Беспилотные летательные аппараты: история, применение, угроза распространения и перспективы развития - [139]
Контракт с корпорацией «Дженерал Дайнэмикс» на разработку КР AGM-86 для ВВС был подписан в 1976 г. Надо сказать, что стратегическая крылатая ракета (СКР) ALCM AGM-86 (Air Ground Missile — снаряд класса «воздух — поверхность») разрабатывалась под самолеты-носители В-52 и В-1 с 1974 г. Первоначально КР AGM-86 рассматривалась не только как СКР, но и как ложная цель, средство разведки и средство, помогающее бомбардировщику прорвать систему ПВО. Отстрелочные ракеты планировалось оснащать парашютной системой спасения.
Ракета разрабатывалась на базе управляемой ракеты СРЭМ (SCAD), которая имела также кодовое обозначение AGM-86А. От разработки ракеты СРЭМ американцы впоследствии отказались. В соответствии с требованием ВВС, КР должна была размещаться в бомбоотсеках самолетов на пусковых установках револьверного (поворачивающегося) типа, предназначенных для управляемых ракет СРЭМ. В связи с этим ее длина не могла превышать 4,4 м, а диаметр — 0,64 м. Выполнив эти требования, фирма рассчитала, что дальность полета ракеты не превысит 1200 км. Поэтому новая ракета AGM-86 создавалась в двух вариантах: обычная — ALCM-A (AGM-86А) и повышенной дальности — ALCM-B (AGM-86В).
В отличие от ракеты AGM-86А, КР AGM-86В имела размах крыльев на 47 см больше, более длинный фюзеляж (на 40 см), сварной бак для жидкого топлива, рассчитанного на длительное хранение ракеты, более совершенные бортовые батареи и систему охлаждения приборного отсека, стреловидность крыльев в 25° (стреловидность крыльев ракеты AGM-86А составляла 35°).
В различных работах сведения о летнотехнических характеристиках этих ракет заметно различаются. Вероятнее всего, это связано с постоянным усовершенствованием конструкции самих ракет. Так, например, в начале разработки КР AGM-86В было заявлено, что дальность ее полета составляет 2200 км[337]. После завершения стадии экспериментальной разработки для этой ракеты указывалась другая дальность полета — 2500 км[338].
В 1977 г. МО США дало указание разрабатывать в первую очередь КР AGM-86В. Работы по ракете AGM-86А было решено приостановить, так как дальность ее полета была недостаточной для того, чтобы бомбардировщик В-52 оставался вне зоны огня ПВО противника.
Таблица 13.1
Летно-технические характеристики крылатых ракет, разработанных в США в конце 1960-х — 1970-х годах
| SCAD | BGM-109 TASM | BGM-109 SLCM | BGM-109 GLCM | AGM-109 TALCM | AGM-109 MPASM | AGM-86A (ALCMA) | AGM-86B (ALCMB) | |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Начало разработки, г. | 1968 | 1972 | 1972 | 1977 | 1977 | 1977 | 1974 | 1977 |
| Первый полет, г. | – | 1976 | 1976 | 1979 | 1979 | 1980 | 1976 | 1979 |
| Начало производства, г. | – | 1982 | 1982 | 1982 | – | 1982 | – | 1981 |
| Оперативная готовность, г. | – | 1982 | 1983* | 1983* | – | 1983* | – | 1982 |
| Окончание производства, г. | – | 1987* | 1988* | 1985* | – | 1987* | – | 1988* |
| Свертывание программы, г. | 1974 | 1995* | 1995* | 1995* | 1980 | 1995* | 1976 | 1995* |
| Стартовый вес, кг | 860 | 1441 | 1441 | 1441 | 1270 | 1000 | 862 | 1360 |
| Вес полезной нагрузки, кг | 120 | 454 | 123 | 123 | 123 | 350 | 123 | 123 |
| Вес двигателя, кг | 43 | 64 | 64 | 64 | 66 | 66 | 58,7 | 64 |
| Вес топлива, кг | – | 195 | 550 | 550 | 550 | 106 | 413 | 600 |
| Вес стартовых двигателей, кг | – | 297 | 297 | 297 | – | – | – | – |
| Длина фюзеляжа, м | 4,0 | 5,54 | 5,54 | 5,54 | 6,08 | 4,9 | 4,3 | 6,32 |
| Размах крыла, м | 3,0 | 2,54 | 2,54 | 2,54 | 2,54 | 2,3 | 2,9 | 3,65 |
| Диаметр фюзеляжа, м | 0,63 | 0,52 | 0,52 | 0,52 | 0,52 | 0,52 | 0,63 | 0,63 |
| Дальность полета, км | 500–700 | 450–700 | 2500 | 2500 | 2500 | 500–1000 | 1200 | 2500 |
| Высота полета, км | 1,0 | 0,01–0,1 | 0,05–0,15 | 0,05–0,15 | 0,05–0,15 | 0,05–0,15 | 0,05–0,15 | 0,05–0,15 |
| Скорость, км/ч | 700–800 | 700–800 | 700–800 | 700–800 | 700–800 | 800 | 700–800 | 700–800 |
| Тип маршевого дв-ля | ТРДД | ТРДД | ТРДД | ТРДД | ТРДД | ТРД | ТРДД | ТРДД |
| Их число и тяга, тс | 1 × 0,22 | 1 × 0,17 | 1 × 0,17 | 1 × 0,17 | 1 × 0,27 | 1 × 0,3 | 1 × 0,27 | 1 × 0,27 |
| Тип стартового дв-ля | – | РДТТ | РДТТ | РДТТ | – | – | – | – |
| Их число и тяга, тс | – | 1 × 3,32 | 1 × 3,32 | 1 × 3,32 | – | – | – | – |
| Система управления | «TERCOM» + инерционная | Радолокация + инерцная | «TERCOM» + инерционная оптическая | «TERCOM» + инерционная оптическая | «TERCOM» + инерционная оптическая | «TERCOM» + инерционная оптическая | «TERCOM» + инерционная | «TERCOM» + инерционная оптическая |
Фюзеляж ракеты AGM-86А состоял из следующих отсеков: носового, боевой части, электронного оборудования, топливного и хвостового. В носовом отсеке (длина 0,91 м) размещались бортовая цифровая вычислительная машина, радиолокационный высотомер и блок летных данных. Отсек боевой части также имел длину 0,91 м. В отсеке электронного оборудования размещались блок аппаратуры управления полетом, скоростной гироскоп, теплообменник и инерциальный измерительный блок. Топливный отсек представлял собой сварную конструкцию из алюминиевого сплава. В хвостовом отсеке находились батареи и механизмы установки в рабочее положение аэродинамических поверхностей. Над ними — турбовентиляторный двигатель F-107-WR-100 фирмы «Williams Research».
Аэродинамические поверхности были изготовлены из алюминиевого сплава и для облегчения отфрезерованы изнутри. Каждая консоль крыла склеивалась из двух половин, имеющих внутренние ребра. До запуска ракеты консоли крыла убирались в пазы фюзеляжа. Стабилизатор и элероны были прижаты к фюзеляжу, огибая его по контуру.
