Однако задача создания управляемого вооружения для наиболее массовых фронтовых бомбардировщиков не снималась. Хотя производство Ил-28 было действительно завершено в 1957 г., более шести тысяч уже построенных бомбардировщиков нуждались в эффективном оружии. Кроме того, предусматривалась разработка и серийный выпуск намного более совершенных самолетов. Несмотря на то, что работы по непосредственному преемнику Ил-28 – сверхзвуковому Ил-54 прекратили с середины пятидесятых годов, будущее фронтовой авиации еще не ставилось под сомнение и связывалось с новым бомбардировщиком Ту-98, который предполагался к серийной постройке с конца шестой пятилетки под обозначением Ту-24.
Разрабатывавшиеся образцы ракет «воздух-поверхность» были слишком тяжелы и громоздки для фронтовых самолетов. Самой легкой была созданная в начале пятидесятых годов ракета КС, но и она по весу практически соответствовала максимальной бомбовой нагрузке Ил-28 и была абсолютно несовместима с ним по габаритам – самолет был всего вдвое длинней ракеты. К тому же сама КС уже рассматривалась как неперспективная, а разрабатывавшаяся ей на смену ракета КСР была еще более тяжелой – она весила более 4 т.
Исходя из возможностей Ил-28 и его предполагавшегося преемника перед предназначенным для этих носителей ракетным комплексом уже не ставилась задача гарантированного поражения бронированных линкоров и крейсеров, что определяло применение мощных фугасно-кумулятивных боевых частей весом около тонны. В качестве типовых целей рассматривались эсминцы, сторожевики, транспорты и десантные суда противника-
По приказу Министра общего машиностроения от 19 мая 1956 г. ГСНИИ- 642 было поручено исследование возможных направлений создания крылатой ракеты (по терминологии тех лет – управляемого самолета-снаряда) для перспективных фронтовых бомбардировщиков, предназначенной для поражения надводных кораблей и транспортов противника на дальностях 100…150 км с высот пуска 15000…20000 м.
По результатам совещания с заказчиком – 4-м управлением ВМФ – институтом были приняты следующие принципиально новые исходные положения, положенные в основу разработки ракеты.
носитель должен располагать возможностью свободного маневрирования после отделения самолета-снаряда;
скорость самолета-снаряда должна составлять не менее 2500 км/час при скорости носителя в момент пуска 800. .. 2000 км/час;
вероятность поражения типовой цели – эсминца на ходу 35 узлов, идущего в составе группы под курсовым углом 90° при волнении до 6 . 8 баллов должна быть не менее 0,8.
Отметим, что ни одна из разрабатывавшихся в те годы советских авиационных крылатых ракет не обеспечивала возможность применения по принципу «пустил и забыл» и не развивала скорость более двух скоростей звука.
Рассматривалось два направления разработки самолета-снаряда – вариант для внешней подвески с дальностью пуска 150 км и вариант, выполненный в более жестких габаритных ограничениях для подвески в бомбоотсеке. В последнем случае допускалось уменьшение дальности до 100 км.
Предусматривалось, что целеуказание будет поступать от самолетной РЛС «Инициатива» (разработчик – ОКБ- 483 Минавиапрома) или «Рубин» (разработчик – ОКБ-283 Минавиапрома) с ошибками по дальности до 200 м, по направлению – 0,8… 1,2° (соответствуют ошибке на местности 1,4…2,1 км при удалении 100км). Рассматривалось применение на борту самолета-снаряда радиолокационной головки самонаведения (ГСН), либо радиолокационного
визира с ретрансляцией информации на носитель. Прорабатывался и телевизионный визир, при благоприятных погодных условиях обеспечивающий возможность применения самолета-снаряда не только по кораблям, но и по разнообразным наземным целям.
Для оценки массо-габаритных параметров в качестве расчетного случая принимался пуск на дальность 50 км с высоты 100 м.
На основании рассмотрения большого числа компоновок (рис. 1,2 и 3), отличавшихся типом и числом двигателей, были получены минимальные веса самолета-снаряда от 1,6 т при использовании ТРД до 2,4т при оснащении ЖРД. Применение прямоточного воздушно-реактивного двигателя (рис.4) обеспечивало вес 1,93 т, но ограничивало условия пуска только сверхзвуковыми скоростями (точнее – числом М> 1,3). Рассматривалось также применение твердотопливного или, по терминологии того времени, порохового двигателя, который обеспечивал заданную дальность 100 км только при пусках с высот более 10000 м на скорости около 2000 км/час.
В результате проработок определился технический облик ракеты и ее основные характеристики, предложенные ГСНИИ-642 для формирования задания на эскизный проект. Диапазон дальностей определялся в 40… 150 км при пуске с высот 5000…20000 м на скорости 800…2000 км/час. На маршевом участке траектории скорость ракеты оценивалась в 2000…2500 км/час при высоте полета более 10 000 м и 1500…2000 км/час на малых высотах. При весе боевой части 350…400 кг (включая 250 кг взрывчатки) ракета могла весить 1500 кг и размещаться в отсеке с габаритами 4,5м х 0,9м х 0,9м.
В случае применения ЖРД диапазон дальностей сужался бы до 55…100 км при пуске с высоты 10000 м на большой сверхзвуковой скорости.
