Глав: 23 | Статей: 23
Оглавление
Изменение характера боевых действий в будущих войнах связано с ускоренным техническим развитием всех видов вооружений, коренным улучшением их тактико-технических характеристик, направленных на повышение точности поражения целей, разрушительных возможностей и скорости доставки боевых средств. Активно идет процесс построения оружия, основанного на новых физических принципах. Все это уже привело к тому, что главной особенностью военных конфликтов конца ХХ — начала ХХI века стало перераспределение роли различных сфер в вооруженном противоборстве.

В представлении рядового гражданина будущая война — это вооруженная борьба миллионных армий с тысячами самолетов и танков на пространстве от Белого моря до Черного и от Атлантического океана до Тихого. Между тем войны будущего будут выступать в разнообразных формах (классическая, «бесконтактная», асимметричная, партизанская, повстанческая, корпоративная и т. д.). Они будут вестись разнообразными средствами: психологическими, информационными, экономическими, дипломатическими, подрывными, террористическими, средствами вооруженного насилия и т. д. То есть вооруженные конфликты по формам и способам ведения боевых действий будут различными.

Однако в современных военных конфликтах просматривается и обобщенный принцип — основные усилия противоборствующих сторон сосредоточиваются не на боестолкновении передовых частей, а на огневом поражении противника на предельных дальностях с воздушно-космических направлений.

Сопряжение разведывательных спутников, дальнобойного высокоточного оружия и современных информационных технологий в единую информационно-разведывательно-навигационно-ударную систему позволяет высокоразвитому в военно-техническом отношении государству одним «высокоточным сражением» добиться быстрой победы в военных конфликтах разной интенсивности и разных типов без серьезных для себя потерь.

Выявленная закономерность таких военных конфликтов показывает, что войны индустриально развитых государств начинаются проведением массированного ракетно-авиационного удара, в первом эшелоне которого задействованы новейшие образцы высокоточного беспилотного оружия. Целью такого удара является уничтожение экономики и важнейших объектов жизнедеятельности государства, нарушение государственного и военного управления, контрсиловое поражение объектов Стратегических ядерных сил.

В настоящее время, на переломном пути развития России, трудно переоценить роль и место СЯС и их важнейшей, я бы сказал, главной, составной части — Ракетных войск стратегического назначения в сдерживании агрессии против нашего государства. Стратегические ядерные силы Российской Федерации способны надежно обеспечить стратегическую безопасность Российской Федерации и сохранить стратегическую стабильность в мире.

Сегодня Ракетные войска стратегического назначения — самодостаточная, развитая структура с мощным ракетным вооружением, оснащенным ядерными зарядами. На их долю приходится 60 % СЯС России. Межконтинентальные баллистические ракеты, стоящие на вооружении РВСН, не уступают, а в чем-то и превосходят подобные вооружения других ядерных держав. Только до пусковых установок МБР приказ на проведение пусков от Ставки Верховного главнокомандующего ВС РФ может быть доведен в считанные секунды.

Глава 11 Межконтинентальные крылатые ракеты периода холодной войны

Глава 11

Межконтинентальные крылатые ракеты периода холодной войны

Тактико-технические требования к межконтинентальным крылатым ракетам (МКР) в Соединенных Штатах были выработаны на основе оценки уровня развития авиационной техники и существовавших в то время взглядов на тактику и способы применения авиационной техники для доставки к целям средств их поражения. Во второй половине 1950-х гг. среди американских военных специалистов получила широкое признание концепция высотного скоростного маломаневренного бомбардировщика с реактивными двигателями[260]. Словом, разработка первых МКР в США представляла собой реализацию «беспилотного бомбардировщика».

Межконтинентальные баллистические и крылатые ракеты в 1950-е гг. в США называли «абсолютным оружием». Американские военные специалисты считали, что с появлением таких средств вооруженной борьбы и стратегических бомбардировщиков роль военноморских сил в войнах несколько снижается. Тем не менее, если два воюющих противника разделяет море, то окончательную победу одержит тот, кто сохранит превосходство на море.

Изобретение термоядерной бомбы в конце 1940-х гг. и ее испытание в ноябре 1952 г. оказали существенное влияние на развитие ракетной техники. Практически все дозвуковые и сверхзвуковые, средней и большой дальности КР были спроектированы под стандартную ядерную боевую часть с полезной массой 1360 кг.

Кроме того, необходимость дальнего действия КР потребовала создания систем управления большой дальности, высокой точности и помехозащищенности. Для этой цели были рассмотрены следующие системы управления:

• полностью автономная (инерциальная) система, не связанная с наземными станциями или ориентирами вне КР;

• автоматическая астроинерциальная система, использующая принцип программного управления ракетой на заданной траектории путем ориентации по небесным светилам;

• автоматическая корреляционная система наведения по карте рельефа местности;

• радионавигационная система телеуправления, использующая сеть мощных наземных радиостанций для коррекции автопилота.

Первоначально американские специалисты были ориентированы на системы управления четвертого типа. Однако слабая помехозащищенность, ограниченная дальность действия, необходимость постоянной связи с наземными станциями наведения, которые нужно было развертывать в определенных районах, заставили американских конструкторов КР обратить внимание на другие типы систем управления. В те годы высокую точность при фиксированном временном интервале могли обеспечить только инерциальные, астроинерциальные и корреляционные системы управления.

К концу 1950-х гг. система управления, пригодная для крылатых ракет дальнего действия (КРДД), была создана. В начале 1960-х гг. ошибка таких систем составляла всего 0,01 %. Однако конструкторы не смогли добиться приемлемого значения кругового вероятного отклонения (КВО), и требуемое значение КВО было компенсировано увеличением массы и мощности боевого блока.

Теоретические и опытные исследования КРДД показали, что такие ракеты одноступенчатых схем могут достигать больших дальностей только при прямолинейном полете с дозвуковой скоростью на высоте 10–15 км. Но в таком случае МКР становились уязвимыми от средств ПВО. Скорость МКР можно было увеличить до скорости баллистической ракеты средней дальности, но тогда МКР теряла свои массогабаритные преимущества. Кроме того, возникали проблемы обеспечения теплозащиты МКР. Именно эти обстоятельства стали одной из главных причин того, что в СССР и США безусловный приоритет развития получили межконтинентальные баллистические ракеты, а не межконтинентальные крылатые ракеты.

Другим направлением создания КРДД была разработка следующих концепций:

• баллистическая ракета с крылом;

• баллистическая ракета с отделяемой крылатой ступенью;

• крылатая ракета с жидкотопливным разгонщиком.

Интенсивное развитие баллистических ракет в СССР привело к тому, что в качестве первой разгонной ступени рассматривались не жидкотопливные разгонщики, а специально приспособленные баллистические ракеты. С.П. Королев писал, что баллистическая ракета — «единственно надежное средство для осуществления разгона второй ступени до сверхзвуковых скоростей»[261].

Кроме того, советские исследования, проведенные до 1949 г., показали, что оснащение баллистической ракеты крылом увеличивает дальность ее полета без повышения удельной тяги ЖРД. Однако летно-технические характеристики таких КРДД на 20 % хуже, чем у баллистических ракет с отделяемой крылатой ступенью. Причина этого кроется в более низких весовых и аэродинамических параметрах ракет первого типа[262].

В последующем наши ученые определили, что баллистическая ракета с отделяемой крылатой ступенью, оснащенная прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД), при прочих равных стартовых условиях, имеет дальность полета в полтора раза больше, чем баллистическая ракета с отделяемой крылатой ступенью, оснащенная ЖРД. Именно по этой причине в СССР были форсированы работы по ПВРД.

Американцы, в свою очередь, активно разрабатывали КР с жидкотопливным разгонщиком. После первых испытательных пусков опытных образцов МКР американские специалисты также пошли по пути разработки КРДД с ПВРД.

В 1947 г. фирма «Нортроп» («Northrop») в рамках программы МХ-775 приступила к разработке дозвуковой межконтинентальной крылатой ракеты Снарк (Snark). Эта крылатая ракета имела также обозначения XSSM-A-3, SM-62, В-62. Она рассматривалась как ценное дополнение к пилотируемым бомбардировщикам и баллистическим ракетам.

Самолет-снаряд Снарк по конструкции представлял собой цельнометаллический самолетвысокоплан с высокой дозвуковой скоростью. Поскольку этот беспилотный самолет имел одноразовое применение, то многие самолетные узлы, системы жизнеобеспечения летчиков и другие аспекты были решены конструкторами в пользу КР как боевого средства. Для самолета-снаряда Снарк маневренность также не имела большого значения. Это позволило конструкторам убрать горизонтальные поверхности хвостового оперения, улучшить аэродинамику. Хвостовое оперение осталось только в виде киля.

Большое удлинение крыла и его стреловидность в 45° специально рассчитывались для достаточно длительного автоматического полета КР с крейсерской скоростью. Отсутствие кабины, радиооборудования и шасси способствовало уменьшению веса ракеты.

Летные испытания МКР Снарк начались в марте 1951 г. В 1958 г. эта МКР стала поступать на вооружение Стратегического авиационного командования. Первой базой, где были развернуты эти самолеты-снаряды, стал Преск-Иль, штат Мэн. По другим данным[263], межконтинентальный самолет-снаряд SM-62A Снарк поступил в войска в середине 1959 г. (702-nd Strategic Missile Wing).

На самолете-снаряде был установлен турбореактивный двигатель Pratt-Whitney J-57. Для взлета использовались два стартовых, сбрасываемых после выгорания в них топлива твердотопливных ускорителя фирмы «Aerojet Corp.». Запуск производился с пусковой установки, смонтированной на трехосном прицепе. Прицеп буксировался тягачом. Управление крылатой ракетой в полете и наведение ее на цель производились астронавигационной системой. При испытаниях опытные самолеты-снаряды снаряжались системой спасения.

Тактико-технические характеристики МКР Снарк приведены в табл. 11.1[264]. Стартовый вес (без твердотопливных ускорителей с тягой в 59 тыс. кг каждый) составил более 22,5 т. При этом вес пустого КР, аппаратуры управления и боевой части равен 10,8 т, а вес горючего — 11,7 т, из них 9,5 т горючего размещалось во внутренних баках и 2,2 т — в сбрасываемых топливных баках.

Американские специалисты считали, что самолет-снаряд Снарк сможет преодолевать советскую систему ПВО. Обосновывалось это следующими соображениями[265]:

1. РЛС дальнего обнаружения воздушных целей обнаруживали КР Снарк на дальностях только до 15 км.

2. КР Снарк может летать на высотах ниже зон обнаружения наземных РЛС, а на цель выходить на высоте 150 м. На такой высоте Снарк обнаруживался на дальностях 44 км, что составляло четыре минуты его полета. В действительности из-за влияния отраженной энергии от местных предметов самолет-снаряд обнаруживался на дальностях 9 км (менее одной минуты полета).

3. К объекту поражения КР Снарк могла летать не только по прямолинейному маршруту, что усложняло проблему перехвата.

4. Самолет-снаряд имел такую же скорость, что и тогдашние бомбардировщики.

5. Боевой блок КР отделялся от корпуса и летел к цели по баллистической траектории со сверхзвуковой скоростью.

Таблица 11.1

Летно-технические характеристики МКР SM-62 Snark

Начало разработки, г. 1947
Первый полет, г. 1951
Начало серийного производства, г. 1956
Достижение оперативной готовности к боевому применению, г. 1958
Окончание производства, г. 1968
Свертывание программы, г. 1962
Стартовый вес, кг 22 700
Вес полезной нагрузки, кг 1360
Вес двигателя, кг 1922
Длина фюзеляжа, м 21,0
Размах крыла, м 12,9
Диаметр фюзеляжа, м 1,5
Дальность полета, тыс. км 8–10
Высота полета, км 18
Скорость полета, км/ч 900
Тип маршевого двигателя (число ? тяга, тс) ТРД J57-Р-17 (1 ? 5,0)
Тип стартового двигателя (число ? тяга, тс) РДТТ Аэроджет (2 ? 58,9)
Система управления астроинерциальная

Примечание. По другим данным[266], эта МКР могла нести боевую часть весом 2250 кг на расстояние 10 140 км без подвесных баков и на расстояние 11 200 км с подвесными баками.

Согласно существовавшим в 1950–1960-е гг. взглядам, самолеты-снаряды Снарк должны были применяться совместно с пилотируемыми бомбардировщиками для того, чтобы заставить истребительную авиацию противника рассредоточить свои силы и ввести в действие все средства объектовой ПВО. Считалось, что совместный способ применения пилотируемых бомбардировщиков и беспилотных ракет сохранит самолеты и их экипажи. По гибкости использования КР являлись промежуточным звеном между стратегическими бомбардировщиками и баллистическими ракетами.

Управление полетом КР Снарк программировалось таким образом, чтобы атака была по времени согласована с атакой других самолетов-снарядов и пилотируемой авиации. Для создания впереди бомбардировщиков «длинных коридоров разрушений» ракеты Снарк использовались в первом ударном эшелоне. Считалось, что самолеты-снаряды Снарк целесообразно использовать с целью разрушения системы обороны. КР Снарк предназначалась в основном для поражения хорошо разведанных промышленных объектов со слабой ПВО.

Непосредственный налет КР Снарк на объекты поражения планировалось проводить способом чередования с пилотируемыми бомбардировщиками при согласовании по месту, времени и целям. По мнению американцев, такой способ вынуждал советское военное руководство распылять силы истребительной авиации, возможности которой американцы очень высоко оценивали. Такой способ привел бы, по их мнению, к потере времени, дополнительному расходу горючего и моторесурса при перелете из одного пункта обороны до другого. Кроме того, части авиации пришлось бы оставаться на земле в ожидании очередной волны налета. Что касается зенитноракетных средств, то американские специалисты считали, что у СССР таких средств недостаточно и что они максимально сконцентрированы в целях защиты центральных промышленных районов. Американцы полагали, что советские РЛС не смогут обработать каждую воздушную цель и подать команду целеуказания.

После запуска КР набирала высоту для крейсерского полета. На заранее рассчитанном расстоянии от цели двигатель начинал работать на полную мощность. Скорость и высота полета возрастали. При подходе к цели астроинерциальная система наведения отключалась. Система управления полетом давала сигнал на отсоединение головной части от фюзеляжа. Она двигалась на цель по баллистической траектории со сверхзвуковой скоростью. Однако по точности бомбардировки и весу боевой нагрузки эта КР уступала бомбардировщикам. Надо отметить, что ошибка наведения возрастала при каждом изменении курса полета.

В МКР Снарк интересным образом была решена проблема предотвращения разрушения фюзеляжа при пикировании на цель с высоты 10–15 км на конечном участке траектории: разработчики МКР Снарк фюзеляж не усилили, а предусмотрели отделение боевого блока от конструкции ракеты.

В достоинства этой межконтинентальной КР входило и то, что она была приблизительно в восемь раз дешевле межконтинентального бомбардировщика. Для эксплуатации Снарка требовалось сравнительно мало сил и средств (30–40 % средств от полной суммы, израсходованной на разработку и изготовление комплекса, — в отличие от 87 %, которые шли на разработку и изготовление наземного оборудования баллистических ракет). Для обеспечения запуска КР требовалось менее 10 человек. Смена расчетов пуска могла производиться на стартовых позициях через 8 часов или через 24 часа. Обслуживающий персонал мог перемещаться с одной позиции на другую.

Самолеты-снаряды и их вспомогательное оборудование перевозились на прицепах. Самолеты-снаряды могли перевозиться на самолетах С-124. И это был не основной способ транспортировки. Например, один самолет-снаряд мог перевозиться на двух обычных транспортных самолетах. Укрывались КР на стартовых позициях в обычных капонирах и железобетонных укрытиях. На одной позиции развертывались два самолета-снаряда. Кроме того, в качестве подвижных баз для самолетов-снарядов Снарк могли быть использованы старые авианосцы.

Крыло, на вооружении которого стояли КР Снарк, базировалось на 60 стартовых позициях. Предполагалось, что число стартовых позиций будет превосходить число имеющихся самолетов-снарядов. Это было вызвано и тем, что стоимость одновременного строительства трех позиций была всего на 20 % дороже строительства одной позиции.

Было несколько модификаций КР Снарк. Например, в одной из модификаций маршевый двигатель Pratt-Whitney J-57 был заменен на более мощный турбореактивный двигатель Allison J-33.

Применялись самолеты-снаряды Снарк в качестве носителей средств РЭБ. Использовались они и в качестве противорадиолокационных ракет. Была предусмотрена интересная особенность боевого применения КР Снарк: если противорадиолокационный вариант ракеты не будет захвачен ни одной РЛС, эта ракета должна была идти на цель по заранее заданному курсу под управлением астроинерциональной системы наведения.

Уже в начале 1960-х гг. американские военные руководители начали высказываться в пользу баллистических ракет. Так, командующий Стратегическим авиационным командованием генерал Т. Пауэр, выступая перед подкомитетом представителей конгресса США по бюджетным ассигнованиям на вооруженные силы, высказал пожелание о снятии с вооружения бомбардировщиков В-47, самолетовзаправщиков КС-97 и крылатых ракет Снарк. В качестве основной причины генерал Пауэр привел недостаточные тактико-технические характеристики этих боевых средств по сравнению с баллистическими ракетами Атлас и Титан. Конгрессмены высказались за перевооружение САК с бомбардировщиков на баллистические ракеты. Что касается КР Снарк, то конкретное решение не было принято, так как на производство этих КР были уже затрачены крупные денежные средства.

Несколько позже в том же году командование вооруженных сил США уже более настойчиво заявило, что стратегические самолеты-снаряды Снарк являются устаревшим типом оружия по сравнению с межконтинентальными баллистическими ракетами[267]. Снарки оказались недостаточно надежными, обладали малой возможностью преодоления зоны ПВО. Кроме того, все пусковые установки стратегических КР Снарк размещались на открытой местности. КР Снарк в полете могла выходить из-под контроля системы навигации. Известен случай, когда после нескольких успешных запусков с мыса Канаверал ракета опускалась не в расчетной точке, а в бразильских джунглях[268]. В результате было принято решение снять эти ракеты с вооружения.

Чтобы в перспективе получить ракету, практически неуязвимую для средств ПВО, параллельно с дозвуковой МКР Снарк проектировалась и сверхзвуковая МКР. Ее разработка велась фирмой «North American» по программе МХ-770. Сверхзвуковая МКР получила обозначение SM-64 Navaho (Навахо). Этот самолет-снаряд обозначался также XSS-M-A2 и XSV-64. Тактико-технические характеристики МКР Навахо приведены в табл. 11.2[269].

Американцы называли МКР межконтинентальным управляемым снарядом. ВВС США постоянно меняли требования к управляемому снаряду Навахо. В 1946 г. они планировали получить ракету с дальностью полета в 500 миль (свыше 800 км) и маршевой скоростью 1М. Со временем требуемая дальность выросла до 6300 миль (10137 км), а скорость — до 3М. Вскоре было принято компромиссное решение: ракета Навахо должна иметь атомную боевую часть и дальность стрельбы 6400 км.

Разгонная ступень Навахо была рассчитана на дальность полета 800 км. На ней предполагалось установить однокамерный ЖРД тягой 331 кН. На более поздних ускорителях должны были устанавливаться более мощные ЖРД: на ракете G-26 — двухкамерный с тягой 1600 кН, на ракете G-38 — трехкамерный с тягой 1788 кН.

Маршевая ступень представляла собой крылатую ракету с треугольным крылом. После отстыковки разгонной ступени КР совершала самостоятельный полет с помощью двух СПВРД Curtiss-Wright Corp. RJ-47. Для отработки маршевой ступени в 1956 г. был разработан экспериментальный самолет-аналог МКР Навахо. Самолет-аналог Х-10 проходил летные испытания самостоятельно, без первой ступени. Однако хотя МКР и Х-10 были разными летательными аппаратами, они были близки друг другу по аэродинамической схеме. Так, к примеру, самолет-аналог вначале имел турбореактивные двигатели Pratt-Whitney J-57. Боевой вариант МКР Навахо был снабжен СПВРД.

Таблица 11.2

Летно-технические характеристики МКР SM-64 Navaho

Начало разработки 1946 г.
Первый полет 1957 г.
Свертывание программы 1958 г.
Стартовый вес, кг 136080
Вес полезной нагрузки, кг 1360
Вес топлива, кг 68040
Длина фюзеляжа, м 24,0
Размах крыла, м 8,0
Диаметр фюзеляжа, м 1,65
Дальность полета, км 8000
Высота полета, км 30
Скорость полета, км/ч 3000
Тип маршевого двигателя (число ? тяга, тс) СПВРД Curtiss-Wright Corp. RJ-47 (2 ? 18,0–22,7)
Тип стартового двигателя (число ? тяга, тс) ЖРД (3 ? 54,4 или 1 ? 181,4)
Система управления астроинерциальная

На самолете Х-10 также отрабатывались отдельные элементы конструкции самолета-снаряда Навахо и его система наведения на цель. Благодаря использованию Х-10 на испытаниях скорость МКР Навахо была увеличена с 2,5М до 3М.

Боевое применение МКР Навахо мыслилось следующим образом. После запуска стартовых ускорителей ракета набирала высоту 15 км. Для запуска сверхзвуковых ПВРД требовалось разогнать ракету до скорости 2,5М (около 900 м/с) при высоте полета 20 км. На этой высоте включались два прямоточных воздушно-реактивных двигателя. МКР поднималась еще выше — на высоту 30 км и одновременно развивала сверхзвуковую скорость до 2,5М. Полет до цели производился на скорости 3М. Во время пикирования межконтинентального управляемого снаряда на цель скорость должна была возрасти до 4М.

При первом полете МКР, состоявшемся 6 ноября 1956 г., из-за дефекта в системе управления на высоте 3200 м ракета была уничтожена. Во втором полете возникли неполадки в ускорителе. В третьем пуске возникли трудности с зажиганием СПВРД. Во время четвертого пуска МКР Навахо разделение отделяемой крылатой ступени и жидкотопливного разгонщика произошло при скорости 1,6М. Эта скорость оказалось недостаточной для запуска двух СПВРД. Словом, из 11 испытательных пусков МКР Навахо 10 оказались аварийными.

11 июля 1957 г. ВВС США аннулировали контракт на разработку МКР Навахо. Свертывание программы МКР Навахо произошло, вероятно, из-за невозможности отработки СПВРД. Важным обстоятельством, предопределившим свертывание данной программы, явилась также невозможность создания требуемой системы управления.

Оставшиеся семь ракет были использованы при реализации программы RISE (Research in Supersonic Environment) для замеров температуры и давления на скоростях 3М.

В восьмом полете (10 января 1958 г.) была достигнута максимальная дальность для МКР Навахо — 3200 км. Последний, одиннадцатый полет состоялся 18 ноября 1958 г.

В конце 1950-х гг. американскими специалистами рассматривался проект создания тяжелого самолета-носителя ХС, способного нести две МКР Навахо, имевшие стартовую массу по 54,6 т. Однако масса и габариты самолета ХС были настолько велики, что ширина колеи шасси могла позволить ему приземляться только на 12 самых крупных аэродромах мира. Хотя старт МКР с самолета-носителя по сравнению с наземным стартом давал экономию топлива и меньшую стартовую массу.

О советских межконтинентальных крылатых ракетах долгое время было известно лишь узкому кругу специалистов. Только в 1992 г. на научной конференции, посвященной Международному году космоса (Москва), впервые прозвучали названия МКР — Буря и Буран. Эти ракеты и межконтинентальная баллистическая ракета разрабатывались в соответствии с Постановлением Совета Министров СССР № 957–409 от 20 мая 1954 г. Разработка МБР (Р-7) велась в ОКБ-1 НИИ-88 (С.П. Королев).

В Советском Союзе научноисследовательские работы над сверхзвуковыми МКР велись по двум направлениям:

• над «легкой» МКР — заводской шифр «350» или Буря, разработка которой была поручена ОКБ-301 Семена Алексеевича Лавочкина;

• над «тяжелой» МКР — заводской шифр ракеты «42/41» (ускорители получили обозначение «41», а маршевая ступень «42»), заводской шифр комплекса «40» или ракетно-самолетная система (РСС-40) Буран, которую разрабатывал ОКБ-23 Владимира Михайловича Мясищева.

Научным руководителем обоих этих проектов был назначен М.В. Келдыш. МКР Буря являлась одним из любимых детищ М.В.Келдыша, так как он уделял ей (по крайней мере на первых этапах ее разработки и испытаний) очень много внимания, решая не только научнотехнические, но и организационные вопросы, связанные с созданием и развитием научно-производственных коллективов.

Разработка СПВРД РД-012 и РД-018 соответственно для маршевой ступени МКР Буря и Буран была возложена на ОКБ-670 главного конструктора Михаила Макаровича Бондарюка.

В процессе поиска материалов по МКР Буря выяснились интересные подробности. Так, новая российская Военная энциклопедия (1999 г.) и Большой энциклопедический словарь (1998 г.) пишут о Лавочкине С.А., что он — авиаконструктор, член-корреспондент АН СССР, генералмайор, дважды Герой Социалистического Труда, лауреат четырех государственных премий и депутат Верховного Совета СССР трех созывов. Аналогичные сведения этот словарь давал и в 1984 г. Более ранние словари также сообщали, что он был депутатом Верховного Совета СССР. Другие энциклопедии описывают только те заслуги С.А. Лавочкина, которые относятся к авиации.

Действительно, истребители Лавочкина были одними из лучших среди советских истребителей в годы Великой Отечественной войны. 26 декабря 1948 г. на его опытном истребителе Ла-176 впервые в СССР была достигнута скорость звука, а в январе 1949 г. — сверхзвуковая скорость. ОКБ Лавочкина разработало несколько сверхзвуковых самолетов разных типов, включая и Ла-250, предназначавшийся для борьбы с бомбардировщиками на высоте 20 км.

Однако деятельность С.А. Лавочкина по созданию ракет для систем противовоздушной (ПВО) и противоракетной обороны (ПРО), а также крылатых ракет была столь засекреченной, что о ней не упоминается нигде. (Кстати, Пауэрс был сбит ракетой, созданной в КБ Лавочкина.) Ракеты Лавочкина использовались тогда в системах С-25 и С-75 двух колец круговой противовоздушной обороны Москвы. Автодорога, связывавшая эти системы, строилась заключенными, впоследствии она получила на звание «бетонка».

Лавочкин скончался от инфаркта прямо на полигоне Сары-Шаган в казахстанской пустыне около озера Балхаш 9 июня 1960 г. при испытании системы ПВО «Даль». Он подвергался сильнейшему давлению со стороны советского руководства, требовавшего получения положительного результата в испытании ЗРК (зенитного ракетного комплекса).

Еще один малоизвестный момент в биографии выдающегося советского авиаконструктора С.А. Лавочкина состоит в том, что, будучи евреем, он всегда писал русифицированное отчество — Семен Алексеевич. Его настоящее отчество — Айзикович[270].

Главным конструктором Бури С.А. Лавочкин назначил своего заместителя Наума Семеновича Чернякова. К концу августа 1954 г. был разработан эскизный проект опытного образца МКР Буря. Под руководством Г.Н. Толстоусова прорабатывались варианты спасения маршевой ступени планированием или реактивно-парашютным способом.

Для работ по МКР был создан ряд новых подразделений и развернуто строительство уникальной стендовой базы в Тураево, огневой стенд натурных реактивных двигателей в ЦАГИ (Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского) и т. п. Что касается двигателей МКР, то в августе 1954 г. уже начались испытания РД-012. Длительность огневой работы определялась запасом воздуха и составляла 15 минут при заданном ресурсе 6 часов.

Одновременно был спроектирован эжекторный стенд — труба прямоточного двигателя (ТПД), где на срезе сопла СПВРД обеспечивались условия, соответствующие полету на высоте 25 км. На стенде ТПД в 1956 г. были проведены испытания СПВРД РД-012 в условиях высоты 25 км. После пуска компрессорной в филиале ЦИАМ (Центральный институт авиационного моторостроения) в ОКБ-670 на ее базе был создан стенд Ц-12, обеспечивающий непрерывную огневую работу РД-012 в течение 6 часов. На этом стенде и была проведена основная отработка РД-012 и РД-018. В ноябре 1956 г. к летным испытаниям был готов и двигатель РД-012У.

Для разработки системы управления крылатой ракеты в 1955 г. в НИИ-1 МАП был создан филиал, возглавляемый Рубеном Григорьевичем Чачикяном, с главными конструкторами систем И.М. Лисовичем (по астронавигационной системе управления маршевой ступени) и Г.Н. Толстоусовым (по автопилоту маршевой ступени). Надо отметить, что в этом филиале впервые в СССР была создана астронавигационная система управления. С.П. Королев предложил проверить эту систему на самолете. Предложение было принято. К началу 1952 г. система была готова к установке на самолете Ил-12, на котором было совершено 10 полетов по маршруту Москва — Даугавпилс (700 км). Испытания проводились на протяжении второй половины 1952 г. — первой половины 1953 г. За все время испытаний не было отмечено ни одного отказа, а ошибка навигации составила не более 7 км.

Следующую проверку система автономной астронавигации проходила в 1954–1955 гг. На вновь изготовленных самолетных макетах были снова проведены самолетные испытания, но на этот раз использовался самолет Ту-16. В 4х полетах на дальность 4000 км на высоте 10–11 км при средней скорости 800 км/ч за 5–6 часов полета система имела ошибки в пределах 3,3–6,6 км[271]. По тем временам такая ошибка означала достаточно хорошую точность.

Эскизное проектирование МКР Буря завершилось в 1955 г. Однако в 1956 г. вышло постановление Советского правительства, по которому боевой заряд весом 2100 кг, под который проектировалась ракета, был заменен боевым зарядом весом 2350 кг. Это потребовало соответствующих изменений в конструкции ракеты. Вся техническая документация для Бури была готова в 1957 г. Вскоре было начато производство опытного экземпляра.

К концу 1957 г. МКР Буря была уже построена. Всего было изготовлено 19 ракет на двух заводах: № 301 (г. Химки, Московская обл.), № 18 (г. Куйбышев). СПВРД для маршевой ступени изготавливались на заводе № 24 (г. Куйбышев). Ускорители для МКР Буря изготавливались на заводе № 301 в Химках.

Конструкция МКР Буря была выполнена из жаростойких конструкционных материалов: из ранее не использовавшегося в авиации титана различных марок и высокопрочных нержавеющих сталей. Для уменьшения сопротивления корпус снаружи полировали до зеркального блеска. Толщина листов, из которых сваривались корпуса МКР Буря, составляла 0,6 мм. Технологию их обработки и сварки разрабатывали в ВИАМе (Всероссийский институт авиационных материалов) и МВТУ им. Н.Э. Баумана. МКР Буря за свой длительный полет (общее его время 2,5 ч) могла прогреваться до небывало высоких температур. Например, температура конструкции двигательного канала могла достигать 420 °C. Крылья и внешние поверхности фюзеляжа (они же — внешние стенки баков) имели «более низкую» температуру — до 350 °C.

В конструкции Бури использовались и другие термостойкие материалы, применявшиеся для герметизации различных покрытий, изоляции, остекления и т. п.[272]. Большинство из этих материалов ко времени создания МКР не было освоено советской промышленностью. Их внедрение шло параллельно с работами по ракете.

МКР Буря была двухступенчатой. 1-я ступень состояла из двух блоков ускорителей с четырехкамерными ЖРД разработки ОКБ-2 НИИ-88, которым руководил А.М. Исаев. Стартовый ускоритель в виде цилиндрической формы с заостренной передней частью состоял из топливных баков и четырехкамерного ЖРД С2.1100, затем — С2.1150. В топливные баки каждого ускорителя заправлялось 20 840 кг окислителя и 6300 кг горючего. В струе газов ЖРД располагались газовые рули, обеспечивающие управление ракетой на начальном участке полета. При наборе скорости управление полетом осуществлялось воздушными рулями. На ускорителях устанавливались горизонтальные рули и стабилизаторы. Ускорители общим весом 64 760 кг симметрично располагались под крыльями маршевой ступени и крепились к ее фюзеляжу на 4-х узлах каждый.

Под ускорители первой ракеты Буря было создано две модификации двигателей. С.А. Лавочкин выдвинул требование сначала работать на максимальной тяге, постепенно снижая ее. Вначале с этим предложением по двигателю С.А. Лавочкин обратился к В.П. Глушко, но тот отказался оказать поддержку. Тогда Лавочкин обратился к А.М. Исаеву и в его лице нашел единомышленника и сподвижника. В сравнительно короткий срок — за два-три года была произведена отработка и начаты летные испытания двигателя С2.1100.

М.В. Келдыш отмечал большой вклад А.М. Исаева в создание этого двигателя. А.М. Исаев не удовлетворился результатом работы двигателя на изопропилнитрате. Он начал создавать более совершенный двигатель С2.1150, который значительно отличался по весу от прежнего. Заказ на двигатели С2.1150 был перенесен на завод № 500 в Тушино, где и было налажено их серийное производство. Тактикотехнические характеристики ЖРД 1-й ступени МКР Буря приведены в табл. 11.3.

Маршевая ступень Бури была построена по нормальной самолетной схеме с треугольным среднерасположенным крылом, имеющим стреловидность по передней кромке 70° и тонкий сверхзвуковой профиль. В передней части цилиндрического фюзеляжа маршевой ступени находился сверхзвуковой диффузор с центральным телом, в котором размещалась боевая часть.

В хвостовую часть фюзеляжа вел воздухопровод, окруженный кольцевыми баками с топливом. СПВРД диаметром 1700 мм стыковался с воздухопроводом и питался топливом с помощью турбонасосного агрегата (ТНА) и регулятора подачи топлива, устанавливаемых в специальном отсеке.

Таблица 11.3

Основные данные ЖРД 1-й ступени МКР Буря ОКБ-2 А.М.Исаева

Индекс С2.1100 С2.1150
Год разработки 1954–1957
Компоненты топлива:
окислитель АК-27И АК-27И
горючее (Т-1) ТГ-02 и ОТ-155 ТГ-02
Тяга двигателя, кг 68614, снижение до 48274 68443, снижение до 48600
Удельная тяга, с:
земная 236 233
пустотная 263 260
Соотношение компонентов 3,7 3,53
Давление в камере сгорания, атм 47,8, снижение до 35,3 47,8, снижение до 35,3
Давление на срезе сопла, атм 0,7, снижение до 0,58 0,7, снижение до 0,58
Геометрическая степень расширения сопла 8,3 8,3
Число оборотов ТНА, об/мин 12000 11600
Время работы, с 150 150
Вес, кг 800 650
Удельный вес 11,65 9,5
Габариты, мм 1823?1238?1238 2034?1203?1203
Особенности Связка из 4–2 ЖРД Связка из 4 ЖРД, цельносварная конструкция

Цилиндрический фюзеляж, немного суженный спереди и сзади, заканчивался обтекателем сопла СПВРД и крестообразным хвостовым оперением с аэродинамическими рулями. Система астронавигации находилась в охлаждаемом приборном отсеке в средней верхней части фюзеляжа, а датчики этой системы прикрывались специальным куполом из жаростойких кварцевых пластин.

Маршевый СПВРД РД-012 2-й ступени разработан ОКБ-670 М.М. Бондарюка. При испытаниях двигателя на пятом «горячем» и последующих семи «горячих» пусках с работающими ПВРД (часть которых испытывалась уже в июле — декабре 1952 г.) впервые в мире удалось получить устойчивую работу ПВРД на скоростях, близких к 3М в свободном полете. В конце 1952 г. кандидатуры участников этой работы — Щетинков, Зуев, Панкратов, Меркулов, Беспалов, Карпейский, Винницкий и Алферов — во главе с Келдышем были представлены в Комитет по Сталинским премиям. В конце февраля ученым «по секрету» сообщили, что Комитет выдвинул их на получение Сталинской премии 1-й степени. Однако за неделю до подписания постановления умер И.В. Сталин, в связи с чем эта премия была отменена.

В табл. 11.4 приведены тактико-технические характеристики двигателя маршевой ступени.

Таблица 11.4

Основные данные СПРВД РД-012У для МКР Буря разработки ОКБ-670 М.М. Бондарюка

Рабочий диапазон высот, км 16–25,5
Рабочий диапазон чисел М 2,8–3,3
Маршевое число М 3,15
Ресурс, ч 4
Время непрерывной работы, ч 2,5
Максимальная тяга, кгс при М=3,15 и на высоте 18 км 9050
Удельная тяга, с 1560
Диаметр камеры, мм 1700
Длина камеры сгорания с соплом, мм 5770
Вес камеры сгорания с соплом, кг 750
Вес комплекта двигателя, кг (камера сгорания с соплом, ТНА с агрегатами системы регулирования и зажигания) 950
Топливо Т-5
Энергетическая мощность ТНА, квт 18

МКР Буря стартовала вертикально, непосредственно со стрелы лафета-установщика (специального пускового устройства) на железнодорожной платформе конструкции Ново-Краматорского машиностроительного завода им. В.И. Ленина (главный конструктор В.И. Капустинский). После старта МКР разгонялась ускорителями до скорости 3М и достигала высоты 18–20 км. Управление ракетой на разгонном участке траектории сначала осуществлялось с помощью газовых рулей, а затем переключалось на воздушные (газовые сбрасывались).

После того как скорость достигала 3М и выходил на режим максимальной тяги СПВРД, производилась расцепка ускорителей и маршевой ступени. Далее полет маршевой ступени до района цели происходил с постоянной скоростью 3,15–3,2М и с постоянным аэродинамическим качеством на СПВРД. На маршевом участке полет корректировался с помощью системы автоматической астронавигации «Земля». За время полета до цели МКР поднималась до высоты 25,5 км. При приближении к цели маршевая ступень, управляемая автопилотом, должна была совершить противозенитный маневр и перевести МКР в крутое пикирование на цель. При этом отделялось центральное тело с боевым ядерным зарядом (конечная высота полета превышала высоту отделения на 7–8 км).

На полигоне Владимировка (Астраханская обл.) к 30 июля 1957 г. была завершена подготовка технической позиции и стартовой площадки и подготовлена к пуску первая ракета — заводской № 2/1. К этому времени конструкция МКР прошла целую серию наземных испытаний. В испытательном варианте ракета оборудовалась дублирующей системой управления по радио (РУ-6) и приемоответчиками (СО-Д1), обеспечивающими радиолокационное визирование ракеты с земли, тремя РТС-8 и одной высокоопросной РТС-5, обеспечивающими запись параметров МКР Буря. Вместо боезаряда в испытательном варианте МКР располагалось телеметрическое оборудование.

В табл. 11.5 приведены результаты пусков МКР Буря. Ее летные испытания начались в августе 1957 г. 1 августа при попытке запуска возникли осложнения. Так, оказалось, что выбор изопропилнитрата в качестве горючего привел к тому, что Буря не ушла со старта из-за взрыва клапана пуска. Аварийное выключение двигателя спасло МКР от взрыва и пожара. Быстро была выяснена и причина неполадки.

В авральном порядке была произведена доработка нового двигателя, он был привезен на полигон и установлен на ракету взамен неисправного. Ровно через месяц ракета снова стояла на старте. 31 августа ракета оторвалась от пускового устройства, двигатели ускорителей сработали нормально (давления в камерах сгорания вышли на режим, о чем свидетельствовали показания сигнализаторов давления), но из-за неполадок в системе управления — из-за динамической нагрузки — сработали реле системы управления и дали ложную команду на отделение газовых рулей ускорителей.

Это привело к потере управления ракетой, и она, совершив кувырок, взорвалась рядом со стартовой позицией[273]. Конструкция хвостового отсека впоследствии была доработана и проведены все необходимые испытания двигателя, подтвердившие правильность этого решения.

Первая МКР Буря ушла со старта 1 сентября 1957 г. В последующих трех запусках нормальный полет прерывался еще до расцепления ступеней: во втором — на 31-й секунде, в третьем — на 63-й секунде и в четвертом — на 81-й секунде. В этом полете маршевая ступень ракеты не успела запустить свой двигатель. Первый же удачный пуск состоялся 22 мая 1958 г. В этом полете расцепка прошла успешно и был запущен СПВРД маршевой ступени.

Затем последовали еще три неудачных пуска. Седьмой пуск не состоялся из-за аварийного отключения двигателя на старте. Ракета не вышла из зацепов пускового устройства. Причина оказалась в «человеческом факторе» — в линии подачи изопропилнитрата обнаружилась ветошь. Этот двигатель был заменен, и через месяц ракета ушла со старта нормально[274].

28 декабря 1958 г. состоялся очередной пуск МКР Буря. В двух последующих пусках отмечена рекордная для того времени дальность полета: 1350 км при скорости 3300 км/ч и 1760 км при скорости 3500 км/ч.

Для проведения следующего полета на МКР была установлена астронавигационная аппаратура. К сожалению, этот пуск оказался неудачным.

Последующие запуски проводились с МКР в новой компоновке. Были модернизированы ускорители и на 1-й ступени установлены новые ЖРД. Запуск 19 апреля 1959 г. с новыми ускорителями состоялся без астронавигационной системы наведения. Этот полет продолжался около десяти минут. Следующий полет позволил провести испытание системы астронавигации. После выполнения программы полета ракета была развернута на 210° и дальше летела по радиокомандам. Дальность ее полета составила 4000 км.

На этом испытания МКР Буря на короткой трассе завершились. Однако, показав ряд конструкционных, эксплуатационных и боевых преимуществ перед МКР, 20 января 1960 г. на вооружение РВСН стала поступать межконтинентальная МБР Р-7. То обстоятельство, что как носитель ядерного оружия МКР Буря не в состоянии конкурировать с МБР, стало ясным практически для всех, в том числе и для С.А. Лавочкина.

Еще в 1958 г. в ОКБ-301 было предложено использовать МКР Буря в качестве фоторазведчиков и ракет-мишеней. Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 5 февраля 1960 г. разрешило использовать пять оставшихся МКР Буря для отработки варианта фоторазведчика.

Начались испытания МКР на «длинной трассе»: Владимировка — полуостров Камчатка. По этой теме в феврале — марте 1960 г. состоялось три запуска. Однако в октябре работы по фоторазведчику Буря были прекращены. 16 декабря 1960 г. состоялся последний пуск МКР Буря, но уже в варианте ракеты-мишени. Последние испытания были проведены уже без C.А. Лавочкина (как мы писали выше, он скончался 9 июня 1960 г.).

В последних двух пусках удалось получить наибольшую дальность полета (6500 км). Работа маршевого двигателя прекратилась из-за полной выработки топлива. В ОКБ-301 были намечены пути получения расчетной дальности в 8000 км. Однако дальность полета ракеты в 8000 км была недостаточна, чтобы охватить всю территорию возможного противника. Еще в 1959 г. заказчик выдвинул требование большей дальности полета. Требование было обоснованным, так как американская МБР Атлас в августе 1959 г. доставила боевой груз на расстояние 9000 км. Ответом американцам стала МБР Р-7А.

На пусках первых ракет № 2/1, 2/2, 1-03, 2-01, 3/1, 3/2, 1-01 и 2-04 отрабатывались участок выведения, запуск и работа 1-й ступени, разделение 1-й и 2-й ступеней, запуск СПВРД и динамика управления на начальном участке полета. На следующем этапе летных испытаний, начиная с 29 марта 1959 г., в задачу пусков ракет № 3-01, 2-05, 2/4 входила отработка устойчивой работы ракеты на малой трассе (без астронавигации) с проверкой устойчивости управления и работы двигательной установки маршевой ступени.

Пуски ракет № 10–02, 10–04, 10–03, 10–05 осуществлялись по «большой трассе» при управлении с помощью астронавигации.

Последний полет состоялся 16 декабря 1960 г. и был проведен с комплектом астронавигации АН-2Ш, обеспечивающим старт в ночное время и полет в светлое время суток.

Определить конечную дальность и точность по цели не представилось возможным. СПВРД работал нормально, но расход топлива значительно превзошел расчетный. Ни одна из ракет цели не достигла. Просто-напросто топливо заканчивалось раньше, чем ракета могла достичь района цели. Двигатель в этом не был повинен, так получалось из-за лобового аэродинамического сопротивления центрального воздухозаборника и самой ракеты. Вместо рассчитанных 8000 км Буря максимально удалялась от места старта на 6500 км, не долетая до цели 1500 км.

Таблица 11.5

Таблица пусков МКР Буря

№ пуска Дата № изделия Основные принципы и цели программы Результаты
1 1.08.57 2/1 Отработка стартовых ускорителей Сработал АВД по причине разрушения клапана ОТ-155. Ракета осталась на старте, и запуск не получился. Ускорители ракеты подверглись переборке
2 1.09.57 2/1 Повторный пуск после переборки Преждевременный сброс газовых рулей. Ракета, сделав кувырок, взорвалась недалеко от старта
3 30.10.57 2/3 По причине отказа ТНА произошла отсечка «О», и через 30 с тяга ускорителей упала, активный полет прекратился
4 21.03.58 2/2 Вместо маршевой ступени — весовой макет (баки наполнены песком), полет рассчитан на 96 с Продолжительность полета 63 с, вибрации, неустойчивый полет. После 60 с автопилот перевел изделие в пикирование
5 28.04.58 1–03 Заправка баков 2 и 3 водой. Расходные баки заполнены топливом, а 1-й и 4-й баки пустые. Вес 1-й ступени нормальный, вес 2-й ступени снижен на 30 %. Воздухозаборник ТНА уменьшен с диаметра 175 мм до диаметра 146 мм по сравнению с 2/2. С 50 секунды одновременно задействованы на управление газовые и воздушные рули Полет продолжался до 81 с, прерван из-за неисправности электрической цепи — преждевременная отсечка ускорителей
6 22.05.58 2-01 Наполнение баков к программе аналогичное 1-03. Расходные баки заполнены топливом. Полет продолжался 120 с, 1-я ступень работала нормально и выключилась на 90,5 с. Запуск 2-й ступени произошел на 90,5 с. При высоте 17,3 км скорость — 2,95–2,97М. Аэродинамические датчики и диффузор работали нормально и разделение прошло нормально
7 11.06.58 3/1 Наполнение 2-й ступени: 2-й и 3-й и расходные баки — топливом, а 1-й и 4-й — пустые Пуск не состоялся из-за невыхода на режим 1-й камеры ускорителя. Сработал АВД на 6 с
8 3.07.58 3/1 После замены 1-й ступени и переборки изделия Программа полета прервана на 56 с — повреждение цепи обратной связи автопилота
9 13.07.58 3/2 Наполнение и программа полета аналогичны 3/1 Программа полета продолжалась 96 с. Был нарушен процесс расцепки ускорителей и маршевой ступени, движение изделия стало неустойчивым
10 10.09.58 1-01 Наполнение и программа полета аналогичны 3/1 и 3/2 Полет продолжался нормально до 95 с и был нарушен после расцепки маршевой ступени и ускорителей. Запуск 2-й ступени по махметру: М 2,95–3,0. Стабилизация при расцепке была нарушена, и происходил несимметричный срыв потока на диффузоре до значительных колебаний тяги, а помпажных явлений на диффузоре не было. Падение давления в 3-м баке на 160 с, работа СПВРД прекратилась
11 28.12.58 2-04 Наполнение и программа полета аналогичны Полет продолжался 309 с и был прерван вследствие взрыва паров конссмазки в пустом топливном баке. 1-я ступень отработала нормально, расцепка прошла нормально, без вибраций. М 3,3–3,4 (характеристики завышены)
12 29.03.59 3-04 Наполнение и программа полета аналогичны Полет продолжался 25 мин 20 с, дальность 1315 км. Работа 1-й ступени нормальная, расцепка нормальная, вибраций не было. Запустилась 2-я ступень. Ненормально сработали датчики СВД, и из-за этого произошло падение скорости при обеднении воздуха
13 20.02.59 2-05 Ложное срабатывание АВД в одном ускорителе. Пуск не состоялся
14 19.04.59 2-05 Пуск после замены ускорителя Полет продолжался 33,5 мин, программа полета выполнена. Дальность 1766 км по заданной трассе. М=3,15. Начальная высота 17,0 км
15 2.10.59 2/4 Программа полета: — заправлены 4 бака 2-й ступени; — ускорители модернизированы — без ОТ-155 Полет продолжался 10 мин 17 с, программа полета выполнена. 1-я ступень отработала без замечаний. Расцепка прошла нормально без вибраций. Датчики СВД работали ненормально. Запуск 2-й ступени произошел при М=2,87 и при высоте 16,8 км. Принято решение о переходе на астронавигацию, при отключении датчиков СВД и регулировки М=3,15–3,20
16 20.02.60 10-02 Большая трасса с АН Дальность — 5500 км
17 6.03.60 10-04 Большая трасса с АН Дальность — 1500 км. Недостаточная надежность работы двигателя на больших углах атаки диффузора — 5–8°. В результате полет 10–04 прекратился на 26 мин
18 23.03.60 Пуск по большой трассе: Владимировка — мыс Озерный. Стартовый вес 1-й ступени 97 215 кг, стартовый вес 2-й ступени 34 680 кг Ракета совершила полет по трассе на 6500 км за 2 ч 04 мин на высоте 18–24,5 км с заданной скоростью М=3,2–3,15. Запуск 2-й ступени произошел при М=2,85. Отсечка ДУ 1-й ступени произошла при М=3,2, а расцепка прошла нормально на 101,3 с. Захват звезды произошел на 114 с. Начальная высота полета –18 км. На 118 мин вследствие полной выработки топлива прекратилась работа СПВРД. На 121 мин произошел переход на аварийные аккумуляторы, и была выдана команда на ликвидацию. Рулями 2-я ступень не отработала. Полет с потерей высоты продолжался до 124 мин (предварительная обработка материалов пуска показала перерасход топлива на 10–15 %)
19 16.12.60 10-05 Установлен комплект астронавигации АН-2Ш, обеспечивающий старт в темное время и полет в светлое время суток Дальность — 6425 км, М=3,1–3,2. Полет прекратился после выработки топлива. Последующие работы, проведенные в ОКБ-670, сначала воспроизвели характерные прогары двигателя, а затем, после соответствующих доработок получили удовлетворительную стойкость и жаропрочность камеры на больших углах атаки

В ходе испытаний маршевой ступени Бури, конечно, наблюдались отказы некоторых ее систем, но не было серьезных замечаний, касающихся аэродинамики и прочности конструкции ракеты, СПВРД, тепловых режимов топлива, условий размещения имитатора груза в боевом отсеке, высокотемпературных рулевых машин, приборных отсеков, отсеков астронавигационной системы и многих других аспектов, которые были под контролем при комплексной тепловой наземной отработке Бури.

После закрытия темы по МКР Буря споры вокруг крылатых ракет не прекратились. На заседании Государственного комитета по авиационной технике, состоявшемся в марте 1960 г., А.И. Микоян, М.В. Келдыш, А.С. Яковлев и С.Б. Ильюшин высказались за разработку беспилотных летательных аппаратов, в том числе и за сохранение МКР Буря[275].

Хочется подчеркнуть, что МКР Буря для своего времени была выдающимся достижением, при ее разработке было применено несколько новейших предложений, которые еще нигде не использовались и опередили свое время. Результаты, достигнутые в процессе разработки и летного испытания МКР, в дальнейшем нашли широкое применение в авиации, ракетной и космической технике. Проектные решения по СПВРД легли в основу разработок многих СПВРД, примененных в зенитных и крылатых ракетах, которые стоят на вооружении и в настоящее время. Решения по длительной тепловой защите МКР нашли применения в космической технике и в МБР. Автоматическая система астронавигации в различных вариантах используется как в космической технике, так и в авиации.

В 1955–1957 гг. по инициативе М.В. Келдыша на основе опыта Бури была начата предэскизная проработка стратегической крылатой ракеты с ядерным ПВРД. Рабочее название этой ракеты «Объект КАР» (Крылатая атомная ракета)[276]. Эта конструкция должна была быть 5–6 м в диаметре и более 30 м в длину.

Межконтинентальная крылатая ракета Буран начала создаваться в конструкторском бюро В.М. Мясищева (ОКБ-23) позже, чем МКР Буря. МКР Буран (индекс «40») должна была нести боевую нагрузку в полтора раза большую, чем МКР Буря. Постановление Совета Министров СССР о разработке МКР Буран вышло 20 мая 1954 г. 11 августа 1956 г. главным конструктором Бурана был назначен Г.Н. Назаров.

В 1954 г. — после проведения аэродинамических и динамических исследований — была окончательно обоснована компоновка МКР Буран. Схема ее была такой же, что и у МКР Буря. Однако первая ступень представляла собой связку из четырех, а не двух, как у Бури, ускорителей. Для маршевой ступени В.М. Мясищев принял однодвигательную схему. Ускорители получили индекс «41», маршевая ступень — «42».

ЖРД для ускорителей маршевой ступени «41» МКР Буран разрабатывало ОКБ456 Валентина Петровича Глушко. Масса первой ступени составляла 80 т, суммарная тяга двигателей — 74,46 т, диаметр 1-й ступени — 1,6 м, высота — 10 м.

Рассматривалось несколько вариантов маршевой ступени МКР Буран. Были варианты с различной по массе полезной нагрузкой. Предусматривалось отделение центрального тела, как и у Бури, что повышало точность попадания в цель. Для стабилизации центрального тела, как и у Бури, устанавливались четыре небольших стабилизатора. Был интересный вариант с размещением на маршевой ступени МКР Буран кабины пилота для участия пилота на определенном этапе испытания. Предусматривалось катапультирование пилота и спуск его на парашюте. Все это нужно было М.В. Мясищеву для выяснения некоторых вопросов, связанных с пилотированием гиперзвуковых самолетов, включая психофизиологические возможности человека в условиях такого полета.

СПВРД РД-018А для маршевой ступени «42» МКР Буран разработало ОКБ-670 М.М. Бондарюка. Вторая ступень и была собственно крылатой ракетой. Ступень имела массу 60 т, тяга двигателя составляла 10 т, диаметр ступени — 2,4 м, длина — 24 м. Для улучшения характеристик воздухозаборника центральное тело ракеты (длиной 700 мм) было установлено с отрицательным углом атаки, равным 3о. Тактико-технические характеристики СПВРД маршевой ступени приведены в табл. 11.6.

Разработка двигателя для маршевой ступени МКР Буран дублировалась в ОКБ-36, которым руководил В.Д. Добрынин.

12 сентября 1955 г. Министерство авиационной промышленности предъявило на рассмотрение ВВС эскизный проект МКР Буран. Ракета должна была стартовать с наземного стартового устройства (оно разрабатывалось там же, где и для Бури) вертикально — за счет 1-й ступени из 4 стартовых ускорителей с ЖРД. С момента отрыва ракета управлялась газовыми рулями. Затем шло переключение на воздушные рули, а газовые сбрасывались.

Таблица 11.6

Основные данные СПРВД РД-018А для МКР Буран разработки ОКБ-670 М.М. Бондарюка.

Рабочий диапазон высот, км 16–26
Рабочий диапазон чисел М 2,85–3,25
Маршевое число М 3,1
Ресурс, ч 4
Максимальная тяга, кгс при М=3,15 и на высоте 18 км 13500
Удельная тяга, с 1358
Диаметр камеры, мм 2000
Длина камеры сгорания с соплом, мм 6400
Вес камеры сгорания с соплом, кг 980
Вес комплекта двигателя, кг (камера сгорания с соплом, ТНА с агрегатами системы регулирования и зажигания) 1235
Топливо Т-50

Двигатели 1-й ступени должны были обеспечить доставку конструкции на высоту 18200 м. На этой высоте при скорости 3–3,2М ЖРД ускорителей выключались, а через две секунды они сбрасывались. Происходило разделение 1-й и 2-й ступеней МКР. После сброса отработавших ускорителей включался СПВРД. КР достигала вершины траектории участка выведения. Скорость снижалась до 3,1М (3290 км/ч). Включалась астронавигационная система. Ракета снижалась до высоты 17 400 м. Далее полет должен был происходить так же, как и полет Бури.

Для устойчивого положения МКР Буран на стартовом столе инженер В.К. Карраск, ставший впоследствии заместителем генерального конструктора КБ «Салют», предложил оригинальное устройство. Предлагалось расчалить ракету тремя тросами, при этом верхние концы тросов прикреплялись к разъемному кольцу, надетому на «носик» маршевой ступени, а нижние — к стартовому столу. Такое устройство, во-первых, позволяло упростить крепление МКР Буран и, во-вторых, появлялась возможность производить поворот всего сооружения для более точного запуска. В момент старта срабатывало пиротехническое устройство кольца, освобождая МКР от крепления.

Словом, работы по проектированию Бурана двигались в плановом порядке. Но в августе 1956 г. заказчик потребовал от ОКБ-23 установить боевую часть большего веса. МКР пришлось перекомпоновать. Уже в октябре Министерство авиационной промышленности представило ВВС дополнения к эскизному проекту и макет модернизированной МКР. Она получила индекс «40А».

«Изделие 42А» («крылатая ракета») было выполнено по нормальной самолетной схеме со среднерасположенным тонким треугольным крылом и трапециевидным оперением. Корпус имел цилиндрическую форму и состоял из трех частей. В хвостовой части предстояло установить СПВРД РД-018А. Топливо размещалось в пяти герметичных топливных отсеках, которые располагались между наружной и внутренней обшивками средней части корпуса. Сверху средней части имелись гаргрот с размещенными в нем приборами астронавигационной системы управления и автопилота, электрооборудование и другая аппаратура.

В передней части корпуса размещалась боевая часть. Она была отделяемой. Пространство между коком и обтекателем, из которых состояла передняя часть, служило входным каналом диффузора двигателя. По всей длине передней и средней частей корпуса проходил канал воздухозаборника СПВРД.

К крылатой ракете симметрично относительно ее продольной оси крепились четыре ускорителя («изделие 41А»). В передней и средней частях ускорителей располагались баки для компонентов топлива. В хвостовой части ускорителей располагались ЖРД. На каждом ускорителе было установлено по четыре газовых руля в одном сбрасываемом отсеке.

К 1957 г., когда Буря совершила свой первый полет, Буран был закончен только в чертежах и пошел в производство на завод № 22. Он должен был стать очень мощной ракетой.

В мае — апреле 1957 г. началось изготовление крылатого исполина Буран. Правда, из-за отсутствия в то время титанового сплава ВТ-5 первые восемь Буранов делались из нержавеющей стали[277]. Для МКР Буран были изготовлены корпус из нержавеющей стали, крыло из титана и проведены в ЦАГИ статические и динамические испытания их прочности. Впервые в нашей стране металлические конструктивноподобные модели этой ракеты были испытаны на флаттер при сверхзвуковых скоростях в аэродинамических трубах ЦАГИ и свободном полете (с разгоном ракетными ускорителями) — в ЛИИ (Летно-исследовательский институт им. М.М. Громова). Ускорители первой ступени МКР Буран отрабатывались на стендах ЛИИ ДБ ОКБ-23.

Систему управления, аналогичную системе управления МКР Буря, для МКР Буран создавали те же разработчики. Астронавигационная система совместно с астродатчиком и приборами управления была установлена в гаргроте, проходящем вдоль корпуса аппарата на верхней части фюзеляжа. Испытания системы астронавигации показали, что она работала прекрасно. Однако первый и последующие полеты самолета, на котором была установлена система астронавигации, выявили много трудоемких проблем.

Расчетная дальность стрельбы для Бурана составляла 9150 км. Предполагалось, что при проведении летных испытаний МКР Буран, которые намечались на лето 1958 г., будет проверена расчетная дальность полета. Однако 28 ноября 1957 г. советское правительство приняло решение прекратить работы по МКР Буран, так как полагали, что страна «не потянет» сразу два проекта МКР с близкими характеристиками.

На тот момент в производстве находились три опытных экземпляра «изделия 42А». На первой КР закончили агрегатную сборку, готовился монтаж готовых блоков. На вторую и третью КР были изготовлены отдельные детали и узлы. И если за Бурю еще пытались бороться, то у Бурана защитников не нашлось. Конструкторское бюро Мясищева переключилось на работу над стратегическим бомбардировщиком. Тем не менее, так или иначе, В.М. Мясищев не раз возвращался к идее ударных крылатых беспилотных средств.

Расскажем о других работах В.М. Мясищева над КРДД. Их особенность состояла в том, что В.М. Мясищев предлагал не отдельную крылатую ракету, а логически завершенные авиационные комплексы. Такие боевые авиационные комплексы, вероятно, берут свое начало с разработки самолета М-50.

Летом 1954 г. ОКБ-23 стало разрабатывать «Разъемный дальний бомбардировщик 50». Он должен был состоять из ударного самолета и самолета-носителя. Практическая дальность полета с бомбовой нагрузкой 500 кг оценивалась в 13 000 км. Когда в 1955 г. был готов эскизный проект М-50, вышло очередное постановление Совета Министров СССР, изменившее направление работ по теме «50». Теперь требовался дальний бомбардировщик с повышенной крейсерской скоростью.

Для оптимизации аэродинамической компоновки в аэродинамических трубах ЦАГИ было испытано 39 моделей бомбардировщика «50». В управление самолета была широко внедрена автоматика, которая позволила сократить экипаж с семи до пяти человек. Впервые на этом самолете появился пилотажно-навигационный комплекс. Кстати, некоторые технические решения, внедренные в конструкцию М-50, были затем использованы на других сверхзвуковых самолетах, в том числе на Ту-144 и Конкорде[278]. Самолет летал со сверхзвуковой скоростью, когда еще не все истребители могли пересекать звуковой барьер. Словом, М-50 заслуженно поставлен на вечную стоянку в Музее ВВС в Монино.

Уже в ходе проектирования на самолете предусматривали размещение КР, в частности разработанную в ОКБ-23 трехступенчатую планирующую ракету 45Б. Интересное предложение в 1958 г. высказал главный конструктор А.Д. Надирадзе, впоследствии заслуживший известность созданием стратегических подвижных грунтовых ракетных комплексов. Он предложил с М-50 запускать баллистические ракеты.

В 1956 г. по инициативе ОКБ-23 началась разработка самолета снаряда «изделие 44» (М-44) класса «воздух — поверхность». КР предназначалась для систем М-52, М-56К и . Эти авиационные системы должны были обладать меньшими габаритами и лучшими тактикотехническими характеристиками, чем система с «царьракетой» Х-20.

Ракета «изделие 44» (М-44) оснащалась двумя ТРД и инерциальной системой наведения. П.В. Цыбин, который был главным конструктором ракеты КР-44, возглавил разработку М-44 после объединения его ОКБ-256 с ОКБ-23. Согласно расчетным данным, ракета М-44 могла доставлять боевую часть весом 2300 кг на расстояние 2000–2300 км. Полет ее должен был проходить со скоростью 3000–3200 км/ч на высоте до 21 км. Компоновка и аэродинамика ракеты увязывались с самолетом-носителем с целью получения минимального сопротивления в полете. Тактико-технические характеристики системы М-44 приведены в табл. 11.7.

Таблица 11.7

Основные характеристики самолета-снаряда М-44

Год разработки 1956–1958 (1958–1959) гг.
Тип ракеты крылатая ракета воздушного базирования
Длина корпуса (без ПВД), м 14
Размах крыла, м 5,725
Диаметр корпуса, м 1,38
Площадь крыла, м? 18,1 (25)
Стартовая масса, кг 11 000 (10 200)
Масса пустого, кг 6450
Масса топлива, кг 4400
Масса БЧ, кг 2700 (1300)
Число двигателей 2
Двигатель ТРД КР-5-25 ТРД Р3-45Ф
Тяга двигателя (форсаж), кгс 5650
Расчетная скорость пуска, км/ч 1800 (1,7М)
Расчетная высота пуска, м 15 (14)
Расчетная скорость полета, км/ч 3000 (3М)
Высота полета в зоне цели, м 21 000 (26 500)
Практическая дальность полета, км до 2000 (2650)
Тип БЧ специальная 205К

Из других ракет в ОКБ-23 разрабатывались управляемая ракета 43, баллистическая ракета средней дальности 45А и гиперзвуковая планирующая ракета 45Б.

«Стратегическая система М-56К» — «советская «Валькирия» — имела необычный самолет-носитель, выполненный по схеме «бесхвостка» с плавающим горизонтальным оперением. То есть на дозвуковых скоростях оперение работало в режиме флюгера, не создавая ни сил, ни моментов. На сверхзвуковых скоростях оперение фиксировалось под определенным углом, смещая аэродинамический фокус вперед. Самолет разрабатывался в двух вариантах — разведчик М-56Р и ударный М-56К. Он был ответом на американский стратегический самолет ХВ-70 Валькирия.

31 мая 1958 г. вышло постановление Совета Министров СССР, которое задало назначение и облик стратегической системы М-56К. Для ударного самолета М-56К разрабатывались КР «44» в ОКБ-23 под руководством П.В. Цыбина и Х-22 в ОКБ-155 под руководством М.И. Гуревича. Ракеты должны были подвешиваться на внешней подвеске. Система предназначалась для поражения крупных промышленных центров возможного противника.

Проект «М-58 — составная стратегическая система» возник в ОКБ В.М. Мясищева при попытке разработать систему М-56К, на которую ВВС предъявили завышенные тактико-технические требования. Необоснованность этих требований доказало время — задания не выполнены до сих пор[279]. Опыт широкого применения мощных стартовых ускорителей в борьбе за уменьшение длины пробега для систем М-52 и М-56 натолкнул проектантов ОКБ-23 на мысль о полностью ракетном старте для системы М-56К. Дальнейшее развитие этой мысли привело к идее вертикальной посадки, при которой отпадает необходимость в уязвимых и дорогих аэродромах, а также ввиду отсутствия шасси резко возрастают располагаемые объемы под полезную нагрузку.

В конце 1958 г. были подготовлены предварительные материалы проекта «58». По сути, это был новый вариант системы М-56К. Составная стратегическая система «58» представляла собой трехступенчатый аппарат. Первая ступень содержала четыре ускорителя типа «изделие 41А». Вторая ступень являлась пилотируемым двумя летчиками бомбардировщиком, выполненным по схеме «летающее крыло», с двумя СПВРД на концах крыла. В носовой части второй ступени устанавливалась третья ступень — самолет-снаряд типа «изделие 45». В хвостовой части бомбардировщика располагались рулевые камеры и посадочный двигатель на базе ЖРД. Эта система обеспечивала вертикальную посадку.

Предполагалась следующая программа полета. После вертикального старта рулевыми камерами ускорителей устанавливались программные углы атаки. В конце активного участка угол наклона траектории должен был достигать 10–15°, высота — 15–18 км, скорость — 4М. После этого происходил отстрел ускорителей, и составной бомбардировщик выводился на траекторию маршевого полета после совершения маневра «горка». Из-за уменьшения углов атаки и включения СПВРД осуществлялся разгон до скорости 4,5М и подъем на высоту 25 км.

В конце маршевого участка самолет-снаряд отцеплялся и, управляемый рулевыми камерами, устремлялся к цели. Самолет-снаряд при необходимости мог выполнить динамический маневр набора высоты и поиск цели по сигналам системы наведения. Для этого на его борту устанавливалась такая же система управления, как и на «изделии 44».

Самолет-носитель, совершив маневр снижения, возвращался на базу. Посадка осуществлялась при выключенных СПВРД в режиме квазистационарного планирования.

Самолет-носитель приземлялся на скорости 400–600 км/ч и высоте 100–300 м. Для этого он увеличивал угол тангажа до 90°. Затем в режиме дросселирования включался посадочный ЖРД. Вертикальная скорость снижения гасилась до момента контакта «щупа» с поверхностью посадочной площадки. После этого ЖРД кратковременно форсировался, самолет «зависал», и посадочный маневр заканчивался. По мнению конструкторов из ОКБ-23, вертикальный взлетпосадка и применение составной многоступенчатой схемы открывали новые перспективы перед стратегическими системами типа М-56К в части:

• увеличения скорости полета до 4–5М;

• увеличения высоты полета в районе цели на 5–10 км;

• упрощения и повышения неуязвимости мест базирования;

• повышения весовой отдачи по полезной нагрузке.

В то же время полная дальность полета даже в такой прогрессивной схеме не превосходила 16000–18000 км. Большие дальности, учитывая существующие топлива, материалы и принципы аэродинамической компоновки, можно было получить только для составных крылатых и баллистических ракет. Характеристики составной стратегической системы приведены в табл. 11.8.

На базе задела по М-50, который был признан экспериментальным самолетом, в соответствии с Постановлением Совета Министров № 867–408 от 31 июля 1958 г., стала разрабатываться «Система дальнего действия М-52К». Она предназначалась для поражения площадных наземных целей. В состав системы входили самолет М-52, КР Х-22, система управления и наведения К-22У. Об этой системе более подробно будет рассказано в главе «Отечественные крылатые ракеты».

Таблица 11.8

Основные характеристики составной стратегической системы «58»

Длина, м 28
Размах крыла с СПВРД, м 11,65
Высота, м 5,83
Стартовая масса, кг 175 000
Начальная масса самолета-носителя, кг 70 500
Начальная масса самолета-снаряда, кг 6400
Масса боевой части, кг 2300
Ступень I II III
Число двигателей 4 2 1
Двигатель ЖРД Д-13 СПВРД ЖРД
Тяга двигателя, кгс 66 000 8000 21 000
Удельный импульс (тяга), с 280 1500 200
Расчетная скорость самолета-носителя, км/ч 4860 (4,5М)
Расчетная высота над целью, м 25 000–30 000
Расчетный полный радиус действия, км 7500
Расчетная автономная дальность самолета-снаряда, км 1370
КР 1 ? «45»

На базе работ над КР и других работ по ракетно-авиационной тематике ОКБ-23 с 1957 по 1960 гг. разрабатывало пилотируемые воздушно-космические самолеты, получившие условное название М-40 и М-46. В 1959 г. правительством была утверждена «Тема 48» (ВКА-23, то есть «Воздушно-космический аппарат ОКБ-23»). К марту 1960 г. было детально просчитано несколько вариантов ракетоплана. Первоначально крылатый аппарат должен был стартовать на баллистической ракете Р-7. Впоследствии В.М. Мясищев планировал запуск своих ВКА с помощью собственной ракетыносителя, проработки которой начались в первой половине 1960 г.

Осенью 1960 г. по решению Н.С. Хрущева ОКБ-23 в полном составе передали в новое ОКБ-52, которым руководил В.Н. Челомей. Авиационное ОКБ-256 П.В. Цыбина стало филиалом ОКБ-52, а В.М. Мясищев стал начальником ЦАГИ.

Здесь, чтобы уточнить представления читателя о двух Буранах, необходимо сказать следующее: межконтинентальную крылатую ракету Буран, о которой шла речь выше, никоим образом нельзя путать с отечественным многоразовым воздушно-космическим кораблем «Буран». Хотя сотрудники Экспериментального машиностроительного завода, созданного на базе коллектива В.М. Мясищева, принимали участие в создании планера космического «Бурана».

В целях его испытания и подготовки летчиков-космонавтов в середине 1980-х гг. на самолет Мясищева ВМТ был установлен планер корабля «Буран». Кроме того, следует отметить, что системы орбитального корабля отрабатывались на самолетах-лабораториях Ту-154 и МиГ-25.

Был построен аналог космического «Бурана» — БТС-002 («Большое транспортное судно 002»), на котором 10 ноября 1985 г. выполнили полет И. Волк и Р. Станкявичус. Для отработки системы автоматической посадки БТС-002 совершил 24 полета. 15 ноября 1988 г. космический беспилотный «Буран», совершив космический полет, благополучно приземлился на аэродроме Байконур. Его аналог — БТС-002 — завершил свою карьеру экспонатом выставок.

Создание аналогичных советских и американских МКР Буря, Буран, Навахо и Снарк проходило практически в одно и то же время. Даже характеристики и судьбы этих разработок были схожими. Так же, как и ракета Буря, ракета Навахо полетела. Но и советские, и американские конструкторы так и не довели эти конструкции до конца. По данным некоторых работ[280] составлена табл. 11.9, где представлены сравнительные характеристики МКР. Необходимо заметить, что эти характеристики несколько расходятся с характеристиками МКР, приведенными в упоминаемой нами диссертации[281].

Беспилотными летательными аппаратами дальнего радиуса действия также занималось КБ выдающегося отечественного авиастроителя Андрея Николаевича Туполева. В середине 1950-х гг. наметился интерес военных специалистов к беспилотной авиации, которая становилась одной из наиболее быстро развивающихся отраслей. В эти годы А.Н. Туполев начинает готовиться к передаче дел сыну — Алексею Андреевичу[282]. В 1958 г. из молодых сотрудников А.Н. Туполев создает новый отдел по беспилотной технике и назначает А.А. Туполева его руководителем.

Первой программой нового отдела стала разработка стратегического БЛА «Проект 121». По результатам работы отдела был изготовлен опытный образец БЛА. По существу, это была межконтинентальная баллистическая ракета, получившая индекс «С». В 1959 г. состоялся ее пуск, благодаря которому новый отдел получил конструкторский и экспериментальный опыт.

Таблица 11.9

Сравнительные характеристики американских и советских МКР

Snark SM-62A Navaho XSM-64A Буря-350 Буран 40
Год 1959 1957 1956 1956
Стартовый вес, кг 22700 135000 98280 175480
Вес боевого заряда, кг 1360 2250 2350 3500
Полная длина системы, м 21,0 24,4 19,88 27,35
Ускорители «41»
Количество и тип 2 РДТТ 1 ЖРД 2 ЖРД 4 ЖРД
Тяга при старте, кН 2 ? 145,7 1484,25 2 ? 671 4 ? 687,4
Маршевая ступень «42»
Вес, кг 33522 60000
Длина, м 21,0 20,7 18,0 23,3
Диаметр корпуса, м 1,37 1,83 2,2 2,35
Размах крыла, м 12,8 8,72 7,75 11,35
Число СПВРД 1?ТРД J57-Р-17 2?RJ-47 1?РД-012У 1?РД-018У
Диаметр СПРВД, м 1,22 1,7 2,0
Тяга, тс 1 ? 5,0 2 ? (14,0 — 18,0) 7,65 10,6
Система управления астроинерциальная инерциальная с астрокоррекцией астронавигационная астронавигационная
Проектируемая дальность полета, км 8000–10 000 8000 8000 8000
Максимальная дальность полета, достигнутая в процессе летных испытаний, км 10140 (без подвесных баков) 3200 6500
Высота полета, км 16,75–18,3 22,0–24,0 17,5–25,5 17,0–36,0
Скорость полета, М 0,94М 3,25М 3,1–3,2М 3,1М
Начало разработки 1947 г. 1950 г. 1954 г. 1954 г.
Дата начала летных испытаний 1951 г. 06.11.1956 г. 01.07.1957 г.
Общее число пусков, ? 11 19
Из них аварийных ? 10 3
Дата окончания летных испытаний 1958 г. 18.10.1958 г. 16.12.1960 г.
Закрытие темы 1962 г. июль 1957 г. декабрь 1960 г. ноябрь 1957 г.

Следующим БЛА КБ А.Н. Туполева стал «Проект 123». Это также был стратегический беспилотный летательный аппарат. Об этом аппарате более подробно будет рассказано ниже.

В данном разделе для нас наибольший интерес представляет «Проект 130», имеющий также обозначения Ту-130 и ДП (Дальний планирующий, то есть «Ударный беспилотный планирующий самолет»). Исследовательские работы по этому БЛА начались в 1957–1958 гг. Самолету ДП предстояло стать последней беспилотной планирующей ступенью ракетной ударной системы. В качестве ракетоносителя рассматривались модификации боевых баллистических ракет среднего радиуса действия типа Р-5 и Р-12, рассматривался также вариант ракетоносителя собственной разработки КБ А.Н. Туполева.

Согласно наработкам, проведенным в КБ, самолет ДП должен был выводиться ракетоносителем на высоту 80–100 км, далее вся система разворачивалась на 90° и происходило отделение планирующего самолета ДП. После отделения производилась одноразовая коррекция траектории ДП, и дальше отделившийся аппарат летел к цели по планирующей траектории, определявшейся его аэродинамическим качеством и скоростью в момент отделения на данной высоте. ДП, проходя плотные слои атмосферы, выходил на цель на расстоянии около 4000 км, развивая скорость, соответствующую 10М.

В ходе полета по траектории коррекция производилась с помощью автономной системы управления и аэродинамических органов управления. На борту отсутствовала какая-либо силовая установка, питание систем должно было осуществляться от химических источников тока и от воздушной системы баллонного питания. Для охлаждения систем оборудования и термоядерного заряда на борту имелась система охлаждения. Что касается конструкции планера, то он проектировался по так называемой «горячей схеме» — без охлаждения. Все температурные напряжения, связанные с кинетическим нагревом, учитывались при проектировании элементов планера. На конечном этапе ДП переводился в пикирование на цель. По сигналу высотомера на заданной высоте производился подрыв термоядерного заряда.

Преимуществом подобной ударной системы по сравнению с ракетными стратегическими системами первого поколения была более высокая точность вывода в район цели при более простой системе наведения, а также обеспечение сложной траектории полета к цели, что значительно затрудняло действия средств ПРО и ПВО.

В течение двух лет в КБ шли интенсивные работы по проекту ДП. К теме были подключены многие предприятия и организации военно-промышленного комплекса, разрабатывались новые конструкционные материалы, технологии, удовлетворявшие требованиям длительного полета на гиперзвуковых скоростях в условиях кинетического нагрева. Совместно с ЦАГИ исследовались вопросы получения требуемых аэродинамических характеристик ДП. Совместно с ЛИИ были отработаны вопросы, связанные с созданием натурных моделей и получением на них требуемых для ДП режимов полета.

В качестве начального практического осуществления теоретических наработок по проекту решено было построить несколько экспериментальных летательных аппаратов, чтобы проверить приемлемость основных идей, заложенных в проект ДП. Программа исследовательских работ по созданию прототипа ДП получила обозначение по КБ «самолет 130» (Ту-130).

В ходе проектирования «самолета 130» и поиска его оптимальной аэродинамической компоновки были исследованы различные аэродинамические схемы самолета: «симметричная» и «несимметричная», «бесхвостка», «утка» и т. д. На основании этих исследований была построена целая серия моделей, которые прошли продувки в аэродинамических трубах ЦАГИ, в том числе и на больших сверхзвуковых скоростях. В ЛИИ были проведены натурные летные испытания со сбросом летающих моделей «самолета 130» с твердотопливными ускорителями с Ту-16ЛЛ. Модели были оборудованы датчиками и аппаратурой, позволявшими получать информацию о поведении аппарата и его аэродинамических характеристиках на различных режимах полета. Эти работы дали информацию о поведении аппарата до скоростей, близких к 2М. Были проведены отстрелы моделей с помощью артиллерийских орудий и газодинамических пушек. Эти испытания позволили выйти на скорости, соответствующие 6М.

После проведения большого объема теоретических и экспериментальных работ по теме в 1959 г. в КБ приступили к рабочему проектированию «самолета 130». Согласно окончательному проекту, как сообщал журнал «Авиация и космонавтика» за № 10 от 1999 г., «самолет 130» представлял собой сравнительно небольшой летательный аппарат: длина — 8,8 м, размах крыла — 2,8 м и высота — 2,2 м. Для «самолета 130» была выбрана аэродинамическая схема самолета «бесхвостки». Он имел клинообразный фюзеляж полуэллептического поперечного сечения с тупой носовой частью (одна из оптимальных форм для гиперзвукового ЛА), а низкорасположенное треугольное крыло небольшой площади с углом стреловидности по передней кромке 75° имело по всему размаху элероны.

Вертикальное оперение самолета состояло из двух килей — верхнего и нижнего, расположенных в задней части фюзеляжа. На обеих половинах киля имелись тормозные щитки, открывавшиеся по схеме «ножницы», с приводом от автономной электрогидравлической системы и с питанием от химических бортовых источников тока. Профили крыла и органов управления выполнялись клинообразными. По условиям аэродинамического нагрева носовая часть фюзеляжа и передние кромки крыла и килей выполнялись из графита. Конструкция планера из нержавеющей стали — «горячая».

Система управления включала в себя систему начальной коррекции траектории. Посадка «самолета 130» должна была осуществляться по команде программной системы управления, спуск на землю — на парашюте с большой поверхностью купола, контейнер находился в его хвостовой части. Предварительно скорость гасилась за счет открытых тормозных щитков. В носовой части располагались агрегаты системы охлаждения элементов системы управления. Средняя часть была занята блоками КЗА системы управления.

В опытном производстве была заложена серия из пяти экспериментальных «самолетов 130», предназначенных для проведения различных испытаний. В ходе постройки натурные фрагменты планера, наиболее нагруженные в тепловом отношении, подвергались термическим испытаниям в специальных тепловых камерах, с учетом расчетных тепловых нагрузок.

В 1960 г. первый планер «самолета 130» был готов. Затем наступил этап оснащения планера необходимым оборудованием и начала работ по стыковке с ракетоносителем — модификацией ракеты Р-12. (Доработка Р-12 заключалась, помимо переделки носовой части под новый стыковочный узел, в усилении несущего корпуса ракеты дополнительным внешним конструктивным экраном, разработанным КБ А.Н. Туполева.)

Несмотря на явные успехи КБ в освоении новой для него тематики, все работы по теме ДП и соответственно по «самолету 130» были постепенно остановлены на основании Постановления Совета Министров СССР от 5 февраля 1960 г. за № 138-48. Построенные планеры «самолетов 130» частично были утилизованы, а некоторые из них были переданы в ОКБ-52 В.Н. Челомея. Работы по проекту ДП и «самолету 130» были использованы в следующей, близкой по назначению работе КБ — ракетоплане 136 (Звезда).

Передача двух авиационных КБ в ОКБ-52 явилась хорошим подспорьем для В.Н. Челомея, разворачивающего широким фронтом работы по авиа-ракетно-космической тематике. Данная акция была осуществлена в соответствии с Постановлением Совета Министров СССР № 714–295 от 23 июня 1960 г. в рамках поддержки разработки беспилотного ракетоплана. Были разработаны экспериментальные натурные модели ракетопланов для исследования аэродинамики гиперзвуковых скоростей. Именно в этот момент из захудалого конструкторского бюро ОКБ-52 превратилось в мощное объединение, которое решало многие научно-технические задачи в невероятно короткие сроки и с большим размахом.

Вскоре был выполнен эскизный проект ракетоплана в двух вариантах: беспилотный Р-1 и пилотируемый Р-2. Летно-конструкторские испытания были проведены в 1961 г., а с аэродинамическими рулями — в 1963 г. Но 17 октября 1964 г., через сутки после отрешения от власти Н.С. Хрущева, была создана комиссия для расследования деятельности ОКБ-52 (здесь работал сын Н.С. Хрущева — Сергей). 19 октября 1964 г. главнокомандующий ВВС К.А. Вершинин сообщил В.Н. Челомею, что вынужден передать все материалы его КБ по ракетопланам в ОКБ-155 А.И. Микояна.

В середине 1970-х гг. В.Н. Челомей вернулся к заделу по беспилотным ракетопланам. Так появилась универсальная стратегическая крылатая ракета Метеорит. Интересно, что маршевая скорость и высота полета Метеорита были почти такими же, что у МКР Навахо, Буран и Буря. Различие было лишь в системе управления ракетой: у ракет 1950-х гг. — инерциальная с системой астрокоррекции, у Метеорита — инерциальная с радиолокационной системой коррекции по считываемому рельефу местности.

9 декабря 1976 г. вышло Постановление Совета Министров о разработке универсальной стратегической крылатой ракеты ЗМ25 Метеорит в КБ В.Н. Челомея. Ракета должна была запускаться с наземных пусковых установок, атомных подводных лодок проекта 667 и стратегических бомбардировщиков Ту-95.

Конструктивно ракета была выполнена по схеме «утка». Маршевая ступень имела стреловидное складывающееся крыло и складывающееся оперение. Воздухозаборник маршевого двигателя помещался в низу фюзеляжа. Морской и наземный варианты ракеты имели еще и стартовую ступень с жидкостным реактивным двигателем. Воздушный вариант ракеты — Метеорит-А — стартовой ступени не имел.

Длина ракеты Мeтеорит-А составляла 12,8 м, стартовый вес — 6,3 т, вес ядерной боевой части — около одной тонны, дальность стрельбы — до 5000 км. Маршевая скорость полета ракеты составляла около 3000 км/ч, маршевая высота полета — 22–24 км.

Первый наземный пуск ракеты Метеорит состоялся 20 мая 1980 г. Однако он оказался неудачным: ракета не вышла из контейнера и даже частично его разрушила. Последующие три испытательных пуска также были неудачными. 16 декабря 1981 г. ракета благополучно стартовала и пролетела около 50 км.

Для испытаний ракеты морского базирования Метеорит-М атомная подводная лодка К-420 проекта 667 была переоборудована по проекту 667М. На лодке разместили 12 наклонных направляющих и аппаратуру «Андромеда». Первый пуск Метеорита-М с подводной лодки К-420 состоялся 26 декабря 1983 г. в Баренцевом море.

Первый пуск ракеты «Метеорит-А» с самолетаносителя Ту-95МА состоялся 11 января 1984 г. Он был признан неудачным. Ракета полетела не тем курсом и на 61-й секунде самоликвидировалась. Следующий воздушный пуск с Ту-95МА состоялся 24 мая 1984 г., с тем же результатом. Ракете опять пришлось давать команду на самоликвидацию.

Вскоре работы по всем вариантам Метеорита были прекращены. Сотрудники ЦНИИМаш, бывшее ОКБ-52, надеются в будущем вернуться к проекту МКР Метеорит.

В наши дни снова наблюдается интерес военных специалистов к МКР. Этот интерес объясняется тем, что на первый план боевого применения средств вооруженной борьбы выдвинулись такие характеристики, как мобильность, оперативность, малозаметность, дальнобойность и высокая точность. Предпосылки для создания таких средств межконтинентального действия созданы — это глобальная спутниковая система связи и управления, а также принципиальная возможность (пока только у США) вести непрерывное огневое поражению любого противника высокоточным оружием при постоянном контроле результативности ударов. Все это и необходимость барражирования в воздухе неядерных беспилотных средств в ожидании важных целей ведет как к созданию информационно-ударных систем глобального воздействия, так и к созданию МКР — в качестве ударного элемента такой системы.

Оглавление книги

Оглавление статьи/книги
Реклама

Генерация: 0.260. Запросов К БД/Cache: 3 / 1