Справочники / uav-pir-center

300 Беспилотные летательные аппараты

только на 12 самых крупных аэродромах мира. Хотя старт МКР с самолета носителя по сравнению с наземным стартом давал экономию топлива и меньшую стартовую массу.

О советских межконтинентальных крылатых ракетах долгое вре мя было известно лишь узкому кругу специалистов. Только в 1992 г. на научной конференции, посвященной Международно му году космоса (Москва), впервые прозвучали названия МКР – Буря и Буран. Эти ракеты и межконтинентальная баллистичес кая ракета разрабатывались в соответствии с Постановлением Совета Министров СССР № 957 409 от 20 мая 1954 г. Разработ ка МБР (Р 7) велась в ОКБ 1 НИИ 88 (С.П. Королев).

В Советском Союзе научно исследовательские работы над сверхзвуковыми МКР велись по двум направлениям:

•над «легкой» МКР – заводской шифр «350» или Буря, разработка которой была поручена ОКБ 301 Семена Алексеевича Лавочкина;

•над «тяжелой» МКР – заводской шифр ракеты «42/41» (ускорители получили обозначение «41», а маршевая сту пень «42»), заводской шифр комплекса «40» или ракетно самолетная система (РСС 40) Буран, которую разрабаты вал ОКБ 23 Владимира Михайловича Мясищева.

Научным руководителем обоих этих проектов был назначен М.В. Келдыш. МКР Буря являлась одним из любимых детищ М.В.Келдыша, так как он уделял ей (по крайней мере на первых этапах ее разработки и испытаний) очень много внимания, ре шая не только научно технические, но и организационные во просы, связанные с созданием и развитием научно производст венных коллективов.

Разработка СПВРД РД 012 и РД 018 соответственно для марше вой ступени МКР Буря и Буран была возложена на ОКБ 670 главного конструктора Михаила Макаровича Бондарюка.

В процессе поиска материалов по МКР Буря выяснились инте ресные подробности. Так, новая российская Военная энцикло педия (1999 г.) и Большой энциклопедический словарь (1998 г.) пишут о Лавочкине С.А., что он – авиаконструктор, член кор респондент АН СССР, генерал майор, дважды Герой Социали стического Труда, лауреат четырех государственных премий и

302 Беспилотные летательные аппараты

1954 г. был разработан эскизный проект опытного образца МКР Буря. Под руководством Г.Н. Толстоусова прорабатывались ва рианты спасения маршевой ступени планированием или реак тивно парашютным способом.

Для работ по МКР был создан ряд новых подразделений и раз вернуто строительство уникальной стендовой базы в Тураево, огневой стенд натурных реактивных двигателей в ЦАГИ (Цент ральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жу ковского) и т.п. Что касается двигателей МКР, то в августе 1954 г. уже начались испытания РД 012. Длительность огневой работы определялась запасом воздуха и составляла 15 минут при заданном ресурсе 6 часов.

Одновременно был спроектирован эжекторный стенд – труба прямоточного двигателя (ТПД), где на срезе сопла СПВРД обеспечивались условия, соответствующие полету на высоте 25 км. На стенде ТПД в 1956 г. были проведены испытания СПВРД РД 012 в условиях высоты 25 км. После пуска ком прессорной в филиале ЦИАМ (Центральный институт авиаци онного моторостроения) в ОКБ 670 на ее базе был создан стенд Ц 12, обеспечивающий непрерывную огневую работу РД 012 в течение 6 часов. На этом стенде и была проведена ос новная отработка РД 012 и РД 018. В ноябре 1956 г. к летным испытаниям был готов и двигатель РД 012У.

Для разработки системы управления крылатой ракеты в 1955 г. в НИИ 1 МАП был создан филиал, возглавляемый Рубеном Гри горьевичем Чачикяном, с главными конструкторами систем И.М. Лисовичем (по астронавигационной системе управления маршевой ступени) и Г.Н. Толстоусовым (по автопилоту марше вой ступени). Надо отметить, что в этом филиале впервые в

СССР была создана астронавигационная система управления. С.П. Королев предложил проверить эту систему на самолете. Предложение было принято. К началу 1952 г. система была гото ва к установке на самолете Ил 12, на котором было совершено 10 полетов по маршруту Москва–Даугавпилс (700 км). Испыта ния проводились на протяжении второй половины 1952 г. – пер вой половины 1953 г. За все время испытаний не было отмечено ни одного отказа, а ошибка навигации составила не более 7 км.

Следующую проверку система автономной астронавигации проходила в 1954–1955 гг. На вновь изготовленных самолетных

макетах были снова проведены самолетные испытания, но на этот раз использовался самолет Ту 16. В 4 х полетах на даль ность 4000 км на высоте 10–11 км при средней скорости 800 км/ч за 5–6 часов полета система имела ошибки в пределах 3,3–6,6 км271. По тем временам такая ошибка означала достаточ но хорошую точность.

Эскизное проектирование МКР Буря завершилось в 1955 г. Од нако в 1956 г. вышло постановление Советского правительства, по которому боевой заряд весом 2100 кг, под который проектиро валась ракета, был заменен боевым зарядом весом 2350 кг. Это потребовало соответствующих изменений в конструкции раке ты. Вся техническая документация для Бури была готова в 1957 г. Вскоре было начато производство опытного экземпляра.

К концу 1957 г. МКР Буря была уже построена. Всего было изго товлено 19 ракет на двух заводах: № 301 (г. Химки, Московская обл.), № 18 (г. Куйбышев). СПВРД для маршевой ступени изго тавливались на заводе № 24 (г. Куйбышев). Ускорители для МКР Буря изготавливались на заводе № 301 в Химках.

Конструкция МКР Буря была выполнена из жаростойких конст рукционных материалов: из ранее не использовавшегося в авиа ции титана различных марок и высокопрочных нержавеющих ста лей. Для уменьшения сопротивления корпус снаружи полировали до зеркального блеска. Толщина листов, из которых сваривались корпуса МКР Буря, составляла 0,6 мм. Технологию их обработки и сварки разрабатывали в ВИАМе (Всероссийский институт авиа ционных материалов) и МВТУ им. Н.Э. Баумана. МКР Буря за свой длительный полет (общее его время 2,5 ч) могла прогревать ся до небывало высоких температур. Например, температура кон струкции двигательного канала могла достигать 420оС. Крылья и внешние поверхности фюзеляжа (они же – внешние стенки ба ков) имели «более низкую» температуру – до 350оС.

В конструкции Бури использовались и другие термостойкие ма териалы, применявшиеся для герметизации различных покры тий, изоляции, остекления и т.п.272. Большинство из этих мате риалов ко времени создания МКР не было освоено советской

271Черток Б.Е. Ракеты и люди. М., 1994.

272Шевалев И., Фомичев А. Межконтинентальная ракета C.А. Лавочкина. Са молеты Мира. 1996, № 4. С. 2–5.

304 Беспилотные летательные аппараты

промышленностью. Их внедрение шло параллельно с работами по ракете.

МКР Буря была двухступенчатой. 1 я ступень состояла из двух блоков ускорителей с четырехкамерными ЖРД разработки ОКБ 2 НИИ 88, которым руководил А.М. Исаев. Стартовый ус коритель в виде цилиндрической формы с заостренной перед ней частью состоял из топливных баков и четырехкамерного ЖРД С2.1100, затем – С2.1150. В топливные баки каждого уско рителя заправлялось 20 840 кг окислителя и 6300 кг горючего. В струе газов ЖРД располагались газовые рули, обеспечиваю щие управление ракетой на начальном участке полета. При на боре скорости управление полетом осуществлялось воздушны ми рулями. На ускорителях устанавливались горизонтальные рули и стабилизаторы. Ускорители общим весом 64 760 кг сим метрично располагались под крыльями маршевой ступени и крепились к ее фюзеляжу на 4 х узлах каждый.

Под ускорители первой ракеты Буря было создано две модифи кации двигателей. С.А. Лавочкин выдвинул требование сначала работать на максимальной тяге, постепенно снижая ее. Вначале с этим предложением по двигателю С.А. Лавочкин обратился к В.П. Глушко, но тот отказался оказать поддержку. Тогда Лавоч кин обратился к А.М. Исаеву и в его лице нашел единомышлен ника и сподвижника. В сравнительно короткий срок – за два три года была произведена отработка и начаты летные испыта ния двигателя С2.1100.

М.В. Келдыш отмечал большой вклад А.М. Исаева в создание этого двигателя. А.М. Исаев не удовлетворился результатом ра боты двигателя на изопропилнитрате. Он начал создавать более совершенный двигатель С2.1150, который значительно отли чался по весу от прежнего. Заказ на двигатели С2.1150 был пе ренесен на завод № 500 в Тушино, где и было налажено их се рийное производство. Тактико технические характеристики ЖРД 1 й ступени МКР Буря приведены в табл. 11.3.

Маршевая ступень Бури была построена по нормальной само летной схеме с треугольным среднерасположенным крылом, имеющим стреловидность по передней кромке 70о и тонкий сверхзвуковой профиль. В передней части цилиндрического фюзеляжа маршевой ступени находился сверхзвуковой диффу зор с центральным телом, в котором размещалась боевая часть.

В хвостовую часть фюзеляжа вел воздухопровод, окруженный кольцевыми баками с топливом. СПВРД диаметром 1700 мм стыковался с воздухопроводом и питался топливом с помощью турбонасосного агрегата (ТНА) и регулятора подачи топлива, устанавливаемых в специальном отсеке.

Цилиндрический фюзеляж, немного суженный спереди и сзади, заканчивался обтекателем сопла СПВРД и крестообразным хво стовым оперением с аэродинамическими рулями. Система ас тронавигации находилась в охлаждаемом приборном отсеке в средней верхней части фюзеляжа, а датчики этой системы при крывались специальным куполом из жаростойких кварцевых пластин.

Маршевый СПВРД РД 012 2 й ступени разработан ОКБ 670 М.М. Бондарюка. При испытаниях двигателя на пятом «горячем» и последующих семи «горячих» пусках с работающими ПВРД (часть которых испытывалась уже в июле–декабре 1952 г.) впер вые в мире удалось получить устойчивую работу ПВРД на скоро стях, близких к 3М в свободном полете. В конце 1952 г. кандида туры участников этой работы – Щетинков, Зуев, Панкратов,

306 Беспилотные летательные аппараты

Меркулов, Беспалов, Карпейский, Винницкий и Алферов – во главе с Келдышем были представлены в Комитет по Сталинским премиям. В конце февраля ученым «по секрету» сообщили, что Комитет выдвинул их на получение Сталинской премии 1 й сте пени. Однако за неделю до подписания постановления умер И.В. Сталин, в связи с чем эта премия была отменена.

В табл. 11.4 приведены тактико технические характеристики двигателя маршевой ступени.

Таблица 11.4

Основные данные СПРВД РД(012У для МКР Буря разработки ОКБ(670 М.М. Бондарюка

МКР Буря стартовала вертикально, непосредственно со стрелы лафета установщика (специального пускового устройства) на железнодорожной платформе конструкции Ново Краматорско го машиностроительного завода им. В.И. Ленина (главный кон структор В.И. Капустинский). После старта МКР разгонялась ускорителями до скорости 3М и достигала высоты 18–20 км. Уп равление ракетой на разгонном участке траектории сначала осу ществлялось с помощью газовых рулей, а затем переключалось на воздушные (газовые сбрасывались).

После того как скорость достигала 3М и выходил на режим мак симальной тяги СПВРД, производилась расцепка ускорителей и маршевой ступени. Далее полет маршевой ступени до района цели происходил с постоянной скоростью 3,15–3,2М и с посто янным аэродинамическим качеством на СПВРД. На маршевом участке полет корректировался с помощью системы автоматиче ской астронавигации «Земля». За время полета до цели МКР

боевых преимуществ перед МКР, 20 января 1960 г. на вооруже ние РВСН стала поступать межконтинентальная МБР Р 7. То обстоятельство, что как носитель ядерного оружия МКР Буря не в состоянии конкурировать с МБР, стало ясным практически для всех, в том числе и для С.А. Лавочкина.

Еще в 1958 г. в ОКБ 301 было предложено использовать МКР Буря в качестве фоторазведчиков и ракет мишеней. Постанов ление ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 5 февраля 1960 г. разрешило использовать пять оставшихся МКР Буря для отра ботки варианта фоторазведчика.

Начались испытания МКР на «длинной трассе»: Владимиров ка – полуостров Камчатка. По этой теме в феврале–марте 1960 г. состоялось три запуска. Однако в октябре работы по фотораз ведчику Буря были прекращены. 16 декабря 1960 г. состоялся по следний пуск МКР Буря, но уже в варианте ракеты мишени. По следние испытания были проведены уже без C.А. Лавочкина (как мы писали выше, он скончался 9 июня 1960 г.).

В последних двух пусках удалось получить наибольшую даль ность полета (6500 км). Работа маршевого двигателя прекрати лась из за полной выработки топлива. В ОКБ 301 были намече ны пути получения расчетной дальности в 8000 км. Однако даль ность полета ракеты в 8000 км была недостаточна, чтобы охва тить всю территорию возможного противника. Еще в 1959 г. за казчик выдвинул требование большей дальности полета. Требо вание было обоснованным, так как американская МБР Атлас в августе 1959 г. доставила боевой груз на расстояние 9000 км. От ветом американцам стала МБР Р 7А.

На пусках первых ракет № 2/1, 2/2, 1 03, 2 01, 3/1, 3/2, 1 01 и 2 04 отрабатывались участок выведения, запуск и работа 1 й ступени, разделение 1 й и 2 й ступеней, запуск СПВРД и дина мика управления на начальном участке полета. На следующем этапе летных испытаний, начиная с 29 марта 1959 г., в задачу пусков ракет № 3 01, 2 05, 2/4 входила отработка устойчивой работы ракеты на малой трассе (без астронавигации) с провер кой устойчивости управления и работы двигательной установ ки маршевой ступени.

Пуски ракет № 10 02, 10 04, 10 03, 10 05 осуществлялись по «большой трассе» при управлении с помощью астронавигации.