Михаил Палушенко - Беспилотные летательные аппараты: история, применение, угроза распространения и перспективы развития

После закрытия темы по МКР Буря споры вокруг крылатых ракет 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 высказались за разработку беспилотных летательных аппаратов, в том числе и за сохранение МКР Буря [275] Фомичев А. Межконтинентальные крылатые ракеты. Был ли шанс? Самолеты Мира . 1998, № 1. С. 27–31. .

Хочется подчеркнуть, что МКР Буря для своего времени была выдающимся достижением, при ее разработке было применено несколько новейших предложений, которые еще нигде не использовались и опередили свое время. Результаты, достигнутые в процессе разработки и летного испытания МКР, в дальнейшем нашли широкое применение в авиации, ракетной и космической технике. Проектные решения по СПВРД легли в основу разработок многих СПВРД, примененных в зенитных и крылатых ракетах, которые стоят на вооружении 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 крылатой ракеты с ядерным ПВРД. Рабочее название этой ракеты « Объект КАР » ( Крылатая атомная ракета ) [276] Шевалев И., Фомичев А. Межконтинентальная ракета C.А. Лавочкина. Самолеты Мира . 1996, № 4. С. 2–5. . 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 нагрузку в полтора раза большую, чем МКР Буря . Постановление 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 динамических 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 разрабатывало ОКБ456 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 центрального тела, как и у Бури , устанавливались четыре небольших стабилизатора. Был интересный вариант с размещением на маршевой ступени МКР Буран кабины пилота для участия пилота на определенном этапе испытания. Предусматривалось катапультирование пилота и спуск его на парашюте. Все это нужно было М.В. Мясищеву для выяснения некоторых вопросов, связанных с пилотированием гиперзвуковых самолетов, включая психофизиологические возможности человека в условиях такого полета.

СПВРД РД-018А для маршевой ступени «42» МКР Буран разработало ОКБ-670 М.М. Бондарюка. Вторая ступень и была собственно крылатой ракетой. Ступень имела массу 60 т, тяга двигателя 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 углом атаки, равным 3о. Тактико-технические характеристики СПВРД маршевой ступени приведены в табл. 11.6.

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

12 сентября 1955 г. Министерство авиационной промышленности предъявило на рассмотрение ВВС эскизный проект МКР Буран . Ракета должна была стартовать с наземного стартового устройства (оно разрабатывалось там же, где и для Бури ) вертикально — 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.

Двигатели 1-й ступени должны были обеспечить доставку конструкции на высоту 18200 м. На этой высоте при скорости 3–3,2М ЖРД ускорителей выключались, а через две секунды они сбрасывались. Происходило разделение 1-й и 2-й ступеней МКР. После сброса отработавших ускорителей включался СПВРД. КР достигала вершины траектории участка выведения. Скорость снижалась до 3,1М (3290 км/ч). Включалась астронавигационная система. 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 «носик» маршевой ступени, а нижние — к стартовому столу. Такое устройство, во-первых, позволяло упростить крепление МКР Буран и, во-вторых, появлялась возможность производить поворот всего сооружения для более точного запуска. В момент старта срабатывало пиротехническое устройство кольца, освобождая МКР от крепления.

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

«Изделие 42А» («крылатая ракета») было выполнено по нормальной самолетной схеме со среднерасположенным тонким треугольным крылом и трапециевидным оперением. Корпус имел цилиндрическую форму и состоял из трех частей. В хвостовой части предстояло установить СПВРД РД-018А. Топливо размещалось в пяти герметичных топливных отсеках, которые располагались между наружной и внутренней обшивками средней части корпуса. Сверху средней части имелись гаргрот с размещенными в нем приборами астронавигационной системы управления и автопилота, электрооборудование и другая аппаратура.