Крылатые ракеты. ОКБ-156
Первый шаг в работах в области ракетостроения ОКБ-156 А. Н.Тупо — лева сделало после выпуска предложения о создании трехступенчатой жидкостной ракеты со стартовой массой до 240 тонн. Ракета предназначалась для вывода на высоту до 50 км и разгона до скорости 20000 км/ч планирующего беспилотного ударного аппарата. По расчетам аппарат при планирующем полете должен был доставить боеголовку к цели на дальности 9000-12000 км с промахом не более 10 км. Беспилотный аппарат при подлете к цели на высоте 30 км должен был иметь скорость около 7000 км/ч. Постановлением СМ СССР от 19 марта 1957 года ОКБ-156 задавалась только проработка перспективной “планирующей крылатой ракеты” в рамках НИР “КР” (позднее НИР “ДП”)5’1,5 от.
Проводимые опытно-конструкторские работы позволили выпустить в конце 1958 года эскизный проект межконтинентального самолета — снаряда “Д” — беспилотного ударного самолета “123” с двигателем НК-6, обеспечивавшего доставку боевой нагрузки (термоядерная боевая часть) на дальность 9000-9500 км с точностью до 10 км. Самолет-снаряд “Д” должен был совершать полет на высотах 22- 25 км со скоростью 2500-2700 км/ч. Работы по нему были остановлены на стадии проекта; под шифром “ 123” в дальнейшем разрабатывался беспилотный разведчик.
В свою очередь на базе разведчика Ту-123 (ДБР-1, о нем будет сказано ниже) были разработаны проекты: ударного и разведывательного беспилотного самолета с ядерной силовой установкой; ударный вариант с увеличенной полезной (боевой) нагрузкой. Дополнительно рассматривалась возможность использования самолета Ту-123 в качестве последней ступенив ракетно-авиационной ударной системе “ДП” — вместо беспилотного планирующего аппарата “130” (разработка ОКБ-156)“.
В 1956 году новым подразделением ОКБ-156 А. Н.Туполева (“отдел К”) были начаты работы по созданию беспилотного ударного самолета средней дальности “121” (изделие “С”) с астроинерциальной системой наведения, предназначенного для поражения стратегических целей на дальности до 4000 км. Постановление СМ СССР о создании стратегической ударной системы с дальностью действия 3000- 4000 км с выходом на испытания в середине 1959 года принято 23 сентября 1957 года51.
Испытания макетного образца самолета-снаряда проводились с 30 декабря 1958 года в Фаустово, позднее на полигоне во Владимировкс. С 26
августа 1959 года испытания проводились на натурных образцах.
После проведения в 1959 году пяти испытательных пусков снаряда работы в I960 году по комплексу прекращены. Показанная в ходе испытаний реальная дальность полета изделия "121” позволяла при старте с территории СССР нанести атомный удар по любой точке в Западной Европе. Северной Африке. Азии.
Для старта снаряда, оснащенного маршевым короткоресурсным форсажным двигателем КР-15-300, разрабатывавшемся в ОКБ-ЗОО, использовались стартовые твердотопливные ускорители ПРД-52 с тягой по 75000-80000 кг. Стартовые двигатели устанавливались на направляющей пусковой установки и образовывали стартовый агрегат РАТ-52. За время работы 3,75-5 секунд стартовые ускорители сообщали самолету скорость около 165-170 км/ч и выводили его на высоту около 100 метров. Маршевый двигатель при ресурсе 15 часов обеспечивал нормальную статическую тягу 10 тонн, а при форсажном режиме — до 15 тонн в течение 3 часов. Маршевая высота полета (около 20000 метров) достигалась на удалении 200- 300 км от точки старта. Точность наведения самолета-снаряда на цель обеспечивалась применением инерциальной системы наведения, астронавигационной системы “Земля-АИ” и автопилотом АП-85. При достижении расчетной точки изделие “С” переводилась в пикирование под углом около 50 градусов. На высоте порядка 2 км над поверхностью земли должен был срабатывать специальный боевой заряд типа “205”, разработанный НИИ-1011. При возникновении нештатных ситуаций изделие “С” самоликвидировалось. Самоликвидация производилась при боковом отклонении от заданного курса или развороте, при внеплановом снижении ниже 15 км, при пропадании бортового питания. Для снижения опасности и предотвращения серьезных разрушений при полете над своей территорией самоликвидация производилась при “пассивном подрыве” изделия без срабатывания боевого заряда, после прохождения дистанции и перевода в пикирование самоликвидация производилась только с подрывом боевого заряда.
Перевозимая пусковая установка с фиксированным углом старта (12-15 градусов)СТ-10 конструкции А. В.На — дашкевича создавалась на базе четырехосного прицепа-тяжеловоза к
автомобилю ЯАЗ-214. Пусковая установка массой 21,25 тонны буксировалась “стартовым автомобилем” со скоростью до 40 км/ч по шоссе или до 20 км/ч по грунтовой дороге. “Стартовый автомобиль” был создан на базе автомобиля ЯАЗ-2І0Д, выпускавшегося Ярославским автомобильным заводом с 1951 по 1959 годы, дооснащенного гидравлическим краном-манипулятором.
Кроме обеспечения старта самолета-снаряда пусковая установка использовалась и для его транспортировки. Притранспортировкесо снаряда снимались и крепились отдельно на’ПУ консоли крыла, рули, стартовые ускорители. Боевая часть, аппаратура управления транспортировались отдельно от снаряда специальным автомобилем.
Решением Военно-Промышленной Комиссии от 11 ноября 1959 года работы по ряду “неперспективных” образцов вооружения, среди которых были самолет-снаряд П-20, изделие “С”, “Буря”, прекращались, окончательно работы по направлению были закрыты Постановлением СМ от 5 февраля I960 года.
Примерно в это же время (1956- 1958 годы) в ОКБ-156 был выполнен проект стратегического ударного беспилотногосамолета-снаряда“133” (изделие “СД”), ставшего развитием проекта крылатой ракеты “121” при минимальных конструктивных доработках. Увеличенный запас топлива во внутренних и подвесных топливных баках по расчетам позволял иметь приближенную к межконтинентальной дальность полета до 5000-6000 километров15.
Работы над беспилотными ударными летательными аппаратами развивались и по другим направлениям. Постановлением Правительства СССР в 1952 году было задано создание высотного межконтинентального стратегического бомбардировщика Ту-96. В качестве варианта основного вооружения самолета — носителя в ОКБ-156 А. Н.Туполева проектировался и ударный самолет “100” в пилотируемом и беспилотном вариантах17.
После сброса с самолета-носителя пилотируемого варианта “ 100” (Ту-100) на дальности 800-1000 км от назначенной к уничтожению цели, полета
Беспилотные летательные аппараты_______________________________________________________ www. vokb-ia. spb. ru — самолёт своими руками?;
Основные характеристики крылатых ракет и беспилотных бомбардировщиков
Характеристики |
П-100 |
П-20С |
Ту-100 (нзд. ЮО) |
Ту-121 (изд. 121) |
Ту-123 |
Ту-133 (изд. 133) |
Разработчик |
ОКБ-49 |
ОКБ-240 |
ОКБ-156 |
ОКБ-156 |
ОКБ-156 |
ОКБ-156 |
Изготовитель |
— |
Воронеже- |
— |
— |
||
кий завод |
||||||
Производство |
— |
— |
опытные эка. |
— |
— |
|
Состояние |
Проект |
Проект |
Проект |
Проведены |
Проект начала |
Проект начала |
1960-х годов |
1958-1960 |
1950-х годов |
испытания |
1960-х годов |
1960-х годов |
|
годов |
||||||
Размеры, м: |
||||||
— длина общая (І/ІІ ст.) |
11.4 -12; |
21 |
23.7 |
24.77 |
около 25 |
|
(8 / 11.4) |
5,4 / 21 |
|||||
— размах крыла (І/ІІ ст.) |
2.4 /- |
7.25 |
12.5 |
|||
— размах оперения (1/11 ст.) |
4,0 |
|||||
— диаметр фюзеляжа |
1.3 / 0.8-1.0 |
2.0 /1,1 |
1.7 |
1.7 |
||
ступеней |
||||||
Площадь крыла, м’ |
46 |
61.19 |
около 60 |
|||
Массы, кг: |
||||||
— взлетная (стартовая) |
более 60000 |
21000 |
31000 |
до 35000 |
до 35000 |
около 35000 |
— І/ІІ ступени |
40000/20000 |
6400/26200 |
6400/27000 |
|||
— пустого аппарата |
7300 |
7300 |
||||
— нагрузки (боевой части) |
3000 |
1250 |
||||
Тип боевой части |
моиоблоч- |
моноблочная |
моноблочная |
моноблочная |
моноблочная |
моноблочная |
мая ядерная |
ядерная |
ядерііая |
ядерная |
ядерная |
ядерная. "205" |
|
•46" |
”205" |
|||||
Мощность заряда. Мт |
1-3 |
|||||
Стартовый двигатель, тни; |
ПРД |
2 х ПРД |
2 х ПРД |
2 х ПРД |
||
— марка |
||||||
— тяга, кг |
до 80000 |
до 80000 |
||||
Маршевый двигатель, тип: |
ПВРД |
ПВРД |
ТРД |
ТРД |
ТРД с |
ТРД |
— марка |
AM-11 |
КР-15-300 |
ядерним |
|||
— тяга, кг |
2 х 6000 |
10000 |
реактором |
|||
— топливо |
керосин |
керосин |
керосин. |
керосин |
— |
|
Запас топлива, кг |
16000 |
|||||
Дальность полета, км |
150-2500 |
3200-3400 |
1000(7000) |
3800-4000 |
более 4000 |
5000-6000 |
Маршевая скорость, км/ч: |
3400 4000 |
3200-3500 |
1000-1500 |
2775 |
3000 |
2800 |
Система наведения |
ИНС *ГСН |
ИНС |
ИНС |
ИНС |
ИНС |
ИНС |
Высоты полета, км |
24-30 |
24-30 |
10-12 |
20 24 |
20-30 |
20-25 |
Тип ПУ (носитель) |
шахтная |
наземная |
самолет- |
наземная |
наземная |
наземная |
наводимая |
носитель |
буксируемая |
буксируемая |
буксируемая |
к цели со скоростью 1500 км/ч и нанесения ядерного удара самолет “100” должен был совершать самостоятельный полет 200-500 км со сверхзвуковой скоростью и далее со скоростью около 1000 км/ч с возвращением на ближайшую базу. Суммарный радиус действия системы предполагалось довести до 6500 км. В беспилотном варианте “100” должен был совершать полет со скоростью 1500 км/ч на расстояние более 1000 километров.
Применительно к самолету “ 100” было рассмотрено несколько вариантов компоновочных схем, отличавшихся видом крыла в плане и расположением органов стабилизации. В варианте 1954 года предполагалось на БЛ А самолетной схемы со стреловидным крылом установить два двигателя типа AM-1 ІМ с форсажными камерами. В 1955 году силовую установку предполагалось изменить с использованием турбовентиляторных двигателей Д-20 с максимальной тягой 6000 кг. Меньшие удельные расходы топлива у двигателя Д-20 позволяли рассчитывать на увеличение дальности полета с возможностью увеличения максимальной скорости до 1800 км/ч.
Самолет-носитель Ту-96 в единственном экземпляре был построен в 1956 году, а летательный аппарат “100” — остался в проекте, хотя во второй половине 1950-х годов для него в ОКБ продолжали разрабатывать новые самолеты-носители — сверхзвуковой межконтинентальный бомбардировщик “108” и его развитие — бомбардировщик проекта “109”. Работы по самолету “100” были закончены в 1958 году.