История создания и эксплуатации

      В 1960-х годах Советский Союз вырвался вперёд в области создания стратегических ракетных вооружений, в то же время США делали ставку на стратегическую авиацию. Политика, проводимая Н. С. Хрущёвым, привела к тому, что к началу 1970-х СССР располагал мощной системой ракетно-ядерного сдерживания, но стратегическая авиация имела в своём распоряжении лишь дозвуковые бомбардировщики Ту-95 и М-4, уже неспособные преодолеть противовоздушную оборону (ПВО) стран НАТО.
      Считается, что толчком для разработки нового советского бомбардировщика послужило решение США разработать в рамках проекта AMSA (Advanced Manned Strategic Aircraft) новейший стратегический бомбардировщик — будущий B-1. В 1967 Совет Министров СССР постановил начать работы над новым многорежимным стратегическим межконтинентальным самолётом.
      К будущему самолёту предъявлялись следующие основные требования:

1. дальность полёта на скорости 3200-3500 км/ч на высоте 18000 метров — в пределах 11-13 тыс. км;


2. дальность полёта на дозвуковом режиме на высоте и у земли — 16-18 и 11-13 тысяч километров соответственно;


3. самолёт должен был приближаться к цели на крейсерской дозвуковой скорости, а преодолевать ПВО противника — в сверхзвуковом высотном полёте или на крейсерской скорости у земли;


4. суммарная масса боевой нагрузки — до 45 тонн.

      К работам по новому бомбардировщику приступили ОКБ Сухого и ОКБ Мясищева. ОКБ Туполева ввиду большой загруженности привлечено не было.
      К началу 70-х оба ОКБ подготовили свои проекты — четырёхдвигательный самолёт с изменяемой стреловидностью крыла. В то же время, несмотря на некоторое сходство, они использовали разные схемы.
      ОКБ Сухого работало над проектом Т-4МС («изделие 200»), сохранявшем определённую преемственность с предыдущей разработкой — Т-4 («изделие 100»). Было проработано множество вариантов компоновок, но в итоге конструкторы остановились на интегральной схеме типа «летающее крыло» с поворотными консолями сравнительно малой площади.
      ОКБ Мясищева также после проведения многочисленных исследований пришло к варианту с изменяемой стреловидностью крыла. В проекте М-18 использовалась традиционная аэродинамическая схема. Прорабатывался также проект М-20 построенный по аэродинамической схеме «утка»
      После того как в 1969 году ВВС представила новые тактико-технические требования к перспективному многорежимному стратегическому самолёту, к разработке также приступило ОКБ Туполева. Здесь имелся богатый опыт решения проблем сверхзвукового полёта, полученный в процессе разработки и производства первого в мире пассажирского сверхзвукового самолёта Ту-144, в том числе опыт проектирования конструкций с большим ресурсом работы в условиях сверхзвукового полёта, разработки теплозащиты планера самолёта и т. д.
      Туполевцы первоначально отклонили вариант с изменяющейся стреловидностью, поскольку вес механизмов поворота консолей крыла полностью устранял все преимущества такой схемы, и взяли за основу гражданский сверхзвуковой самолёт Ту-144.
      В 1972 году после рассмотрения трёх проектов («изделие 200» ОКБ Сухого, М-18 ОКБ Мясищева и «изделие 70» ОКБ Туполева) лучшей была признана схема ОКБ Сухого, но, поскольку оно было занято разработкой Су-27, все материалы для дальнейшего ведения работ решено было передать ОКБ Туполева.
      Но в ОКБ отклонили предложенную документацию и снова взялись за проектирование самолёта, на этот раз в варианте с изменяемой стреловидностью крыла, варианты компоновки с фиксированным крылом больше не рассматривались.
      Первый полёт прототипа (под обозначением «70-01») состоялся 18 декабря 1981 года на аэродроме «Раменское». Полёт выполнял экипаж во главе с лётчиком-испытателем Борисом Веремеем. Второй экземпляр самолёта (изделие «70-02») использовался для статических испытаний и не летал. Позднее к испытаниям присоединился второй лётный самолёт под обозначением «70-03». Самолёты «70-01», «70-02» и «70-03» производились на ММЗ «Опыт».
      В 1984 году Ту-160 был запущен в серийное производство на Казанском авиационном заводе. Первая серийная машина (№ 1-01) поднялась в воздух 10 октября 1984 года, вторая серийная (№ 1-02) — 16 марта 1985 года, третья (№ 2-01) — 25 декабря 1985 года, четвёртая (№ 2-02) — 15 августа 1986 года.
      Первые два самолёта Ту-160 (№ 1-01 и № 1-02) поступили в 184-й гвардейский тяжелобомбардировочный авиаполк в Прилуках (УССР) в апреле 1987 года. При этом самолёты передавались в строевую часть до завершения госиспытаний, что было обусловлено опережающими темпами постановки на вооружение американских бомбардировщиков B-1.
      К 1991 году в Прилуки поступили 19 самолётов, из которых были сформированы две эскадрильи. После распада Советского Союза все они остались на территории независимой Украины.
      В январе 1992 года президент России Борис Ельцин принял решение о возможной приостановке продолжавшегося серийного выпуска Ту-160 в том случае, если США прекратят серийное производство самолёта B-2. К этому времени было выпущено 35 самолётов. К 1994 году Казанское авиационное производственное объединение имени С. П. Горбунова передало ВВС России шесть бомбардировщиков Ту-160. Они были дислоцированы на аэродроме Энгельс в Саратовской области.
      В 1998 году Украина приступила к уничтожению принадлежавших ей стратегических бомбардировщиков на выделенные США по программе Нанна-Лугара средства.
      В 1999—2000 гг. была достигнута договорённость, по которой Украина передала России восемь Ту-160 и три Ту-95 взамен на списание части долга по закупкам газа. Оставшиеся на Украине Ту-160 были уничтожены, кроме одной машины, которая приведена в небоеспособное состояние и находится в Полтавском музее дальней авиации [3].

Особенности конструкции

      Самолет Ту-160 выполнен по нормальной аэродинамической схеме с крылом изменяемой геометрии. Особенностью планера является интегральная схема аэродинамической компоновки, при которой корневая неподвижная часть крыла выполнена неразъемной с фюзеляжем и составляет с ним единую конструкцию. Это позволяет более полно использовать внутренние объемы для размещения грузов, топлива, оборудования, а также уменьшить число конструктивных стыков, что способствует снижению массы планера.

Внешний вид модели Ту-160

      Планер изготовлен в основном из алюминиевых сплавов (В-95, термообработанных для повышения ресурса, а также АК-4). Доля титановых сплавов в массе планера - 20%, использованы КМ и стеклопластики. Широко применяются клееные трехслойные конструкции. Низко расположенное стреловидное крыло с большим корневым наплывом и поворотными консолями имеет относительно большое удлинение. Узлы поворота консолей (шарниры) расположены на 25% размаха крыла (при минимальной стреловидности).
      Конструктивно крыло разделяется на следующие агрегаты:
      • балку центроплана, представляющую собой цельносварный титановый агрегат длиной 12,4 м и шириной 2,1 м, с поперечным набором в виде стеночных нервюр из алюминиевого сплава и перестыковочных профилей для обеспечения связи с наружной обшивкой и фюзеляжем. Балка центроплана органически встроена в центральную часть планера и обеспечивает восприятие всего спектра нагрузок, приходящих от консолей крыла, замыкание и передачу их на фюзеляж. Кессон центроплана является также топливным баком;
      • двухсрезные титановые узлы поворота (шарниры), обеспечивающие поворот консолей и передачу нагрузок с крыла на центроплан (на первой машине крепление проушин шарнир было сварным, однако в дальнейшем по технологическим соображениям перешли на болтовое крепление);
      • консоли крыла, выполненные из высокопрочных алюминиевых и титановых сплавов, пристыковывающиеся к шарнирам и поворачивающиеся в диапазоне углов стреловидности 20-65°.
      Основой силовой части консолей крыла является кессон, образованный семью фрезерованными двадцатиметровыми панелями, пятью фрезерованными и сборными лонжеронами, а также шестью нервюрами. Кессон служит емкостью для топлива. Непосредственно к нему крепятся узлы, агрегаты и элементы взлетно-посадочной механизации, флапероны и аэродинамические законцовки.
      Центральная часть планера включает в себя собственно фюзеляж, неподвижную («наплывную») часть крыла, встроенную балку центроплана и мотогондолы двигателей. Вместе с центральной частью крыла фюзеляж представляет собой единый агрегат, выполненный в основном из алюминиевых сплавов.
      В носовой части фюзеляжа полумоноковой конструкции, начинающейся радиопрозрачным оживальным обтекателем бортовой РЛС, находится носовой отсек оборудования, в котором размещены блоки БРЭО и герметическая кабина экипажа, включающая, включающая технические отсеки оборудования.
      Экипаж, состоящий из четырех человек, размещен в носовой части фюзеляжа в единой просторной гермокабине. В передней части установлены кресла первого и второго летчиков, за ними - штурмана и штурмана-оператора. Все члены экипажа располагаются в катапультньк креслах К-36ЛМ, позволяющих покидать самолет во всем диапазоне высот полета, в том числе и на земле при рулении. Для повышения работоспособности летчиков и операторов в длительном полете спинки катапультных кресел снабжены подушками с пульсирующим воздухом для массажа. В задней части кабины имеется туалет, малогабаритная кухня и откидная койка для отдыха. Вход в кабину экипажа - через нижний люк со специального наземного трапа-стремянки. Самолеты последнего выпуска оснащены встроенным трапом.
      Непосредственно за кабиной последовательно расположены два унифицированных отсека вооружения длиной по 11 м, шириной и высотой по 1,9 м, оснащенные встроенными узлами для подвески всей заданной номенклатуры авиационных средств поражения, системами подъема вооружения, а также креплениями и установками электрокоммутационной аппаратуры [1].

Геометрические размеры самолета

      На торцевых и боковых стенках отсеков вооружения размещены различные агрегаты и система управления створками. Между отсеками расположена балка центроплана. В наплывной и хвостовой частях самолета размещены топливные кессон-баки. В носовой негерметизированной части наплыва находятся агрегаты систем кондиционирования и жизнеобеспечения.
      Хвостовая часть планера - наиболее сложно нагруженный участок самолета (из-за наличия больших деформаций в этой зоне) органически объединяет мотогондолы, ниши шасси с отсеком вооружения и заднюю часть фюзеляжа. Здесь наряду с конструкциями из титанового сплава применены сотовые трехслойные конструкции из сплавов алюминия.
      Для упрощения схемно-конструктивной завязки крыла и центральной части планера разработана оригинальная и изящная конструкция, включающая «гребни», которые представляют собой отклоняемые корневые части закрылков, синхронно отслеживающие поворот консолей крыла и обеспечивающие отклонение до максимальной их стреловидности. Установленные на мотоотсеках обтекатели делают переходные зоны между агрегатами более плавными.
      Хвостовое оперение выполнено по нормальной схеме с цельноповоротным стабилизатором (стреловидность по передней кромке 44°), расположенным на 1/3 высоты вертикального оперения (для исключения воздействия струи двигателей). Его конструкция включает кессоны с узлами поворота и сотовые трехслойные панели из алюминиевых или композиционных материалов.
      Киль, являющийся верхней частью вертикального оперения, цельноповоротный. Поворотная часть киля имеет трапециевидную форму. Большая площадь поворотной части обеспечивает хорошую управляемость самолетом на всех режимах полета.
      Трехопорное шасси имеет носовую управляемую стойку и две основные стойки, расположенные за центром масс самолета. Колея шасси - 5400 мм, база шасси 17880 мм. Размер основных колес - 1260 х 485 мм, носовых - 1080 х 400 мм. Носовая стойка шасси, расположенная под техническим отсеком в негерметизированной нише (в которой расположен также люк для входа в самолет), снабжена двухколесной тележкой с аэродинамическим дефлектором, «прижимающим» струями воздуха к бетонке всякий мусор, препятствуя его засасыванию в воздухозаборник (в дальнейшем самолет предполагается оснастить также устройством защиты двигателей от попадания посторонних предметов, использующим сжатый воздух от компрессора ТРДДФ). Стойка убирается поворотом назад по полету.
      Две основные стойки шасси с шестиколесными тележками крепятся непосредственно на центроплане и убираются назад по полету в специальные отсеки- ниши. При уборке стойки укорачиваются, что позволяет «вписать» шасси в отсеки минимальных размеров. При выпуске основные стойки, раздвигаясь, смещаются на 600 мм во внешнюю сторону, что увеличивает колею шасси. Конструкция шасси позволяет эксплуатировать бомбардировщик с существующих аэродромов без проведения дополнительных работ по усилению ВПП.
      Спаренные многорежимные воздухозаборники установлены под передним наплывом крыла. В отличие от других боевых самолетов четвертого поколения, на Ту-160 применены воздухозаборники внешнего сжатия с вертикальным, а не горизонтальным клином (это полностью исключает взаимовлияние воздухозаборников на работу двигателей).
      В ходе серийного производства самолет подвергался ряду усовершенствований, обусловленных опытом его эксплуатации. Так, было увеличено число створок для подпитки двигателей на боковых стенках мотогондол, что повысило устойчивость ТРДДФ и упростило управление двигателями. Замена ряда сотовых панелей с металлическим заполнителем на углепластиковые панели позволила несколько снизить массу конструкции. Верхние люки штурмана и оператора оснастили перископами заднего обзора. Было доработано программное обеспечение ПРНК, внесли изменения в гидросистему.
      В ходе реализации многоэтапной программы снижения радиолокационной заметности на обечайки и каналы воздухозаборников нанесли специальное графитовое радиопоглощающее покрытие, радиопоглощающей краской на органической основе покрыли носовую часть самолета, были реализованы меры по экранированию двигателей. Сетчатые фильтры, введенные в остекление, позволили устранить переотражение радиолокационного излучения от внутренних поверхностей кабины, а также ослабить световой поток при ядерном взрыве [4,5].

Вооружение

      В двух внутрифюзеляжных грузоотсеках может размещаться различная целевая нагрузка общей массой до 40000 кг. Она включает широкую номенклатуру управляемых ракет, корректируемых и свободнопадающих бомб, а также других средств поражения, как в ядерном, так и в обычном снаряжении, что позволяет использовать самолет практически против всех типов наземных и морских целей.
      Основной вариант вооружения - стратегические крылатые ракеты Х-55 или Х-55М/СМ (12 единиц на двух многопозиционных устройствах барабанного типа МКУ-6-5У) предназначены для поражения стационарных целей с заранее заданными координатами, ввод которых осуществляется в «память» КР перед вылетом бомбардировщика или непосредственно в полете с помощью заранее запрограммированных носителей информации.
      Ракета Х-55 («изделие 125», либо РКВ-500Б, по коду НАТО AS-15b Kent, индекс М/СМ зависит от боевой части) разработана в НПО «Радуга» под руководством И.Селезнева. Имеет длину 6040 мм, диаметр 556 мм. Для увеличения дальности полета до 3000 км ракета может оснащаться сбрасываемыми конформными топливными баками. Стартовая масса ракеты 1210 кг (без баков)/ 1500 кг (с баками). Х-55СМ оснащена ядерной БЧ мощностью 200 кТ.
      Для наведения на цель Х-55 необходимо пролететь несколько тысяч километров над безориентирной местностью. Работа над данной проблемой была сделана на основе работ по экстремальной навигации А.А.Красовского из Военно-воздушной академии им. Н.Е.Жуковского. В них он предложил использовать физические поля Земли, в частности рельеф поверхности, так как оказалось, что характеристики рельефа любого участка местности имеют свои уникальные особенности, подобно тому, как папиллярные линии пальцев или радужная оболочка глаза принадлежат только одному человеку на планете. Такими же особенностями обладают магнитные, гравитационные поля, но удобнее всего использовать рельеф, потому что его проще всего измерить – обыкновенным высотомером.
      Кроме того, достаточно оригинально продумана выставка инерциальной системы ракеты. Баллистические ракеты, которые стартуют из шахт, имеют гироинерциальные платформы, точно выставленные по осям пусковой установки. Это позволяет «закачивать» полетное задание в единую систему координат, привязанную к базе, которой является шахта. Для крылатой ракеты такой базой выступает самолет, который не только движется в пространстве, но еще и постоянно деформируется под воздействием различных нагрузок, получаемых в полете, поскольку является упругой системой. Эта деформация может достигать одного градуса и больше, а выставку инерциальной системы ракет надо производить с точностью до угловой секунды. Причем ракета находится не в центре тяжести самолета в грузоотсеке, где «гуляют» свои деформации. Поэтому для выставки используется так называемый аналитический метод выставки. Суть заключается в том, что самолет в полете делает «змейку», создавая перегрузки. Гироинерциальная платформа ракеты измеряет при этом маневре возникающие ускорения, и то же самое выполняет гироинерциальная система самолета. Далее идет выставка платформы ракеты так, чтобы вектор ускорения, измеряемый ею, соответствовал вектору ускорения, определяемому гироинерциальной платформой самолета. Эта платформа являлась базовой, и ракета настраивалась по вектору ускорения, а не по геометрическим осям.
      Крылатая ракета имеет автономную систему управления, которая корректирует её полет по рельефу местности. Но прежде чем попасть в первую её зону, она должна идти очень точно к ней от точки пуска. Незначительная ошибка может увести её далеко в сторону от первой зоны коррекции и она просто «заблудится», не «увидев» под собой того рельефа, который заложен в её памяти. Аналитическая выставка позволяет досточно точно настроить инерциальную системы ракеты.
      Для поражения целей на меньшей дальности в состав вооружения могут входить аэробаллистические гиперзвуковые ракеты Х-15 (24 единицы на четырех пусковых установках МКУ-6-1) с инерциальным самонаведением, стратегический вариант которой эквивалентен американской УР SRAM. Кроме того, имеется противокорабельный вариант ракеты Х-15С с радиолокационной системой самонаведения, работающей в мм-диапазоне, а также Х-15П противорадиолокационная крылатая ракета.
      Ракета Х-15 («изделие 115», по коду НАТО AS-16 Kickback) также создана в НПО «Радуга». Её длина – 4780 мм, диаметр – 455 мм, размах крыльев – 920 мм, масса 1100 кг (боеголовка 150 кг). Скорость полета ракеты М=5. Дальность – 150 км. При подвешенных 24 ракетах масса вооружения составляет 28800 кг.
      Возможно применение и перспективного ракетного оружия других типов.
      Бомбовое вооружение Ту-160 рассматривается как оружие «второй очереди», предназначенное для поражения целей, сохранившихся после первого, ракетного удара бомбардировщика. Оно также размещается в отсеках вооружения и может включать корректируемые бомбы различных типов, в том числе самые мощные отечественные боеприпасы этого класса серии КАБ-1500 калибром 1500 кг. Самолет может оснащаться также свободнопадающими бомбами (до 40000 кг) различного калибра (в том числе и ядерными), разовыми бомбовыми кассетами, морскими минами и другим вооружением. В перспективе состав вооружения бомбардировщика планируется существенно усилить за счет введения в его состав высокоточных крылатых ракет нового поколения (Х-555 и Х-101), имеющих увеличенную дальность и предназначенных для поражения как стратегических, так и тактических наземных и морских целей практически всех классов.
      Под фюзеляжем возможно размещение ракеты-носителя «Бурлак», предназначенной для выведения на орбиту ИСЗ весом до 1200 кг [1].

Технические характеристики

      Конструкция ОКБ им.А.Н.Туполева [2]:
      Обозначение – Ту-160 (изделие «К», изделие «70»)
      Обозначение НАТО – BlackJack
      Тип – многорежимный стратегический ракетоносец-бомбардировщик
      Экипаж – 4 человека
      Год принятия на вооружение — 1987
      Первый полет – 18 декабря 1981 г.
      
      Размах крыла — 35,6 м при стреловидности 65 градусов,
      41,7 м при стреловидности 35 градусов,
      50,7 м при стреловидности 30 градусов
      55,7 м при стреловидности 20 градусов.
      Длина самолета — 54,1 м.
      Высота самолета на стоянке — 13,1 м.
      Угол стреловидности крыла — 20/65 градусов.
      Площадь крыла — 232 м2.
      Объем отсеков вооружения – 2 х 43 куб.м.
      Максимальный посадочный угол — 12°30'
      Колея шасси - 5400 мм, база шасси 17880 мм.
      Размер основных колес - 1260 х 485 мм, носовых — 1080 х 400 мм.
      Максимальное аэродинамическое качество на крейсерском дозвуковом режиме полета в пределах 18,5-19, на сверхзвуке более 6,0.
      
      Масса пустого самолета — 110000 кг.
      Масса пустого снаряженного самолета — 117000 кг.
      Максимальная взлетная масса — 275000 кг.
      Максимальная рулежная масса — 280000 кг.
      Масса максимальная допустимая полезной нагрузки — 45000 кг.
      Максимальная масса топлива — 171000 кг.
      Нормальная посадочная масса — 140000 кг.
      Предельно допустимая посадочная масса для эксплуатации — 165000 кг. Допускается посадка с массой вплоть до равной максимальной взлетной массе с последующим осмотром колес (шин, тормозов) самолета.
      
      Тип двигателя — ТРДДФ НК-32.
      Максимальная тяга :
      — бесфорсажная — 4 х 14000 кгс (4х137,2 кН);
      — форсажная — 4 х 25000 кгс (4х245 кН).
      Длина ТРДДФ — 6000 мм, диаметр (по воздухозаборнику) — 1460 мм.
      Сухая масса двигателя 3400 кг.
      Масса компрессора — 365 кг, степень двухконтурности — 1,4, степень повышения давления (на взлетном режиме) — 28,4.
      
      Гидравлическая система самолета - четырехканальная, с рабочим давлением 280 кг/см2.
      
      Максимальная скорость — 2000 км/ч. (ограничена инструкцией экипажу с целью экономии ресурса двигателей, реально на испытаниях самолет достигал скорости 2230 км/ч.)
      Наивыгоднейшая скорость при стреловидности крыла 35° — М=0,77.
      Максимальная приборная скорость полета с выпущенным шасси — 500 км/час (М=0.5).
      Максимальная приборная скорость при уборке и выпуске шасси — 450 км/час.
      Максимальная приборная скорость перестановки крыла с 20° до 35° и обратно — 600 км/час (М=0.6).
      Максимальная приборная скорость перестановки крыла с 35° до 65° и обратно — 700 км/час (М=0.83).
      Посадочная скорость (при посадочной массе 140-155 т.) — 260-300 км/ч.
      Практический потолок — 15000 м.
      Максимальная (техническая) дальность без дозаправки — 13950 км.
      Практическая дальность без дозаправки (Мкр.=0,77; 5% резерв топлива, шесть КР, выпущенных на половине маршрута) — 12300 км.
      Боевой радиус действия — 6000 км.
      Продолжительность полета без дозаправки — 15 часов.
      Длина разбега — от 900 до 2000 м. в зависимости от взлетной массы
      Длина пробега — 1200 - 1600 м.
      Максимальная скороподъемность — 60-70 м/с.
      Максимальная эксплуатационная перегрузка — 2,5.

Заключение

      Единственным в мире эксплуатантом Ту-160 является Российская Федерация. В составе ВВС России в настоящее время находятся 16 самолётов Ту-160. На авиабазе Энгельс дислоцированы 121-й гвардейский Севастопольский и 184-й гвардейский Краснознамённый Ордена Ленина Полтавско-Берлинский тяжёлые бомбардировочные авиационные полки, имеющие на вооружении стратегические бомбардировщики Ту-160 и Ту-95МС соответственно. Оба авиаполка входят в состав 22-й гвардейской Краснознаменной Донбасской тяжёлой бомбардировочной авиационной дивизии.

Эмблема 22-й гвардейской Краснознаменной Донбасской тяжёлой бомбардировочной авиационной дивизии

      Планируется дальнейшая модернизация Ту-160. Модернизированные самолёты смогут помимо крылатых ракет поражать цели с помощью авиабомб, получат возможность использовать связь через космические спутники и будут обладать улучшенными характеристиками прицельного ведения огня.
      В перспективе состав вооружения бомбардировщика планируется существенно усилить за счёт введения в его состав высокоточных крылатых ракет нового поколения Х-555 и Х-101, имеющих увеличенную дальность и предназначенных для поражения как стратегических, так и тактических наземных и морских целей практически всех классов.

Рекомендуемые ссылки

1. http://www.airforce.ru/aircraft/tupolev/tu-160/book/index.htm- монография А. Вишнякова "Самолёт Ту-160"
2. 
   http://www.tupolev.ru/- Сайт ОАО "Туполев"
3. 
   http://ru.wikipedia.org/- Википедия: свободная энциклопедия
4. 
   http://russianforces.org/rus/aviation/- Стратегическое ядерное вооружение России
5. 
   http://www.avia.ru/- Новостной сайт, посвященной авиации
6. 
   http://www.cofe.ru/avia/- Энциклопедия мировой авиации

   ---

   ДонНТУ > Портал магистров ДонНТУ || Об авторе