Текст книги "Ударно-разведывательный самолет Т-4"

Автор книги: Ильдар Бедретдинов

сообщить о нарушении

Текущая страница: 13 (всего у книги 13 страниц)

Последний пункт предопределил судьбу "160М", то есть все "болезни" гражданского Ту– 144 и скорость ниже заявленной в ТТЗ были основными причинами, приведшими к поражению этого проекта.

Модель самолета M18. (Из архива Николая Гордюкова)

Модель одного из вариантов проекта «70». (ОАО «Туполев»)

Стратегический ударный комплекс ТУ-160

Уже на этапе проектирования "160М" выяснилось, что построить многорежимный самолет с большой дальностью на базе Ту-144 не удастся. Поэтому в дальнейшем конструкторское бюро А.Н. Туполева кардинально пересмотрело концепцию самолета и приступило к созданию самолета с изменяемой геометрией крыла. Ранее отвергнутая компоновка "160ИС" была взята за основу нового самолета, и к 1972 г. разработаны две компоновки проекта, которые имели свои плюсы и минусы.

Таблица 7.

Технические характеристики

Параметры Характеристики

Максимальная взлетная масса, т 275

Нормальная взлетная масса, т 230

Практическая дальность полета на сверхзвуке, км 10500

Максимальная скорость полета, км/ч 2000

Высота полета над целью, км 15

Длина разбега при взлете при макс, взлетном весе, м 2200

Площадь крыла, м² 293,15

Тяговооруженность, взлетная 0,43

Двигатели, количество/тип 4 х ТРДДФ НК-32

Тяга двигателей форсажная, кгс 4 x 25000

Число членов экипажа,_чел. 4

В итоге была выбрана компоновка, которая наиболее близко напоминает очертания современого стратегического бомбардировщика Ту-160. В 1974 г. проект изделия «70» был представлен на НТС вместе с проектом М-18 ОКБ В.М. Мясищева и выбран, как победитель. После этого, уже под официальным индексом Ту-160 на туполевской фирме начались полномасштабные работы по самолету. 18 декабря 1981 г. самолет «70-01» совершил свой первый полет.

Многорежимный ударный самолет ОКБ В.М. Мясищева М-18

Разработка проекта самолета М-18 выполнялась согласно планам исследований по прогнозированию перспектив развития комплексов стратегической, дальней авиации и авиации ВМФ на 1976-85 гг, утвержденным заместителем министра авиационной промышленности и главнокомандующим ВВС в 1972 г. При разработке использовались результаты исследований, экспериментальных работ и предварительного проектирования по стратегическому многоцелевому самолету М-20, выполненных согласно Постановлению ЦК КПСС и СМ СССР от 28.11.1967 г.

В течение 1971-1973 гг. были проведены проектные изыскания и расчеты, направленные на уточнение концепции и состава многоцелевого комплекса, а также на улучшение летно-технических характеристик самолета. В частности, была уменьшена взлетная масса самолета с 230 т до 210 т, для обеспечения возможности базирования самолета на аэродромах I класса с бетонным покрытием. Были также расширены функции автоматической бортовой системы управления.

Таблица 8.

Технические характеристики

Параметры Характеристики

Максимальная взлетная масса, т 210

Нормальная взлетная масса, т 175

Практическая дальность полета на сверхзвуке, км 12000

Практическая дальность полета на скорости 850 км/ч 16000

Максимальная скорость полета, км/ч 3200

Высота полета над целью, км 18-24

Длина разбега при взлете, м н.д.

Удельная нагрузка на крыло, кгс/м2 660

Площадь крыла, м2 318

Тяговооруженность взлетная 0,48

Двигатели, количество/тип 4 х ТРДЦФ К102

Тяга двигателей (форсажная), кгс 4 x 25000

Число членов экипажа, чел. 3-4

Также как и при создании аванпроекта самолета М-20, главное внимание разработчиков было направлено на выполнение основных требований, определяющих военную полезность и выживаемость стратегической авиации в условиях войны. Именно эти требования и обусловили принятие весьма важных ограничений, отразившихся на выборе схемы, общей размерности, параметров компоновки, режимов полета при преодолении ПВО, снижения эффективной поверхности рассеяния и теплового излучения самолета, его энергетики и взлетной массы.

На основании всестороннего изучения проблемы преодоления ПВО вероятного противника был сделан вывод, что первый М-18 должен обладать такими высотно-скоростными характеристиками, которые несколько превышали бы возможности системы ПВО западных стран, с тем, чтобы вынудить их вкладывать крупные средства в ее развитие.

Таким образом самолет стратегического авиационного комплекса М-18 должен был обладать возможностью летать со скоростью, соответствующей М=2,7-3,0 на высотах 18-24 км в зонах с сильной системой ПВО.

В результате проектных изысканий, для самолета М-18 была выбрана аэродинамическая схема с изменяемой стреловидностью крыла и небольшой удельной нагрузкой на крыло.

На основе ударного самолета предполагалось создание модификаций: разведывательного, самолета обеспечения и противолодочного.

Материал из отчета о проведении первого этапа заводских летных испытаний самолета Т-4

Рулежки самолета

В процессе испытаний самолета "101" было выполнено восемь рулежек, два прерванных взлета и один подлет.

Рулежки проводились с целью оценки качества управления самолетом по курсу в процессе выруливания и руления ни скорости от 20 км/ч до 290 км/ч, качественной оценки управления по тангажу при подъеме носа на угол тангажа до 9о и удержания этого угла, а также оценки эффективности тормозной системы и тормозного парашюта.

Управление самолетом по курсу осуществлялось посредством:

–торможения основных колес, переднее колесо находилось в режиме самоориентирования;

– поворота переднего колеса от системы управления стойкой в режиме работы "Взлет-посадка" и "Рулежка".

Оценка качества управления самолетом проводилась при включенной системе дистанционного или механического управления.

В процессе испытаний из выполненных 8 рулежек, 4 рулежки были скоростными, с разгоном до скорости 260-290 км/ч с отрывом переднего колеса. Скоростные рулежки выполнялись при управлении самолетом посредством системы дистанционного управления с включенными демпферами, при работе внутренних двигателей на максимальном форсажном режиме, а внешних – на максимальном бесфорсажном режиме.

"Нос" самолета поднимался плавным взятием ручки на себя при скорости 200-220 км/ч, на угол 10°(до угла тангажа 9°) и удерживался на этом угле до 5°. После этого двигатели дросселировались до малого газа, выпускался тормозной парашют и производилось торможение самолета.

В результате проведенных рулежек подтвердилось, что система дистанционного управления имеет лучшие характеристики и более предпочтительна для летчика. Учитывая ее надежность работы благодаря четырехкратному дублированию, было принято решение, первый полет выполнять при управлении самолетом посредством дистанционной системы.

При включенном стартовом торможении самолет удерживался от движения при увеличении оборотов двух двигателей до максимальных бесфорсажных и двух до 90%. Вес самолета при этом был 78,3 т.

Наземные испытания самолета «101»

После окончания доработок и выполнения отработки основных систем было проведено взвешивание самолета.

Взвешивание пустого самолета производилось в трех положениях, а затем было выполнено контрольное взвешивание с заправленными топливными баками 2Ф и 2МГ (в конфигурации 1-го полета) в стояночном положении самолета.

Вес пустого самолета с центровочным грузом равным 1340 кг, составил 57717 кг, а центровка пустого самолета 22,9%.

Наземные испытания для проверки работы и доводки систем самолета проводились по специальным рабочим программам, составленным в соответствии с программой заводских испытаний самолета Т-4, утвержденной генеральным конструктором П.О. Сухим и согласованным с начальником ЛИИ В.В. Уткиным.

Полеты самолета «101»

Полет № 1

1. Полет №1 состоялся 22 августа 1972 г.

2. Взлетная масса самолета 77,3 т.

3. Угол установки ПГО на взлете и посадке +4°.

4. Шасси в полете не убиралось.

5. Торможение самолета на пробеге выполнялось основной тормозной системой и тормозным парашютом.

6. При взлете внутренние двигатели работали на максимальном форсажном режиме, а внешние на максимальном бесфорсажном режиме.

7. В полете на высоте 3000 м производилась качественная оценка устойчивости и управляемости самолета и работы силовой установки.

8. В полете была выполнена имитация посадки самолета пролетом над полосой.

9. Продолжительность полета – 40 мин.

10. Максимальная приборная скорость в полете не болееVпр = 600 км/час.

11. Заправка самолета топливом составляла 20 т.

12. Управление самолетом на взлете и посадке обеспечивалось СДУ-4.

13. Замечание летчика: наблюдалась вибрация левой плоскости ГО.

14. При заходе на посадку производилось включение автомата управления тягой.

15. Стабилизация самолета по курсу в процессе разбега и пробега проводилась поворотом переднего колеса посредством системы СУС-7А.

После первого полета испытания были приостановлены для замены главных опор шасси на модифицированные с доработанным механизмом разворота тележки при уборке шасси.

Попутно с заменой шасси были произведены следующие доработки:

1. Подключение топливной системы и системы ИГ в полном объеме.

2. Доработка ОЧК и ПЧК по новой теории, при этом для уменьшения пх самолета выполнен главный переход стреловидности передней кромки от угла 75° на ПЧК и 60° на ОЧК. Установлен демпфер на вал ПГО для демпфирования колебаний левой консоли переднего горизонтального оперения.

3. Замена мягкого топливного бака на бак с усиленными фланцами для устранения просачивания топлива в местах деформации фланцев.

Перед вторым полетом самолета была выполнена скоростная рулежка.

Полет № 2

1. Полет № 2 состоялся 4 января 1973 г. (почти через 4,5 месяца после первого полета).

2. Взлетная масса самолета 78,7 т.

3. Шасси в полете не убиралось.

4. В полете производилась оценка устойчивости и управляемости самолета, работы силовой установки и систем самолета.

5. В горизонтальном полете на высоте 3000 м при скорости 500-550 км/час выполнялись "дачи" по крену и тангажу и импульсы рулем направления и элевонами по тангажу, проверялась работа двигателей и системы автоматического управления тягой (АУТ).

6. Продолжительность полета – 41 мин.

7. По замечаниям летчика наблюдалась вибрация левой консоли ПГО.

8. Режимы работы двигателя, как в полете № 1.

9. Угол установки ПГО на взлете и посадке +4°.

10. Торможение самолета на пробеге также как и в 1 -ом полете выполнялось основной тормозной системой и парашютом.

11. Высота полета 5000 м.

12. Максимальная приборная скорость не более 630 км/час.

13. Во время полета при Vприб = 550 км/час поднята ОНЧФ, после этого скорость увеличена до V_приб = 630 км/час. Перед посадкой ОНЧФ опущена.

14. Посадка произведена с остатком топлива не более 4 т.

15. На снижении был выпущен перископ и проверен обзор через него.

Полет № 3

1. Полет № 3 выполнен 14 февраля 1973 г.

2. Взлетная масса самолета – 78,7 т.

3. В полете при V_приб = 450 км/час была произведена попытка уборки шасси. Убрались передняя и правая основная опоры шасси. Левая основная опора шасси не убралась. Выпуск шасси прошел нормально.

4. На V_приб = 500 км/час выполнены подъем и опускание носовой части фюзеляжа (ОНЧФ).

5. Высота полета до Н=5000 м.

6. Максимальная приборная скорость V_приб = 560 км/час.

7. Продолжительность полета 34 мин.

8. Режим работы двигателей, как в предыдущих полетах.

9. Угол отклонения ПГО на взлете и посадке, как в предыдущих полетах.

10. В полете проводилась оценка устойчивости и управляемости самолета, работы силовой установки и систем самолета.

11. Замечания летчика:

– не убралась левая основная опора шасси;

– при подъеме носовой части фюзеляжа вибрации ПГО уменьшаются в 4-5 раз.

12. При заходе на посадку проверялась работа автомата управления тягой.

Испытания были приостановлены для устранения неисправности и доводки схемы гидросистемы.

После проведенных в гидросистеме доработок были выполнены наземные испытания гидросистемы по специальной программе.

Полет № 4.

1. Выполнен 13 апреля 1973 г.

2. Взлетная масса самолета 78,7 т.

3. После взлета шасси убралось нормально.

4. В полете производилась оценка устойчивости самолета, работы силовой установки и систем самолета.

5. После подъема носовой части фюзеляжа был выполнен разгон до скорости 640 км/час. На этой скорости была произведена запись полей и пульсаций воздуха на входе в двигатели.

6. На высоте 3000 м при работе двигателей на 80% был включен аварийный слив топлива на 3 сек.

7. На снижении проверялась работа системы АУТ.

8. Режимы работы двигателя как в предыдущих полетах.

9. Угол отклонения ПГО на взлете и посадке, как в предыдущих полетах.

10. Замечания летчика:

– наблюдалась вибрация левой консоли ПГО;

– на разгоне самолет имеет небольшую тенденцию к развороту и валежке вправо.

11. Продолжительность полета 53 мин.

12. Остаток топлива на посадке не более 4 т.

Полет № 5

1. Выполнен 19 апреля 1973 г.

2. Взлетная масса самолета 101,7 т.

3. Шасси после взлета не убирались (специально).

4. В полете на высотах 3000 м и 5000 м производилась оценка надежности включения форсажного режима каждого двигателя и попарно.

5. В полете на высоте 5000 м проверялся запуск последовательно всех двигателей, а затем на скорости 500 км/час была произведена балансировка самолета посредством ПГО.

6. При задействовании системы аварийного слива было слито 3 т топлива.

7. Замечания летчика:

– наблюдалась вибрация левой консоли ПГО;

– не включался форсаж одного из двигателей;

– запуск одного из двигателей произошел со второй попытки.

8. Отклонение Г.О. на взлете и посадке до + 6 .

9. Остаток топлива на посадке не более 4 т.

Испытания приостановлены для доработки

гидросистемы, уборки и выпуска шасси и отработки надежного включения форсажного режима двигателей.

Полет № 6

1. Состоялся 24 мая 1973 г.

2. Взлетная масса самолета 78,7 т.

3. Шасси после взлета самолета убрались нормально.

4. В полете проверены запуск отказного двигателя на режиме форсажа и надежность запуска.

5. В полете на высоте 5000 м с V_приб = 600 км/час выполнялись горизонтальные площадки с поднятой ОНЧФ при отклонении ПГО на 0°, 2°, 6° и 8°, а затем выполнялся разгон до скорости 650 км/час с записью на той скорости полей на входе в воздухозаборник. После этого при скорости 500 км/час произведена оценка управляемости самолета при управлении механической системой управления.

6. В полете с поднятой носовой частью фюзеляжа был выпущен перископ для обеспечения обзора летчику вперед.

7. Замечания летчика: – наблюдалась вибрация левой консоли ПГО.

8. При осмотре двигателей после полета обнаружены забоины на лопатках входных направляющих аппаратов и первой ступени компрессора двух из четырех двигателей. Двигатели были отправлены на завод в г. Рыбинск на исследования и переборку. На самолет установлены один отремонтированный и один новый двигатель.

9. Продолжительность полета – 50 мин.

Полет № 7

1. Состоялся 15 июня 1973 г.

2. Взлетная масса самолета 97,7 т.

3. Шасси после взлета убрались нормально.

4. В полете на высоте 5000 м проверялась управляемость двигателей и поочередный запуск 2, 3 и 4-го двигателей.

5. Выполнялись разгоны самолета:

– с опущенной ОНЧФ и углом ПГО равным + 4° до V_приб = 600 км/час;

– с поднятой ОНЧФ и углом ПГО равным + 4° до V_приб = 700 км/час;

– в поднятой ОНЧФ и углом ПГО равным +10° до V_приб = 650 км/час.

6. Для определения интенсивности нагрева хвостовой части фюзеляжа выхлопной струей двигателей был выполнен 30-минутный полет на высоте 10000 м при скорости М = 0,82.

7. Продолжительность полета – 115 мин.

Полет № 8

1. Состоялся 26 июня 1973 г.

2. Взлетная масса самолета 88,7 т.

3. Шасси после взлета убиралось без замечаний.

4. В полете на высоте 1000 м при Vприб = 500 км/час проверялась управляемость двигателей. Затем при скорости полета М=0,9 выполнялось маневрирование по трем каналам с включенными демпферами.

5. На высоте 5000 м при V_приб = 500 км/час выполнены режимы установившегося скольжения с углом крена +5°, +10°.

6. На высоте 8000 м при V_приб = 450 и 500 км/час произведена проверка раздельного включения форсажного режима.

7. Продолжительность полета составляла – 76 минут.

Полет № 9

1. Состоялся 6 июля 1973 г.

2. Взлетная масса самолета 88,7 т.

3. Шасси после взлета убрались нормально.

4. В полете производилась оценка устойчивости и управляемости самолета, работы силовой установки и систем самолета в процессе разгона с набором высоты с 10000 м до 12000 м и числа М с М = 0,9 до М = 1,3 и торможения.

5. На высоте 10000 м произведена перекачка топлива из бака 1Ц в бак 4Ц, включен "Высотный режим" системы кондиционирования и выполнен разгон. В процессе разгона самолет балансировался посредством ПГО. При этом, выполняя небольшие отклонения ручки управления, оценивалась управляемость самолета. После достижения скорости М=1,28 было выполнено торможение поочередным дросселированием двигателей. В процессе торможения выполнена перекачка топлива из бака 4Ц в бак 1Ц.

6. На высоте 10000 м при V_приб = 500 км/час проверялась управляемость двигателей.

7. На высоте 3000 м выполнены разгоны с поднятой ОНЧФ до скорости 650 км/час и при опущенной ОНЧФ до = 550 км/час для определения аэродинамических поправок ПВД.

По плану первого этапа летных испытаний самолета "101" намечалось 10 полетов, практически было проведено 9. 10-й полет был перенесен на второй этап испытаний[2 Ниже приведены данные предполагаемого 10-го полета первого этапа летных испытаний. В последующем они изменились. Прим, автора.].

По заданию на полет № 10 самолет должен был произвести взлет с запасом топлива во внутренних баках, равным 44 т, без центровочного груза.

Планировалось на высоте 1000 м включить форсажный режим двигателя и убрать шасси. Затем набрать высоту 1000 м, поднять ОНЧФ и на скорости М = 0,8 сбалансировать самолет с помощью ПГО. После этого, включив форсажный режим двигателей выполнить разгон до М = 1,3 с набором высоты 2000 м.

При достижении М = 1,3, выдержав режим в течение 2-3 минут, произвести торможение до М = 0,8. Посадку произвести с остатком топлива не более 4 т. Продолжительность полета должна была составить 90 мин.

Оценка летных испытаний

В процессе летных испытаний выполнено восемь рулежек, два прерванных взлета, один подлет и девять полетов.

В полете достигнуты предельные параметры:

– V_пр = 780 км/час на Н_пр = 12100 м;

– η = + 1,5;

– М_пр= 1,28 на Н = 12100 м.

Выполненные полеты показали, что:

– самолет на рулении прост и хорошо управляем;

– на взлете самолет устойчив и не имеет тенденции к самопроизвольным рысканиям или к самопроизвольному подъему носа. Самолет с опущенной отклоняемой носовой частью фюзеляжа имеет очень хороший обзор, что значительно облегчает выполнение руления,взлета и посадки;

– носовое колесо поднимается летчиком легко, небольшим взятием ручки управления "на себя". Взлетный угол выдерживается просто, отрыв происходит плавно, перебалансировки после отрыва нет;

– после уборки шасси (при взлете на форсажном режиме всех двигателей) необходимо переставить ПГО на угол -1-2°.

После подъема ОНЧФ полет происходит по приборам. Имеющийся на самолете перископ дает возможность обозревать впереди лежащее пространство;

– в горизонтальном полете самолет прост и хорошо управляем. Разгон и проход звука спокоен. Момент прохода М=1 отмечается только по приборам. Заданный режим легко выдерживается элевонами и ПГО.

Интенсивность разгона достаточно хорошая:

– заход на посадку и посадка просты, но имеют особенность, заключающуюся в том, что происходят на глубоком втором режиме (по тяге). Наличие автомата управления тягой (АУТ) полностью разгружает летчика от работы двигателями на режиме захода на посадку;

– самолет касается земли плавно, без тенденций к "козлению" или самопроизвольному опусканию носа. На пробеге самолет устойчив и хорошо управляем. Тормозные парашюты и тормозная система колес эффективны;

– дистанционное управление самолетом работало безотказно. Управляемость самолетом хорошая. На механическом управлении пилотирование самолетом возможно, но требует от летчика больших физических усилий и внимания;

– приборное оборудование самолета в основном работало без замечаний. Необходимо отметить плохую работу СВВ, что вынудило поставить на самолет дублирующие аэродинамические приборы высоты и числа М полета".

Зам. Главного конструктора, ведущий летчик-испытатель

В. Ильюшин

Хронология летных испытаний самолета «101»

30.12.71. самолет перебазирован на летно-испытательную станцию в г. Жуковском.

До 20.06.72. шли доработки самолета на ЛИСе, а также велась цеховая отработка систем.

20.06.72. самолет принят экипажем на испытания.

До 22.08.72. экипажем проводилась наземная проверка систем и сделано 6 рулежек.

Программа заводских летных испытаний была разбита на 3 этапа. Первый этап включал выход самолета на сверхзвуковую скорость до М = 1,3.

Таблица 9.

Первый этап летных испытаний

Дата

Полет

Продолжительность

Масса топлива, т

22.08.72.

1

40 минут

19

04.01.73

2

41 минута

20

14.02.73

3

34 минуты

20

13.04.73.

4

53 минуты

20

19.04.73

5

1 час 24 минуты

43

24.05.73.

6

50 минут

20

15.06.73.

7

1 час 55 минут

39

26.06.73.

8

1 час 16 минут

30

06.07.73.

9

1 час 06 минут

30

Второй этап не пошел дальше одного полета, после чего программа была закрыта.

10-й полет состоялся 22 января 1974 г. общей продолжительностью 1 ч 01 мин. с заправкой топливом 30 т.

В общей сложности самолет "101" совершил 10 полетов и провел в воздухе 10 ч 20 мин.

Варианты окраски самолета Т-4 (Михаил Дмитриев)

Эмблема ОКБ им. П О. Сухого

Вид спереди, носовая часть фюзеляжа опущена

Вид сверху

Носовая часть (левый борт) самолета Т-4, номера красные, на уровне кабины на изгибающемся носу нанесена эмблема ОКБ П. О. Сухого, нос опущен. (Авиационный музей в Монино)

Правый борт самолета, нос опущен. (Авиационный музей в Монино)

Варианты окраски самолета Т-4 (Михаил Дмитриев)

Вид снизу

Вид сзади

Надпись на воздухозаборнике (имеется на левом и правом бортах)

Вид спереди (нос поднят)

Вид сбоку (левый борт), нос поднят, заводская окраска самолета, бортовой номер желтый, киль черный с надписью 1972 г.

Список использованной литературы

1. В. Агеев, В. Яковлев "Сполох за горизонтом", Авиация и космонавтика, № 2/91, стр. 6-8.

2. В. Антонов, Н. Гордюков "Сотка", Самолеты мира, №2/96, стр. 18-28, № 3/96, стр. 15-17.

3. И. Афанасьев, В. Бобков "Ему бы быть ракетой", Ас, № 1/93,стр. 20-24.

4. И. Бедретдинов "Его называли "Сотка"", Техника молодежи, № 9/95, стр. 20-22.

5. И. Бедретдинов "Самолет будущего", забытый в прошлом". Моделист-конструктор, № 11/95,стр. 30-32.

6. А. Брук, К. Удалов, А. Архипов, Б. Пунтус Иллюстрированная энциклопедия Самолетов В.М. Мясищева, Том 2, М.: Авико Пресс, 2001, стр. 79-96, стр. 109-129.

7. П. Бутовский "Предшественники Ту-160", Аэрохобби, № 3/94, стр. 43-46.

8. Е. Гордон, Ту-160. М.: ООО "Полигон-пресс", 2003.стр. 5-30.

9. А. Горохов "Сотка", Наши крылья, № 1-2 (4– 5). 1993 г. стр. 16.

10. А. Дынкин Самолет начинается с двигателя. Заметки о Рыбинском конструкторском бюро моторостроения, Том 2, "Рыбинское подворье", г. Рыбинск, 1998, стр. 83-142.

11. Н. Зайцев "Сверхзвуковые самолеты", М.: Издательство иностранной литературы, 1957,стр. 216-226.

12. И. Зверев, Ю. Альштадт, В. Диков, В. Колонтаев, С. Миланский, В. Никитин, А. Потопанов, А. Романгов, Г. Широков, А. Шкрабо, В. Докучаев Тушинский машиностроительный завод – От "Стали" до "Бурана": история, технология, люди, АвиаРус-XXI, Москва, 2001,стр. 33-36.

13. В. Ильин, М. Левин "Практически единственный стратег", Крылья Родины, № 12/93, стр. 16-19; 1/94, стр. 1-3.

14. В. Кирсанов "Американский бомбардировщик В-1В", Зарубежное военное обозрение, № 10/85, стр. 43-50.

15. Д. Комиссаров, К. Удалов "Самолет SR-71", М.: Авико пресс, 1993.

16. В. Константинов, В. Романенко, А. Хаустов "Сверхзвуковой долгожитель", Авиация и время, стр. 2-16.

17. "Краткий справочник по российским и украинским самолетам и вертолетам", Авиация и космонавтика, № 6/95, стр. 39-42, 55-53.

18. В. Крутихин "Большой скачок", Крылья Родины, № 9/93, стр. 20-24.

19. В. Марковский "Бэкфайр. Прорыв из неизвестности", Аэрохобби, № 1/93,стр. 2-13.

20. Материалы: ОАО "ОКБ Сухого", ОАО "ТМЗ", ОКБ им. А.В. Потопалова, Центрального архива МО РФ, ОАО "Туполев", ОАО "ЛИИ им. М.М. Громова", ОАО "НПО "Сатурн", ФГУП "ЦИАМ", ОАО "ВИАМ", "ОАО "МНПК "Авионика", ФГУП "ОКБ "Электроравтоматика", ОАО "МКБ Радуга", ОАО "НИАТ", ОАО "Гос– НИИ АС", ОАО "Авиаагрегат".

21. Материалы по самолету ХВ-70 "Valkyrie" из журнала Flight Internarional, от 02.06.64 г

21. В. Мацнев. Состояние и ближайшие перспективы развития заготовительных технологий для авиакосмической техники, Авиакосмическая техника и технология, №3/2001, стр. 18.

22. А. Пономарев "Ракетоносная авиация", М.: Воениздат, 1964, стр. 185-188.

23. Н. Проскуров "Запоздалые открытия". Крылья Родины, № 5/91, стр. 12-14.

24. В. Ригмант "К Бэкфайру", Авиация и космонавтика, № 21/96,стр. 28-33.

25. В. Ригмант Самолеты ОКБ А.Н. Туполева, М.: Русавиа, 2001, стр. 233-248.

26. Сборник: "Самолеты Су", М.: Издательский отдел ЦАГИ, 1993, стр. 63-68.

27. "Стратегический бомбардировщик Ту-160", Крылья Родины, № 4/92, стр. 34.

28. "Ту-160", Авиация и космонавтика, № 12/92, стр. 42.

29. "Ту-22МЗ", Авиация и космонавтика " 8/92, стр. 46.

30. В. Яковлев, Г. Гришаева Т-4: ""Русское чудо" или техническая авантюра", Авиация и космонавтика, № 9-10/93, стр. 30-35.

31. Н. Якубович "Трудный взлет Ту-22", Крылья Родины, № 11/96, стр. 1-4.

32. И. Шустов Двигатели 1944-2000. М.: "АКС– Конверсалт", 2000, стр. 166-167.

33. Р. Butovsky "Rosyjskie naddzwiekowe bombowce strategiczne cz. 2", "T&W", 1/94, p. 30.

34. J. Geddes "В-1В: the bomber wich came back", International Defense Review, № 1/82, p. 39-45.

35. J. Gordon, W. Rigmant "Ту-160, Przeglad konstrukeii lotniczych, № 5/93.

36. "Tupolev Backfire", AIR INTERNATIONAL, 6/88, p. 267-275.

37. Wilfried Kopenhagen "Sowjetische Bombenflugzevge", Transpress, Berlin, 1989, p. 202– 204, 205-206.

Ударно-разведывательный самолет Т-4.(Изд. 102) (Николай Гордюков)

Самолет Т-4 (изд. 102) Вид спереди на земле

Самолет Т-4 (изд. 102) Вид слева

Самолет Т-4 (изд. 102) Вид сзади

Самолет Т-4 (изд. 102) Вид снизу

Ударно-разведывательный самолет Т-4.(Изд. 102) (Николай Гордюков)

Самолет Т-4 (изд. 102) Вид справа

Ударно-разведывательный самолет Т-4.(Изд. 101) (Николай Гордюков)

Самолет Т-4 (изд. 102) Вид сверху

Самолет Т-4(изд. 102) Вид спереди в полете

Ударно-разведывательный самолет Т-4.(Изд. 101) (Николай Гордюков)

Самолет Т-4 (изд. 101) Вид слева

Самолет Т-4 (изд. 101) Вид спереди на земле

Самолет Т-4 (изд. 101) Вид снизу

Самолет Т-4 (изд. 101) Вид сзади

Ударно-разведывательный самолет Т-4.(Изд. 101) (Николай Гордюков)

Самолет Т-4 (изд. 101) Вид справа

Ударно-разведывательный самолет Т-4.(Изд. 101) (Николай Гордюков)

Самолет Т-4 (изд. 101) Вид сверху

Фрагмент крыла самолетов опытной партии

Самолет Т-4 (изд. 101) Вид спереди в полете