Техника и вооружение 2001 09 - Автор неизвестен - Страница 23

Еще на ранней стадии работ по Ту-105, будущему Ту-22, предусматривалось применение на нем сверхзвуковой ракеты К-ЮС, разработка которой была развернута по Постановлению от 16 ноября 1955 г. Работы по ракете обогнали ход создания первого отечественного дальнего сверхзвукового самолета. Разработка К-10 велась с привязкой к модернизированному варианту Ту-16 – Ту-16К-10. К концу пятидесятых годов определилась необходимость в применении на Ту-22 более совершенной ракеты, по основным характеристикам многократно превосходящей К-10С*. (См. "ТиВ" №10/2000 г.)

При этом в отличие от К-10С она предназначалась для поражения не только радиоконтрастных малоразмерных целей типа кораблей, мостов, крупных промышленных зданий, но и для нанесения ударов по важным площадным объектам, то есть для решения задач, ставившихся перед ракетами Х-20 стратегических ракетоносцев Ту-95К.

Нa раннем стадии предусматривалось оснащение перспективной ракеты (первоначально обозначавшейся К-10П) турбореактивным двигателем КР-5-26, обеспечивающим достижение скорости в 2…2,5 раза превышающей звуковую. Как и на К-10С, двигатель размещался в подфюзеляжной гондоле, но на смену стреловидному крылу пришло треугольное.

Однако как раз в это время к испытаниям были подготовлены первые отечественные перехватчики со скоростью, соответствующей М=3. Различные информационные источники указывали на появление в ближайшие годы подобных самолетов и у “вероятного противника”. В связи с этим встала задача обеспечить неуязвимость новой крылатой ракеты от истребителей не только существующих, но и перспективных типов. Для этого требовалось вывести ракету на скорости и высоты, принципиально недостижимые для пилотируемых самолетов, во всяком случае с традиционными турбореактивными двигателями. Полет ракеты в этом диапазоне скоростей и высот мог обеспечить жидкостный ракетный двигатель. Помимо возможности работы на больших высотах, этот двигатель был компактен. Новую ракету можно было разместить на носителе в полуутопленном положении, в отличие от К-10С, турбореактивный двигатель которой выступал в поток, создавая дополнительное сопротивление, особенно значимое для сверхзвукового самолета При этом прожорливость жидкостного ракетного двигателя не представлялась столь уж существенным недостатком. При применении ракеты по кораблям и другим радиоконтрастным целям дальность пусков естественным образом ограничивалась величиной 350…450 км – удаленностью радиогоризонта при ожидаемой высоте полета носителя – 13… 16 км.

При ударе по площадным целям сказывалось это же ограничение, пусть и не в столь явной форме. Точность систем навигации самолетов пятидесятых годов требовала проведения перед пуском дополнительной привязки к местности с использованием радиолокационных средств, в особенности после длительного полета над малоинформационной местностью, в частности – над океаном. Кроме того, уже имелся прототип авиационной ракеты для поражения стратегических целей – проходила испытания Х-20 с дальностью до 600 км, предназначенная для намного более солидного Ту-95К. Почти такая же дальность – 500…600 км – была задана и для ракеты Х-22 при пусках по площадным стационарным целям, в то время как при использовании против кораблей допускалось снижение максимальной дальности до 400..500 км. При пуске с высот 10… 14 км ракета должна была набирать высоту 20…22 км и совершать полет к цели со скоростью 2700… 3000 км/час.

Тем не менее, задачи поражения радиоконтрастных и стационарных площадных целей решались применением различной аппаратуры системы управления, совместить которую на борту одной ракеты в те годы было практически невозможно. Существенно отличались и боевые части, оптимизированные для поражения различных классов объектов. Исходя из этого, разрабатывались два варианта ракеты – противокорабельная Х-22ПГ с радиолокационной головкой самонаведения и Х-22ПС (в дальнейшем – Х-22ПСИ) со счислителем пути, который предполагалось комплексировать с доплеровской системой. Наряду с системами управления варианты Х-22 отличались и отвечающими размерам цели мощностями боевых частей, при этом для самонаводящейся Х-22ПГ предусматривалась и обычная боевая часть. Разрабатывавшаяся КБ-1 самолетная станция получила обозначение ПН (“П”- носителя), головка самонаведения – ПГ (“П” – головка), бортовая аппаратура ракеты для поражения стационарных целей – ПС (“П” – счислитель пути), автопилот – ПА (“П” – автопилот”).

Разработка новой ракеты оказалась чрезвычайно сложной задачей, решение которой потребовало без малого десятилетия. Впервые в ракете такого класса необходимо было обеспечить работоспособность конструкции ракеты и ее систем в условиях интенсивного кинетического нагрева в процессе длительного полета со скоростями в 3… 4 раза превышающими звуковую. В конце пятидесятых годов по аналогии с недавно разрешенной задачей перехода к сверхзвуковым скоростям полета новый комплекс проблем обеспечения сверхскоростного полета стали именовать “тепловым барьером”. В ряде конструктивных элементов взамен традиционных алюминиевых сплавов были внедрены специальные стали ЭИ-654, 12Х2НФВА, 30ХГСА, 25ХНСВА, титановые сплавы ОТ-4, ВТ-6. Наряду с наиболее очевидными задачами поиска новых материалов, сохраняющих прочность и жесткость конструкции при температурах до 400…520° С, возникали и нетривиальные проблемы.

Необходимо было создать теплостойкие радиопрозрачные материалы для обтекателей головки самонаведения, обеспечить приемлемый тепловой режим работы радиоэлектронной аппаратуры и других приборных средств ракеты. Кроме того, не допускали перегрева и топливные компоненты ракеты – широко применявшаяся в те годы азотная кислота с 20% добавкой четырехокиси азота при нормальных условиях кипела уже при 50° С. Не переносила высокой температуры и горючее ТГ-02 – “тонка”, он же триэтиламинксилидин – жидкость, вопреки мнению отдельных историков авиации, не имеющая никакого отношения к несимметричному диметилгидразину и внедренная в ракетную технику примерно на четверть века раньше, чем “гептил”. На основном участке полета конвективный отвод тепла в жидкость способствовал поддержанию приемлемого уровня температуры стенок бака. Сложные проблемы возникали на завершающей стадии полета, когда прогретой стенки касался относительно тонкий слой жидкого топлива.

Не меньше сложностей возникло и с разработкой бортовой аппаратуры. Активная радиолокационная головка самонаведения ракеты Х-22ПГ должна была захватывать цель на удалении в два-три раза большем, чем аппаратура испытывавшейся в конце пятидесятых годов ракеты КСР-2*. Не менее трудной задачей явилось создание системы наведения ракеты для поражения стационарных целей. При этом на собственно ракетные проблемы накладывалась и недостоверность исходных данных, связанная с невысокой в те годы точностью навигации носителя – самолета дальней авиации. (См. "ТиВ" № 4/2000 г.)

Даже общий облик ракеты претерпел значительные изменения. На смену стреловидным плоскостям пришли треугольные поверхности, носок обтекателя заострился. Хотя по общей схеме Х-22 более всего соответствовала лавочкинскому и мясищевскому межконтинентальным самолетам-снарядам наземного базирования “Буря” и “Буран”, чисто зрительный образ был ближе к зенитным ракетам комплексов С-75. При этом характерным отличием Х-22 был исключительно большой угол стреловидности передней кромки крыла – 75 град. Хвостовое оперенье было выполнено по крестообразной схеме, при этом стреловидность передней кромки составляла 60 град. Дифференциальное отклонение плоскостей стабилизатора обеспечивало управление по каналам тангажа и крена. Цельноповоротный стабилизатор уже с середины пятидесятых годов был освоен отечественной пилотируемой авиацией, а вот аналогичное исполнение верхнего киля стало смелой новацией. Для удобства размещения под носителем нижний киль был выполнен складывающимся к правому борту. Во избежание переусложнения конструкции эту поверхность для управления полетом не использовали. Схема функционирования противокорабельной ракеты предусматривала захват цели на автосопровождение при нахождении изделия на подвеске под носителем. Запуск двигателя проводился только через 3 с после отделения от самолета, одновременно раскрывался нижний киль, а органы управления начинали задействоваться для отработки программного участка траектории по тангажу. В горизонтальной плоскости ракета управлялась по сигналам, поступающим от головки самонаведения. Общая величина просадки до начала участка набора высоты через 11 с после отделения от носителя составляла 500…700 м. Основной участок горизонтального полета проходил на высоте около 22,5 км. На удалении 60 км от цели ракета переводилась в пикирование, при этом самонаведение осуществлялось уже в обоих плоскостях.