Tu-22M

By the mid -1960s , trends in the combat use of long-range aviation indicated the low efficiency of single-mode supersonic heavy bombers. It was necessary to create multi-mode aircraft capable of performing combat missions in a wide range of heights and speeds . This goal could be achieved, first of all, by using a wing sweep variable in flight .

Work on a project for such a long-range attack aircraft began at the Tupolev Design Bureau in 1965 . Initially, work was carried out without funding from the state budget on an initiative basis and was positioned solely as a deep modernization of the Tu-22K - a variant of the Tu-22 . The project was originally named “machine 145”, or officially - machine “AM”, “UM”, and the final name - “product 45”. At this design stage, developments were underway for a design already tested on Tu-22 aircraft with engines above the fuselage on both sides of the keel . Alterations concerned almost only the wing of the future aircraft. However, by 1967, the design of the future Tu-22M was completely revised, and the prototype of the new bomber lost its resemblance to the Tu-22, its predecessor aircraft. The project “106 B” was finally taken as the basis of the “145” project. The Tu-22M variant appears with a variable sweep wing, air intakes along the sides of the fuselage and the placement of engines in the rear part, like the Tu-128 heavy interceptor.

On November 28, 1967, the Decree of the Government of the USSR on the creation of a modification of the Tu-22K - Tu-22KM with NK-144-22 engines and a variable sweep wing was issued.

This design option with some modifications became the basis of the future Tu-22M series. This name emphasized continuity with the first supersonic heavy bomber Tu-22 .

In many ways, the designation Tu-22M is the result of politics. A.N. Tupolev at the competition proposed the option of upgrading the Tu-22 to save development costs in order to receive an order ^[5] .

Two main versions of the aircraft were worked out. The first option included engines NK-144-22 (product "FM"), navigation and flight and sighting equipment from Tu-22K. The second option provided for the NK-144-11 engines (FMA product), new and promising aircraft equipment. Also, two options were provided for in the construction of the defense system - the traditional cannon with REP elements or the more developed REP complex due to the rejection of the stern cannon installation .

General design features

Aircraft of the Tu-22M series are large and complex machines, which subsequently gave numerous achievements both in passenger and combat vehicles, in all aviation design bureaus of the USSR (3-4th generation aircraft). For the first time in the USSR, an airplane received a very complex, but quite workable set of interconnected digital and analog decision systems of AO and REO. A significant part of aircraft systems was built on the most modern semiconductor base and integrated circuits at that time, and sine-cosine transformers (SKT) were used instead of potentiometers and selsynes as sensors for angular displacements of both control surfaces and adjusters in the cockpit. It was on the Tu-22M that most of the crew’s operations for control of the aircraft and the use of weapons were automated, and the “manual control” of aircraft systems meant pressing buttons or toggle switches in the cockpit in a predetermined sequence.

Aircraft of the Tu-22M series are made according to the normal aerodynamic design of a low-bearing low wing (except for project 45-00) with a variable sweep wing. The construction is mainly made of aluminum alloys V-95 and AK-8, as well as steel 30KhGSA, 30KhGSNA and magnesium Ml5-T4. The wing consists of a fixed part and rotary consoles . The wing is rearranged at angles from 20 ° to 65 °; at maximum sweep, the angle of the FHC is greater than the angle of the FHF - a very rare design feature. On the Tu-22M2, a sweep of 65 ° in flight was not used. The wing mechanization includes slats, three-section double-slotted flaps , three-section interceptors (on the Tu-22M2 and early Tu-22M3 series, internal interceptors on the SChK were used as landing air brakes), and there are no ailerons . The spoilers work differentially in roll and synchronously - like brake flaps, while maintaining the lateral control function. Stabilizer - fully rotatable, synchronous (allowable fork no more than 0.5 °). In case of interceptor failure (or forced), the stabilizer can operate differently (roll control, in the jargon - “scissor mode”), while maintaining the pitch control function, but there are restrictions on roll and pitch control (landing is performed at increased speed - flaps are issued at 23 degrees).

The aircraft has a half-monocoque fuselage and a three-leg retractable landing gear with a nose strut. The power plant consists of 2 turbojet engines NK-25 for Tu-22M3 (the modified (multi-mode) NK-144 was initially used, later brought to the modification of the NK-144-22 and NK-22). The AFU TA-6A is installed in the forkil, with a DC starter-generator and a three-phase alternating current generator, and both generators can operate on an airplane network (unlike, for example, the Tu-154 ). Air intakes with a vertical wedge (on the Tu-22M3 - with a horizontal one) are located on the sides of the fuselage. The fuel stock “RT” in the amount of 53550 kg is located in the integral tanks in the front (tanks 1, 2), middle (3, 4, 5) and tail (tanks 6, 7, 8) parts of the fuselage, in the keel (9th tank ) and wing tanks, including the rotary part of the wing (console). In the rear part there are suspension units 2 (sometimes 4) starting solid fuel boosters.

At the insistence of the customer (Ministry of Defense of the USSR), the so-called sliding of the middle pair of landing gear wheels, supposedly for the possible operation of the machine from the ground, was on the aircraft of the first series. Subsequently, the sliding mechanism was abandoned as a completely useless design complication.

Fuselage

Fuselage - rectangular with rounded corners (except for the bow and cockpit). It consists of a bow, including a nose fairing (F-1) located in front of the frame No. 1, and a pressurized cabin (F-2), between frames No. 1-13, the front part between frames No. 13-33 (F-3), the middle part between the frames No. 33-60 (F-4), the rear part between the frames No. 60-82 (F-5), the rear stacker. The fuselage compartments are docked in the planes of the frames No. 1, 13, 33 and 82. The middle and rear parts of the fuselage of the technological connector do not have and represent a single compartment .

Between the frames No. 33-44 in the middle part of the fuselage there is a wing center section connected to the fuselage as a whole. A keel with a rudder and a stabilizer are attached to the rear of the fuselage. The set and casing of the fuselage are made mainly of aluminum alloys D16 and V95.

The nose cone is leaky and consists of the upper and lower parts. Blocks of PNA equipment are installed at the top, and a parabolic antenna at the bottom. The lower part is made of cellular radiolucent material (fiberglass) KAST-V.

Germokabin F-2 - an independent pressurized compartment, in the upper part are the workplaces of 4 crew members, equipment and apparatus. The crew is located in the ejection seats KT-1M. The approach to the workplace is through four access door covers that open upwards. Under the cockpit floor there is a technical compartment (“underground”) with equipment and control system units, access to which is via three pressure hoses in the lower part of the aircraft.

Leaky compartment F-3 - frames 13 to 33. The compartment is divided by frame elements into a fuel tank compartment No. 1, a front foot niche compartment, a tank compartment No. 2, a boat compartment LAS-5M, a technical compartment “33 frames”, tank container No. 1 located between frames No. 14-18, tank number 2 - between frames No. 23-31. The front foot niche compartment (“humpback compartment”) is the largest and most saturated aircraft technical compartment.

The middle part of the fuselage is located between the frames No. 33-60, the frames No. 48, 51, 54 and 60 of the cargo compartment are power. Structurally, it consists of a 4K caisson tank, a sub-compartment, a container of tank No. 3, a cargo compartment, container containers 5A and 5B and a 5K caisson tank. Caisson No. 4K is the power part of the wing (such as center section) and is used as a fuel tank (tank compartment negative overload). The cargo compartment is reinforced with longitudinal beams ( beams ) of alloy B95-T.

Due to the dimensions of the X-22 cruise missile larger than the cargo compartment of the aircraft, the latter is suspended on the fuselage holder in a half-sunken position. The nose of the rocket is located in the sub-box part of the 4K tank, the middle part of the rocket is in the cargo compartment and the tail part of the rocket is in the sub-box space of tank No. 5, for which there is a niche in the tank structure for the keel of the rocket. To close this aperture, at the bottom of the fuselage along the axis of the aircraft from 34 to 65 frames, there are four pairs of independent wings: front sub-wing doors No. 1 and No. 2, cargo compartment doors consisting of main doors and front and rear movable wings and rear keel mounted on them sash. In the rocket version, the front and rear flaps open, the main cargo compartment flaps are in the closed position, and the front and rear movable cargo flaps are retracted inside the fuselage, forming a niche for the rocket. In the mine-bomb version, the front and rear wings are closed, and all three wings on each side of the cargo compartment are mechanically connected to each other, forming a pair of single wings opening outward. At the same time, an APP-22MS group passive jamming device can be installed in the rear of the cargo compartment, and two ASO-2B passive jamming devices can be installed in the keel compartment of the 5th tank. The side walls and ceiling of the cargo compartment are used to accommodate various units and equipment.

Lower superstructures SCHK is a continuation of the lower contour of the air intakes (subchannel compartments) and are used as technical compartments to accommodate SCR, VVR, radio units, and the left compartment as “luggage”, for transporting aircraft property (pads, covers, etc.). ) during flights.

The rear part of the fuselage is located between the frames No. 60-82 and with the middle part of the fuselage is an integral compartment. In the rear part of the fuselage are located: APU on the upper panel of the fuselage in the fork, between frames No. 63-65, engine air intake ducts, gas turbine dual-circuit engines, a container with a brake parachute , caisson tank No. 5 between frames No. 60-68 and soft tanks 6- 7-8. The tail of the fuselage is made according to the semi-monocoque scheme, having a longitudinal (stringer) set with working skin. Tanks are located between the air intake ducts and the engines. In the subchannel part, technical compartments with SCR aggregates and equipment of engines and aircraft systems are organized. Four spars of the lower part of the keel are attached to the power fuselage frames No. 68,72,74 and 77. Forkil is tied to the fuselage through the nodes on the intermediate frames and the square on the skin. In the tail section there is a superstructure behind the keel - on the upper panel of the fuselage between the frames No. 80-82 and the stabilizer, on the frames No. 74 and 77K.

The aircraft fuselage has a large number of panels, hatches and hatches designed to access aircraft components and equipment during maintenance. Almost all hatches and hatches are made easily removable, on locks of various designs. Also, the aircraft is characterized by the widespread use of color marking, symbols and inscriptions with the names, and numbers of circuit positions of all installed equipment, which, with a high density of placement of the latter, greatly facilitates technical operation.

Wing

The wing technologically consists of the rotary part of the inverter, the middle part of the inverters, the rotary assembly, and the center section. The center section and SChK are interconnected inseparably and together form the central part of the wing, and the center section is essentially a structural element of the structure (and the fuel tank compartment of negative overloads, tank No. 4K). Bearing power units of the center section, SCHK and PCHK have a caisson structure formed by spars, monolithic pressed panels and hermetic ribs at the ends and are fuel tanks.

The middle part of the wing has a sweep at the leading edge of 56 °, and at the rear - 0 °. The rotary part of the wing is set to the takeoff and landing position along the leading edge X = 20 °, and only with this sweep is it possible to release the flaps (takeoff position of the flaps - 23 °, landing - 40 ° or any intermediate - if necessary). IFR at 30 ° is used at subsonic speeds, from flying in the area of ​​the airfield to cruising modes. Sweep more than 30 ° up to 65 ° is used at transonic and supersonic speeds. Flaps - two-slot three-section, with a hydraulic screw drive from a RP-60 two-channel hydraulic drive with two hydraulic motors (a similar drive, but of a different series, is used to drive Tu-154 flaps) mounted on the ceiling of the cargo compartment. The control system for the rotation of the wing SPK-2 is almost identical to the control system for the flaps (similarly to the Su-24 ), the drive is also carried out by the RP-60 drive on the rear wall of the technical compartment 33 shp. SPK and SPZ control units are installed in the niche compartment of the front chassis. The inverter is attached to the inverter with swivel knots. The consoles have a geometric negative conical twist, which makes an angle of −4 ° in order to prevent flow stall at large angles of attack and to expand the range of operational flight speeds. Slats installed along the leading edge of the inverter and circuitry synchronized with the flaps are automatically released by the electric drive mechanism before the flaps are released and are also automatically removed immediately after the flaps are fully retracted.

The hinged wing assembly provides the angular movement of the rotary part of the wing - ПЧК relative to the middle part of the wing SCHK, and also carries out the fastening of the PChK to SCHK. This node perceives all the loads acting on the inverter: bending, torsion, shear. In addition to the main purpose, the hinge unit serves as a transition unit for wiring, hydraulic systems, transmission flaps, fuel and drainage pipelines.

Due to the sad operating experience of the first Tu-22, where ailerons with mechanical wiring were used, and due to the heating of the skin, the control rods were significantly deformed, the four-channel remote control system of the DUI-2M spoilers is used for roll control of the Tu-22M2 / 3 aircraft. Интерцепторы установлены на каждой плоскости крыла, перемещаются блоками гидроцилиндров БГЦ-10, которые, в свою очередь, управляются четырёхканальными рулевыми агрегатами РА-57, по конструкции аналогичными трёхканальным РА-56, стоящим на Ту-154 . Интерцепторы используются и как тормозные щитки в полёте и на посадке, при этом они могут синхронно выпускаться на любой рабочий угол, вплоть до максимального угла отклонения по упору в 45°, и при этом сохраняется их дифференциальное отклонение для управления креном самолёта. Применение интерцепторов вместо элеронов уменьшает «закручиваемость» крыла при М более 1 и конструктивно освобождает заднюю кромку для установки высокоэффективных закрылков большой площади.

Оперение

Стабилизатор кессонной конструкции с двумя лонжеронами стреловидной формы в плане имеет угол стреловидности по передней кромке 59 градусов и поперечное V = +8 градусов. Состоит из двух половин, смонтированных слева и справа на опорах фюзеляжа, которые связаны дифференциальным смесителем, что обеспечивает работу стабилизатора как в основном режиме руля высоты, так и в резервном режиме элеронов. Половины стабилизатора имеют профиль с обратной подъёмной силой. Обе половины конструктивно полностью аналогичны, но «ведущей», от которой работает автоматика и на которой выполняются все замеры угловых перемещений, считается правая половина.

На самолёте для обеспечения путевой устойчивости на больших скоростях применяется развитый киль, конструктивно состоящий из верхней части, нижней части, форкиля, надстройки киля и руля направления. Последний имеет весовую перебалансировку и осевую аэродинамическую компенсацию 25 % его площади. Нижняя часть киля представляет собой кессон-бак № 9. Форкиль, помимо повышения путевой устойчивости, служит для размещения различного оборудования, агрегатов и электронных блоков, в том числе ВСУ ТА-6А. Кормовая часть киля состоит из верхнего обтекателя видеокамеры телеприцела ТП-1КМ, среднего радиопрозрачного (из стеклоткани) обтекателя антенны РЛС «Криптон» и нижнего обтекателя унифицированной кормовой установки (УКУ) с пушкой ГШ-23М.

Характерной конструктивной особенностью самолётов Ту-22М является смещённый влево на 2-3 градуса «ноль» руля направления, для компенсации вращающего момента двигателей.

Система управления самолётом

Система управления сдвоенная, электрогидромеханическая , дифференциальная, на четыре канала управления: по курсу — руль направления, по крену — интерцепторы и резервный канал стабилизатора (дифференциальный стабилизатор по крену), по тангажу — стабилизатор.

Перемещения лётчиками колонки и педалей посредством механических трубчатых тяг передаются через дифференциальные качалки на силовые гидравлические рулевые приводы (бустеры), которые синхронно отклоняют половины стабилизатора и руль направления. Также к дифференциальным качалкам подсоединены рулевые агрегаты АБСУ-145М, которые в зависимости от управляющих сигналов автоматики добавляют (или уменьшают) отклонения рулевых поверхностей в зависимости от режимов полёта, либо берут на себя управление целиком — по сути, все телодвижения лётчиков отслеживаются, и при необходимости корректируются автоматикой достаточно жёстко. В связи с практически полным отсутствием усилий на колонке и педалях в проводку управления введены полётные/взлётно-посадочные имитаторы нагрузки — пружинные загружатели . В канале тангажа имеется электромеханический автоматический ограничитель расхода колонки — торсион. В канале крена установлена электродистанционная четырёхканальная система управления ( ЭДСУ ), без механической проводки, два рулевых привода которой управляют работой силовых гидроприводов интерцепторов. Для её резервирования применяется канал крена на стабилизаторе со своим рулевым агрегатом, позволяющий управлять самолётом по крену дифференциальным отклонением половин стабилизатора. В проводке управления по курсу, крену и тангажу также установлены электромеханизмы триммирования (триммерного эффекта, в канале тангажа — автотриммирования), и электромеханизм системы автоматической балансировки в канале тангажа.

На стоянке, из-за отсутствия давления в гидросистеме стабилизатор опускает носки до упора гидроцилиндров — становится на кабрирование .

Шасси и тормозной парашют

Шасси — трёхопорное. Передняя стойка имеет два колеса К2-100У с бескамерными шинами «модель 5А», автоматически затормаживаемые после взлёта для предотвращения раскачки носа самолёта. Основные стойки имеют по 6 колёс КТ-156.010 с бескамерными шинами «модель 1А», оснащённых многодисковыми тормозами с гидроприводом и принудительным воздушным охлаждением электровентиляторами МТ-500. Колея средней пары колёс на основных тележках несколько больше колеи первой и третьей пары — это наследие от первых серий Ту-22М, которые имели механизмы раздвижки колёс, якобы для возможной эксплуатации самолёта с грунтовых аэродромов. Все стойки имеют двухкамерные газомасляные амортизаторы. Передняя стойка шасси убирается в отсек фюзеляжа назад по полёту, основные стойки — перпендикулярно, внутрь. Руление передней стойкой управляется от педалей и работает в одном из трёх режимов: «руление» (большие углы), «взлёт-посадка» (малые углы) и «самоориентирование» (при буксировке самолёта). Выпуск шасси производится от одной из гидросистем самолёта (нормально — от первой и аварийно — от второй или третьей). База шасси — 13,51 метра, колея — 7,3 метра, и, как показала практика, самолёт чрезвычайно устойчив при рулении. Для сокращения расстояния пробега при посадке с большим весом или на ограниченную по длине ВПП применяется парашютно-тормозная установка ПТК-45 из двух крестообразных парашютов. Контейнер с парашютами установлен в корме самолёта снизу между двигателями. Замки выпуска и сброса работают на сжатом воздухе от пневмосистемы самолёта и управляются от кнопок на штурвалах лётчиков.

Интересно, что основные стойки убираются в фюзеляж практически синхронно, а вот их огромные створки захлопываются поочерёдно, с секундной задержкой. Это связано с некоторой разницей в длине трубопроводов ГС по левому и правому борту.

При техническом обслуживании створки основных ног шасси можно вручную открыть (к механизму замка каждой створки предусмотрен фал принудительного открытия), а затем также вручную закрыть — при подъёме створки замок просто защёлкивается (но для этого уже потребуется несколько человек).

Силовая установка

Двигатель НК-22 («ФМ») — доработанный многорежимный вариант изделия «Ф» ( Ту-144 ), обеспечивающий взлётную тягу около 18,5 тонны. Устанавливались только на Ту-22М2.

Двигатели НК-25, или изделие «Е» — трёхвальные, двухконтурные, с форсажной камерой и регулируемым сопловым аппаратом, с электронно-гидравлическим управлением подачей топлива (система ЭСУД-25 ). Тяга одного двигателя на максимальном бесфорсажном режиме (МБФР) составляет 14 300 кгс, на максимальном форсажном режиме — 25 000 кгс, что обеспечивает тяговооружённость при взлётной массе 124 тонны — 0,403. Удельный расход топлива РТ или Т-8В — 0,76 кг/кгс час . В качестве моторного масла применяется синтетическое масло ИПМ-10 или 36/1КУА , по 29 литров на каждый двигатель.

Воздухозаборники — программно-регулируемые, от системы СУЗ-10А . Используется подвижная панель клина для прикрытия «горла» воздухозаборника и створка перепуска. Система работает только при числах Маха более М=1,25. Для дополнительной подачи воздуха в двигатель на малых скоростях (на земле или режиме взлёта) в каждом воздухозаборнике имеется 9 створок подпитки. Между каждым воздухозаборником и фюзеляжем имеется щель для слива пограничного слоя .

Для повышения тяговооружённости на самолёт могут подвешиваться два или четыре стартовых пороховых ускорителя типа 736АТ.

При взлёте с неполной заправкой (полёты «по кругу») форсажный режим одного двигателя сразу после взлёта выключается для экономии топлива.

Вспомогательная силовая установка

Обеспечивает энергией самолётные системы на земле — постоянным и переменным током, сжатым воздухом в систему кондиционирования и на воздушные стартеры для запуска основных двигателей. При необходимости сжатый воздух может подаваться в две турбонасосные установки, при этом обеспечивается гидравлическое давление в первой и третьей гидросистеме (работа ГС от ТНУ ограничена по времени).

Двигатель ТА-6А установлен в отсеке форкиля. Для доступа к нему при обслуживании справа и слева имеются большие откидные крышки. При работе двигателя справа открываются две поворотные заслонки забора воздуха, слева открывается выхлопная створка.

Работа двигателя полностью автоматизирована. Запуск и контроль параметров двигателя и систем (кроме ТНУ) — с рабочего места штурмана-оператора.

Помимо работы на земле, возможен при необходимости запуск ТА-6А в воздухе, на высотах менее 3000 метров. На Ту-22М2 перед каждой посадкой выполнялся запуск ВСУ на высоте круга, чтобы в случае отказа одного двигателя можно было быстро обеспечить полноценное энергоснабжение самолётных систем. На Ту-22М3 это не практикуется.

Также данная ВСУ за счёт работы с автоматической панелью АПД-30ТА (в отличие от АПД-30А, работающей с ТА-6А на транспортных самолётах) имеет возможность полностью автоматического запуска от нажатия одной кнопки на рабочем месте командира корабля, с автоматическим подключением генераторов ВСУ на сеть и запуском ТНУ — это сделано на случай полной потери работоспособности (гибели) штурмана-оператора.

Гидросистема

The aircraft has three working hydraulic systems with a discharge pressure of 210 kgf / cm². AMG-10 hydraulic aviation oil is used as a working fluid. For the first and second systems, there is a common tank with a partition with a capacity of 66 liters, a tank of the third system of 36 liters, with a total amount of liquid in the three systems - about 260 liters. All three hydraulic systems work simultaneously and in parallel, providing the operation of a control system, wing mechanization, landing gear, wheel brakes, panels in the air intake duct, cargo compartment flaps, fuselage beam holder. Hydraulic pumps NP-89 on engines create pressure in flight in the 1st hydraulic system, NP-103-2 in the 2nd and 3rd hydraulic systems. When working on the ground (or, if necessary, in flight, below 3000 m), the APU turbopump installations work only for the first and third g / s, and for the second hydraulic system to work, it is necessary to ring it with the first one (by pressing the corresponding toggle switch in the cabin). Steering drives of rudders, flaps and inverters operate from two hydraulic systems simultaneously, intake panels operate from the first system, but automatically switch to the second when pressure drops in the first, steering units of the automatic control system operate from all three hydraulic systems in parallel. The chassis is cleaned only from the first hydraulic system, and the release is performed from the first, and when it fails, it is emergency from the second or third. Four hydroaccumulators are installed in the g / s of the aircraft: for the 1st, 2nd, 3rd systems and 4th, for emergency braking of the wheels.

For ground testing of the control system or race of the chassis, an on-board hydraulic unit of the UPG-300 type is connected to the on-board hydraulic panel.

Flying in the absence of pressure in all three hydraulic systems is impossible. When both engines are turned off in flight, some pressure in the hydraulic systems is created due to the autorotation of the engines from the incoming flow, while it is possible to control the aircraft with the smooth movements of the controls. Below 3000 m, the launch of the APU TA-6A is possible.

Fuel System

On the plane there are 9 groups of tanks with a maximum refueling capacity of up to 67700 liters of fuel (the actual capacity of the fuel tanks is somewhat different on aircraft of different production series).

Tanks No. 1, 2, 3, 5, 6, 7, 8 — soft rubber, placed in containers , tanks No. 4K, 5K, 9K, SCHK and PChK — caisson type.

Aircraft refueling is carried out under pressure through a universal refueling system (four refueling necks are located at the bottom of the fuselage sp. 33 31-33) with a capacity of 2000 l / min., For a time of about 35 minutes. In special cases, pistol refueling is permitted through the upper filler neck of the tanks. The main refueling switchboard is located in the area of ​​the filler neck, on the outside left on board the aircraft (under the cover). An additional shield is located in the cockpit, on the right pilot.

The measurement of the amount of fuel and the flow rate is ensured by the SUIT4-5 electronic fuel automation system (measurement, control and centering system), the RTS-300B-50 fuel consumption measurement system (flowmeter), and the SIT2-1 duplicate fuel measurement system. Inside the tanks there are installed ETsN-99M, ETsNG-20-2, ETsNG-10-2, ETsN-75B, ETsN-319 pumping centrifugal fuel pumps (total 20 pcs.).

The order of fuel consumption: the left engine is powered from the front tanks, tank No. 2 is a consumable tank, tank No. 1 is centering, tanks 3-4 are on duty, and fuel is first pumped from left-in-phase control system-SChK to tank No. 2, and after full fuel production of these tanks, the engine switches to fuel supply from tanks 3-4. The right engine is powered from the feed consumables of group 6-9, into which the fuel is pumped from ПЧК-СЧК on the right plane, then from 5 tanks, and at the end of production, from tanks 3-4. During normal operation, the fuel of tanks 3-4 is divided into both engines equally. In the case of a single engine flight, to maintain fuel consumption and centering in the range of 24.5 ± 1.5% of the SAX, the SUIT4-5 system alignment machine operates, with the cross-feed valve open.

Emergency fuel drain in flight is possible through the drain necks on the planes and one in the stern, between the nozzles of the engines, and is performed in no more than 20 minutes. Draining fuel during the operation of engines afterburning is prohibited.

The whole vehicle can be divided into subsystems:

• fuel system for engines and APU
• fuel transfer system from inverter to inverter
• fuel transfer system from SCH to tank No. 2 and tank No. 6
• fuel transfer system from tank No. 1 to tanks No. 2 and 3-4
• fuel circulation system through a fuel-liquid radiator

To prevent the formation of ice crystals in tanks during flights at high altitudes and clogging of fuel filters, additives are added to the fuel - liquid "I" or "THF" , in the amount of 0.1%.

The main fuel for Tu-22M aircraft was adopted RT fuel. Limited use of TS fuel is allowed (with subsequent replacement of engines).

Fire system

The fire protection system includes: the SSP-2A system (five sets) of the first and second stage of fire fighting in compartments, with 90 DPS-1AG sensors; ATP-1 system for overheating alarm of engine nozzles (installed on aircraft after No. 3686518) with 18 SP-2 sensors. On early aircraft, additional LS-1 (backup system with linear sensors, disabled due to low reliability and difficulty in operation) and fire extinguishing SSP-11 inside the engines (disabled and subsequently dismantled), six cylinders UBC-8-1 were used extinguishing agent "Freon 114V2", a system of pipelines and electric cranes.

The main fire extinguishing system includes groups of sensors in fire hazardous areas of the aircraft: engine nacelles, cargo compartment, APU compartment, fuel tanks in the planes (ПЧК and СЧК), technical compartment of the landing gear of the front leg, front fuselage tank № 1, medium fuselage tanks № 2 and No. 3. In the event of a fire, the corresponding BI-2AU unit gives a signal to the control relay, which includes:

• Flashing “CHECK FIRE” for pilots
• block of fire extinguishing cranes
• the corresponding button-lamp on the dashboard of the fire system on the middle remote control
• the scheme for issuing a signal to the block of voice information RI-65
• the scheme for issuing a one-time “FIRE” command to the emergency recorder MSRP-64

In the event of a fire in the engine compartment, the corresponding flap for blowing DC generators is closed. In case of APU fire, a signal is issued to stop the TA-6A engine and close the APU air intake flaps. After operation of the crane unit, freon of the first stage of fire fighting enters the fire compartment from three cylinders. The commissioning of three cylinders of the second stage is done manually by pressing a button on the PPS remote control for pilots. If the first stage does not work automatically, then it is turned on manually by pressing the corresponding button-lamp, and the second stage will not turn on until the first one works.

If necessary, carbon dioxide can be supplied from the NG system to the pipelines of the fire protection system, but in case of a fire in the cargo compartment, chassis compartments or engines, the supply of neutral gas is blocked by circuitry. The main purpose of the NG system is to fill the fuel tanks with carbon dioxide during a sortie as the fuel is exhausted, in accordance with the fuel pump work program. All aircraft fuel tanks can be filled with the “NG - GENERAL” switch position, and only the tail tanks from the 6th to the 9th with the “NG - TANKS 6-9” switch position can be filled.

In the event of a fire in the chassis compartments , cargo compartment and engine compartments in the area of ​​afterburners, fire extinguishing means are not used, and only a fire alarm works. To monitor the operability of the fire system, a ground-based remote control panel for software testing installed in the electronics compartment of the right engine is used.

Air conditioning system

The Tu-22M aircraft is distinguished by a very complex, yet completely reliable air conditioning system, essentially consisting of several subsystems. The KSKV integrated air conditioning system is designed to maintain normal crew living conditions and the required conditions for the operation of equipment and equipment in the cockpit, in technical compartments and cargo compartment, as well as missile equipment. Air sampling for aircraft needs is carried out from an auxiliary power unit on the ground or from 12 stages of compressors of working engines in flight. The air taken from the engines has a high temperature of about +500 ° C. It is possible to connect a ground-type air conditioner type AMK.

In general, the work of the KSKV . Initially, the air is cooled in a primary 4487T air-to-air radiator in the rear of the machine (area 77 of the frame). VVR is a heat exchanger that is purged with cold air taken from the engine fans and then discharged into the atmosphere. The temperature of the air leaving the radiator is regulated by the electronic control system URTN-5T. The following air cooling circuit is the main VVR type 5645T, right and left, located in the subchannel part of the engine air intakes. In flight, the radiators are purged from high-speed pressure, and on the ground for this purpose ejectors are used, working due to the flow of part of the air from the cabin boost line. Ejectors turn on automatically when the aircraft is on the ground, which is determined by the compression of the limit switch on the right landing gear. Ejected hot air is thrown down under the air intakes (a powerful stream of hot air allows the technical staff to warm in winter, however, this is prohibited by the guidelines).

Not all air enters the main VVR, but some part of the hot air enters the highway bypassing the radiators (hot line). Maintaining the temperature behind the main VVR is provided by the URTN-4T system. After the main VVR in the highway, the shutter for the inclusion of hard currency in the pressure chamber with the MPK-15-5 actuator is installed. This electromechanism has two DC motors in the design - “fast” and “slow”. The electromechanism is used to smoothly control the amount of air supplied to the cabin, while the “slow” reversible electric motor works, and the “fast” electric motor only works to close the damper and is necessary for an urgent stop of the cabin pressurization. The damper is controlled from the operator’s workplace by a three-position push button with neutral switch. The last stage of air cooling is a complex of turbo-cooler 5394 and two cabin VVR 2806, installed in the technical compartment of the niche of the front leg.

In front of the TX, a pressure switch IKDRDF-0.015-0.001 is installed, which controls the electromechanisms of the valves of the WWR ejector. Temperature control behind the turbo-refrigerator is provided by the URTN-1T system. After TX, the main is divided into two: cab heating and cab ventilation. Hot air taken from the line to the TX is mixed into the heating pipeline through the damper to the air passing through the TX. The amount of hot air is determined by the URTN-1K system. Excess boost air is discharged from the pressurized cabin through the pressure regulator ARD-54.

At flight heights from 0 to 2000 m there is no excess pressure in the cockpit. Starting from 2,000 m and up to 7,100 m, the ARD maintains a cabin pressure of 569 mm Hg. st, which corresponds to a height of 2000 m. At altitudes of more than 7100 m, the ARD starts to work, maintaining a constant pressure difference of 0.4 kg / cm³ in the cabin and overboard. Emergency pressure relief in the cabin is performed automatically through the 438D solenoid valve when turning on the ventilation from the high-pressure head, depressurizing the lamp covers, or manually using the switch.

The technical compartment air conditioning system is used to cool the equipment blocks. The air after the main VVR cabin enters the TX and then into the piping system technical compartment of the niche of the front leg of the chassis. The temperature of the supplied air is regulated alternately by two regulators with a common actuator. At flight altitudes of up to 7000 meters, the URT-0T operates, this system maintains the temperature within 0 degrees, adding, if necessary, to the cold air from the TX, hot air from the pipeline to the main VVR cabin. At altitudes of more than 7000 meters, the IKDRDA-400-300-0 signaling devices disconnect the URT-0T and connect the URT-10T. This system maintains a temperature of −10 ° C. The system of additional cooling of the nasal compartment works according to the same principle, which switches on automatically provided that the nasal station “Lilac” is turned on and the temperature of the air leaving the PNA blocks reaches +40 ° C. The blocks of the Lilac feed station are cooled with outboard air, but if its temperature exceeds a threshold of +40 ° C, then the air is additionally cooled in an air-air evaporative radiator by injection of alcohol refrigerant.

The VMSK air conditioning system is built on the principle of SCR, the air comes from the primary explosive and is then divided into cold and hot lines. The cold line has two cooling stages, consisting of two VVR VMSK and one TX VMSK, after which the air is divided into two lines: ventilation and heating. The pipelines of the ventilation and heating lines of the suits are brought to the seats of the crew members. VMSK are connected to the system through the integrated communications connectors of the type ORK-9A. Each workplace has its own URTN-2T system for adjusting suit heating, consisting of a setpoint 2706A, an IS-164B sensor, an automation unit 2814A, and an MRT-1ATV mechanism of an 501A air mixer. In the event of a failure of the SCV VSMS, emergency air supply from the cabin air conditioning system is provided.

To ensure the temperature regime of the missile guidance devices of the PMG and PSI in the nose compartment, and the nuclear warhead in the middle compartment of the rocket, the aircraft has an air conditioning system installed separately for the right wing, left wing and fuselage medium rocket. SLE of products maintains temperature in compartments in the range from +10 to + 40 degrees on the ground and in flight, with air sampling from the aircraft SSCW. For this purpose, two more air-to-air radiators with ejectors, a turbo-refrigeration unit, automation units 2714, sensors of the type IS-164, and executive electric mechanisms of hard currency are installed on the aircraft. In addition, heat is taken from the nose compartment of each rocket by pumping chilled ethyl alcohol with an ETsN-105 pump through a closed airplane and rocket piping system through the nose compartment heat exchanger. The automatic temperature control in the alcohol circuit consists of a 2714C block, an IS-164B sensor, and a 981800T alcohol mixer, which is installed behind the 2904AT air-air radiator (there are three sets on the plane).

Escape and Rescue Means

Each crew member is equipped with a KT-1M ejection seat with a PS-T three-stage parachute system mounted in the seat. The bailout is carried out upward, facing the stream, face protection is carried out with the GSH-6A face mask, which is part of the BMCK-2M protective suit accepted as standard crew equipment, or the ZSh-3 protective helmet (in the latter case, the crew is dressed in standard flight uniforms for the season , additionally put on a life belt type ASP-74).

Ejection is carried out in the following sequence: operator, navigator, right-handed pilot, ship commander. Both individual and compulsory bailouts are provided.

Forced bailout of the crew is carried out by the commander, for which it is enough to raise the cap and turn on the “Forced Leaving” toggle switch on the port side of the cockpit. At the same time, at each workplace a red banner “Forced Escape” lights up and the temporary relay EMRV-27B-1 for the seats of the right-hand pilot, navigator-navigator and navigator-operator, which are configured for a time corresponding to 3.6 s, 1.8 s, turns on 0.3 s After 0.3 s, the temporary relays trigger the solenoid valve EK-69 of the pneumatic system on the seat of the navigator-operator, while on the chair the System "Manufacture" is triggered and the limit switch for resetting the lamp cover is pressed. When the “Manufacturing” system is triggered, the temporary automatic machine АЧ-1,2 is switched on on the arm, which after 1 s pulls out the pin of the firing mechanism. When the chair leaves the cockpit, the limit switch is activated on the chair, which turns on the commander’s dashboard with the corresponding signal board “The plane left the operator”.

The temporary relay of the navigator's seat is triggered after t = 1.8 s, and the seat of the right-hand pilot's seat after t = 3.6 s after turning on the forced exit switch. При этом происходит срабатывание системы, как и на кресле штурмана-оператора, а у правого лётчика дополнительно происходит отключение от проводки и отбрасывание вперёд штурвальной колонки. Командир катапультируется последним, срабатывая приводами катапультирования на кресле вручную. При выходе его кресла срабатывает концевой выключатель подрыва блоков системы государственного опознавания (изд. 62 «Пароль»). Принудительное катапультирование является основным, индивидуальное покидание — резервным.

Для индивидуального покидания на каждом кресле имеются две боковые ручки «изготовка-покидание». Для срабатывания системы достаточно обжатия и нажимания любой из ручек. В случае покидания обесточенного самолёта возможно только индивидуальное катапультирование с предварительным ручным сбросом крышек входных люков (пока не «уйдет» люк, остаётся заблокированным стреляющий механизм кресла). Катапультирование возможно при разбеге или пробеге на земле, на скорости не менее 130 км/ч (для гарантированного срыва входных люков воздушным потоком), в полёте на скорости до максимальной и практического потолка.

Кресла установлены в направляющих рельсах. Парашютная система расположена в заголовнике кресла и состоит из первого стабилизирующего парашюта, второго стабилизирующего парашюта и спасательного парашюта площадью 50 м². На задней стороне каркаса спинки устанавливается комбинированный стреляющий механизм КСМ-Т-45, представляющий собой двухступенчатый твердотопливный ракетный двигатель. Первая ступень — это стреляющий разгонный механизм (после выстрела он остаётся в самолёте), вторая ступень обеспечивает заданную траекторию полёта кресла на высоту 150 метров. Также на каркасе кресла установлены: чашка кресла с НАЗ -7М и кислородным прибором КП-27М, отделяемая спинка с подвесной системой и заголовником, механизмы и системы автоматики кресла, пневмосистема кресла. Вес катапультного кресла КТ-1М составляет 155 кг.

В случае покидания машины над морем у каждого члена экипажа имеется одноместная надувная лодка МЛАС-1 и носимый аварийный запас НАЗ-7М с запасом продуктов и медикаментов. В случае вынужденной посадки на воду в контейнере за кабиной имеется пятиместная надувная лодка ЛАС-5М с запасом продуктов, медикаментов и аварийной радиостанцией. При посадке на необорудованном аэродроме или в аварийных случаях экипаж покидает кабину по четырём спасательным фалам, уложенным в контейнерах на межфонарной балке.

Система электроснабжения

Все органы управления энергоснабжением установлены на рабочем месте оператора.

На Ту-22М2 были организованы левая и правая сети — были установлены по три генератора постоянного тока ГС-18НО на каждом двигателе и по одному ГТ60ПЧ8 нестабильной частоты (зависящей от оборотов двигателей НК-22). Для сетей стабильной частоты в «горбатом отсеке» стояли три электромашинных преобразователя ПТ-3000 и три ПО-6000, причём рабочими были только по два, а третий был в «горячем» резерве. Также были аварийные ПО-500 и три ПТ-125 (или ПТ-200). Аккумуляторные батареи — 12САМ-55. В целом система была сложная, громоздкая и ненадёжная, и не обеспечивала приемлемого качества электроснабжения бортовых систем самолёта, а трудоёмкость её обслуживания вызывала справедливые нарекания.

Бортовая электросистема Ту-22М3 состоит из двух резервированных сетей постоянного тока 29 вольт (плюс-минус одна десятая), двух — переменного трёхфазного тока 210 вольт 400 герц и вторичных сетей трёхфазного тока 36 вольт 400 герц. Система делится на сети правого и левого бортов с многоуровневой системой автоматического резервирования. Все генераторы имеют электронное управление и высокие параметры качества электроэнергии, без каких-либо эксплуатационных ограничений в полёте. Постоянный ток вырабатывают четыре бесконтактных генератора ГСР-20БК на двигателях с общей мощностью 80 кВт, переменный ток вырабатывают два привод-генератора ГП-16 или ГП-23, с суммарной мощностью 120 кВА, дополнительно стоят два понижающих трансформатора с 208 на 36 вольт. На ВСУ установлены стартёр-генератор ГС-12ТО и трёхфазный генератор на 208 вольт типа ГТ40ПЧ6. В отсеке правого двигателя устанавливаются две никель-кадмиевые аккумуляторные батареи 20НКБН-25, которых хватает для аварийного питания потребителей первой категории в течение 12-15 минут полёта. Аварийные электромашинные преобразователи на 36 вольт — ПТ-200Ц (три шт) и два однофазных на 115 вольт — ПО-500А.

Полёт при полностью обесточенной электросети самолёта невозможен (критический уровень напряжения в сети постоянного тока — 20 вольт). Возможно только автономное катапультирование с ручным сбросом крышек фонарей.

Приборное оборудование

Самолёт Ту-22М отличает очень высокая насыщенность кабины — приборы, тумблеры и сигнальные табло установлены на приборных досках, боковых панелях, верхних щитках, потолочных панелях (межфонарные балки), задних панелях АЗР и средних пультах (между креслами). Часть аппаратуры контроля и управления, которая не используется в полёте экипажем, вынесена в подполье кабины (АЗС, АЗР и дополнительный экран ПНА), техотсеки и грузоотсек.

Приборное оборудование кабины представлено традиционными стрелочными приборами. Основные пилотажно-навигационные приборы — это командно-пилотажные ПКП-72 на приборных досках лётчиков и навигационные плановые ПНП-72 у лётчиков и штурмана навигатора, из комплекта системы траекторного управления «Борт-45». ПКП-72 и ПНП-72 имеют индикацию «вид с самолёта на землю». Резервный авиагоризонт типа АГР-72, индикатор углов атаки и перегрузки из комплекта АУАСП-34КР, указатель поворота типа ЭУП-53МК. Указатели скорости и высоты — из комплекта ЦСВ-3М-1К; дополнительно установлены: указатель скорости КУС-2500, высотомеры УВИД-90 и ВД-20. Указатели топлива, подвижных частей системы управления и механизации и работы двигателей — из комплектов соответствующих систем. Приёмники давления типа ПВД-7, ППД-5.

Навигационный комплекс

Пульты управления навигационным комплексом установлены на рабочем месте штурмана-навигатора.

В составе комплекса НК-45 : малогабаритная инерциальная система «МИС-45», трёхканальная система гироскопических курсовертикалей «Румб-1А», БЦВМ «Орбита-10ТС-45» (ЦВМ второго поколения на гибридных ИМС), блоки коммутации комплекса БКК-45, блоки и пульты управления и коммутации, автоматический картографический планшет ПА-3, курсовая система «Гребень», а также сопряжённые системы: радиосистема навигации РСБН-ПКВ, вычислитель В-144, измеритель ДИСС-7, станции А-711, А-713, А-312, аппаратура посадки «Ось-1», радиовысотомеры РВ-5 и РВ-18, радиокомпасы АРК-У2 и АРК-1 five.

Навигационный комплекс НК-45 совместно с автоматической бортовой системой управления АБСУ-145 позволяет выполнять автоматический запрограммированный полёт по одному из двух заложенных («прошитых» в памяти БЦВМ на земле) маршрутов, начиная с высоты 400 м. Перед каждым маршрутным полётом в блок запоминающего устройства БЦВМ вставляются две кассеты памяти с прошитым маршрутом (в группе программирования), а в планшет ПА-3 вставляется склейка из топографических карт и схемы аэродромов. В полёте планшет визуально воспроизводит текущее местоположение самолёта относительно местности.

Автоматическая бортовая система управления (АБСУ)

Благодаря тонкому гибкому крылу с отрицательной круткой законцовок, развитой механизации и наличию на борту сложной автоматической системы управления с многоуровневой «защитой от дурака» самолёт в среде пилотов получил прозвище «кирпич». Для его управления не требуется постоянная работа колонкой и штурвалом (как на всех предыдущих, да и многих последующих самолётах), он практически равнодушен к любой «болтанке», при потере скорости он не входит в неконтролируемый плоский штопор (как большинство тяжёлых самолётов), а просто плашмя парашютирует, сохраняя устойчивость и управляемость. Некоторые хулиганы на стотонной машине умудрялись выполнять « бочки ».

АБСУ — комплексная система, состоит из САУ-145М, ДУИ-2М, «Борт-45» и работает с рядом сопряжённых радиотехнических и навигационных систем. Имеет электрические связи почти со всем оборудованием самолёта.

Чисто ручное управление на данном типе самолёта не предусмотрено, и выключать питание АБСУ в полёте категорически запрещено.

АБСУ значительно упрощает пилотирование, корректируя расход колонки и балансировочное положение в зависимости от режима полёта, а также автоматически парируя все несанкционированные эволюции самолёта, вызванные нестабильностью воздушных масс. При выполнении координированных разворотов автоматически компенсируется потеря высоты, при выпуске закрылков автоматически компенсируется пикирующий момент, при изменениях продольной перегрузки плавно ограничивается расход колонки и передаточные числа на рули, автоматически компенсируется обратная реакция от руля направления, эффективно гасится раскачка. Также возможно управление самолётом не только перемещением колонки, штурвала и педалей, но и от строевой ручки на пульте управления ПУ-35 (типа «джойстика» на среднем пульте лётчиков), которая весь полёт синхронно перемещается по пульту, отслеживая угловые положения самолёта в пространстве (что необходимо для безударного перехода управления «со штурвала» на «автомат» и обратно при эволюциях самолёта, и что в принципе невозможно на однотипной (хотя и более поздней) АБСУ пассажирского лайнера Ту-154 ), ввиду отсутствия следящей системы (для смены полётного режима самолёт каждый раз необходимо выставить в «горизонт»). В автоматических режимах возможен полёт с автоматической стабилизацией угловых положений, скорости, высоты, курса, курсового угла; программное управление на маршруте, автоматический выход на цель или в точку пуска ракет; автоматическое возвращение на аэродром, автоматический или директорный заход и снижение по глиссаде до высоты 40 метров; автоматический полёт на сближение до визуального контакта с любым самолётом, оборудованным радионавигационными ответчиками; при потере лётчиком ориентировки в пространстве автоматическое выведение самолёта в установившийся горизонтальный полёт с последующей стабилизацией барометрической высоты — из любого углового и пространственного положения, с превышением эксплуатационных перегрузок до 5g, если сохранена управляемость машиной.

На Ту-22М2 и ранних сериях Ту-22М3 устанавливались блоки автоматического низковысотного полёта (НВП), позволявшие выполнять такого рода полёты над морем или равнинной местностью. В целом система НВП оказалась неудачной и была отключена, а на последующих сериях Ту-22М3 не устанавливалась (АБСУ-145М серии 3-3). Однако, в экспериментальных целях, в 1975 году группа самолётов Ту-22М2 совершила длительный низковысотный полёт, на участках которого высота уменьшалась до 40-60 м ^[6] .

Схемотехнически САУ-145 и ДУИ-2М — аналоговые решающие (быстродействующее вычисление в текущем времени) системы (интегрально-дифференциальная логика). Они собраны на интегральных операционных усилителях серий 140 и 153 (усилителях постоянного тока УПТ-9 и других микросборках) и дискретных элементах пассивной диодной логики. Впервые применён двусторонний печатный монтаж микросборок.

Точность работы АБСУ характеризуется, в частности, такими параметрами: регулировочная погрешность отклонения рулевых поверхностей самолёта, управляемого АБСУ, составляет не более 5 угловых минут; итоговая эксплуатационная погрешность — не более 30 минут для любого, самого сложного полётного режима.

Данная АБСУ при массе достоинств требует большого объёма техобслуживания. Ввиду аналогового построения системы замена любого блока, датчика или агрегата в системе управления или смежных системах требует многчасовой очень сложной комплексной проверки и перенастройки системы, а в ряде случаев и контрольного облёта самолёта. Периодические работы по АБСУ очень сложны и трудоёмки, требуют наличия согласованного расчёта из минимум трёх специально обученных специалистов ИТС .

Средства объективного контроля

Бортовая аппаратура объективного контроля — речевой самописец переговоров МС-61, барометрический самописец К3-63, регистратор параметров аппаратуры ПНА — самописец САРПП-12ВМ, магнитный регистратор параметров полёта МСРП-64М-2(5), фотоприставка для контроля визуальной информации ПНА — ФАРМ-3У. Возможна установка фотопулемёта на тубус экранов стрелковых прицелов.

Ряд доработанных в 21-м веке самолётов вместо ленточных получили твердотельные накопители полётной информации.

Радиоэлектронное оборудование

На данном типе самолёта установлено: радиосвязное оборудование (РСО), радиотехническое (РТО), радионавигационное (РНО), прицельно-навигационное (ПНА), радиоэлектронной борьбы (РЭБ).

РЛС ПНА («Планета-носитель») является селективной станцией переднего обзора, с мощностью сигнала в импульсе до 130 кВт, с резервированием (имеется второй передатчик, резервная аппаратура обработки информации и связи). РЛС также используется для радионавигации — коррекции пути и координат в НК-45. Схемотехнически станция ПНА Ту-22М2 ничем не отличается от станции на Ту-22М3.

Радиосвязное оборудование включает:

• две командные УКВ радиостанции Р-832М,
• среднекоротковолновую станцию дальней связи Р-847Т,
• коротковолновый резервный приёмник Р-876Т «Комета»;
• аппаратуру кодовой и информационной автоматической связи Р-099 «Чайка», которая работает совместно со станцией ТЛГ ЗАС «12-65» и ТЛФ ЗАС «19-18».
• аварийная радиостанция Р-855 «Актиния»,
• самолётное переговорное устройство типа СПУ-7,
• речевой информатор — РИ-65Б.

Радионавигационное оборудование самолёта, не входящее в комплекс НК-45:

• радиосистема ближней навигации и посадки РСБН-ПКВ,
• аппаратура посадки «Ось-1» совместно с системой траекторного управления «Борт-45» из комплекта АБСУ-145М реализует директорные и автоматические режимы при заходе на посадку в системах СП-50, «Катет» или ILS по международным нормам 2 категории ICAO,
• радиокомпас межсамолётной навигации АРК-У2,
• автоматический радиокомпас навигации и посадки АРК-15М,
• аппаратура дальней радионавигации А-711 «Кремний» (работает совместно с РЛС ПНА).
• Цифровой преобразователь координат А-713 «Коралл», работает совместно с РСДН «Кремний».
• Радиовысотомер малых высот РВ-5, на самолёте установлено два комплекта.
• Радиовысотомер больших высот РВ-18.
• Радиосистема навигации А-311 «Печора»,
• азимутально-дальномерный приёмник А-312, работает совместно с РСБН.
• Доплеровский измеритель истинных параметров скорости и сноса ДИСС-7.

; средства РЭБ

• Бортовой комплекс обороны — изделие Л-229 «Урал» («Берёза», «Мак» и общее управление. Автомат-2, Автомат-3 и держатели патронов ДО и ЛТЦ относятся к системе вооружения).
• Система госопознавания — изделие 62 «Пароль»

Светотехническое оборудование

Светотехническое оборудование состоит из четырёх выдвижных посадочно-рулёжных фар ПРФ-4М, две в носовой части фюзеляжа снизу, сразу за обтекателем антенны РЛС, и две — в подканальной части воздухозаборников. Фары убираются автоматически, сразу после взлёта, на скорости 360 км/ч. Аэронавигационные огни состоят из галогеновых светильников на консолях плоскостей — красного и зелёного, и белого огня на верхней задней части киля. АНО могут работать в режиме трёхступенчатой яркости свечения; мигания или постоянного горения (блок БУАНО-76, от Ил-76 ). Проблесковые огни включают два светильника «СИ» белого света с импульсными ртутными лампами мощностью по 600 Вт, установленными внизу за отсеком передней стойки шасси и вверху между входными каналами воздухозаборников. Также на самолёте используются огни полёта строем, состоящие из восьми оранжевых светильников ОПС-69, расположенных на верхней части фюзеляжа и ПЧК, и в плане образующие «Т» при обзоре самолёта сзади сверху, и двух белых огней, расположенных посредине законцовок стабилизатора. Освещение кабин полётное — красное и наземное — белое, бестеневыми светильниками. Общее количество ламп освещения кабины — около 550 шт.

Вооружение

Самолёт Ту-22МЗ предназначен для ведения боевых действий в оперативных зонах сухопутных и морских театров военных действий с целью уничтожения подвижных и неподвижных, радиолокационно-контрастных и площадных, видимых и невидимых целей (объектов) ракетами и бомбами днем и ночью в простых и сложных метеорологических условиях. Самолёт обеспечивает выполнение следующих задач:

• нанесение ударов тремя ракетами типа Х-22 , в диапазоне высот полёта носителя от 1000 м до практического потолка по радиолокационно видимым и невидимым целям, с максимальной дальностью пуска до 300 км (600 км по площадной цели). Также планируется модификация 30 самолётов до уровня Ту-22М3М, способных применять модифицированную ракету Х-32 ^[7]
• выполнение прицельного бомбометания свободнопадающими неуправляемыми боеприпасами с высот от 200 м до практического потолка (максимальная бомбовая нагрузка — 24 000 кг);
• выполнение оптической, тепловой, радиолокационной, радиационной и других видов разведки (Ту-22МР).

Самолёт может нести три (в перегруз) противокорабельные крылатые ракеты Х-22 (средняя ракета полуутоплена в фюзеляж), свободнопадающие бомбы или морские мины разного калибра (до 69 шт. ФАБ-250), общей массой до 24 000 кг. Нормальной боевой нагрузкой являются две ракеты Х-22 или бомбы в грузоотсеке массой до 12 000 кг. Возможно расположение бомб и на внешней подвеске (2 балочных держателя МБД3-У-9М) под каналами воздухозаборников . Типовая загрузка минного варианта предусматривает подвеску восьми мин типа РМ-1, УДМ, УДМ-5, АПМ, АМД-2, «Лира», «Серпей», или 12 мин АМД-500М, или 18 мин ИГДМ-500, УДМ-500. Любой строевой самолёт может за относительно непродолжительное время силами личного состава переоборудоваться в ракетный, минно-бомбовый или смешанный вариант вооружения путём демонтажа ракетных балочных держателей и установки кассетных и бомбовых балочных держателей в различных сочетаниях. Применение ракетного или бомбового оружия автоматизировано и осуществляется от навигационно-бомбовой системы (НБС), в составе которой — РЛС ПНА, оптико-телевизионный бомбовый прицел 015Т, сопряжённые с пилотажно-навигационным комплексом (ПНК).

Самолёты после 90-й серии оборудованы СУРО (системой управления ракетным оружием) У-001 с возможностью подвески четырёх аэробаллистических ракет Х-15П на ПУ-1 под корневой частью крыла (СЧК) и шести ракет Х-15П в барабанной (МКУ-6-1) пусковой установке в грузоотсеке . Однако эти ракеты уже сняты с вооружения и на их замену идут работы по созданию новых образцов. ^[eight]

Для тактических пусков (тренировки экипажей) применяется подвешиваемый имитатор ракеты И-98.

На самолётё установлено кодо-блокировочное устройство (препятствующие несанкционированному применению ядерного заряда)

Для обороны применяется дистанционно управляемая кормовая пушечная установка УКУ-9А-502М с 23-мм пушкой ГШ-23 М с укороченным блоком стволов и повышенным темпом стрельбы (до 4000 выст./мин.). Боезапас составляет 750 снарядов ПИКС и ПРЛ. Прицеливание осуществляется по телевизионному (ТП-1КМ) или РЛС (ПРС-4 «Криптон») каналу, с дальностью захвата цели около 4 км и возможностью ведения автоогня (система 9А-502 и ПРС «Криптон» сопряжены с системой опознавания «свой-чужой»). В связи с огромной скорострельностью пушки введена схема автоматической отсечки очереди после 25 выстрелов.

На Ту-22М2 была смонтирована такая же система, но с башней 9-К-502-I под две пушки ГШ-23 (также без локализаторов) и два патронных ящика, каждый на 600 патронов. Под башней, между соплами двигателей, устанавливались «штаны» — раструб для сброса стреляных гильз. Как на башенной установке Ту-22М2, так и на М3, на блоке стволов пушки установлен массивный кожух из нержавеющей стали.

Окраска самолётов

Все строевые Ту-22М2 и М3 окрашивались снизу в белый, с боков и сверху — в светло-серый цвет. Внутренняя конструкция самолёта не красилась и имела светло-зелёный цвет грунтовки по дюралю. Коробки электрооборудования и лицевые панели блоков АО и РЭО имели светло-серый цвет (эмаль ПФ-223), более старое радиоэлектронное оборудование, включая некоторые пульты управления в кабине штурманов, красилось в чёрный. Интерьер рабочих мест экипажа был светло-серого цвета, все приборные доски, щитки и панели — изумрудно-зелёного.

На самолётах Ту-22М2 стенки грузоотсека окрашены в светло-зелёный цвет, потолок в белый. На Ту-22М3 весь грузоотсек, за исключением створок и БД-45Ф, окрашен в белый цвет. Стойки шасси и отсеки — серого цвета, но на некоторых машинах ниши шасси частично окрашивались в белый цвет или «металлик». Все колёсные барабаны красились в тёмно-зелёный, но колпаки на колёсах основных стоек красились как в тёмно-зелёный, так и «серебрянкой» (встречались самолёты с колёсными колпаками разного цвета на одной стойке).

Технические надписи выполнены более тёмным серым цветом. После плановых ремонтов и перекраски на заводах технические надписи наносились каким угодно цветом, и даже просто без трафарета — «от руки» кисточкой, криво и косо.

Номера на всех самолётах рисовались на верхней части киля и на створках переднего шасси, причём в ВВС номер рисовался только на передней створке, а моряки рисовали и на передней, и на двух боковых. Номера — преимущественно красного цвета, после распада СССР украинские Ту-22М получили синие номера.

В 1990-х годах в некоторых гарнизонах самолёты стали разрисовывать — от безобидных белых колец на колёсах до огромных акульих морд (акулы получили всего три самолёта в РФ) на воздухозаборниках. Некоторые самолёты получили именные надписи и (или) гвардейские знаки.

Ту-22М

28 ноября 1967 года Совет Министров СССР выпустил Постановление № 1098‑378, согласно которому перед ОКБ Туполева ставилась задача о проектировании модификации Ту-22К — Ту-22КМ с крылом изменяемой стреловидности и двумя ДТРДФ НК-144 (НК‑144‑2). Тем самым было положено начало официальной стадии разработок серии Ту-22М.

Осенью 1967 года по результатам макетной комиссии и материалам эскизного проекта было принято решение начать строительство серии самолётов Ту-22М («45‑00») на Казанском авиационном заводе имени Горбунова (КАЗ имени Горбунова, до середины 1960-х завод № 22 МАП). Главным конструктором самолёта был назначен Д. С. Марков .

По результатам работы макетной комиссии осенью 1967 года было решено строить опытную серию самолётов «45‑00» по программе первого этапа — с оборудованием от Ту-22К и двигателями «ФМ».

Первый самолёт Ту-22М был построен к середине 1969 года, и 30 августа он совершил свой первый полёт (командир корабля — лётчик-испытатель В. П. Борисов ). Параллельно с испытаниями в Казани шло производство ещё двух машин. Всего до конца 1971 года было построено 9 единиц Ту-22М, пять из которых применялись для переподготовки экипажей бомбардировщиков в Центре боевой подготовки и применения Дальней авиации в Рязани. На западе самолёты этой серии долгое время знали под служебным наименованием Ту-26.

В ходе лётных испытаний выяснилось, что основные лётные данные нового самолёта оказались даже хуже, чем у Ту-22К, и нужно провести большой объём работ по его модернизации. Командование ВВС требовало усовершенствовать лётно-технические характеристики самолёта и его бортовое оборудование. В декабре 1969 года на втором этапе доводки Ту-22М принимается решение по модернизации Ту-22М в Ту-22М1.

Ту-22М1

С 1970 года в ОКБ Туполева велось проектирование самолёта Ту-22М1 («45‑01») с учётом опыта разработок и испытаний Ту-22М0.

В ходе модернизации удалось значительно (на 3 тонны ) снизить массу планера и улучшить аэродинамические характеристики . Существенные изменения претерпели конструкция воздухозаборников , механизация и геометрия крыла , система оборонительного вооружения (была установлена дистанционно управляемая пушечная установка 9А-502 с двумя пушками ГШ-23Л и боезапасом в 1200 снарядов) и схема окраски: самолёт красился в серый, нижняя часть фюзеляжа и плоскостей — в белый «противоатомный» ( англ. Anti-flash white ) цвет. Впервые на самолёт такого класса была установлена многофункциональная автоматическая бортовая система управления АБСУ-145 с необратимыми гидроусилителями и электродистанционным каналом по крену. Выполнен комплекс работ по наступательному оружию, в частности проведена модификация ракеты Х-22 в Х-22М (изделие Д2М), преимущественно по системе наведения.

Летом 1971 года на Казанском авиационном заводе была завершена постройка первого Ту-22М1 с двигателями НК-144-22. 28 июля 1971 года начались его лётные испытания. Ещё до окончания испытаний было решено начать серийный выпуск самолёта. До конца 1972 года на КАЗ построили пять самолётов типа Ту-22М1. Часть из них использовалась для испытаний при доводке самолёта и его систем, часть была передана в 33-й Центр боевой подготовки морской авиации .

В строевые части ВВС СССР Ту-22М1 не поступал. В крупной серии решено было строить Ту-22М2 — дальнейшее развитие Ту-22М1 с двигателями НК-22 (тягой 20 000 кгс каждый), на котором удалось избавиться от многих недостатков предыдущих вариантов Ту-22М.

Ту-22М2

Ту-22М2, как и дальнейшие разработки ОКБ по теме «45», чисто внешне оставили от Ту-22 только переднюю стойку шасси и частично грузоотсек с полуутопленной ракетой Х-22Н. Всё остальное, так или иначе, подверглось изменениям.

Ту-22М2 («45-02») планировалось строить с улучшенными двигателями НК-23 (22000 кгс, 0,85 кг/кгс час) с возможностью их замены более мощными и экономичными двигателями НК-25 , однако все серийные машины получили НК-144-22 серии 2, с тягой на форсаже около 20000 кгс (НК-144 имел форсажную тягу 17500 кгс). Массу самолёта предполагалось снизить приблизительно на 1400—1500 кг. Бортовое оборудование ТУ-22М2 было структурировано в несколько взаимосвязанных бортовых систем:

• цифро-аналоговый навигационный комплекс НК-45 с БЦВМ «Орбита-10ТС-45»;
• автоматическая бортовая система управления АБСУ -145М с электродистанционным каналом по крену;
• двухканальная панорамно-прицельная радиолокационная станция ПНА;
• оптико-телевизионный с 8-и кратным увеличением бомбардировочный прицел ОПБ-15Т;
• телевизионный стрелковый прицел ТП-1КМ
• система РЭБ — станции «Сирень».

Велась активная работа по улучшению аэродинамических качеств самолёта (особенно в полётах на малых высотах с целью преодоления ПВО противника). Система катапультирования экипажа на всех Ту-22М производилось вверх, в отличие от Ту-22. В целом, лётно-технические характеристики самолёта остались на уровне Ту-22М1.

Первый построенный на Казанском авиационном заводе Ту-22М2 совершил полёт 7 мая 1973 года (испытания и доводки продолжались вплоть до 1975 года).

Ночью 14 мая 1976 года на серийном Ту-22М2 под командованием В. П. Борисова выполнен испытательный полёт на максимальную дальность с одной воздушной дозаправкой. Дальность полёта самолёта составила около 7000 км. Полёт был зафиксирован американскими разведывательными спутниками, и уже на следующий день карта полёта была предоставлена американской делегацией на переговорах в Женеве по сокращению стратегических наступательных вооружениях ОСВ-2. Несмотря на все старания делегации СССР под руководством Министра иностранных дел А. Громыко, американцы настояли на включении Ту-22М2 в список стратегических сил СССР, хотя, по сути, этот самолёт не мог работать по территории США. После долгих и тяжёлых переговоров была достигнута договорённость о демонтаже со всех машин штанг дозаправки и ограничении серийного производства Ту-22М на уровне 30 машин в год ^[9] .

Американцы вели активную разведку и хорошо знали об эффективности возможного боевого применения Ту-22М2. Основное оружие самолёта — противокорабельная сверхзвуковая крылатая ракета Х-22Н с облегчённой фугасно-кумулятивной БЧ способна нанести борту корабля пробоину площадью 22 м² и в глубину до 12 м. Площадная ракета Х-22ПСИ снаряжается мегатонной БЧ, с дальностью пуска почти 500 км. Самолёт одним ударом свободнопадающими бомбами перепахивает площадь, эквивалентную площади 35 стандартных футбольных полей ^[10] . Возможности прицельного оборудования позволяют попасть одиночной бомбой в сарай с десятикилометровой высоты ^[11] .

Для руководства СССР был устроен показ самолёта, для чего на полигоне построили макеты походной колонны танкового полка. Один Ту-22М накрыл площадным бомбовым ударом всю колонну и заодно вынес стёкла на наблюдательном пункте, где находилась делегация. Л. И. Брежнев, находясь под огромным впечатлением от увиденного, наградил командира экипажа орденом Красного знамени и именной саблей.

В августе 1976 года Ту-22М2 был принят на вооружение Авиации ВМФ и Дальней авиации (редкий случай, когда новая машина сначала поступала в морскую авиацию). Серийное производство Ту-22М2 продолжалось вплоть до 1983 года. За это время было построено 211 Ту-22М2.

Одна машина из первых серий Ту-22М2 переоборудована в Ту-22МП — постановщик помех-целеуказатель и носитель ракеты Х-22МП с полуактивной системой наведения на излучение РЛС противника — ПГП-К. В носовой части самолёта дополнительно устанавливалась РЛС «Курс-Н», в грузовом отсеке — технический отсек с аппаратурой помех. Эти работы были вызваны необходимостью доразведки и радиоэлектронного подавления АУГ для ударной группы Ту-22М. Однако в полках, все 1980-е и начало 1990-х годов для этих целей использовались специализированные Ту-16 или Ту-22 . Ту-22МП проходил войсковые испытания на Дальнем востоке, которые выявили массу недостатков, в том числе не удалось добиться согласованности работы различной аппаратуры. В дальнейшем для этих целей была создана модификация Ту-22МР, которая так и не была доведена до практического применения, ввиду развала СССР.

Работы по дальнейшему развитию проекта, по улучшению аэродинамических показателей самолёта и появление новых, более совершенных двигателей привели в дальнейшем к созданию наиболее совершенной серийной модификации Ту-22М — самолёта Ту-22М3 («45-03»).

Несмотря на все выявленные недостатки, Ту-22М2 активно эксплуатировался. Абсолютно нормальным считалось поднять по тревоге 9 из 10 самолётов в эскадрилье. Однако в гарнизонах постоянно находились представители промышленности (выездные бригады) и выполнялись многочисленные доработки.

К середине 1990-х годов ещё далеко не старые Ту-22М2 уже не летали и начали активно утилизироваться. На части машин были обнаружены трещины в конструкции крыла, но причины столь оперативного уничтожения большого парка самолётов были, скорее, политические.

Ту-22М3

В январе 1974 года ВПК при Совете Министров СССР принял решение по дальнейшей модификации Ту-22М2 под двигатели НК-25 . Предполагалось произвести замену двигателей, внести ряд существенных улучшений в конструкцию и аэродинамику самолёта и провести модернизацию большей части бортового оборудования и систем, в частности, предполагалась установка новой РЛС прицельного комплекса. 26 июня 1974 года вышло Постановление Совета Министров СССР № 534—187, определявшее развитие Ту-22М с двигателями НК-25, с улучшенной аэродинамикой планера, со сниженной массой пустого самолёта и с улучшенными тактическими и эксплуатационными характеристиками.

В новой модификации самолёта, получившей название Ту-22М3 («45-03»), были установлены более мощные и экономичные двигатели НК-25 с электронной системой управления ЭСУД-25. Была изменена конструкция воздухозаборников, которые теперь располагались под углом к фюзеляжу (по аналогии с МиГ-25 ), что несколько разгрузило крыло, так как воздухозаборники стали частью несущей конструкции. Уменьшение динамического сопротивления на малых скоростях улучшило лётные характеристики самолёта.

Полностью изменена система электроснабжения самолёта . Установлены новые бесщёточные генераторы с электронным управлением и приводы постоянных оборотов, демонтированы шесть электромашинных преобразователей. Вместо свинцовых аккумуляторных батарей 12САМ-55 установили две щелочные никель-кадмиевые батареи 20НКБН-25У3. Эти мероприятия существенно повысили качество бортового электропитания и общую надёжность электронных систем самолёта.

Произведена попытка организации бортового комплекса обороны. Разрозненное оборудование и системы соединены в БКО Л-229 «Урал», с теплопеленгатором Л-083 «Мак», СПО ЛО06 «Берёза», станциями помех СПС-151-153 «Сирень» и СПС-5М «Фасоль» , держателями ловушек АПП-50 (или КДС-155) , автоматом сброса пассивных помех АПП-22МС («Автомат-3») и парой автоматов сброса отражателей АСО-2Б-126 («Автомат-2»). На практике только самолёты последних серий оборудованы полноценным БКО. Большинство первых серий машин имеют на борту усечённый вариант, а некоторые вообще не имеют никаких средств обороны, кроме кормовой пушки ГШ-23 со снарядами ПИКС и ПРЛ. Впрочем, на применение уже далеко не современного БКО наложен ряд ограничений.

Также изменена система несения боевой нагрузки, позволяющая одновременное несение и ракет и бомб.

Конструкция носовой части фюзеляжа также была переработана, изменена штанга топливозаправки (на строевых машинах штанга не установлена). Проведён комплекс мероприятий по облагораживанию планёра , улучшению герметизации швов и люков и уменьшению массы пустого самолёта (в конструкциях начал широко применяться титан ). Все мероприятия по уменьшению массы, даже с учётом более тяжёлых новых двигателей, должны были обеспечить общее снижение массы самолёта на 2300—2700 кг.

С модернизацией бортового оборудования возникло много проблем, большей частью связанных с неготовностью новых систем к установке на самолёт. Разработчики и поставщики не выдерживали сроки, поэтому пришлось отодвинуть замену БРЭО на неопределённое будущее.

Первый опытный Ту-22М3 совершил первый полёт 20 июня 1977 года. После выполнения программы лётно-доводочных испытаний Ту-22М3 с 1978 года запускается в серийное производство. C 1984 года сворачивается производство Ту-22М2 и в серийном производстве остаётся только модификация Ту-22М3. Несколько поздних Ту-22М2 были построены с крылом Ту-22М3, также часть Ту-22М3 построена с оборудованием и элементами планера Ту-22М2 (переходные машины). С 1981 по 1984 годы самолёт проходил дополнительный комплекс испытаний в варианте с расширенными боевыми возможностями, в частности, отрабатывалось применение ракет Х-15 . В окончательном виде Ту-22М3 был принят на вооружение в марте 1989 года.

Последний самолёт Ту-22М3 построен в 1993 году (ввиду неоплаты со стороны заказчика, самолёт установлен в качестве памятника возле Казанского авиазавода). Всего на Казанском авиационном производственном объединении было построено 268 Ту-22М3.

В 1992 году на базе серийного самолёта создана летающая лаборатория Ту-22МЛЛ, для натурных лётных исследований.

В распоряжении ВВС России находилось до 70 самолётов Ту-22М3, 83 самолёта имелись у авиации Российского Военно-Морского Флота . Все условно исправные (подготовленные к разовой перегонке) самолёты ВМФ в 2011 году переданы в ВВС.

Существовали и другие проекты развития Ту-22М на основе применения модернизированных двигателей, новых систем оборудования и вооружения — Ту-22М4 (построен один самолёт в 1990 году) и Ту-22М5. Для ВМФ разрабатывался проект «45М», с оригинальной компоновкой и двумя КР Х-45 . Проект дальнего ударного перехватчика — Ту-22ДП. Для экспорта за рубеж разработан Ту-22МЭ. В рамках конверсии рассматривался проект административного СПС Ту-344 .

На базе Ту-22М3 прорабатывается проект авиационно-космической системы для вывода на орбиту малых спутников весом до 300 кг — это могут быть научно-исследовательские спутники или, к примеру, спутники систем мобильной связи ^[12] . При этом существенно снижается стоимость запуска (ориентировочно на 20-30 %). Рассматривается создание самолёта-носителя на базе Ту-22М3 в рамках ВКС, в частности, летающей лаборатории с ГПВРД «Радуга-Д2».

В январе 2017 года 6 бомбардировщиков Ту-22М3 Дальней авиации нанесли с территории России авиационные удары по объектам ИГИЛ в провинции Дейр-эз-Зор Сирии ^[13] .

На один лётный час Ту-22М3 требуется 51 человеко-час инженерно-технического обеспечения.

Ту-22МР

В декабре 1985 года начались лётные испытания дальнего самолёта-разведчика-целеуказателя и постановщика помех Ту-22МP (изделия 4509), спроектированного на базе Ту-22М. В 1989 году самолёт под обозначением Ту-22МР передали в серийное производство. Первая экспериментальная машина потеряна в авиакатастрофе. В дальнейшем построено или переоборудовано в разведывательный вариант из бомбардировщиков Ту-22М 12 самолётов. Самолёт изначально предполагался для разведки, постановки помех и целеуказания ударной группе Ту-22М, однако в связи с развалом СССР программа выполнена не была. Для обеспечения выполнения боевой задачи Ту-22М в 1980-х и 1990-х годах в штате полков была эскадрилья Ту-16 в вариантах разведчиков и постановщиков помех.

Ту-22М4

Разработка «изделия 4510» началась в 1983 году. Модернизация с установкой новых двигателей НК-32 (от Ту-160 ) и с изменением воздухозаборников двигателей. Модернизация БРЭО путём установки нового ПНК, РЛС «Обзор» (от Ту-160 ), комплекса РЭБ. Расширение номенклатуры средств поражения: 3 УР Х-32 или 10 УР Х-15 (с размещением на 6 внутренних и 4 внешних точках подвески) или УПАБ-1500 с телевизионной системой наведения. В 1990 году на Казанском авиазаводе был построен прототип. Работы в данном направлении были прекращены в ноябре 1991 года. Прототип находится в экспозиции музея АБ Дягилево .

Ту-22М3М

Планируется, в срок до 2020 года ^{[ уточнить ] [14]} , модернизировать до 30 Ту-22М3 до версии Ту-22М3М, на Казанском авиационном заводе им. Горбунова (филиал ПАО «Туполев» ). Задачей является продление ресурса планера до сорока календарных лет, а также выполнения комплекса работ по наступательному вооружению самолёта. В частности, планируется установка оборудования под новую крылатую ракету «воздух-поверхность» Х-32 , которую, более чем через 25 лет с начала разработки, приняли на вооружение (в конце 2016 года); эта ракета — глубоко модернизированная ракета Х-22 с бо́льшей дальностью и высотой полёта, и самое главное — с совершенно новой помехозащищённой ГСН, способной работать в условиях применения противником средств РЭБ. Двойная пушка была удалена.

Проект Ту-22М3М (изделие 45.03М) базируется на проекте самолёта Ту-22М4 , работы по которому велись ещё в конце 80-х годов прошлого века и были прекращены. Основной целью является применение с самолёта высокоточной крылатой ракеты Х-32, с минимальными изменениями по самолётным системам: улучшены характеристики бортовой РЛС «ПНА» по дальности, разрешающей способности и помехозащищённости, установлена новая система управления ракетным оружием (балочные держатели остались прежние), внесены изменения в бортовую систему электроснабжения. На самолёте сохранена возможность применения всей номенклатуры боеприпасов Ту-22М3.

В рамках опытно-конструкторских работ по теме «Потенциал» ОКБ «Туполев» доработало Ту-22М3, борт с № 9804 (зав. № 4898649). На самолёт было установлено целевое оборудование для применения ракет Х-32, а также дополнительная контрольно-записывающая аппаратура. По непроверенным данным, этот самолёт по документам проходил под шифром «изделие 45.03-1», и в ходе испытаний в 2013 году базировался в Раменском.

Также в 2012 году переоборудован один самолёт (борт номер 37) под новую прицельно-вычислительную систему СВП-24-22 «Гефест» , который проходит комплекс испытаний и доводок на авиабазе Дягилево в г. Рязань.

Детальная информация о проводимых работах по модернизации является закрытой .

В конце 2016 года авиационно-ракетный комплекс «объект 45.03М — изделие 9-А-2362 с ТК-56» принят на вооружение .

В ноябре 2017 источники в промышленности заявили, что разработана документация на модернизацию Ту-22М3 и ведётся подготовка производства на Казанском АЗ. В ходе глубокой модернизации Ту-22М3 получат такое же радиоэлектронное оборудование и двигатели, как и новейший Ту-160М2 ^[15] . Модернизация коснётся всей авионики , в том числе навигационно-прицельного комплекса, самолёт получит возможность применять новые ракеты Х-32 и до 4-х ракет Х-47 «Кинжал» ^[16] , а также крылатые ракеты большой дальности («Изделие 715», унифицированное с КР Калибр , Х-101, Х-555) ^[17] . Ту-22М3М будет оснащаться штангой дозаправки топливом в полёте.

16 августа 2018 года на территории Казанского авиазавода имени Горбунова состоялась выкатка первого модернизированного образца Ту-22М3М ^{[18] [19]} .

28 декабря 2018 года на Казанском авиационном заводе состоялся первый полёт Ту-22М3М. Полёт, который проходил на высоте 1500 метров и продлился 37 минут, прошёл штатно ^{[20] [21]} , были выполнены необходимые проверки обновленных систем и оборудования. В дальнейшем самолёту предстоит пройти заводские лётные испытания, а затем — государственные совместные испытания (ГСИ). ^[22]