Глава 5. Самолет-снаряд для Америки

Глава 5. Самолет-снаряд для Америки

Параллельно с созданием стратегических гидросамолетов и межконтинентальных баллистических ракет в США и СССР создавались стратегические самолеты-снаряды. С 70-х годов XX века начало распространяться мнение, что наши и американские руководители «дурью мучились» из-за своей технической безграмотности, не понимали преимуществ баллистических ракет над самолетами-снарядами. Ведь самолет-снаряд 1950-х годов мог быть перехвачен истребительной авиацией или ЗУР, а против МБР любое оружие было бессильно.

Я не буду говорить о том, что, в конце концов, были созданы эффективные системы ПРО. Задним умом все крепки. Лучше перенесемся на 50 с лишним лет назад и будем оперировать лишь информацией того времени.

12 июня 1944 г. впервые в мировой истории немцы обстреляли Лондон самолетами-снарядами ФАУ-1 (Fi-103). Скорость самолета-снаряда была сравнительно невелика — 580 км/час, потолок не превышал 2 км, а дальность составляла 250–350 км.

С учетом небольшой дальности стрельбы ФАУ-1 при стрельбе по Лондону ракеты могли пересекать побережье Англии на очень узком участке — менее 100 км. К середине августа в этом секторе англичане сосредоточили 596 тяжелых и 922 легких зенитных орудий, около 600 пусковых установок зенитных неуправляемых ракет, а также 2015 аэростатов заграждения. Вблизи английского побережья над морем непрерывно патрулировали истребители (15 эскадрилий ночных и 6 эскадрилий дневных истребителей). Все эти меры привели к тому, что число сбитых ракет достигло 3461 из 9017 запущенных, то есть 38 %.

А вот перехватывать баллистические ракеты ФАУ-2 англичане даже не пытались. Откуда многие делали вроде бы неоспоримый вывод, что ФАУ-2 куда эффективнее, чем ФАУ-1. Но это, как говорится, на бумаге, когда забывают про овраги. При примерно одинаковой дальности полета и весе боевой части стоимость ФАУ-2 в 5 с лишним раз превышает стоимость ФАУ-1. То есть вместо одной баллистической ракеты можно было запустить 5 самолетов-снарядов, из которых 3 гарантированно достигли бы цели.

Да еще следует добавить, что немцы за несколько недель сумели переоборудовать в носители ракет ФАУ-1 несколько десятков бомбардировщиков Не-111, Ju-88, Me-111 и FW-200 «Кондор». Проблема переоборудования самолетов для немцев была облегчена тем, что еще в период испытаний Fi-103 часть из них запускалась с самолета Me-111.

В 5 часов утра 16 сентября с немецких самолетов Не-111 и Ju-88 было запущено семь ракет ФАУ-1. Из них две упали в Лондоне, а остальные — в графстве Эссен. Это было первое в мире применение авиационных дальнобойных ракет. До конца сентября германские самолеты запустили 80 ракет ФАУ-1, из которых 23 были уничтожены союзниками.

Таким образом, досягаемость системы «самолет — ракета» оказалась в 3–4 раза больше, чем у баллистической ракеты ФАУ-1. А поднять снаряженную ФАУ-2 в воздух и провести ее пуск было не под силу пи одному бомбардировщику мира.

А теперь обратимся к первой в мире межконтинентальной баллистической ракете Р-7 конструкции С. П. Королева.

Именно эта ракета вывела на орбиту первый в мире искусственный спутник Земли и космический корабль «Восток-1» с Юрием Гагариным на борту. Модификации Р-7 и сейчас используются при запуске пилотируемых кораблей типа «Союз».

Однако как межконтинентальная баллистическая ракета Р-7, мягко выражаясь, не состоялась. Так, стартовый вес Р-7 составил не менее 280 т (!). Заправка ракеты происходила непосредственно перед пуском. Это была сложная и длительная процедура. При нормальной заправке 170 тонн требовалось подвезти к ракете 400 тонн жидкого кислорода. Охлажденный до сверхнизких температур кислород, соприкасаясь с теплыми баками, мгновенно вскипал и испарялся. Боеготовность сохранялась не более 8 часов. После этого топливо сливалось. Время на подготовку ракеты Р-7А к пуску в мон-тажно-испытательном корпусе составляло 21 час, а на стартовой позиции — 12 час 30 мин. В составе боевого расчета при подготовке к проведению пуска участвовало одновременно до 280 человек.

Пусковой комплекс ракет представлял собой буквально циклопическое сооружение. Так, на постройку первой пусковой установки в Байконуре было перемещено более 1 млн кубометров земли. В итоге удалось построить только 6 ПУ для ракет Р-7. Наконец, по тактико-техническому заданию КВО Р-7 составляло 10 км, а фактически было еще больше.

В отличие от межконтинентальных баллистических ракет двигатели самолетов-снарядов работали не на жидком кислороде, как Р-7 и Р-9А, и не на ядовитой и взрывоопасной азотной кислоте, как Р-16, а на обычном авиационном керосине. Сами самолеты-снаряды и их пусковые установки были чуть ли не на порядок дешевле МБР и их стартовых комплексов. КВО самолетов-снарядов было тоже велико, но на стратегических самолетах-снарядах с самого начала предусматривалась астрокоррекция, которая значительно повышала точность попадания в цель.

Межконтинентальные крылатые ракеты дальнего действия «Буря» и «Буран»

Межконтинентальные ракеты дальнего действия, то есть ракеты, которые с территории США могли поразить объекты в СССР, были впервые созданы в Америке.

Межконтинентальная крылатая ракета с турбореактивным двигателем SM-62 «Снарк» начала разрабатываться в 1947 г. фирмой «Нортроп». Внешне ракета «Снарк» была похожа на реактивный истребитель со стреловидным крылом с углом стреловидности 45°.

Старт ракеты происходил с пусковой установки, имевшей небольшой угол наклона к горизонту. Для взлета использовались два пороховых ускорителя, работавшие в течение 4 секунд.

В хвостовой части ракеты размещался маршевый турбореактивный двигатель J-57 фирмы «Пратт-Уитни», обеспечивавший дозвуковую скорость полета.

Первый пуск «Снарка» был произведен в 1951 г. Большинство пусков ракет оканчивалось неудачей, в основном из-за отказа систем управления. Только в 1956 г. ракета «Снарк» пролетела 4800 км. В 1959 г. «Снарк» был запущен в серийное производство. Впервые расчетную дальность 8000 км ракета осилила весной 1960 г. Но в том же году работы по «Снарку» были прекращены. Фактически «Снарк» так и не поступил на вооружение ВВС США.

«Снарк» летал почти с той же скоростью, что и современный ему стратегический бомбардировщик Б-52. Но, в отличие от Б-52, он не мог маневрировать, ставить активные и пассивные помехи радиолокаторам ПВО и использовать кормовую артиллерийскую установку.

Наиболее же перспективной была крылатая ракета с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, который на высоте 18–25 км мог развивать скорость, в три раза превышающую звуковую. Но прямоточный двигатель мог работать только при большой скорости полета, поэтому крылатой ракете нужна была разгонная ступень. Таким образом, крылатая ракета с прямоточным двигателем представляет баллистическую ракету с жидкостно-реактивным двигателем в качестве первой ступени и крылатую ракету в качестве второй ступени. К такой схеме стратегической крылатой ракеты почти одновременно пришли конструкторы США и СССР.

В 1947 г. фирма «Норт-Америкен Авиэшн Инкорпорей-шен» (позже получившая название «Рокуэлл Интернэшенел») начала разработку двухступенчатой крылатой ракеты «Нава-хо». Первая, разгонная ступень ее имела ЖРД на базе двигателя ракеты ФАУ-2, работавший на жидком кислороде и этиловом спирте и развивающий тягу в 34 тонны. Вторая степень имела ПВРД, развивавший маршевую скорость порядка 1300 км/час Дальность крылатой ракеты должна была составлять 805 км.

Впоследствии проект «Навахо» был пересмотрен, и фирма «Рокетдайн» в 1955 г. начала разработку нового ускорителя с ЖРД на керосине и жидком кислороде тягой 61,3 т.

В окончательном варианте разгонная ступень представляла собой сигару с тремя трапециевидными стабилизаторами в хвостовой части. Маршевая ступень была построена по аэродинамической схеме «утка» с треугольным низкорасположенным крылом, имевшим стреловидность 60°. Вертикальное хвостовое оперение состояло из двух трапециевидных линей.

Два ЖРД разгонной ступени работали в течение 45 с, развивая тягу до 122 т. Затем включались два прямоточных двигателя маршевой ступени, и разгонная ступень отделялась.

Запуск ракеты «Навахо» (SM-64A) производился вертикально со специальной пусковой установки на мысе Канаверал в штате Флорида. Внешне ПУ была очень похожа на ПУ баллистических ракет средней и большой дальности.

Вот хронология пусков крылатых ракет «Навахо»:

06 ноября 1956 г. — Ракета упала через 26 с после пуска.

22 марта 1957 г. — ПВРД не включился.

25 апреля 1957 г. — Взрыв на стартовом столе.

26 июня 1957 г. — Отказ ПВРД вскоре после его включения.

12 августа 1957 г. — Отказ ПВРД через 56 с после включения.

18 сентября 1957 г. — Полет в течение 17 мин 55 с. 13 ноября 1957 г. — Полет в течение 75 с после старта.

10 января 1958 г. — Достигнута дальность 1990 км. 25 февраля 1958 г. — Взрыв через 20 с после старта.

11 сентября 1958 г. — Отказ ПВРД в полете.

18 ноября 1958 г. — Ракета упала после включения ускорителя.

Решением Министерства обороны США от 11 июля 1957 г. разработка проекта «Навахо» была приостановлена, однако программа летных испытаний продолжена для получения «необходимых данных о характеристиках крылатых аппаратов при полете на больших скоростях». Однако интересных данных получено не было. Семь запусков оказались полностью неудачными, и только в четырех был испытан (да и то не по полной программе) ПВРД. После двух последних неудачных полетов все последующие старты были отменены.

Американцы окончательно решили отказаться от стратегических крылатых ракет в пользу баллистических ракет «Атлас» и «Титан».

В СССР разработка крылатых ракет с ПВРД началась в конце 1940-х годов. Уже в 1951 г. в ОКБ-1 под руководством С. П. Королева был разработан аванпроект двухступенчатой крылатой ракеты дальностью 1300 км. Схема ракеты классическая для баллистических ракет — внизу первая ступень, сверху вторая ступень. Принципиальной же разницей было то, что первая ступень оснащалась однокамерным азотно-кислот-но-поршневым ЖРД, а вторая — прямоточным воздушно-реактивным двигателем.

Стартовый вес ракеты составлял 5930 кг, длина 13,6 м, вес боевой части 500 кг. Стартовая ступень весом 850 кг имела ЖРД с тягой 7850 т и должна была отделяться на высоте 20 км. На этой высоте включался маршевый прямоточный двигатель, и ракета переходила в горизонтальный полет со скоростью 3160 км/час.

31 января 1953 г. Королев утвердил эскизный проект новой крылатой ракеты большей дальности. Стартовый вес ракеты должен был составлять 7874 кг. В качестве разгонной ступени предполагалось использовать двигательный отсек баллистической ракеты Р-Н. На стыке разгонной и маршевой ступеней был сделан кольцевой проток для запуска прямоточного двигателя до разделения ступеней. Новая крылатая ракета проектировалась не как боевая, а как экспериментальная для отработки технических решений для межконтинентальных крылатых ракет.

Согласно Постановлению Совмина от 13 февраля 1953 г. была начата разработка двухступенчатой крылатой ракеты с дальностью полета 8000 км. ОКБ-1 было слишком занято работами над баллистическими ракетам, да и Королев презрительно относился к «крылаткам». Результатом этого стало Постановление Совмина № 957–409 от 20 мая 1954 г. о передаче работ по стратегическим крылатым ракетам Министерству авиационной промышленности. В связи с этим из ОКВ-1 в МАП ушел ряд разработчиков крылатых ракет — А. С. Будник, И. И. Моишеев, И. М. Лисович и др.

Межконтинентальная крылатая ракета разрабатывалась в двух вариантах — более легкую (весом 60 т) делал С. А. Лавочкин в ОКБ-301, а более тяжелую (весом около 152 т) делал В. М. Мясищев в ОКБ-23. Научным руководителем обоих этих проектов был назначен М. В. Келдыш.

Крылатая ракета Лавочкина получила название «Буря» и индекс «350», а крылатая ракета Мясищева — «Буран». Кроме того, «Буран» имел заводской индекс «40», его стартовая ступень — индекс «41», а маршевая — «42». Обе ракеты имели сходные конструктивные схемы. Оба аппарата были двухступенчатыми. Треугольное крыло маршевой ступени имело стреловидность 70° с прямой задней кромкой. Сравнительно тонкое крыло было «пустым», то есть не заливалось топливом.

Для обоих аппаратов сверхзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели разрабатывались в ОКБ-670 М. М. Бондарюка. Жидкостные двигатели стартовой ступени «Бурана» делало ОКБ-456 В. П. Глушко, а для «Бури» — ОКБ A. M. Исаева.

ЦАГИ занималось вопросами аэродинамики, а НИИ М. В. Келдыша — тепловыми процессами новых сверхзвуковых аппаратов. Маршевые ступени крылатых ракет должны были летать на большой высоте со скоростью почти в три раза превышающей скорость звука. Нагрев поверхностей планера до температуры свыше 200 °C исключал возможность ри-менения привычного дюралюминии в конструкция фюзеляжа и крыла. Потребовалось освоить такие новые тогда для авиастроителей материалы, как нержавеющая сталь и титан, а также разработать конструктивные средства борьбы с деформациями планера при нагреве.

Впервые в истории управляемых ракет в стратегической крылатой ракете была применена автономная система управления с астрокоррекцией. Применить обычную инерциальную систему наведения в стратегической крылатой ракете было невозможно, так как с учетом дальности стрельбы вероятное отклонение от точки прицеливания составило бы десятки километров. Поэтому во всех американских и советских крылатых ракетах была принята инерциальная система наведения с астрокоррекцией.

Суть астрокоррекции заключается в том, что специальная оптическая система автоматически находит две определенные звезды, а затем автоматически следит за ними. Таким образом, постоянно производится замер «высоты» звезды над горизонтом и на карте строится так называемая окружность равных высот. Пересечение таких окружностей для двух звезд дает точное положение ракеты в данный момент. Далее данные передаются автопилоту, который производит коррекцию курса ракеты, а по достижении географического места цели переводит ракету в пикирование.

Ракеты с системой астрокоррекции должны лететь на максимальной высоте, насколько позволяют возможности воздушно-реактивного двигателя. На высоте 18–25 км звезды днем видны так же ярко, как и ночью, и система астрокоррекции может работать круглосуточно независимо от погодных условий.

В СССР работы по созданию системы астрокоррекции велись с 1947 г. В рамках НИИ-88 была создана лаборатория, занимавшаяся автоматической астрокоррекцией, ей руководил И. М. Лисович. Позже это подразделение было переведено в НИИ-1.

Со второй половины 1952 г. по 1954 г. опытная система астрокоррекции испытывалась на самолете Ил-12, а с 1954 г. по 1955 г. — на бомбардировщике Ту-16. В полете на 4000 км система имела ошибки в пределах 3,3–6,6 км. Причем полет проходил на высоте около 10 км, а на высотах вдвое больших система, соответственно, должна была работать лучше.

Крылатая ракета «Буря» была двухступенчатой. Маршевая ступень оснащалась прямоточным двигателем РД-012. Стартовая ступень состояла из двух боковых ускорителей. Ускоритель имел цилиндрическую форму с заостренной передней частью и состоял из топливных баков и четырехкамерного ЖРД С2.1100 (позже С2Л150), разработанного в ОКБ-2 НИИ-88. 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 четырех узлах каждый.

Маршевая ступень «Бури» построена по нормальной самолетной схеме с треугольным 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. Сверхзвуковой ПВРД диаметром 1700 мм стыковался с воздухопроводом и питался топливом с помощью тур-бонасосного агрегата и регулятора подачи топлива, которые устанавливались в специальном отсеке. Турбонасосный агрегат также приводил в работу генератор мощностью 25 кВт. Фюзеляж заканчивался обтекателем сопла ПВРД 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.

Межконтинентальная ракета «Буря» стартовала вертикально непосредственно со стрелы установщика специального пускового устройства на железнодорожной платформе конструкции Новокраматорского машиностроительного завода им. В. И. Ленина (главный конструктор В. И. Капустинский). После старта ракета разгонялась ускорителями до скорости ЗМ и достигала высоты 18–20 км.

Первые 50 секунд полета управление ракетой осуществлялось с помощью газовых рулей. Через 50 секунд, когда ракета набрала достаточную скорость и могла управляться аэродинамическими рулями, газовые рули отстреливались. На 80-й секунде полета начинал работать прямоточный маршевый двигатель, а «боковушки» отстреливались.

После того как скорость достигала ЗМ, и ПВРД выходил на режим максимальной тяги, происходила расцепка ускорителей и маршевой ступени. Далее полет маршевой ступени до района цели шел с постоянной скоростью 3,15–3,2М и с постоянным аэродинамическим качеством на сверхзвуковом ПВРД. На маршевом участке полет корректировался с помощью системы автоматической астронавигации «Земля». За время полета до цели ракета поднималась до высоты 25,5 км. При приближении к цели маршевая ступень должна была переводиться автопилотом в крутое пикирование на цель, и при этом отделялось центральное тело с боевым ядерным зарядом.

В конце августа 1954 г. был закончен эскизный проект межконтинентального самолета-снаряда «Буря». В ноябре 1956 г. закончилась отработка двигателя РД-Д12У. В 1956 г. начались наземные испытания опытного образца «Бури». Параллельно на двух заводах — № 301 в г. Химки и № 18 в Куйбышеве — была запущена в производство первая серия ракет для летных испытаний. Всего было изготовлено 19 ракет.

Представим кратко хронологию летных испытаний «Бури» на полигоне Капустин Яр.

31 июля 1957 г.: включился стартовый ЖРД, но ракета так и осталась на пусковом столе — один из ускорителей не вышел на режим номинальной тяги и автоматика заблокировала команду «старт».

1 сентября 1957 г.: восстановленная ракета доставлена на старт и подготовлена к пуску. В момент старта от ракеты неожиданно отделились газовые рули. Так как вектор тяги стартовых ЖРД не проходит через центр тяжести ракеты, то стартовики создают вращательный момент, который уравновешивается газовыми рулями. После отстрела рулей ракета под действием этого момента силы медленно описала «мертвую петлю» и упала в нескольких десятках метров от пусковой установки, вызвав на полигоне сильнейший пожар.

После этого пуска элементная схема отстрела газовых рулей была изменена, и преждевременный их отстрел не наблюдался.

31 октября 1957 г.: второй пуск. Отказ ЖРД одного из ускорителей.

21 марта 1958 г.: третий пуск с макетом маршевой ступени. На 63-й секунде полета потеряно управление.

28 апреля 1958 г.: успешный пуск с макетом маршевой ступени.

22 мая 1958 г.: удачный пуск с маршевой ступенью. 80 секунд нормальной работы ускорителей, а затем включился прямоточный двигатель.

На двенадцатом пуске была достигнута дальность 1315 км, далее последовал отказ систем воздушных датчиков и падение ракеты.

20 февраля 1960 г. на шестнадцатом пуске была достигнута дальность 5500 км.

23 марта 1960 г. состоялся восемнадцатый пуск по «большой трассе» Владимировка (Астраханская область) — мыс Озерный (Камчатка). Ракета совершила полет по трассе на 6500 км за 2 час 04 мин на высоте 18–24,5 км с заданной скоростью 3,2-ЗД5М. Запуск второй ступени произошел при М=2,85. Отсечка двигательной установки первой ступени произошла при М=3,2, а расцепка прошла нормально на 101,3 секунде. Захват звезды произошел на 114 секунде. Начальная высота полета — 18 км. На 118 минуте вследствие полной выработки топлива прекратилась работа ПВРД. На 121 минуте произошел переход на аварийные аккумуляторы, и была выдана команда на ликвидацию. Рулями вторая ступень не отработала. Полет с потерей высоты продолжался до 124 минуты. Предварительная отработка материалов пуска показала перерасход топлива на 10–15 %.

Последний, девятнадцатый,[134] пуск совершен 16 декабря 1960 г. по «большой трассе». На «Буре» была установлена астронавигационная аппаратура АН-2Ш, обеспечивавшая старт в темное время и полет в светлое время. Ракета пролетела 6425 км со скоростью 3,1–3,2М. Полет прекратился из-за выработки топлива.

В итоге ракету «научили» летать, и формально летные испытания были завершены. Но, как и ее заокеанской сестре «Навахо», полную расчетную дальность получить не удалось. Прямоточный двигатель Бондарюка работал устойчиво, но фактический расход топлива превышал все расчеты. Сложные газодинамические процессы в «хитрой трубе» были еще недостаточно изучены.

5 февраля 1960 г. вышло Постановление Совмина о прекращении работ по основному варианту ракеты «Буря». Осталось, правда, несколько небоевых вариантов использования «Бури», в том числе как мишени для зенитных ракет комплекса «Даль».

А теперь перейдем к стратегическому самолету-снаряду «Буран». Стартовые ускорители его располагались попарно над и под крылом ракеты. В хвостовой части каждого ускорителя был установлен четырехкамерный ЖРД Д-41, который развивал номинальную силу тяги у земли 57 ООО кг.

В струях четырех камер сгорания двигателя Д-41 устанавливались газовые рули, служащие для управления ракетой на участке выведения. Установка газовых рулей позволяла сбрасывать их при достижении скорости, при которой воздушные рули второй ступени ракеты приобретали достаточную эффективность. Вес заправленного ускорителя 99,5 т, а пустого — 13,5 т.

Вторая маршевая ступень ракеты представляла собой крылатую ракету с цилиндрическим корпусом, тонким треугольным крылом и трапециевидным оперением. Внутри корпуса ракеты установлен сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель РД-018 конструкции главного конструктора М. М. Бондарюка. В передней части корпуса расположена отделяемая боевая часть весом 3,4 т.

Запас топлива для двигателя РД-018 размещен в пяти герметичных топливных отсеках средней части корпуса ракеты. Общий запас топлива — 42 900 л.

Для улучшения характеристик воздухозаборника центральное тело «Бурана» длиной 700 мм было установлено с отрицательным углом атаки 3°. Астронавигационная система совместно с астродатчиком и приборами управления была установлена в гаргроте, проходящем вдоль корпуса аппарата на верхней части фюзеляжа.

Межконтинентальная ракета «Буран» должен был стартовать с ПУ конструкции Новокраматорского машиностроительного завода. Для устойчивого положения «Бурана» 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 «42», а нижние — к стартовому столу. Такое устройство, во-первых, позволяло упростить крепление «Бурана», и, во-вторых, появилась возможность производить поворот всего сооружения для более точного запуска. В момент старта срабатывало пиротехническое устройство кольца, освобождая ракету от крепления.

Через 83 секунды после взлета, на высоте 15 750 м и расстоянии около 19 км от места старта, производился сброс газовых рулей. В этот момент скорость полета достигала приблизительно 2700 км/час, воздушные рули маршевой ступени приобретали необходимую эффективность, и управление ракетой переключалось на воздушные рули. Отклонение рулей для выдерживания заданной траектории полета на участке выведения осуществлялось автоматической системой управления.

Через 93 секунды после взлета, при достижении скорости полета 3380 км/час, происходило включение ЖРД ускорителей, а еще через 2 секунды, на высоте 18 100 м и расстоянии 28,7 км от места старта — сброс ускорителей.

Через 101 секунду после взлета в работу включался сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель маршевой ступени.

Через 117 секунд, на расстоянии 49 км от места старта, ракета достигала вершины траектории участка выведения — 19 700 м.

К этому моменту скорость полета снижается до скорости крейсерского полета — 3280 км/час, и в работу включается система астронавигации, выдерживающая направление полета ракеты на маршевом участке.

В период от 117 до 268 секунды полета происходит снижение высоты траектории с 19 700 м приблизительно до 18 200 м и выведение ракеты на маршевый режим заканчивается.

Участок маршевого полета начинается на 269 секунде после взлета на высоте приблизительно 18 200 м и расстоянии 187 км от места старта.

По мере уменьшения веса маршевой ступени за счет выгорания топлива происходит постепенное возрастание высоты полета от 18 200 м при выходе на марш до 24 500 м при достижении района цели.

Выдерживание траектории на маршевом участке полета осуществлялось: по направлению — системой астронавигации, по высоте — автоматом стабилизации. Постоянство скорости обеспечивалось регулятором числа М двигателя.

Участок свободного падения на цель головной части ракеты, несущей боевой заряд, начинается с момента достижения ракетой заданных географических координат, когда астронавигационная система дает команду на отделение головной части. Это происходит на расстоянии приблизительно 50 км до цели, на высоте 24 540 м, через 2 час 28 мин после старта.

После отделения головной части начинается ее неуправляемое свободное падение в район цели, которое длится 100 секунд. Скорость падения головной части ракеты в момент достижения уровня земли достигает 920 км/час.

Расчетное КВО — 10,5 км.

Постановлением Совмина № 1096–570 от 11 августа 1956 г. и приказом министра авиационной промышленности № 453 на ОКБ-23 возложено задание разработать, построить и предъявить на совместные с Министерством обороны летные испытания опытные образцы дальней крылатой ракеты «Буран-А» с новым боевым зарядом.

В связи с увеличением боевого заряда, вызвавшим необходимость перекомпоновки ракеты «Буран», ОКБ-23 разработало проект этой ракеты с новым боевым зарядом. Вес боевого заряда заказчик (НИИ-1011) увеличил на 1600 кг, доведя его до 5000 кг.

В сентябре 1956 г. ОКБ-23 представило на рассмотрение дополнение к эскизному проекту ракеты «Буран» (изделие «40»), получившему заводской индекс изделие «40А». Стартовый ускоритель получил обозначение изделие «41А», а маршевая ступень — изделие «42А».

При проектировании ракеты «Буран-А» остались неизменными габаритные размеры и основные теоретические обводы.

Ракета «Буран-А» не имела принципиальных отличий от ракеты «Буран» ни в отношении основных проектных параметров, ни в отношении аэродинамической компоновки.

Длина корпуса ракеты увеличилась за счет увеличения длины отделяемой боевой головки. Существенно повысились тяговые характеристики двигателей.

Внутри корпуса ракеты был установлен сверхзвуковой ПВРД РД-018А, а в хвостовой части ускорителя — четырех-камерный ЖРД Д-13, развивавший тягу у земли 70 000 кг.

Летные испытания «Бурана» планировались на август 1957 года в Капустином Яре, но затем срок был перенесен. А в ноябре 1957 года последовал приказ сверху — прекратить все работы по теме «40».

Проект крылатой ракеты П-100 «Буревестник»

Кроме Лавочкина и Мясищева созданием межконтинентальной баллистической крылатой ракеты в 1954 г. занималось и ОКБ-49 Бериева. Ракета получила название «Буревестник» и индекс П-100. Непосредственным руководителем работ по межконтинентальной ракетной системе в ОКБ стал А. Г, Богатырев.

Двухступенчатая крылатая ракета могла применяться как для нанесения ядерного удара, так и для ведения фото- и радиотехнической разведки. Использование в варианте разведчика предусматривало два варианта; на предельную дальность, без возвращения, с передачей данных разведки по радиоканалу и с возвращением в точку старта и спасение отсека оборудования на парашютах. В отсеке оборудования устанавливалась система радиоразведки СРС-3 «Куб-3», система фоторазведки «Плутоний», система навигации и управления «Ратесин» и автопилот.

Летно-технические характеристики ракеты «Буревестник»

Длина, м — 18,45

Высота, м — 6,5

Размах крыла, м — 8,5

Площадь крыла, кв. м — 72

Вес взлетный максимальный, кг — 65 000

Полезная нагрузка максимальная, кг — 1200

Силовая установка (первая ступень) — ЖРД

Тяга, кг — 102 000

Силовая установка (вторая ступень) — ПВРД

Тяга, кг — 4000

Крейсерская скорость, км/час — 4350

Практический потолск, м — 32 000

Дальность полета, км — 8300

Радиус действия (с возвращением), км — 4000

Продолжительность полета, ч — 2

В качестве межконтинентальной крылатой ракеты «Буревестник» проиграл межконтинентальной баллистической ракете Р-16, а как беспилотный разведчик проиграл конкурс принятому на вооружение в 1964 г. беспилотному разведчику ДБР-1 «Ястреб». В результате работы над «Буревестником» не вышли из стадии проектирования.

Межконтинентальные крылатые ракеты среднего радиуса действия

А теперь перейдем к стратегическим самолетам-снарядам среднего радиуса действия. Такие снаряды, запущенные с территории СССР, не могли долететь до США, но могли поразить любую цель в северной и центральной частях восточного полушария.

Уже в 1956–1957 гг. А. Н. Туполев, возглавлявший ОКБ-156, почувствовал угрозу отечественному авиастроению, исходившую от патологического увлечения Хрущева ракетами. Поэтому руководство ОКБ-156 решило подстраховаться, и в 1956–1957 гг. в ОКБ-156 был создан новый отдел, занимавшийся управляемыми ракетами. Внутри ОКБ-156 это подразделение именовали отделом «К». Возглавил его сын А. Н. Туполева Алексей Андреевич.

Первой разработкой отдела «К» стал межконтинентальный снаряд средней дальности «С». Разработка изделия «С» была санкционирована Постановлением Совмина № 1145–519 от 23 сентября 1957 г. Согласно постановлению летные испытания самолета-снаряда «С» должны были начаться в IV квартале 1958 г.

Главным разработчиком самолета-снаряда было определено ОКБ-156. Внутри КБ самолет-снаряд «С» получил индекс Ту-121или «изделие 121».

Специально для Ту-121 в ОКБ-300 (главный конструктор СК. Туманский) был разработан малоресурсный турбореактивный двигатель КР-15–300. Двигатель должен был работать все время полета (около 1 час 40 мин) в форсажном режиме и развивать тягу около 10 т.

Для взлета самолета-снаряда использовались два пороховых ускорителя ПРД-52 с общей тягой 57,5–80 т (в зависимости от температуры окружающего воздуха). В качестве топлива в ускорителях использовался нитроглицериновый порох марки НМФ₂. Вес одного ускорителя составил 3300 кг. Ускорители одновременно являлись и опорами самолета-снаряда на направляющих рельсах ПУ. Время работы ускорителей — от 3,75 с до 5 с в зависимости от температуры окружающей среды. В момент сброса ускорителей ракета развивала скорость 167,5 м/с (601 км/час).

Система управления самолетом-снарядом Ту-121 инерциальная с астрокоррекцией. Аппаратура астронавигации была разработана филиалом НИИ-1 ГКАТ. Наверху корпуса ракеты было установлено стекло размером 400 х 600 мм, использовавшееся для астрокоррекции ракет «Буря» и «Буран». Время от старта до захвата звезды аппаратурой астронавигации составляло 5 минут. Кроме того, в систему управления ракеты входили автопилот АП-85 и анероидный прибор (корректор высоты) КВ-8М.

После старта ракета, пройдя 500 м, достигала высоты 20 км, а затем медленно поднималась и у цели была на высоте 24,1 км. На маршевом участке скорость ракеты поддерживалась около 2755 км/час

Дальность полета при встречном ветре в 40 м/с (на всей трассе) составляла 3880 км. Таким образом, самолет-снаряд Ту-121, стартовав с территории СССР, мог поразить все страны Европы, всю Северную Африку, всю Саудовскую Аравию, всю Индию и весь Китай.

КВО самолета-снаряда при максимальной дальности составляло 10 км. При подходе к цели на расстояние 46 км по команде, вырабатываемой аппаратурой астрокоррекции, самолет-снаряд переходил в пикирование под углом в 50°. Срабатывание боевого заряда должно было происходить на высоте 2 км над целью.

Самолет-снаряд Ту-121 был оснащен системой самоликвидации, которая срабатывала в трех случаях: при боковом отклонении свыше 500 м, при снижении высоты полета на маршевом участке ниже 15 км, при пропадании напряжения в системе бортового питания. Перед стартом в систему управления вводилась величина «дистанции безопасности». При самоликвидации изделия до прохождения дистанции безопасности должен был происходить пассивный подрыв изделия на высоте (то есть без взрыва боевой части), а после прохождения этой дистанции происходила «активная самоликвидация», то есть самолет-снаряд переходил в пикирование, и на высоте 2 км срабатывал боевой заряд.

Для запуска самолета-снаряда Ту-121 на Новокраматорском машиностроительном заводе была создана буксируемая четырехосная пусковая установка СТ-10. В качестве тягача первоначально предлагалось использовать МАЗ-214 (ЯАЗ-214), а позже МАЗ-535.

Пусковая установка СТ-10 предназначалась для перевозки неснаряженного самолета-снаряда Ту-121 с демонтированными крыльями и оперением, сборки изделия на месте и запуска. Для нормального запуска двигателя КР-15–300 от бортовых стартер-генераторов пришлось в силовую установку тягача вводить электрический генератор в несколько десятков киловатт. Первоначально для ПУ были выбраны направляющие длиной почти в 20 м, в дальнейшем по предложению инженера В. И. Близнюка введены направляющие длиной в 10 м. Передний ход ПУ создан на базе автомобиля МАЗ-200, а задний — на базе автомобиля ЯАЗ-210.

Пусковая установка СТ-10 с ракетой могла двигаться по шоссе со скоростью до 40 км/час, а по грунтовым дорогам — до 20 км/час. Старт самолета-снаряда производился под углом 15е к горизонту.

Как уже говорилось, по графику летные испытания Ту-121 должны были начаться в IV квартале 1958 г., но ОКБ-156 сорвало все планы, и к 21 июня 1958 г. был готов лишь деревянный макет изделия.

Зимой 1958–1959 г. на полигоне Фаустово под Москвой начались огневые испытания и первые отстрелы имитаторов изделия 121. В этих отстрелах проверялась правильность выбранной системы запуска, достаточность тяги стартовых ускорителей, по результатам отстрелов оперативно дорабатывались элементы пусковой установки.

К лету 1959 г. первый опытный летный экземпляр самолета-снаряда Ту-121 был перевезен на испытательную базу ОКБ-156 во Владимировке (Астраханская область). 25 августа 1959 г. состоялся первый пуск Ту-121. Прошел он успешно и с большой помпой. На старте присутствовал сам А. Н. Туполев, а из репродукторов гремел гимн СССР.

Всего в ходе заводских испытаний было сделано пять пусков Ту-121. Входе испытаний проверялись возможности управления пусками самолетов-снарядов непосредственно из кабины ПУ. Для этого в кабину посадили кролика, и, поскольку тот не сдох, было решено метод пуска из кабины принять за штатный.

Тем не менее все труды ОКБ-156 оказались напрасными. Хрущев решил прекратить все работы над крылатыми ракетами большой дальности. В 1960 г. вышло Постановление Совмина о прекращении работ над крылатой ракетой Ту-121.

Данные самолета-снаряда Ту-121 (по состоянию на июнь 1958 г.)

Геометрия снаряда:

Длина, мм — 24 770

Размах крыла, мм — 8400

Высота, мм — 4614

Диаметр цилиндрической части корпуса, мм — 1700

Площадь крыла, м2 — 47,049

Угол стреловидности по передней кромке крыла — 67°

Угол стреловидности по задней кромке крыла — 3°55?

Весовая сводка самолета-снаряда, кг

Вес пустого изделия — 7215

Вес двух ускорителей — 6400

Вес боевого заряда до — 2700

Вес топлива — 16 000

Вес воды — 285

Вес маршевого двигателя — 1800

Стартовый вес изделия — 32 600

Данные пусковой установки СТ-10:

Длина ПУ, м — 25,0

Ширина ПУ, м: в стартовом положении — 6,0

в походном положении — 3,2

Высота ПУ в походном положении, мм: с изделием — 4463

без изделия — 2850

Клиренс ПУ, мм — 700

Вес ПУ, т: с изделием — 27,65

без изделия — 21,25

Однако история Ту-121 в 1960 г. не закончилась. Еще в 1958–1960 гг. в ОКБ-156 параллельно с работами над самолетом-снарядом Ту-121 начали работы над межконтинентальным самолетом-снарядом большой дальности Ту-123.

Проект Ту-123 компановочно представлял собой увеличенный по весу и габаритам вариант Ту-121. Для достижения увеличенной дальности полета в новом проекте предполагалось увеличить запас топлива и установить новый бесфорсажный более экономичный турбовентиляторный твердотопливный двигатель НК-6 с максимальной тягой 18–22 т. Боевая часть увеличивалась под использование мощного термоядерного заряда. Систему управления Ту-123 предполагалось выполнить астроинерциальной. По тем же самым причинам, что и по изделию 121, работы по этому проекту, не выйдя из стадии эскизного проектирования, были вскоре прекращены. В дальнейшем шифр «123» был присвоен беспилотному разведчику комплекса «Ястреб».

В ходе проработок по возможному развитию проекта 121 был проработан эскизный проект Ту-133 (изделие СД). Проект представлял исходный самолет-снаряд Ту-121 с увеличенным запасом топлива во внутренних баках и дополнительными сбрасываемыми подвесными топливными баками. Цель модернизации — получение за счет минимальных конструктивных доработок исходного проекта дальности полета, близкой к межконтинентальной (5000–6000 км).

А. Н. Туполев и K° не смирились с прекращением работ над самолетом-снарядом Ту-121 и уговорили руководство страны начать работы по переделке самолета-снаряда в дальний беспилотный разведчик. 16 августа 1960 г. вышло Постановление Совмина о создании системы дальней беспилотной разведки, получившей официальный шифр ДБР-1 «Ястреб» («Ястреб-1») с беспилотным разведчиком Ту-123.

Легко можно понять сторонников и противников крылатых ракет дальнего действия. Одни говорили, что крылатые ракеты Ту-121 дешевле, проще в эксплуатации и мобильнее межконтинентальных баллистических ракет с дальностью 4000 км, что даже наличие нескольких полков Ту-121 заставило бы вероятных противников затратить в несколько раз большие средства на создание высотных средств ПВО. Другие говорили, что надо сосредоточить все средства на создание межконтинентальных баллистических ракет, поскольку те неуязвимее в полете. И те, и другие по-своему правы. Но какой дурак решил отказаться от эффективного боевого оружия и предложить работы по этой же системе, но в качестве разведчика. Ясно, что нужно было или делать самолет-снаряд Ту-121 в универсальном варианте (боевом и разведывательном), или закрыть тему вообще.

При создании разведывательного комплекса были использованы элементы Ту-121, что позволило выдержать все сроки испытаний, заданные Постановлением от 6 августа 1960 г. Заводские испытания Ту-123 удалось закончить в сентябре 1961 г., совместные с Министерством обороны испытания прошли с сентября 1961 года по декабрь 1963 г.

Постановлением Совмина от 23 мая 1964 г. разведчик Ту-123 был принят на вооружение под названием «система дальней беспилотной разведки ДБР-1 „Ястреб“».

Серийно ДБР-1 выпускался заводом № 64 (Воронежским авиационным). С 1963 г. по 1972 г. было изготовлено 52 изделил. Система ДБР-1 состояла на вооружении до 1979 г. Ей были вооружены авиационные разведывательные подразделения ВВС, дислоцировавшиеся в западных приграничных округах.

Радиус действия ДБР-1 позволял вести разведку над всеми государствами Европы. Совершались ли разведывательные полеты над странами вероятного противника — неизвестно. Во всяком случае, страны НАТО жалоб не присылали.

В начале 1980-х годов разведчики ДБР-1 были сняты с вооружения и уничтожены. Последний и, видимо, единственный образец Ту-123 экспонируется в Москве на Ходынском поле (Центральном аэродроме).

ДБР-1 мог производить фоторазведку полосы местности (маршрута) шириной 60–80 км и длиной 2700 км в масштабе 1 км в 1 см и полосы шириной 40 км и длиной 1400 км в масштабе 200 м в 1 см, а также радиотехническую разведку с боковым обзором на глубину до 300 км.

Внешне Ту-123 мало отличался от своего родителя Ту-121. Для Ту-123 было разработано новое пусковое устройство СТА-30 (стартовый автомобильный тягач САРД-1). Пусковое устройство было создано на шасси тягача МАЗ-537 с полуприцепом. МАЗ-537 был оснащен дизелем мощностью 525 л.с. Старт происходил под углом 12° к горизонту.

По программе, введенной в аппаратуру перед стартом, программные механизмы производили включение и выключение аэрофотоаппаратов. После выполнения заданной программы полета и разворота на обратный полет на расстоянии 400–500 км автоматически включалась бортовая аппаратура привода. Обзорная наземная РЛС в системе наземного привода производила обнаружение и опознавание самолета-разведчика. После опознавания производился захват разведчика на автосопровождение и включение автоматической системы привода, выдававшей радиокоманды на борт для приведения самолета-разведчика и на приземление приборного отсека в заданном месте.

По программе выдавалась команда на остановку двигателя, на слив остатков топлива из баков, на перевод граектории полета самолета на набор высоты с целью гашения скорости. Затем выдавалась команда на выпуск тормозного (хвостового) парашюта. После чего проходила команда на отстрел замков крепления носовой части и ввод в действие основного посадочного парашюта, на котором носовая часть опускалась на землю. Для амортизации удара при касании от воздушной бортовой системы выпускались четыре опоры шасси Ту-123. Хвостовая часть при снижении на тормозном парашюте разрушалась при ударе о землю.

После приземления приборного отсека на нем начинал автоматически работать радрюмаяк, что обеспечивало его поиск наземными поисковыми службами.

На базе Ту-123 было разработано несколько нереализованных проектов. В их числе были проекты беспилотного самолета-мишени «123М» (Ту-123-М); ударный или разведывательный варианты изделия 123 с ядерной силовой установкой (твердотопливный реактивный двигатель со встроенными в тракт реактором и теплообменником).

Согласно требованиям Постановления Совмина на беспилотную разведывательную систему «Ястреб» от ОКБ-156 требовалось в ходе проектирования рассмотреть вопрос о создании полностью спасаемого беспилотного самолета-разведчика, В ОКБ-156 в начале 1960-х годов рассматривались два варианта реализации идеи спасения. Первый вариант предусматривал создание пилотируемого изделия 123. Этот проект получил обозначение Ту-141 («123П») или «Ястреб-П». Согласно предварительным предложениям самолет-разведчик должен был стартовать как его беспилотный прототип, а выполнять задание и возвращаться на свою территорию и совершать посадку под управлением пилота. Этот вариант отвергли как малосостоятельный, перечеркивающий одно из основных преимуществ беспилотного разведчика — его боевую устойчивость при воздействии широкого спектра поражающих факторов и отсутствия отрицательных реакций на психофизическом уровне, присущих человеку.

Второй вариант предусматривал создание на базе беспилотного Ту-123 его спасаемой модификации. Работы над проектом полностью спасаемой системы беспилотной разведки начались в ОКБ-156 в 1964 г., сразу же после передачи «Ястреба» в серийное производство. Система получила название ДБР-2 «Ястреб-2», а беспилотный спасаемый самолет-разведчик — шифр 139(Ту-139).

Проектирование беспилотного Ту-139 шло под основное требование посадки самолета-разведчика после выполнения задания с полетным весом 13,5 т. Во второй половине 1960-х годов было закончено проектирование и построены опытные экземпляры Ту-139, в конце 1960-х — начале 1970-х годов начались его летные испытания. Но вскоре все работы по этой тематике были закрыты, как и все работы по развитию сверхзвуковых разведывательных беспилотных систем стратегического назначения наземного базирования.

Ту-139 проектировался с учетом технической возможности не менее чем 10 повторных пусков и посадок на неподготовленные площадки. Ту-139 проектировался на базе серийного беспилотного разведчика Ту-123 и отличался от него в следующих элементах конструкции:

— новым планом крыла оживальной формы, повторяющим форму в плане крыла первого опытного самолета Ту-144;

— в связи с тем, что Ту-139 должен был осуществлять «мягкую» посадку на землю в горизонтальной плоскости при условии минимальных возможных повреждений конструкции, на нем было уменьшено отрицательное V горизонтального оперения;

— в хвостовой части был установлен новый контейнер увеличенного размера под комбинированный посадочно-тормозной парашют с площадью купола 1200–1500 м² (подобный тормозной парашют был впервые создан в практике отечественного парашютостроения);

— для торможения у земли Ту-139 оборудовался системой твердотопливных тормозных двигателей с запуском от сигнала контактного щупа, система торможения работала аналогично системам, применявшимся для торможения у земли воздушно-десантной техники.

Работа системы от «Ястреба-1» отличалась только на этапах посадки. После выполнения функции торможения парашют перецеплялся специальной системой в положение, близкое к центру масс самолета. Далее парашют равномерно наполнялся, обеспечивая вертикальную скорость приземления порядка 10 м/с, при непосредственной близости земли скорость гасилась до 2–3 м/с с помощью твердотопливных тормозных двигателей, срабатывавших по сигналу от контактного щупа.