Самолеты мира 1996 04

Игорь ШЕВАЛЕВ, Алексей ФОМИЧЕВ

В 1947 г. на заседании Президиума ЦК ВКП (б), посвященном ракетным вооружениям, среди прочего шла речь о трансатлантических ракетах. В результате обсуждения одному из отделов СКВ НИИ-88 Министерства вооружения, которым руководил С.П.Королев, было поручено проведение научно-исследовательской работы (НИР), названной «Перспективы развития ракет дальнего действия». Позже решением правительства ее разделили на две самостоятельные НИР. В рамках первой осуществлялись теоретические и экспериментальные работы по баллистическим ракетам большой дальности, вторая включала в себя исследования по крылатым ракетам такой же дальности. Эти работы позволили определить облик будущих межконтинентальных ракет. В 1953 г. после успешных испытаний первой отечественной водородной бомбы, перед учеными и конструкторами была поставлена задача создания ракет, способных доставить ядерный (термоядерный) боезаряд на межконтинентальную дальность. Однако, в связи с невозможностью для ОКБ-1 НИИ-88 параллельно заниматься обоими типами ракет, крылатые передали в Министерство авиационной промышленности. Спроектированную под руководством Королева экспериментальную крылатую ракету (ЭКР) с дальностью полета около 800 км решили не строить.

Работы над межконтинентальными ракетами начались сразу в трех конструкторских коллективах двух министерств (МАП и МОП), которым Постановлением правительства от 20 мая 1954 г. поручалась разработка двух межконтинентальных крылатых ракет(МКР), получивших название «Буря» и «Буран» (ОКБ-301 С. А. Лавочкина и ОКБ-23 В. М. Мясище-ва), и одной межконтинентальной баллистической ракеты, названной Р-7 (ОКБ-1 НИИ-88 С. П. Королева). Маршевые ступени обеих МКР предполагалось оснастить сверхзвуковыми прямоточными воздухореактив-ными двигателями (СПВРД). В связи с тем, что для работы СПВРД необходима определенная начальная скорость, проектировщиками за основу была принята двухступенчатая схема, в которой первой ступенью служили ускорители с ЖРД: «Буря» имела два ускорителя с двигателями конструкции А. М. Исаева, «Буран» - четыре с двигателями В. П. Глуш-ко. Заданная скорость полета МКР должна была соответствовать числу М=3, дальность -8000 километров. Крылатая ракета системы «Буря» получила заводской индекс «350», а системы «Буран» - «40». Руководил работами по «Буре» Наум Семенов вич Черняков, ставший с 1957 г. главным конструктором ОКБ-301 (генеральный конструктор - С. А. Лавочкин).

Сверхзвуковые МКР для первой половины 50-х годов были очередной новинкой из области ракетной техники и, как всякое техническое новшество, несли в себе ранее неведомые проблемы. Для их разрешения требовалось провести большой объем научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ, в связи с чем возникла широкая кооперация ведущих авиастроительных организаций страны: ОКБ-2,НИИ-88 МОП, ОКБ-670 МАП, НИИ-1 МАП, его филиала, и других.

Координировал все НИРы научный руководитель НИИ-1 академик М. В. Келдыш. К числу наиболее важных задач, решенных в процессе работ по МКР «Буря» и «Буран», следует отнести создание СПВРД, которым занимались НИИ-1 и ОКБ-670, и астронавигационной системы управления, разрабатывавшейся в руководимом Р.Г.Чачикяном филиале НИИ-1 (главные конструкторы И. М. Лисович и Г. И. Толстоусов). Кроме того, на этих ракетах нашел применение новый для советского самолетостроения материал- титан, способный сохранять высокие механические свойства при значительных температурах, возникающих при длительном полете на больших сверхзвуковых скоростях. В ОКБ-301 впервые в Советском Союзе была найдена и внедрена в производство технология сварки титана, а также некоторые виды механической обработки этого материала. В конструкции «350» использовались и другие термостойкие материалы, применявшиеся для герметизации, различных покрытий, изоляции, остекления и так далее. Большинство из них ко времени создания «Бури» советской промышленностью освоены не были, и их внедрение шло параллельно с работами по ракете.

Эскизное проектирование МКР «Буря» завершилось уже в 1955 г. Однако в следующем году по Постановлению правительства боевой заряд весом 2100 кг, под который проектировалась ракета, заменили на заряд в 2350 кг. Это потребовало соответствующих изменений в конструкции ракеты и отразилось на сроках представления машины «350» на летные испытания. По сравнению с первоначальным, вес МКР несколько увеличился. У ракет, летавших в 1960 г., стартовый вес первой ступени (ускорители + маршевая ступень) составлял около 95000 кг, а маршевой ступени - 33000 килограмм. Производство «Бури» развернулось на заводах № 301 ГКАТ и № 18 Куйбышевского СНХ. Ускорители для них изготавливались на заводе № 207 ГКАТ.

Межконтинентальная ракета системы «Буря» была двухступенчатой, два ускорителя первой ступени которой оснащались четырехкамерны-ми ЖРД сначала С2.1100, а затем С2.1150, со стартовой тягой около 68400 кГ каждый. Второй (маршевой) ступенью являлась крылатая ракета со среднерасположенным тонким крылом малого удлинения, симметричного профиля со стреловидностью 70° по передней кромке и прямой задней кромкой. Крестообразное оперение размещалось в хвостовой части. Корпус ракеты имел цилиндрическую форму, немного суженную спереди и сзади; внутри его проходил по всей длине канал воздухозаборника маршевого СПВРД РД-012 (РД-012У). Полость между стенками канала и наружной обшивкой фюзеляжа (за исключением центральной части, где располагался приборный отсек) служила емкостью для топлива. Передняя часть корпуса маршевой ступени представляла собой сверхзвуковой диффузор с трехступенчатым конусом. Центральное тело диффузора одновременно являлось контейнером для боевой части.

Стартовала крылатая ракета «Буря» вертикально с лафета-установщика и, в соответствии с заданной программой, проходила разгонный участок траектории, на котором управление ракетой сначала осуществлялось с помощью газовых рулей, а затем переключалось на воздушные (газовые сбрасывались). После того, как скорость полета достигала определенного значения и СПВРД ры-ходил на режим максимальной тяги, производилась расцепка ускорителей и маршевой ступени. Полет второй ступени происходил с постоянной скоростью, соответствующей числу М=3,1-3,2 и с постоянным аэродинамическим качеством. На маршевом участке полет корректировался с помощью системы автоматического астронавигационного управления «Земля». При приближении к конечной точке маршрута ракета автопилотом переводилась в пикирование (конечная высота полета превышала высоту отделения на 7 - 8 километров). На этом режиме осуществлялся сброс головного конуса с ядерным боезарядом.