Авиация и космонавтика 2005 09 - [26]
Практика изготовления цельных обтекателей для Х-22 из стеклотекстолита показала, что они имеют слишком большой вес. Обтекатель почти двухметрового размера при требуемой прочности и жесткости должен был иметь небольшую массу, но точно заданные контуры. По требованиям радиопрозрачности, толщины стенок ограничивались 4-7 мм. Конус имел со-
товую конструкцию с сетчатым заполнителем, а толщина менялась от большей у носка до тонкой у основания. Для изготовления его наружной и внутренней рубашек использовались стальные пунсоны, на которых под вакуумом формовались стеклопластиковые обшивки. На том же пуансоне на внутреннюю рубашку клеился отформованный по контуру сотовый сетчатый заполнитель, после чего надевалась наружная рубашка и силовой пояс у основания. Окончательная полимеризация пакета с отверждением связующей смолы для повышения прочности производилась в печи с соблюдением ступенчатого температурного режима.
Проблемной задачей стала конструкция шаров-баллонов, питавших рулевые приводы ракеты и систему наддува. Баллоны изготавливались из двух тонкостенных хромансилевых полусфер 5-мм толщины, соединявшихся сваркой. Баллоны должны были выдерживать рабочее давление 350 атм, однако изделия не всегда получалось прочными. В эксплуатации имел место ряд случаев их взрыва, разрушавшего конструкцию, причем рядом находился двигатель и баки, что приводило к фатальному исходу для всего изделия и было крайне опасно для персонала.
Баллоны - «бомбы» не пользовались доверием до тех пор, пока не было внедрено их усиление намоткой на корпус стеклопластиковых жгутов на связующем составе. Такая конструкция выдерживала давление до 700 атм, позволив уменьшить толщину стенок до 4 мм, а при разрыве не давала осколков, распадаясь на половины.
Носовую часть ракеты занимала аппаратура самонаведения ВС-КН с активной радиолокационной ГСН. С помощью самолетной аппаратуры целеуказания ГСН захватывала цель на подвеске, отслеживая ее положение по азимуту. В следующем отсеке размещалась БЧ фугасно-кумулятивного типа массой 700 кг или ядерная БЧ в специальном контейнере со всем необходимым оборудованием,включая взры-вательное устройство, обеспечивающее заданный наземный или воздушный подрыв, систему предохранения и взведения с датчиками отстыковки от носителя и траекторными датчиками, систему термостатирования, поддерживающую в отсеке необходимую температуру и влажность.
Центральную часть ракеты занимал топливный отсек с баками горючего и окислителя. Бак горючего содержал 660 л, стальной бак-отсек окислителя - 1010 л. Наддув баков обеспечивался воздушной системой, служащей одновременно первой ступенью системы подачи, с ее помощью производился также наддув волноводов и раскладка нижнего киля. Трубопроводы системы наддува, подачи и жгуты электроарматуры прокладывались в подфюзеляжном гар-гроте под съемными панелями для обеспечения доступа. «Сухие» ампульные батареи с преобразователем в отсеке оборудования обеспечивали энергопитание систем в течение 480 сек. Низковысотная КСР-5Н имела ряд отличий по энергосистеме и аккумуляторным батареям.
Ракета оснащалась ЖРД типа С.5.33 конструкции КБ А.М.Исаева, имеющим две камеры сгорания с раздельными выхлопными соплами. Сверхзвуковые сопла нерегулируемые, и каждое из них было оптимизировано для создания определенной тяги. Питание двигателя обеспечивалось общим тур-бонасосным агрегатом (ТНА) с автоматической регулировкой режимов, выполняющим две программы с различной тягой. Высокопроизводительный ТНА давал необходимый уровень расхода топлива, достигавший 80 кг/сек, и требуемое давление на входе в двигатель (тяга ЖРД значительно возрастает с повышением рабочего давления в камере сгорания, и давление подачи должно превысить его, чтобы топливо могло попасть в двигатель). Двухкамерная конструкция ЖРД при компактности и небольшом весе обеспечивала требуемый диапазон тяг, необходимый на различных режимах полета. При пуске ракеты начинала работать форсажная камера сгорания, тяга которой в 7100 кгс сообщала ракете тяговооружен-ность 1,8 и обеспечивала быстрый разгон и набор высоты. Для поддержания скорости на высоте, где в работу включалась маршевая камера сгорания с экономичной тягой 600 кгс или 1120 кГс, в зависимости от заданного режима полета.
Методика использования комплекса К-26 во многом была сходна с К-16, как и процедура применения. После обнаружения цели РЛС носителя осуществлялся ее захват и автосопровождение ГСН ракет, при полете на высоте 10-11 км обычно обеспечивавшийся с удаления 300 км. С учетом контрольных операций и времени на принятие решения рубеж пуска КСР-5 с этих высот составлял расстояние порядка 280 км. По команде аппаратура ракет переключалась с энергопитания «от борта» носителя на собственные ампульные батареи, и через 12-14 секунд все системы ракеты выходили на режим готовности к пуску. Сошедшая с подвески ракета уходила вниз, удаляясь от самолета на безопасное расстояние, одновременно отстыковка служила сигналом к возведению взрывателя БЧ. Скорость при пуске следовало выдерживать в диапазоне 400-850 км/ ч. На второй секунде полета запускался двигатель и ракета начинала набирать скорость, на 1 5-й сек. после разгона переходя в набор высоты по команде программного механизма автопилота. Затем происходило подключение ГСН по каналу курса, а с разгоном до скорости М=3 отключался форсажный режим. На высоте 18000 м ракета начинала стабилизацию по высоте со включением маршевого режима ЖРД и переходом в горизонтальный полет, выполнявшийся на высоте 22500 м. По мере сближения с целью до 60 км ракета переводилась в пикирование с углом 30 град. (команда на пикирование вырабатывалась автопилотом при отклонении антенны радиолокационного координатора ГСН на 30 град., что и соответствовало наклонной дальности до объекта примерно в 60 км, а даль-номерное устройство ГСН с выходом на это расстояние дублировало команду на случай срыва автосопровождения).
