Ядерный щит России - Владимир Ильич Сапёров Страница 48

Характеристики ракеты: длина – 4,78 м, диаметр фюзеляжа – 0,455 м, размах оперения – 0,92 м, стартовый вес – 1200 кг, мощность ядерного заряда – до 350 кт, масса ЯБЧ – 150—250 кг, дальность пуска – 110 км (пуск с Н = 300 м) – 280 км (пуск с Н = 12 000 м). Скорость полета – до 1500 м/с (М ≈ 5,0). Высота полета ракеты от 30 км (пуск с Н = 300 м) до 90 км (пуск с Н = 10 000 ÷ 12 000 м). Диапазон условий пуска: высота пуска Н = 30 м ÷ 12 000 м, скорость полета носителя V = 50 ÷ 500 м/сек (М = 0,4 ÷ 1,7).

Ракета принята на вооружение в 1980 г. Носителем ракеты является самолет Ту-22М3 (10 ракет) и Ту-160 (24 ракеты). Самолет Ту-22М3 мог применять как Х-22, так и Х-15. Ракета Х-15 была на вооружении 200 и 52 тбап 22 тбад 46 ВА ВГК (СН). 200 тбап, перевооружился на Ту-22МЗ в начале 1986 г., первые пуски Х-15 экипажами строевых частей были проведены только в декабре 1988 г.

Программа оснащения Ту-160 ракетами Х-15 была свернута 1991 г. В 2000 г. закончился ресурс ракет по твердому топливу и они временно сняты с эксплуатации.

Ракета Х-55

В 1976 г. правительство СССР приняло постановление о создании ракет Х-55. Разработчики: ракеты – ФГУП «Государственное МКБ «Радуга» (генеральный конструктор И.С. Селезнев), СУРО и системы управления ракеты – НПО «Алмаз», двигателя (РДТТ) ракеты – Казанское ОКБ «Союз» (главный конструктор О.Н. Фаворский), СБЧ – ВНИИА. Этому вопросу уделялось особое внимание со стороны Военно-Промышленной Ккмиссии при Совмине и ЦК КПСС, по линии которого контроль осуществляли лично секретарь ЦК по оборонным вопросам Рябов Л.П. и начальник оборонного отдела ЦК Сербин И.Д. По линии МАП ответственным был назначен замминистра И.С. Силаев. В программе были задействованы более 100 предприятий, КБ и НИИ МАП, Минрадиопрома и других ведомств.

Сборка первых экспериментальных образцов Х-55 («изделия 120») началась в Дубне уже в начале 1978 г. Но из-за высокой загрузки дубнинского производства выпуском Х-22 было принято решение о развертывании производства Х-55 на Харьковском авиапромышленном объединении (ХАПО). 22 сентября 1982 г. приказом по заводу ракетное производство переводилось на круглосуточный режим работы с организацией в цехах 12-часовых рабочих смен. Производство расширялось, переходя к поточному. На сборке параллельно находились до 6—7 ракет. Станочники, сборщики и наладчики бессменно проводили на работе по 2—3 суток. Прямо на рабочих местах наладили питание. С июля 1983 г. ракетное производство преобразовали в отдельный от остальных особый цех № 86.

В декабре 1986 г. производство Х-55 на ХАПО было свернуто и перенесено на завод им. ХХ партсъезда в г. Киров (ныне ОАО «ВМП «АВИТЕК»). Некоторые агрегаты стали выпускаться на Смоленском авиазаводе.

ТТХ ракеты: длина – 8,9 м, диаметр корпуса Х-55 – 0,51 м, размах крыла – 3,1 м, стартовый вес – 1700 кг, мощность ядерной боевой части – 200 кт, масса боевой части – 150 кг, дальность полета – 2500 км – 3000 км, скорость полета – 750 км/ч (0,77 М), высота пуска – 200—12 000 м, высота полета на маршевом участке – 50—200 м, точность попадания 500—1000 м (2,7 σ).

Ракета имеет металлический сварной корпус, большая часть внутреннего объема которого представляет собой бак для топлива. Крыло, оперение и носовой обтекатель выполнены из композиционных материалов. Стабилизатор и крыло до пуска ракеты находятся в сложенном состоянии и раскрываются при помощи пиропатронов уже после срабатывания катапультного пускового устройства. Плоскости крыла для компактности складывались в фюзеляж, помещаясь одна над другой, подобно перочинному ножу. При выпуске плоскости оказывались на разной высоте относительно строительной горизонтали изделия, фиксируясь с разными углами установки (левая – выше по полету, правая – ниже), из-за чего в полетной конфигурации Х-55 становилась асимметричной. Складным выполнялось и хвостовое оперение, все поверхности которого были рулевыми, консоли стабилизатора шарнирно «ломались» дважды. Киль поначалу складывался набок, но затем консоли унифицировали, и на киле появился еще один дополнительный шарнир. Для сокращения общей длины убирающимся сделали и хвостовой кок, складывавшийся «гармошкой». Стягивавшая его нихромовая проволока при сбросе пережигалась электрическим импульсом, и кок расправлялся пружиной.

Двухконтурный ТРД Р95—300 с тягой 300—350 кг размещен в хвостовой части ракеты на специальном пилоне, выдвигающимся из корпуса перед пуском. Такое решение при работе двигателя образовывало идеальное и простое по условиям работы входное устройство, минимизируя аэродинамические потери на входе потока в двигатель. Однако конструкция существенно усложнилась за счет кинематики выпуска, организации фиксирования двигательной гондолы и подачи топлива. Одновременно потребовался учет перебалансировки при изменении всей конфигурации ракеты в ходе выпуска двигателя и раскладки крыла и оперения, полностью меняющих аэродинамику изделия, которое при этом должно было сохранять устойчивость. Запуск двигателя осуществляется пиростартером. Двигатель Р95—300 обеспечивает весовую отдачу 3,68 кгс/кг. Двигатель имеет автоматическую электронно-гидравлическую систему управления, обеспечивающую изменение его режимов и регулировку тяги в процессе полета ракеты.

Помимо хорошей аэродинамики за счет небольшого миделя и чистоты обводов ракета характеризовалась минимальной заметностью как в радиолокационном, так и в тепловом диапазонах, что затрудняло ее обнаружение имевшимися средствами ПВО. Наряду с компактностью совершенно гладкой «сигары», поверхность которой была избавлена от контрастных щелей и острых кромок, также широко использовались новые конструкционные и радиопоглощающие материалы. Крыло и оперение выполнялись из композиционных материалов, весь носовой кок – из кремнийорганического композита.

Ракета Х-55 оснащена автономной автокорреляционной инерциальной системой наведения с корректировкой траектории по рельефу местности. Закладываемая в ракету перед пуском программа полета содержит цифровую эталонную карту рельефа местности по маршруту. Обычный автопилот на Х-55 заменила электронная бортовая система управления БСУ-55, отрабатывавшая заданную программу полета со стабилизацией ракеты по трем осям, удержанием скоростного и высотного режима и возможностью выполнения заданных маневров для уклонения от перехвата. В процессе полета бортовая система управления БСУ-55 обеспечивает сравнение этой карты с реальными показаниями высотомера и выдачу при необходимости соответствующих команд на корректировку курса. Помимо функций автопилота и коррелятора в БСУ-55 также заложена возможность выполнения ракетой маневров для преодоления ПВО.

Практически каждому