Чудо-оружие СССР. Тайны советского оружия - [96]

Американцы окончательно решили отказаться от стратегических крылатых ракет в пользу баллистических ракет «Атлас» и «Титан».

В СССР разработка крылатых ракет с ПВРД началась в конце 1940-х годов. Уже в 1951 г. в ОКБ-1 под руководством С. П. Королева был разработан аванпроект двухступенчатой крылатой ракеты дальностью 1300 км. Схема ракеты классическая для баллистических ракет — внизу первая ступень, сверху вторая ступень. Принципиальной же разницей было то, что первая ступень оснащалась однокамерным азотно-кислот-но-поршневым ЖРД, а вторая — прямоточным воздушно-реактивным двигателем.

Стартовый вес ракеты составлял 5930 кг, длина 13,6 м, вес боевой части 500 кг. Стартовая ступень весом 850 кг имела ЖРД с тягой 7850 т и должна была отделяться на высоте 20 км. На этой высоте включался маршевый прямоточный двигатель, и ракета переходила в горизонтальный полет со скоростью 3160 км/час.

31 января 1953 г. Королев утвердил эскизный проект новой крылатой ракеты большей дальности. Стартовый вес ракеты должен был составлять 7874 кг. В качестве разгонной ступени предполагалось использовать двигательный отсек баллистической ракеты Р-Н. На стыке разгонной и маршевой ступеней был сделан кольцевой проток для запуска прямоточного двигателя до разделения ступеней. Новая крылатая ракета проектировалась не как боевая, а как экспериментальная для отработки технических решений для межконтинентальных крылатых ракет.

Согласно Постановлению Совмина от 13 февраля 1953 г. была начата разработка двухступенчатой крылатой ракеты с дальностью полета 8000 км. ОКБ-1 было слишком занято работами над баллистическими ракетам, да и Королев презрительно относился к «крылаткам». Результатом этого стало Постановление Совмина № 957–409 от 20 мая 1954 г. о передаче работ по стратегическим крылатым ракетам Министерству авиационной промышленности. В связи с этим из ОКВ-1 в МАП ушел ряд разработчиков крылатых ракет — А. С. Будник, И. И. Моишеев, И. М. Лисович и др.

Межконтинентальная крылатая ракета разрабатывалась в двух вариантах — более легкую (весом 60 т) делал С. А. Лавочкин в ОКБ-301, а более тяжелую (весом около 152 т) делал В. М. Мясищев в ОКБ-23. Научным руководителем обоих этих проектов был назначен М. В. Келдыш.

Крылатая ракета Лавочкина получила название «Буря» и индекс «350», а крылатая ракета Мясищева — «Буран». Кроме того, «Буран» имел заводской индекс «40», его стартовая ступень — индекс «41», а маршевая — «42». Обе ракеты имели сходные конструктивные схемы. Оба аппарата были двухступенчатыми. Треугольное крыло маршевой ступени имело стреловидность 70° с прямой задней кромкой. Сравнительно тонкое крыло было «пустым», то есть не заливалось топливом.

Для обоих аппаратов сверхзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели разрабатывались в ОКБ-670 М. М. Бондарюка. Жидкостные двигатели стартовой ступени «Бурана» делало ОКБ-456 В. П. Глушко, а для «Бури» — ОКБ A. M. Исаева.

ЦАГИ занималось вопросами аэродинамики, а НИИ М. В. Келдыша — тепловыми процессами новых сверхзвуковых аппаратов. Маршевые ступени крылатых ракет должны были летать на большой высоте со скоростью почти в три раза превышающей скорость звука. Нагрев поверхностей планера до температуры свыше 200 °C исключал возможность ри-менения привычного дюралюминии в конструкция фюзеляжа и крыла. Потребовалось освоить такие новые тогда для авиастроителей материалы, как нержавеющая сталь и титан, а также разработать конструктивные средства борьбы с деформациями планера при нагреве.

Впервые в истории управляемых ракет в стратегической крылатой ракете была применена автономная система управления с астрокоррекцией. Применить обычную инерциальную систему наведения в стратегической крылатой ракете было невозможно, так как с учетом дальности стрельбы вероятное отклонение от точки прицеливания составило бы десятки километров. Поэтому во всех американских и советских крылатых ракетах была принята инерциальная система наведения с астрокоррекцией.

Суть астрокоррекции заключается в том, что специальная оптическая система автоматически находит две определенные звезды, а затем автоматически следит за ними. Таким образом, постоянно производится замер «высоты» звезды над горизонтом и на карте строится так называемая окружность равных высот. Пересечение таких окружностей для двух звезд дает точное положение ракеты в данный момент. Далее данные передаются автопилоту, который производит коррекцию курса ракеты, а по достижении географического места цели переводит ракету в пикирование.

Ракеты с системой астрокоррекции должны лететь на максимальной высоте, насколько позволяют возможности воздушно-реактивного двигателя. На высоте 18–25 км звезды днем видны так же ярко, как и ночью, и система астрокоррекции может работать круглосуточно независимо от погодных условий.

В СССР работы по созданию системы астрокоррекции велись с 1947 г. В рамках НИИ-88 была создана лаборатория, занимавшаяся автоматической астрокоррекцией, ей руководил И. М. Лисович. Позже это подразделение было переведено в НИИ-1.

Со второй половины 1952 г. по 1954 г. опытная система астрокоррекции испытывалась на самолете Ил-12, а с 1954 г. по 1955 г. — на бомбардировщике Ту-16. В полете на 4000 км система имела ошибки в пределах 3,3–6,6 км. Причем полет проходил на высоте около 10 км, а на высотах вдвое больших система, соответственно, должна была работать лучше.