Авиация и космонавтика 2005 09

Одновременно с помощью работавшей «на ощупь» системы открывалась возможность управления полетом на предельно малых высотах с огибанием рельефа местности. Сами создатели метода описывали проблематику и изящество решения фразой из известного фильма: «Тот, кто нам мешает - тот нам и поможет!» Подчеркивая оптимизацию как основу методики экстремальной навигации, разработчики приводили в качестве аналогии известный пример устойчивого положения объекта - «шарик в лунке», у которого любое отклонение от заданного «нижнего экстремума» тут же приводит к скатыванию в прежнее состояние. Сходным образом и ракета как объект управления, уклонившись в сторону от траектории, где высоты рельефа отличились от заданных, «скатывалась» обратно на верный курс.

Проектирование новой ракеты сопровождалось решением массы проблем. Если общий облик, формировавшийся не без влияния американского образца (что при аналогичных требованиях было вполне объяснимо), определялся вполне однозначно как крылатый летательный аппарат дозвукового типа классической самолетной схемы, то конструкторские решения потребовали качественно иных подходов, чем прежние разработки МКБ, где в течение предыдущих десятилетий преследовались, в основном, цели «выше и быстрее». Теперь во главу угла ставилась дальность и малозаметность полета, требовавшие высокого аэродинамического качества при минимальной массе и как можно большего запаса топлива при возможно более экономичной силовой установке.

Задача осложнялась растущими аппетитами заказчика, требовавшего разместить на самолете-носителе, по крайней мере, не меньше ракет, чем могли нести ракетоносцы потенциального противника (для В-1 эта цифра оценивалась 16 ракетами ALCM). Обоснование диктовалось потребностью массирования удара при прорыве ПВО, жертвой которой стала бы часть дозвуковых и, в известной мере, уязвимых КР, но остальные в залпе достигли бы цели.

Соответственно масса будущего изделия ограничивалась 1200 кг, из которых 2/3 приходилось на топливо. При требуемом числе ракет их размещение на носителе диктовало предельно компактные формы и делало необходимым складывание практически всех выступающих агрегатов - от крыла и оперения до двигателя и даже закон-цовки фюзеляжа (прежде опыт подобных решений на дубнинских авиационных ракетах не шел дальше складного нижнего киля и «пилотки» у Х-22).

Требования по дальности определяли использование прямого крыла большого удлинения. По тем же соображениям скорость ограничивалась экономичной дозвуковой (что позволяло использовать и менее мощные рулевые приводы). В целом проектирование крылатой ракеты подчинялось закономерностям, аналогичным самолетам-рекордсменам дальности: предельно легкий планер, крыло с небольшой удельной нагрузкой и высоким аэродинамическим качеством, конструкция со значительной весовой отдачей (в первую очередь, по топливу) и использование оптимальных экономичных полетных режимов (с поправкой на маловысотный полет). Достижению весового совершенства способствовали заложенные при прочностном проектировании типовые расчетные случаи, описывавшиеся небольшими перегрузками, что позволило минимизировать массу конструкции.

Определяющим являлся вопрос выбора силовой установки. Наиболее подходящим по обеспечению основных летных характеристик, удельным расхо

дам и продолжительности работы являлся малогабаритный двухконтурный ТРД с тягой порядка 300 кгс, однако двигателей такого класса в стране не было, и ранее задача их создания не стояла. Разработкой занялись несколько моторостроительных КБ - московское НПО «Союз», омское МКБ, куйбышевский НТК им.Н.Д.Кузнецова.

Помимо ДТРД, предлагалась и вин-товентиляторная установка с соосны-ми толкающими винтами, однако это решение не нашло признания ввиду неотработанности и большого технического риска, притом еще и будучи малопригодным для ракет на внутренней подвеске с торчащими многочисленными лопастями винтов. По результатам испытаний наиболее приемлемым явился проект МНПО «Союз» (в разное время известного как «фирма» А.А.Микулина и С.К.Туманского). Разработанный под руководством главного конструктора О.Н. Фаворского малоразмерный ДТРД Р-95-300 выглядел настоящей крохой рядом с другими двигателями фирмы, занимавшейся созданием силовых установок для боевых самолетов.

Р-95-300 развивал статическую взлетную тягу 300…350 кгс, обладая крайне небольшим поперечным размером в 315 мм при длине 850 мм. Принято считать, что в общем случае в силу конструктивных и технологических проблем малогабаритные ТРД в сравнении с полноразмерными двигателями отличаются намного худшими удельными данными, весовым совершенством и экономичностью. Однако у Р-95-300 при небольшой собственной массе 95 кг весовая отдача достигала впечатляющей цифры - 3,68 кгс/кг, на уровне ТРД боевых самолетов (так, с килограмма собственной массы двухвального ТРД Р-95Ш штурмовика Су-25 удается «снимать» 4,14 кгс тяги). Крохотный осевой компрессор Р95-300 со степенью двухкотнурности, равной 2, обеспечил степень сжатия 8,5 (8,66 у штурмовика). Его удельный расход воздуха составляет лишь 0,785 кг/кгс х ч - значительно меньше, чем аналогичный параметр ТРД и ДТРД боевых самолетов

(у Р-95Ш - 0,86 кг/кгс хч, у НК-22 -

0,96 кг/кгс х ч).

Отличительной особенностью Р-95-300 являлась компактность устройства - все его узлы и оборудование скомпонованы в одном корпусе малого диаметра - «бочонке». Многие зарубежные двигатели этого класса, с целью удешевления и упрощения конструкции, способны выполнять чисто утилитарную функцию обеспечения одного режима с заданной тягой без возможности регулировки. Р-95-300 создавался с учетом достаточно широкого полетного диапазона, свойственного крылатым ракетам, с возможностью маневра по высоте и скорости. Регулировки тяги требовало также изменение массы ракеты в полете по мере выработки топлива, уменьшавшейся более чем вдвое. Для выполнения полетной программы и регулирования Р-95-300 оборудовался современной автоматической электронно-гидромеханической системой управления, реализующей набор необходимых функций - контрольных и «боевых», от запуска и регулировки тяги и расхода до остановки.

Поскольку полет ракеты на дальность продолжался несколько часов, обычные аккумуляторные источники энергообеспечения не обеспечивали столь продолжительную работу бортовых систем. Их питание осуществляется при помощи встроенного малогабаритного электрогенератора РДК-300.

По условиям пуска ракеты работа двигателя должна начинаться уже после сброса ее с самолета, что исключило использование его энергосистемы для запуска (как это делалось у «Комет», К-10 и Х-20). Автономный запуск двигателя, с учетом его «одноразовос-ти», осуществляется упрощенной пусковой системой от пиростартера с небольшой шашкой-газогенератором, находящимся в хвостовом коке ротора и раскручивающим турбину двигателя вырабатываемыми газами, выводя его на режим.