Авиация и космонавтика 2005 09

Решение привлекало рядом достоинств: инерциальные системы нового поколения обладали повышенными точностными характеристиками, не были подвержены помехам и позволяли реализовать «скрытный» полет, не выдающий себя излучением ГСН. Ошибка наведения при работе инерциальной системы в общем случае суммировалась за время работы, нарастая с дальностью и продолжительностью полета. Логичным виделось ее сокращение за счет некоторого уменьшения дальности и повышения скорости, сводящих к минимуму время полета к цели. Инер-циальная система обеспечивала поражение целей с известным расположением (информация о нем являлась основой решения прицельной задачи). Это позволяло использовать такие средства для прорыва ПВО, благо большая часть существовавших средств обнаружения и пусковых установок объектовой и территориальной ПВО потенциального противника относились к стационарным объектам (сделать мобильными тогдашние ЗРК большой дальности, подобные основному в НАТО «Найк Геркулес» с 12-метровыми ракетами, тогда не представлялось возможным).

Задача поражения мобильных целей (таких как группировки войск, корабельные соединения и т.д.), которые могли изменить свое положение, решалась в комплексе с развитием разведывательных средств, вскрывавших местонахождение объектов противника, их привязку к ориентирам и устанавливавших координаты для последующего целеуказания. С конца 1950-х г.г. велись работы по созданию системы морской космической разведки и целеуказания (МКРЦ), на которой сосредоточились усилия нескольких ведущих организаций.

С появлением у противника новых средств ПВО, наиболее яркими представителями которых стали ЗРК «Пэт-риот», истребители F-14 с ракетами «Феникс» и современные информационно-управляющие системы, потребовались меры по сохранению эффективности своих ударных сил. В ГОСНИИ-АС, занимавшемся подобными вопросами, вначале 70-х гг. провели исследования по теме, формировавшей облик вооружений стратегической авиации. Одним из решений предлагалось создание ракет, способных прорывать оборону на очень больших высотах вне досягаемости зенитных средств противника.

И все же создание высокоскоростной ракеты с автономным наведением сулило немало проблем. За образец в КБ «Радуга» был взят реально существовавший SRAM, схемные решения и конструкция которого подтвердили работоспособность, обещая некоторое снижение технического риска и ускорение работ по принципиальным вопросам оптимизации схемы и компоновки изделия (известно было, что цикл разработки SRAM, начатый еще в конце 1963 года, занял у конструкторов Боинга без малого 8 лет). Вместе с тем проектируемое «изделие», при близких требованиях и задачах сохраняя известное схемное подобие американскому образцу, конструктивно изрядно отличалось, будучи плодом отечественных подходов и технологий.

Создаваемая ракета предназначалась для поражения стационарных площадных целей - военно-промышленных объектов (баз, аэродромов и т.д.), а также групповых объектов ПВО (РЛС и батарей ЗУР). Ракета должна была иметь массу не более 1 1 00 кг, оснащаться РДТТ, инерциальной системой наведения повышенной точности и нести ядерную БЧ. Предусматривались различные режимы полета - от маловысотного до баллистического с гиперзвуковыми скоростями до М=5.

Что касается дальности, то «по инерции» заказчик настаивал на обеспечении пуска со средней дальности. Однако такая задача сводила на нет саму концепцию малозаметного скоростного средства поражения, требуя большего запаса топлива, еще более мощного двигателя и т.д., что влекло за собой лавинообразное нарастание массы, размеров и общее ухудшение прочих летных характеристик. В свою очередь, готовившимся договором ОСВ-2 создание и испытания баллистических ракет авиационного базирования вообще запрещались, но имелась возможность вывести новую систему из рамок договора, как не относящуюся к стратегическим вооружениям - согласно протоколам соглашения, таковыми считались средства с дальностью более 600 км.

В конечном счете требование по дальности было скорректировано до 300 км (все же несколько больше, чем 220 км у SRAM) с тем, чтобы атака могла выполняться за пределами досягаемости ЗРК зональной и объектовой ПВО.

Общее руководство работами осуществлялось Главным Конструктором И.С.Селезневым, сменившим в этой должности А.Я.Березняка, скончавшегося в 1974 году. Опытные образцы X-15 были изготовлены НПО «Радуга» в 1978 году. Х-15 имела бескрылую схему с управляемым консольным оперением и несущим корпусом (как говорили: «при таких скоростях полетел бы и кирпич»). Корпус делился на отсеки: приборный, грузовой с БЧ, отсек двигателя и приводов управления. Основной проблемой стал выбор конструкционных материалов, приемлемых при близких к гиперзвуковым режимам полета с колоссальными аэродинамическими и тепловыми нагрузками - теоретически температура торможения в полете на высоте с М=5 достигала более 1000 град.С.

Конструкция выполнялась преимущественно из титана, сохраняющего механическую прочность при высоких температурах. В отличие от предыдущих ракет, носовая часть Х-15 имела не остроконечную, а притупленную закругленную форму - на острие конуса «садился» аэродинамический скачок, грозя перегревом и прогаром. Такими же радиусными выполнялись передние кромки рулей. Особенностью конструкции Х-15 являлось практическое отсутствие люков - монтажных и эксплуатационных, через зазоры которых узлы могли бы подвергаться воздействию тепловых потоков. Даже при установке рулей доступ к узлам их крепления

осуществлялся, с торцевых законцовок рулевых поверхностей.

Композитный носовой обтекатель сложной оживальной формы был отработан в нескольких конструктивных вариантах. У трехслойной конструкции каждый из слоев формировался из своего типа ткани с пропиткой связующей смолой и термообработкой, затем наносился следующий и т.д. Этот процесс был сложным и продолжительным. Более удачным и технологичным стало двухслойное исполнение с облицовкой стеклотканью. Обтекатель изготовлялся в жестких пресс-формах методом пропитки под давлением с одновременной запрессовкой металлических каркасов на клее. Снаружи он покрывался слоем теплозащиты.

В качестве теплозащиты металлической конструкции использовалось наружное покрытие спецматериалом, выполнявшим также радиопоглощаю-щую роль. Слой теплозащиты требовалось наносить на поверхность корпуса, гаргротов и рулей, соблюдая заданную толщину, с последующей термообработкой для запекания. Жидкий слой материала теплозащиты наносился на металлические отсеки непосредственно в жестких пресс-формах методом пропитки под давлением, на рули - методом вакуумного «просасывания» и формирования в автоклаве.