Чудо-оружие СССР. Тайны советского оружия - Александр Широкорад

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.