uav-pir-center

310 Беспилотные летательные аппараты

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 предста вилось возможным. СПВРД работал нормально, но расход топ лива 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 со противления 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
№	Дата	№	Основные принципы	Результаты
пуска		изделия	и цели программы
1	1.08.57	2/1	Отработка стартовых	Сработал АВД по причине разрушения
			ускорителей	клапана ОТ 155. Ракета осталась на
				старте, и запуск не получился. Ускори
				тели ракеты подверглись переборке
2	1.09.57	2/1	Повторный пуск после	Преждевременный сброс газовых
			переборки	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 сту	Продолжительность полета 63 с,
			пени – весовой макет	вибрации, неустойчивый полет. После
			(баки наполнены песком),	60 с автопилот перевел изделие в
			полет рассчитан на 96 с	пикирование
5	28.04.58	1–03	Заправка баков 2 и 3 водой. Полет продолжался до 81 с,
			Расходные баки заполнены прерван из за неисправности
			топливом, а 1 й и 4 й баки	электрической цепи – преждевре
			пустые. Вес 1 й ступени	менная отсечка ускорителей
			нормальный, вес 2 й ступе

ни снижен на 30%. Возду хозаборник ТНА уменьшен с диаметра 175 мм до ди аметра 146 мм по сравне нию с 2/2. С 50 секунды одновременно задейство ваны на управление газо вые и воздушные рули

Межконтинентальные крылатые ракеты периода холодной войны					311
№	Дата	№	Основные принципы	Результаты
пуска		изделия	и цели программы
6	22.05.58	2 01	Наполнение баков к	Полет продолжался 120 с, 1 я сту
			программе аналогичное	пень работала нормально и выклю
			1 03. Расходные баки	чилась на 90,5 с. Запуск 2 й ступени
			заполнены топливом.	произошел на 90,5 с. При высоте
				17,3 км скорость – 2,95–2,97М. Аэро
				динамические датчики и диффузор
				работали нормально и разделение
				прошло нормально
7	11.06.58	3/1	Наполнение 2 й ступени:	Пуск не состоялся из за невыхода на
			2 й и 3 й и расходные	режим 1 й камеры ускорителя.
			баки– топливом, а 1 й и	Сработал АВД на 6 с
			4 й – пустые
8	3.07.58	3/1	После замены 1 й ступени	Программа полета прервана на 56 с –
			и переборки изделия.	повреждение цепи обратной связи
				автопилота
9	13.07.58	3/2	Наполнение и программа	Программа полета продолжалась
			полета аналогичны 3/1	96 с. Был нарушен процесс расцепки
				ускорителей и маршевой ступени, дви
				жение изделия стало неустойчивым
10	10.09.58	1 01	Наполнение и программа	Полет продолжался нормально до
			полета аналогичны 3/1	95 с и был нарушен после расцепки
			и 3/2	маршевой ступени и ускорителей. За
				пуск 2 й ступени по махметру: М 2,95–
				3,0. Стабилизация при расцепке была
				нарушена, и происходил несиммет
				ричный срыв потока на диффузоре до
				значительных колебаний тяги, а пом
				пажных явлений на диффузоре не бы
				ло. Падение давления в 3 м баке на
				160 с, работа СПВРД прекратилась
11	28.12.58	2 04	Наполнение и программа	Полет продолжался 309 с и был пре
			полета аналогичны	рван вследствие взрыва паров конс
				смазки в пустом топливном баке.
				1 я ступень отработала нормально,
				расцепка прошла нормально, без виб
				раций. М 3,3–3,4 (характеристики за
				вышены)
12	29.03.59	3 04	Наполнение и программа	Полет продолжался 25 мин 20 с,
			полета аналогичны	дальность 1315 км. Работа 1 й ступени
				нормальная, расцепка нормальная, ви
				браций не было. Запустилась 2 я сту
				пень. 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

312	Беспилотные летательные аппараты
№	Дата	№	Основные принципы	Результаты
пуска		изделия	и цели программы
14	19.04.59	2 05	Пуск после замены	Полет продолжался 33,5 мин, про
			ускорителя	грамма полета выполнена. Дальность
				1766 км по заданной трассе. М=3,15.
				Начальная высота 17,0 км
15	2.10.59	2/4	Программа полета: – за	Полет продолжался 10 мин 17 с,
			правлены 4 бака 2 й сту	программа полета выполнена. 1 я сту
			пени; – ускорители мо	пень отработала без замечаний. Рас
			дернизированы – без	цепка прошла нормально без вибра
			ОТ 155	ций. Датчики СВД работали ненор
				мально. Запуск 2 й ступени произо
				шел при М=2,87 и при высоте 16,8 км.
				Принято решение о переходе на ас
				тронавигацию, при отключении датчи
				ков 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 –
				5–8о. В результате полет 10–04 пре
				кратился на 26 мин
18	23.03.60		Пуск по большой трассе:	Ракета совершила полет по трассе на
			Владимировка – мыс Озер 6500 км за 2 ч 04 мин на высоте 18–
			ный. Стартовый вес 1 й	24,5 км с заданной скоростью
			ступени 97 215 кг, старто	М=3,2–3,15. Запуск 2 й ступени про
			вый вес 2 й ступени	изошел при М=2,85. Отсечка ДУ 1 й
			34 680 кг	ступени произошла при М=3,2, а рас
				цепка 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 вы
				дана команда на ликвидацию. Рулями
				2 я ступень не отработала. Полет с по
				терей высоты продолжался до 124 мин
				(предварительная обработка материа
				лов пуска показала перерасход топли
				ва на 10–15%)
19	16.12.60	10 05	Установлен комплект	Дальность – 6425 км, М=3,1–3,2. Полет
			астронавигации АН 2Ш,	прекратился после выработки топли
			обеспечивающий старт в	ва. Последующие работы, проведен
			темное время и полет в	ные в ОКБ 670, сначала воспроизвели
			светлое время суток	характерные прогары двигателя, а за
				тем, после соответствующих дорабо
				ток получили удовлетворительную
				стойкость и жаропрочность камеры на
				больших углах атаки

Межконтинентальные крылатые ракеты периода холодной войны

313

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

После закрытия темы по МКР Буря споры вокруг крылатых ра кет 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 вы сказались за разработку беспилотных летательных аппаратов, в том числе и за сохранение МКР Буря275.

Хочется подчеркнуть, что МКР Буря для своего времени была выда ющимся достижением, при ее разработке было применено несколь ко новейших предложений, которые еще нигде не использовались и опередили свое время. Результаты, достигнутые в процессе разра ботки и летного испытания МКР, в дальнейшем нашли широкое применение в авиации, ракетной и космической технике. Проект ные решения по СПВРД легли в основу разработок многих СПВРД, примененных в зенитных и крылатых ракетах, которые стоят на во оружении 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 кры латой 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

275Фомичев А. Межконтинентальные крылатые ракеты. Был ли шанс? Самоле ты Мира. 1998, № 1. С. 27–31.

276Шевалев И., Фомичев А. Межконтинентальная ракета C.А. Лавочкина. Са молеты Мира. 1996, № 4. С. 2–5.

314 Беспилотные летательные аппараты

нагрузку в полтора раза большую, чем МКР Буря. Постановле ние 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 динамичес ких 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 разра батывало ОКБ 456 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 цент рального тела, как и у Бури, устанавливались четыре небольших стабилизатора. Был интересный вариант с размещением на мар шевой ступени МКР Буран кабины пилота для участия пилота на определенном этапе испытания. Предусматривалось катапульти рование пилота и спуск его на парашюте. Все это нужно было М.В. Мясищеву для выяснения некоторых вопросов, связанных с пилотированием гиперзвуковых самолетов, включая психофизио логические возможности человека в условиях такого полета.

СПВРД РД 018А для маршевой ступени «42» МКР Буран разра ботало ОКБ 670 М.М. Бондарюка. Вторая ступень и была собст венно крылатой ракетой. Ступень имела массу 60 т, тяга двига теля 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 уг лом атаки, равным 3о. Тактико технические характеристики СПВРД маршевой ступени приведены в табл. 11.6.

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

Межконтинентальные крылатые ракеты периода холодной войны

315

12 сентября 1955 г. Министерство авиационной промышленно сти предъявило на рассмотрение ВВС эскизный проект МКР Буран. Ракета должна была стартовать с наземного стартового устройства (оно разрабатывалось там же, где и для Бури) верти кально – 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 конст рукции на высоту 18200 м. На этой высоте при скорости 3–3,2М ЖРД ускорителей выключались, а через две секунды они сбрасы вались. Происходило разделение 1 й и 2 й ступеней МКР. После сброса отработавших ускорителей включался СПВРД. КР дости гала вершины траектории участка выведения. Скорость снижа лась до 3,1М (3290 км/ч). Включалась астронавигационная сис тема. 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 «но сик» маршевой ступени, а нижние – к стартовому столу. Такое уст ройство, во первых, позволяло упростить крепление МКР Буран и, во вторых, появлялась возможность производить поворот всего со оружения для более точного запуска. В момент старта срабатывало пиротехническое устройство кольца, освобождая МКР от крепления.

316 Беспилотные летательные аппараты

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

«Изделие 42А» («крылатая ракета») было выполнено по нормаль ной самолетной схеме со среднерасположенным тонким тре угольным крылом и трапециевидным оперением. Корпус имел цилиндрическую форму и состоял из трех частей. В хвостовой ча сти предстояло установить СПВРД РД 018А. Топливо размеща лось в пяти герметичных топливных отсеках, которые располага лись между наружной и внутренней обшивками средней части корпуса. Сверху средней части имелись гаргрот с размещенными в нем приборами астронавигационной системы управления и ав топилота, электрооборудование и другая аппаратура.

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

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

К1957 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 стали277. Для МКР Буран были изготовлены корпус из нержавеющей ста ли, крыло из титана и проведены в ЦАГИ статические и динами

277 Фомичев А. Межконтинентальные крылатые ракеты. Был ли шанс? Самоле ты Мира. 1998, № 1. С. 27–31.

Межконтинентальные крылатые ракеты периода холодной войны

317

ческие испытания их прочности. Впервые в нашей стране метал лические конструктивно подобные модели этой ракеты были испытаны на флаттер при сверхзвуковых скоростях в аэродина мических трубах ЦАГИ и свободном полете (с разгоном ракет ными ускорителями) – в ЛИИ (Летно исследовательский инсти тут 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. Астронавига ционная система совместно с астродатчиком и приборами управ ления была установлена в гаргроте, проходящем вдоль корпуса аппарата на верхней части фюзеляжа. Испытания системы астро навигации 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 рас четная 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 про екта МКР с близкими характеристиками.

На тот момент в производстве находились три опытных экземп ляра «изделия 42А». На первой КР закончили агрегатную сбор ку, 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. Конст рукторское бюро Мясищева переключилось на работу над стра тегическим 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 осо бенность состояла в том, что В.М. Мясищев предлагал не от дельную крылатую ракету, а логически завершенные авиацион ные комплексы. Такие боевые авиационные комплексы, веро ятно, 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 са

318 Беспилотные летательные аппараты

молета 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 по становление Совета Министров СССР, изменившее направле ние работ по теме «50». Теперь требовался дальний бомбарди ровщик с повышенной крейсерской скоростью.

Для оптимизации аэродинамической компоновки в аэродинами ческих трубах ЦАГИ было испытано 39 моделей бомбардировщи ка «50». В управление самолета была широко внедрена автомати ка, 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 сверх звуковых самолетах, в том числе на Ту 144 и Конкорде278. Самолет летал со сверхзвуковой скоростью, когда еще не все истребители могли пересекать звуковой барьер. Словом, М 50 заслуженно по ставлен на вечную стоянку в Музее ВВС в Монино.

Уже в ходе проектирования на самолете предусматривали разме щение КР, в частности разработанную в ОКБ 23 трехступенча тую планирующую ракету 45Б. Интересное предложение в 1958 г. высказал главный конструктор А.Д. Надирадзе, впоследствии за служивший известность созданием стратегических подвижных грунтовых ракетных комплексов. Он предложил с М 50 запус кать 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 3М. Эти авиацион ные системы должны были обладать меньшими габаритами и лучшими тактико техническими характеристиками, чем систе ма с «царь ракетой» Х 20.

Ракета «изделие 44» (М 44) оснащалась двумя ТРД и инерциаль ной 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 дан ным, ракета М 44 могла доставлять боевую часть весом 2300 кг на расстояние 2000–2300 км. Полет ее должен был проходить со ско

278 Якубович Н.В., Лавров В.Н. Самолеты В.М.Мясищева. М.: РУСАВИА, 1999.

Межконтинентальные крылатые ракеты периода холодной войны

319

ростью 3000–3200 км/ч на высоте до 21 км. Компоновка и аэро динамика ракеты увязывались с самолетом носителем с целью получения минимального сопротивления в полете. Тактико тех нические 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, м2	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 гиперзвуко вая 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 аэро динамический фокус вперед. Самолет разрабатывался в двух ва риантах – 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, ко торое задало назначение и облик стратегической системы М 56К. Для ударного самолета М 56К разрабатывались КР «44» в ОКБ 23