвуковой
скорости. Включались на поиск цели радиолокационные прицелы. Ведомые
докладывали о захвате цели на автосопровождение. Затем по команде
ведущих выполняли пуск ракет одновременно с самолетов первых двух
отрядов (левых и правых) с расстояния 270-350 км. На таком же удалении
осуществляли пуск и вторые (левый и правый) отряды. В учебных полетах
вместо пуска обычно проводили его имитацию. Ту-22П шли впереди
ракетоносцев и прикрывали их активными помехами.
В процессе боевой подготовки пробовали различные варианты нанесения удара.
Например, в 121-м полку однажды апробировали вариант, когда все носители
после обнаружения цели ведущим отворачивали в одном направлении и по
команде выстраивались фронтом, а после одновременного доклада ведущему о
захвате цели ракетами производили условный их пуск.
В этом случае все ракеты одновременно шли бы на общую цель, и попадание
одной ракеты решало поставленную задачу. Когда удар наносился
последовательно отрядами слева и справа, то первый отряд мог сначала
нанести удары по кораблям прикрытия. В этом случае могли применяться
ракеты Х-22МП для поражения РЛС этих кораблей.
Главными целями для Ту-22К являлись корабельные соединения вероятного
противника, а самыми важными - авианосцы. Если полк в военное время
уничтожит или, по крайней мере, выведет надолго из строя вражеский
авианосец, то задача, стоящая перед ним, считалась выполненной. Но в
таком качестве Ту-22К, к счастью для всех, реально выступать не
довелось.
Эти машины долго находились на вооружении. В качестве замены для Ту-22К с 1964
г. под руководством П.О. Сухого разрабатывался самолет Т-4 (изделие "100") со
скоростью, втрое превосходящей звуковую, предназначавшийся для борьбы с
ракетоносными кораблями и авиационными ударными группировками на удалении до
4000 км от аэродрома вылета. Машина была построена и прошла испытания, но в
серийное производство не запускалась.
Техническое описание бомбардировщика Ту-22К.
Самолет Ту-22К представляет собой свободнонесущий двухдвигательный моноплан со
среднерасположенным крылом. Основными конструкционными материалами планера
являются алюминиевые сплавы В-95 и АК-8, стали 30ХГСА и 27ХГСНА, а также
магниевый сплав МЛ-5-Т4.
Крыло двухлонжеронное, кессонной конструкции с углом стреловидности 55 градусов
по передней кромке (52 градуса 8 минут по линии фокусов). Состоит из
центроплана, двух средних и двух отъемных частей. Крыло, набранное из профилей
относительной толщиной 6%, имеет коническую крутку с углом - 4 градуса и
поперечное V, равное - 2,5 градуса. Угол установки крыла 1 градус.
Средняя часть крыла состоит из кессона, съемных носков, хвостовой части и
двухщелевого внутреннего закрылка с подвижной осью вращения, подвешенной на трех
кронштейнах к балке хвостовой части крыла. Закрылки приводятся в действие
винтовыми подъемниками от общего трансмиссионного вала, идущего от редуктора,
установленного на стенке балки. Угол отклонения внутренних закрылков - 35
градусов. На средних частях крыла крепятся гондолы шасси.
Отъемная часть крыла состоит из кессона, двух съемных носков, хвостовой части и
концевых обтекателей. Закрылок приводится в действие винтовым механизмом. На
задней кромке консолей навешиваются элероны и внутренние закрылки (от 14-й до
20-й нервюры).
Кессон крыла, образованный лонжеронами и панелями, является основной силовой
частью крыла. В кессоне расположены отсеки топливных баков.
Фюзеляж - полумонокок цельнометаллической конструкции с гладкой несущей
обшивкой, подкрепленной набором шпангоутов и стрингеров из гнутых и прессованных
профилей. Технологически фюзеляж делится на пять отсеков. В отсеке Ф-1 под
радиопрозрачным обтекателем расположена РЛС. В Ф-2 находятся гермокабины экипажа
с органами управления, различные приборы и оборудование. Вход в кабины
осуществляется через нижние люки, крышки которых могут сбрасываться членами
экипажа при аварийном покидании самолета. Имеются и верхние аварийные люки,
используемые в случае посадки самолета на фюзеляж. В отсеке Ф-3 находятся ниша
уборки передней опоры шасси, а также топливные баки № 1 и № 2, фотоаппараты,
спасательная лодка и прочее оборудование. В средней части, Ф-4, выполненной за
одно целое с центропланом крыла, размещен грузовой (бомбовый) отсек. Над
центропланом расположен топливный бак № 3, а внутри его - бак № 4. Заканчивается
фюзеляж хвостовой частью, Ф-5, к которой крепятся оперение и силовая установка.
Там находятся хвостовая пятка, контейнер тормозных парашютов, кормовая
артиллерийская установка, топливные баки № 5, 6, 7 и некоторое оборудование.
Хвостовое оперение состоит из киля (угол стреловидности 56 градусов) с рулем
поворота (углы отклонения от +25 до -25 градусов), имеющим 28-процентную
аэродинамическую осевую компенсацию, и цельноповоротного горизонтального
оперения (стабилизатора) с углами отклонения от +1 до-18 градусов. Стабилизатор
выполнен из двух половин с углами поперечного V, равными 5 градусам. Угол
стреловидности составляет 58 градусов 41 мин.
Мотогондолы имеют две особенности. Прежде всего для обеспечения
работоспособности ТРД на земле и взлетно-посадочных режимах обечайки диффузора
воздухозаборных устройств (длиной 300 мм) выполнены подвижными. Они выдвигаются
вперед на 88 мм, обеспечивая необходимый расход воздуха для ТРД. Управление
обечайками осуществляется летчиком с помощью тумблера, расположенного на щитке
запуска двигателей. После уборки шасси обечайки автоматически задвигаются, при
этом положение тумблера остается неизменным. Эти обечайки или, как их еще
называют, выдвижные носки, обогреваются горячим воздухом, отбираемым от
компрессоров двигателей, для предотвращения их обледенения.
Шасси состоит из передней и двух главных опор. Передняя - с двумя тормозными
колесами, оснащена амортизационной стойкой, поворотно-демпфирующим устройством и
механизмом складывания. После отрыва от земли, когда передняя стойка полностью
раздвигается, срабатывает концевой выключатель, установленный на шлиц-шарнире,
выключающий устройство разворота передних колес, которые при этом
затормаживаются. После уборки носовой опоры и ее фиксации замком фюзеляжная ниша
шасси закрывается створками. Угол поворота передних колес при рулении - 40
градусов в обе стороны, а при разбеге - до 5 градусов.
Главные опоры, убирающиеся в крыльевые гондолы, имеют амортизатор,
телескопический подкос с цанговым замком, упругий гидравлический подъемник,
тележку с четырьмя тормозными колесами, стабилизирующий амортизатор, механизм
опрокидывания тележки, кронштейн крепления упругого подъемника к амортизатору
стойки и механизм открытия-закрытия створок. "Изюминкой" основной опоры является
устройство упругой подвески шасси в убранном положении. Суть его заключается в
том, что внутри гидравлического подъемника установлено восемь тарельчатых
пружин, что обеспечивает некоторое колебание стойки шасси внутри гондолы.
Хвостовая опора (пята) с масляно-воздушным амортизатором предназначена для
предохранения задней части фюзеляжа от возможных ударов при посадке. Ее выпуск и
уборка сблокированы с выпуском и уборкой передней опоры и осуществляются
электромеханическим приводом.
В конструкции шасси имеются системы основного и аварийного торможения. Основное
торможение колес главных опор производится путем нажатия педалей управления
рулем поворота, а аварийное - рычагами, расположенными на приборной доске
летчика правее штурвальной колонки. Имеется также стояночный тормоз. Для
сокращения пробега применяется двухкупольный тормозной парашют с площадью
каждого купола 52 м2. Контейнер тормозного парашюта расположен между 81-м и 84-м
шпангоутами. Кнопка его выпуска - на штурвале, а сброса - на приборной доске.
На самолете применены три независимые гидравлические системы с жидкостью АМГ-10.
Две первые системы считаются основными и используются для выпуска и уборки
шасси, открытия и закрытия створок бомболюка, привода руля высоты, стабилизатора
и элеронов; третья- аварийная, предназначена для управления рулевым приводом
стабилизатора РП-21 и выпуска шасси в аварийных ситуациях.
Высотное оборудование включает системы кондиционирования кабины экипажа,
обогрева грузового отсека и герметизации входных люков.
Управление самолетом осуществляется элеронами, рулями высоты и поворота с
помощью гидравлических рулевых приводов (гидроусилителей), включенных по
необратимой схеме. Для имитации нагрузок на штурвал и педали, по которым летчик
судит об управляемости и нарушении балансировки машины, в системе управления
установлены пружинные загружатели с механизмами триммирования, позволяющими
балансировать самолет в диапазоне эксплуатационных скоростей.
Управление машиной имеет ряд особенностей. Об управлении в канале крена с
помощью элерон-закрылков уже говорилось.
Руль поворота на дозвуковых скоростях полета отклоняется на довольно большой
угол в обе стороны, но на высоких скоростях допускается его отклонение не более
чем на 5 градусов (на машинах с 35-й серии - не более 7 градусов) из-за
чрезмерного крутящего момента на фюзеляже от вертикального оперения. Более того,
осевая аэродинамическая компенсация на скоростях, соответствующих числам Маха
0,92 - 0,98, приводит к появлению "маховой скоростной" тряски руля. Это связано
с образованием на вертикальном оперении нестационарных сверхзвуковых зон с
местными скачками уплотнения. По мере увеличения числа Маха скачки смещаются в
сторону руля, но неравномерно, и возникающий при этом перепад давления на левой
и правой сторонах оперения (в зоне осевой компенсации) из-за упругой деформации
руля приводит к отклонению последнего в ту или иную сторону. Интенсивность
"скоростной" тряски резко возрастает при уменьшении высоты полета.
Для предотвращения этого явления как на руле поворота, так и на элеронах имеются
демпферы сухого трения. Чтобы избежать "скоростной" тряски, рекомендуется
осуществлять полет в диапазоне чисел Маха 0,92-0,98 при нейтральном положении
руля направления без скольжения и на высотах 6000 м и более. При разгоне до
сверхзвуковых скоростей и торможении полет должен быть только прямолинейным.
Летчику необходимо помнить, что руль направления на самолете очень эффективен, и
поэтому на посадочной прямой желательно избегать его отклонения, и довороты
выполнять только с помощью элеронов.
Продольное управление с помощью цельноповоротного горизонтального оперения
(ЦПГО) отличается высокой эффективностью на дозвуковых скоростях. Это требует от
летчика коротких и очень точных движений штурвалом. Так как силовая установка
расположена выше центра тяжести самолета на 2 м, то даже при незначительном
изменении работы двигателей приходится заново балансировать машину. Выключение
форсажного режима двигателей, особенно после взлета, необходимо производить
поочередно, в противном случае балансировка усложняется. Недопустима и резкая
уборка РУД (рычагов управления двигателями), поскольку последующее увеличение
угла тангажа, в случае ошибки в пилотировании, может привести к
непреднамеренному появлению слишком большой перегрузки.
Для удобства пилотирования на больших и малых скоростях полета используется
дифференциальное управление стабилизатором. Так, на больших скоростях, когда
достаточно отклонения ЦПГО в диапазоне от +1 до-4 градусов, перемещение
штурвальной колонки находится в пределах 40 мм, а на малых скоростях, когда углы
отклонения оперения изменяются от - 7 до -19 градусов, ход колонки не превышает
10 мм.
Для парирования короткопериодических колебаний в канале тангажа служат демпфер
ДТ-105а и автомат устойчивости АУ-105а.
В состав средств аварийного спасения входят катапультные кресла, выбрасываемые
вниз и оснащенные системой жизнеобеспечения и неприкасаемым аварийным запасом.
Кресла обеспечивали аварийное покидание самолета во всем диапазоне скоростей
полета, но на высоте не ниже 350 м. При посадке в самолет кресла опускались
вниз. Члены экипажа усаживались в них, и механизм поднимал их наверх, в кабину.
Следует сказать несколько слов о топливной системе. Не касаясь количества
топливных баков (на всех самолетах, оснащенных устройствами дозаправки горючим в
полете, был снят передний бак № 1), насосов, различных клапанов и кранов,
отмечу, что выработка топлива двигателями происходила по специальной программе,
при этом обеспечивалось автоматическое измерение его остатка и расхода с
соответствующей сигнализацией. Эта система обеспечивала централизованную
заправку на земле и дозаправку топливом в полете, а также необходимую центровку
машины в полете.
послевоенная авиация
Ту-22К
ЛТХ
Авиаколлекция. Николай Якубович.
Бомбардировщик Ту-22
Уголок неба. 2004
