Самолеты мира, 1998 № 01 - [20]
Boeing IM-99A Bomarc
Маршевая ступень представляла собой крылатую ракету с треугольным крылом. После отстыковки разгонной ступени она совершала самостоятельный полет с помощью двух маршевых СПВРД Curtiss-Wright Corp. RJ-47. Для отработки маршевой ступени был разработан аналог Х-10. который проходил летные испытания самостоятельно, без первой ступени. На нем устанавливался вначалеТРД WestingauseJ-40. а позднее ТРД Pratt-Whitney J-57. При первом полете, состоявшемся 6 ноября 1956 г, из-за дефекта в системе управлений на высоте в 2 мили {3200 м) ракета была уничтожена; 80 втором возникли неполадки в ускорителе; в третьем и четвертом - трудности с зажиганием ПВРД. US Air Force 11 июля 1957 г аннулировало контракт на разработку «Navaho». Оставшиеся семь ракет были использованы при реализации программы RISE (Research in Supersonic Environment) для проведения замеров температур и давления на скорости, соответствующей числу М=3. В пятом пуске, состоявшемся 12 августа 1957 г., удалось получить дальность полета 300 миль (480 км). В восьмом полете 10 января 1958 г. была достигнута дальность 2000 миль (3200 км) -максимальное значение, полученное, на Зтой ракете. Последний одиннадцатый пуск-Navaho» состоялся 18 ноября 1958 г.
Как уже говорилось, в СССР научно-исследовательские работы по сверхзвуковым МКР были начаты еще во второй половине сороковых годов. Согласно постановлению правительства от 13 февраля 1953 г. в ОКБ-1 НИИ-88 приступили к созданию экспериментальной крылатой ракеты (ЭКР) с дальностью полета 800 км, предназначенной для проверки основных принципов и технических решений, закладываемых в МКР. После передачи этой темы в авиационную промышленность в мае 1954 г. задание на разработку МКР получили ОКБ-23 В.М. Мясищева и ОКБ-301 МАЛ С.А. Лавочкина.
Мясищевская ракета «Буран» (индекс «40») должна была нести нагрузку в полтора раза большую, чем "Буря". СПБРДРД-018А с диаметром камеры сгорания 2000 мм для маршевой ступени создавался в ОКБ-670 ММ. Бондарюка, его дублировало ОКБ-36 В,Д, Добрынина. Разработка ЖРД для двигательной установки первой ступени велась в ОКБ-456 Глушко. После проведения аэродинамических, динамических исследований и компоновки «бурана» в 1954 г. предварительно приняли одно-двигательную схему для маршевой ступени, а для первой ступени - схему с четырьмя ускорителями. Маршевая ступень получила индекс "42", ускорители - "41". МАП предъявил на рассмотрение ВВС эскизный проект Бурана 12 сентября 1955 г. В марте следующего года он был взят за основу для дальнейшей разработки ракеты. Однако в августе 1956 г, от ОКБ-23 потребовали установить новый боезаряд большего веса. -Буран» пришлось перекомпоновать. Уже в октябре МАП представил заказчикудополнения к эскизному проекту и макет крылатой ракеты с новым боезарядом *40А». Точно так же, как на «Буре», на «Буране» предполагалось использовать титановый сплав ВТ-5, из-за отсутствия которого в мае - апреле 1957 г. рабочие чертежи на первые восемь «4QA» пришлось переделать под нержавеющую сталь.
Первая ступень «Бурана» включала в себя крылатую ракету «42А» и закрепленные на ней (симметрично относительно ее продольной оси) четыре ускорителя «41А». В передней и средней частях ускорителей располагались баки для компонентов топлива - окислителя АК-27И, горючего (вероятно, керосина) и перекиси водорода, в хвостовой части - ЖРД конструкции ОКБ-456 МОП с тягой 70000 кгс. Для воспламенения топлива в камерах сгорания использовалось пусковое топливо ТГ-02, самовоспламеняющееся при взаимодействии с окислителем АК-27И. На каждом ускорителе было установлено по четыре газовых руля в одном сбрасываемом отсеке.
Второй (маршевой) ступенью являлась сама крылатая ракета, выполненная по нормальной самолетной схеме со среднерасположенным тонким треугольным крылом и трапециевидным оперением. Корпус имел цилиндрическую форму и состоял из трех частей: передней, средней и хвостовой. В хвостовой части установили СПВРД РД-018А. Топливо поместили в пяти герметичных топливных отсеках, на которые разделялось пространство между наружной и внутренними обшивками средней части. Сверху этой части имелся гаргрот с размещенными в нем приборами астронавигационной системы управления и автопилота, электрооборудование и другая аппаратура. Передняя часть корпуса, несущая боевой заряд, выполнялась отделяемой. Пространство между коком и обтекателем, из которых состояла передняя часть, служило входным каналом диффузора двигателя. По всей длине передней и средней частей проходил канал воздухозаборника СПВРД,
Старт «Бурана» производился вертикально со стартового стола. С момента отрыва ракета управлялась газовыми рулями, затем шло переключение на воздушные рули, а газовые сбрасывались. После достижения соответствующей М~3,2 скорости происходило выключение ЖРД ускорителей и спустя две секунды - сброс ускорителей. Через несколько секунд включался маршевый СПВРД, Затем ракета достигала вершины траектории участка выведения - около 20000 метров, скорость снижалась до скорости маршевого полета - 3290 км/ч (М-3,1) и включалась астронавигационная система. Далее происходило снижение высоты полета ракеты с высоты 20000 до 17400 метров- Заброс траектории на участке выведения осуществлялся с целью получения максимальных скоростных напоров, приблизительно равных максимальным скоростным напорам на участке маршевого полета. На этом этап выведения заканчивался. Маршевый полет проходил с постоянной скоростью, соответствующей числу М=3,1. По мере выгорания топлива высота полета возрастала до 24700-25200 метров в районе цели. По достижении заданной географической точки производилось отделение головной части и начинался участок свободного падения головной части корпуса на цель.
