Авиция и космонавтика 2005 09

Крупногабаритные силовые рамы фюзеляжа, балки и узлы крепления агрегатов выполнялись из легкого магниевого сплава. Поначалу заказ на магниевое литье разместили на специализированном литейно-механическом заводе в Балашихе, но там после первых же попыток отказались лить такие крупные и сложные тонкостенные детали, выдавая лишь заготовки, нуждающиеся в серьезной мехобработке -фрезеровке и расточке. Освоить их самостоятельное производство пришлось цеху №12, которым руководил В.Н.Леженин. В цехе установили плавильные печи большой мощности, новый техпроцесс магниевого литья в земляные формы отлаживался круглосуточно, с пробами и ошибками, но и с соответствующей аккордной оплатой. К концу марта 1961 года был налажен выпуск литых изделий без дефектов, внедрили также их пропитку герметизирующим лаком для защиты от коррозии.

Крыло площадью 25,14 кв.м и стреловидностью 55 град, по линии фокусов имело сверхзвуковой профиль с относительной толщиной 6% (для сравнения - корневой профиль крыла МиГ-19 имел 12% толщину). Для снижения трудоемкости литым выполнялся и ряд агрегатов планера, включая крыло и оперение. Одновременно это способствовало повышению точности и чистоты аэродинамических обводов. Решение было предложено сотрудником НИАТ Е.С.Стебаковым, вместе с главным инженером завода Ю.И.Шукстом занимавшимся созданием технологии литья тонкостенных панелей методом выжимания. Полученные тонкостенные отливки следовало термообрабатывать, но их сильно коробило с "поводкой" формы и размеров. Для предотвращения деформаций их стали загружать в термическую печь "закованными" в цельную стальную остнастку, получая чистовые готовые изделия с заданными контурами, не требующими мехоб-работки.

Хвостовое оперение классической схемы с рулем направления и цельно-поворотным стабилизатором, площадь вертикального оперения - 2,82 кв.м, горизонтального - 4 м2. Для доставки киль и крыло ракеты снимались, и окончательная сборка производилась заводской бригадой уже на месте, после чего манипуляции с громоздким изделием становились изрядной проблемой. Небольшой подфюзеляжный киль, служивший для повышения путевой устойчивости, для удобства перевозки также был съемным и крепился к ракете уже на подвеске.

Лобовой воздухозаборник имел подвижный центральный конус, автоматически выдвигавшийся по мере разгона ракеты. Круглый канал от воздухозаборника имел сложную форму, огибая отсек БЧ снизу, где его сечение переходило в серповидное и вновь становилось круглым на входе в двигатель. Для изготовления воздушного канала использовались объемные макеты и большое количество штамповочной оснастки. Своеобразием отличалось конструктивное решение объемистого отсека под БЧ, требовавшей трехметрового выреза в фюзеляже. Отсек, получивший название "трюма", подкреплялся промежуточным силовым шпангоутом, верхний пояс которого при установке и съеме БЧ снимался и ставился на место после снаряжение ракеты зарядом.

Компоновка Х-20 существенно затруднила размещение топливных баков - место под требуемые 4000 кг топлива пришлось изыскивать в оставшихся незанятых объемах. Один из баков емкостью 1390 л располагался перед БЧ сразу за системой управления конуса, другой в 2100 л опоясывал воздушный канал за БЧ, еще три размещались возле двигателя. Общий запас топлива (авиационного керосина Т-1 или ТС-1) составлял 5090 л.

Основной бак первоначально предусматривался сварным «бочонком» из тонколистовой стали, однако при этом возникали проблемы коррозии внутренних полостей после травления, и сталь заменили легкой и технологичной сварной конструкцией из сплава АМГ-6. Большой передний бак на тонну керосина имел мягкую конструкцию и выполнялся из керосиностойкой резины. В заводской резино-пластмас-совой мастерской (позже цех №17) оборудовали участок со сложной оснасткой и вакуумным котлом, в котором вулканизировалось изделие. На крупногабаритный стальной пуансон наклеивали слои сырой резины, усиливая ее прорезиненной тканью-арматурой, в агрегат вклеивали заправочные и расходные штуцера. Собранное изделие целиком помещали в вакуумный котел, где при высокой температуре происходила вулканизация. Из готового бака через разрез по частям извлекали пуансон, заклеивая шов, и усиливали его тканевыми лентами.

Для доступа к силовой установке, помимо эксплуатационных люков, служил фюзеляжный разъем за крылом.

X-20 оснащалась специальным корот-коресурсным вариантом двигателя АЛ-7ФК, однорежимным с сужающимся соплом, упрощенным регулятором оборотов и расширенным сопловым венцом турбины, лопатки которой выполнялись из жаропрочного сплава. Большая часть полета Х-20 проходила на сверхзвуке и форсажном режиме работы двигателя с тягой 9200 кгс, сообщавшем ракете тяговооруженность 0,82 на статическом режиме. Снизу на двигателе располагалась коробка приводов, от агрегатов которой питались бортовые системы ракеты.

Блоки автопилота размещались в нижней части фюзеляжа за БЧ, вблизи ЦТ ракеты. Над двигателем располагалась аппаратура радиоуправления, приемная антенна которой находилась в законцовке киля, где помещалась и антенна самолетного ответчика дальности СОД-57М, задействованного в системе наведения.

В специальном отсеке фюзеляжа устанавливался контейнер спец-БЧ (такое размещение получило наименование «ампулы»). Ее агрегаты помещались в двух секциях - собственно боевом с ядерным зарядом с системой термоядерного усиления и приборном, содержавшем аппаратуру автоматики с командным взрывательным устройством, инициировавшим синхронное срабатывание электродетонаторов при заданном наземном контактном подрыве или воздушном, на заданной высоте над целью. Герметическая «ампула» БЧ оборудовалась средствами термостатирования, поддерживавшими требуемую температуру и влажность для обеспечения работоспособности заряда.

Спец-БЧ оснащалась также системой предохранения и взведения, исключающей возможность случайного срабатывания и обеспечивающей подрыв лишь с соблюдением установленной процедуры. Планировалась также постройка на базе Х-20 высотной сверхзвуковой мишени М-20, однако высокая трудоемкость и стоимость изделия помешали этому. В связи с переводом предприятия на выпуск новых ракет X-22, серийное производство Х-20М в 1960 году передали на завод №86 в Таганроге, занимавшийся гидросамолетами и к этому времени малозагружен-ный основной продукцией. В 1963 году коллектив создателей комплекса К-20 был награжден Ленинской премией.

Комплекс К-20 мог применяться в навигационном и радиолокационном режимах. В первом случае целями служили исключительно объекты с заранее известным положением. Самолет-носитель выводился в расчетную точку и, после выполнения предстартовых операций, с удаления до 600 км от цели, его экипаж выполнял пуск Х-20. Ракета с выведенным на форсаж двигателем и застопоренными рулями отходила от носителя, проседая на 300-400 м. По команде автопилота на 46-й секунде рули отклонялись на кабрирование, и ракета переходила в набор высоты. С выходом на заданную опорную высоту 15000 м на 221-й секунде программное устройство переводило X-20 в горизонтальный маршевый полет, и подключался канал управления от радиометрической станции носителя, осуществлявшей наведение по курсу. Высота полета стабилизировалась статоскопом. Самолет, остававшийся на боевом курсе, за счет более чем двукратной разницы в скорости с ракетой к началу командного этапа наведения находился в 350-450 км от цели.