Послевоенное развитие авиации в течение нескольких десятилетий преследовало все то же “преодоление барьеров” и сопровождалось гонкой за все большей скоростью и высотой. В полной мере это относилось и к ракетной технике. Пересмотр взглядов на роль военной авиации, в том числе и с учетом стремительно растущей ее дороговизны, в начале 70-х гг. привел к парадоксальным еще несколько лет назад решениям о приоритетности отнюдь не гиперзвуковых и сверхвысотных самолетов, но многорежимных машин (и систем вооружения), с обширными возможностями и гибкой тактикой применения. Такие самолеты обеспечивали бы широкий диапазон тактических приемов, сочетая быстроту реагирования с совершением сверхзвукового броска к цели, маловысотный прорыв и скрытное преодоление ПВО, повышенную точность и результативность удара.
В полном объеме это касалось стратегической авиации, наиболее сложной и дорогой, притом ориентированной на решение важнейших задач при известном конкурировании с другими родами войск (в первую очередь, РВСН). Новые перспективы разом поставили крест на проектах скоростных стратосферных монстров, недостаточно эффективных, но чересчур уязвимых в условиях все более совершенной ПВО, освоившей загоризонтные дальности с использованием новых средств обнаружения и наведения, самолетов ДРЛО и информационных систем, позволявших вводить в бой свои перехватчики на удалении в 700-900 км. Зоны поражения ЗРК расширились более, чем на сотню км, и скорость и высота сами по себе уже не могли служить щитом ни для ударных самолетов, ни для их сверхзвуковых крылатых ракет, встречаемых плотными заслонами новых зенитных средств и «теряющихся» в помеховой обстановке систем РЭБ, ставших неотъемлемой частью современной ПВО.
Особенно остро это ощущалось в отношении стратегических авиационных систем поражения — многотонные ракеты большой дальности были громоздки, заметны и легкоуязвимы для ПВО, в качестве защиты от которой по-прежнему приходилось полагаться на скорость и высоту — увы, выглядевшие весьма условно и не гарантировавшие доставки к цели мощнейших ядерных зарядов. С другой стороны, прежняя ставка на удар сверхмощными мегатонными боеприпасами, разом решавшими любую задачу, уступила более рациональным подходам — поражению важнейших объектов противника рассчитанными точными ударами с выводом из строя ключевых узлов его обороны и инфраструктуры (такими могли являться центры государственного и военного управления, ядерные объекты, ракетные, авиационные и морские группировки, энергетические и транспортные узлы, склады и резервы и т.п.). Несомненным достоинством высокоточного оружия выступала возможность поражения защищенных и высокопрочных объектов (к которым и относилось большинство подобных целей, зачастую укрытых под землей метрами бетона), недостижимых обычной «грубой силой».
Подобно ударным самолетам, основным способом преодоления ПВО и проникновения к цели должен был стать низковысотный полет — прижимаясь к земле и скрываясь за рельефом местности, ракета получала больше шансов остаться незамеченной, а перехват ее существенно затруднялся (чему способствовал также маневр по курсу и высоте с огибанием препятствий).
В число других требований к ракетам нового поколения включалось значительное повышение дальности — как ответ на растущие возможности ПВО, она должна была обеспечить применение за пределами досягаемости средств территориальной обороны противника, его истребителей и систем обнаружения (в противном случае внезапность удара срывалась, и тот получал возможность изготовиться к отражению атаки); уязвимость ракет должна была снизить помехозащищенная система наведения и меры по снижению заметности — малые размеры, компоновка и покрытия, максимально уменьшающие отражающую поверхность.
В свою очередь, компактность ракеты становилась одним из определяющих условий, позволяя разместить на борту носителя их значительное число, существенно повышая вероятность выполнения задачи и эффективность удара, позволяя атаковать групповые и сложные объекты, в том числе с выведением из строя ПВО и последующим поражением цели. Потребность повысить вооруженность самолета диктовалась и постоянно растущей стоимостью новых машин, вынуждавшей ограничивать аппетиты меньшим их числом, но повышая при этом их ударные возможности. Цифры говорили сами за себя: если в 50-х годах Стратегическое Авиационное Командование США могло позволить себе содержать более 2000 бомбардировщиков В-47, то уже в 60-х годах общий заказ на В-52 составил только 744 самолета, а в 1981 году удалось изыскать средства лишь на сотню новых В-1.
Однако оснащение их более современным и эффективным вооружением, в том числе и с количественным его усилением на борту, позволяло не только поддерживать, но и значительно повышать боевой потенциал и при сокращении самолетного парка.
Разработка ракет нового поколения для авиации, армии и флота началась в США в начале 70-х гг. В ВВС положение со средствами поражения стратегических самолетов выглядело все более неудовлетворительно: главная ударная сила бомбардировщиков САК — «Хаунд Дог», ракеты без малого 5-тонного веса с мегатонным зарядом, отжили свое и подлежали списанию, а новые малогабаритные ракеты SRAM имели на порядок меньшую дальность. Предложенная замена выглядела нетрадиционно: малогабаритная дозвуковая крылатая ракета с дальностью до 2500 км, наводившаяся автономной инерциальной системой повышенной точности, дополненной корреляционной системой, использовавшей эталонное изображение рельефа местности с характерными высотами по маршруту полета для коррекции курса. Радиовысотомер, служивший для «считывания высоты», обеспечивал и работу системы управления, ведущей ракету на предельно малых высотах. Точность наведения описывалась величинами КВО порядка нескольких десятков метров (вместо обычных для прежних ИНС 0,1...0,2% от дальности, на удалении аж в 1500 км приводивших, в лучшем случае, к полукилометровым отклонениям).
Очевидно, что точностные характеристики напрямую влияли на потребную для решения задачи поражающую мощность БЧ. При подготовке боевой задачи соответствующие величины рассеивания, характеризуемые круговым вероятным отклонением от цели, служат основой для назначения потребного числа носителей и средств поражения, их типа и мощности, варианта применения, нормы поражения объекта (уничтожения, вывода из строя или повреждения на короткий срок) и т.п. Этим диктовалось снаряжение стоявших на вооружении межконтинентальных баллистических ракет мегатонными боеголовками — точностные параметры у них были в десятки раз хуже, взрыв на удалении от объекта мог не обеспечить причинения ему достаточного ущерба и выведения из строя, требуя наращивать мощь и радиус поражения. Уменьшение же «разброса» давало возможность обойтись менее мощным зарядом, для новых ракет оценивавшимся в 200 кТ, причем совершенствование его конструкции позволяло оснастить ракету компактной БЧ сравнительно небольшого веса — всего 120 кг, при котором масса всего изделия вписывалась в 1200 кг (для сравнения — БЧ «Хаунд Дог» весила порядка тонны).
При небольших размерах ракета отличалась минимальной отражающей поверхностью — за счет “гладкости” аэродинамических обводов и практического отсутствия всяких острых кромок, целей и отражающих элементов, что снижало ее ЭПР в десятки раз. Привлекательными выглядели и экономические соображения — по заверениям разработчиков «Боинг» и «Дженерал Дайнемикс», стоимость новых ракет была в 15 раз меньше, чем у стоявших на вооружении МБР, служивших для решения тех же задач (не говоря уже об эксплуатационной простоте и дешевизне обслуживания в сравнении с многотонной МБР).
Для размещения на подвеске самолета или в пусковом устройстве выступавшие крыло и оперение складывались, и общие размеры ракеты не превосходили габаритов корпуса. При этом на внутренней подвеске В-52 могли находиться до 16 таких ракет, а с использованием внешних держателей самолет мог нести их до 28 (более чем впечатляюще по сравнению с парой прежних «Хаунд Дог», вдвое уступавших новым ракетам по дальности и на порядок — по точности попадания).
Программа крылатых ракет воздушного базирования получила тождественное наименование ALCM (Air Launched Cruise Missile); прямой перевод звучал как «крейсерские (или маневрирующие) ракеты», подчеркивая их отличие от прежних сверхзвуковых высотных самолетов-снарядов, однако в отечественной терминологии утвердилось идиоматическое сочетание «дозвуковые крылатые ракеты». В полном объеме американская программа развернулась с 1975 года, а в феврале 1980 года последовало решение о принятии ALСM на вооружение. Энергично взявшись за дело, уже в августе того же года американцы доработали под ракетную систему первые В-52. Всего были переоборудованы 210 таких машин, к которым впоследствии должна была присоединиться сотня новейших В-1. В декабре 1982 года части, оснащенные системой ALСM, достигли боевой готовности. Одновременно крылатыми ракетами оснащался флот и армия, развернувшие сотни их в Европе, у границ стран Варшавского договора, откуда те могли достичь целей до самого Урала.
* * *
«Пока гром не грянет, мужик не перекрестится» — этой пословицей полностью описывалась позиция советской стороны. В ходе масштабных работ над перспективным тяжелым бомбардировщиком и комплексом вооружения для него с конца 60-х гг. рассматривался ряд вариантов ракет средней и большой дальности, среди которых были сверхзвуковые «Метеорит» НПО Машиностроения В.Н. Челомея и Х-45 Дубнинского МКБ “Радуга” — внушительные изделия более чем 10-м размера с массой в несколько тонн, которых тяжелый бомбардировщик мог бы нести, в лучшем случае, не более двух.
В то же время в НИИ Авиационных Систем, занимавшемся разнообразными исследованиями, испытаниями и вопросами оценки и эффективности авиаракетной техники, с 1968 года в рамках темы «Эхо» изучались возможности и перспективность иного направления — ракеты большой дальности, которая обладала бы повышенной эффективностью благодаря существенному улучшению точности и скрытности полета. Расчеты показывали рациональность такого подхода. Уже в первом приближении определялся облик такой ракеты — компактной, небольших размеров, способствующих снижению заметности, с ярко выраженными дозвуковыми характеристиками (по условиям дальности), реализующей маловысотный профиль полета с огибанием рельефа местности, складки которого служили бы дополнительной мерой маскировки от существовавших средств обнаружения и поражения ПВО (способ, уже апробированный ударной авиацией).
В 1971 году руководство Дубнинского МКБ «Радуга» обратилось в правительство с инициативным предложением о разработке такой ракеты, однако приводимое обоснование не убедило ВПК. Ряд авторитетных организаций, оценивая проект «низколетящей дозвуковой крылатой ракеты», счел ее неприемлемой, указав, в частности, на такие «очевидные недостатки», как скорость и высотность, уступавшие даже имевшимся системам (в ряде отзывов предложение и вовсе характеризовали как «чистой воды фантазию»). По иронии судьбы, через несколько лет именно эти характеристики стали выступать преимуществами.
Программа американцев приобрела характер настоящей кампании, подхваченной мощным паблисити вокруг истинных и мнимых достоинств нового оружия. Крылатые ракеты были, что называется, на слуху у всех — от дипломатов до демонстрантов. Однако, пока борцы за мир во всем мире занимались своим делом, партия и правительство предприняли ряд весьма энергичных мер. Реальная угроза перевеса сил в пользу США и сам факт наличия у западного блока качественно нового класса стратегических наступательных вооружений (к тому же по ряду параметров не подпавших под ограничения имевшихся договоров) требовали ответной реакции, притом как можно более скорой. В конечном счете, рассмотрением вопроса занялся Военный Совет под началом Д.Ф. Устинова, затребовавший материалы по отложенной «на полку» теме «Эхо». Имел место и политический резон: в ходе ведущихся переговоров о сокращении стратегических вооружений назревала перспектива лишения Советского Союза изрядной части баллистических ракет наземного базирования, по числу которых имелось преимущество; при этом, по сути, советская сторона не имела сколько-нибудь существенной авиационной составляющей в стратегической ядерной триаде. Несмотря на позицию оппонентов во главе с В.Н. Челомеем, упиравшим на «вчерашний день» дозвуковых систем, программе был дан «зеленый свет».
8 декабря 1976 года правительством было принято Постановление о создании отечественного ракетного комплекса, с крайне жесткими сроками реализации. В силу срочности задания и разноречивости требований армии, ВМФ и ВВС, от его унификации отказались, поручив разработку вариантов сухопутного, морского и воздушного базирования разным организациям. Свердловское НПО «Новатор» занялось созданием комплекса ЗК10 «Гранат» для флота и его армейского варианта ЗК12 «Рельеф». Специализировавшаяся на авиационных ракетах дубнинская «Радуга» получила задание на ракету большой дальности для воздушного комплекса, получившую наименование Х-55.
Для конструкторов «Радуги» задание не явилось неожиданностью. Работы над новым изделием начались еще полугодом ранее, с лета 1976 года. Хотя это не снимало сложности и широты круга проблем, но — нет худа без добра — появление первых результатов американской программы ALCM показывало, какими принципами и направлениями те руководствовались, какой технический облик решений и что следует им противопоставить. В силу, в полном смысле слова, государственного значения проводившихся работ им уделялось особое внимание со стороны Военно-Промышленной Комиссии (ВПК) при Совмине и ЦК КПСС, по линии которого контроль осуществляли лично начальник оборонного отдела ЦК И.Д. Сербин и секретарь ЦК по оборонным вопросам Л.П. Рябов — люди, облеченные немалой властью и имевшие заслуженную репутацию начальства жесткого и настойчивого. По линии МАП ответственным был назначен замминистра И.С. Силаев, от самого ПО «Радуга» — Генеральный Конструктор И.С. Селезнев. В осуществлении программы были задействованы более 100 предприятий, КБ и НИИ МАП, Минрадиопрома и других ведомств.
Помимо задач, обычных для конструкторов — формирование схемы нового изделия, разработка его планера, выбор силовой установки, компоновка агрегатов и систем — встала проблема принципиального толка с созданием системы наведения, которая при оговоренной дальности, малой высоте и скрытности полета обладала бы высокой точностью, автономностью и помехозащищенностью. К этому времени в ВВИА им. Жуковского группа под руководством профессора А.А. Красовского добилась значительных успехов в направлении, названном «экстремальная навигация». Слово «экстремальная» относилось при этом отнюдь не к условиям решения задачи, но к ее алгоритму — ориентации относительно некоторых пиков-экстремумов, которые служили бы опорными точками в процессе наведения. На прикладном уровне навигация в полете этим методом осуществлялась бы посредством сравнения заданной эталонной картины рельефа местности и текущих значений реальных высот, учетом и обработкой расхождений с их корреляцией внесением управляющих команд, корректирующих полетный курс. Само наименование и восходило к решению задачи управления посредством считывания высот — «функциональных экстремалов». Казалось бы, чисто теоретическая задача на деле имела под собой достаточно надежную и, что называется, «земную» опору — земная поверхность повсеместно обладает достаточно индивидуальным и практически неповторимым характером с присущим каждому району набором высот и их перепадами. Соответственно, заложенная в программу «картинка» рельефа является достаточно точным отражением координат этого участка, а считывание текущих высот по маршруту посредством бортового радиовысотомера может служить надежной основой наведения. Оценка точности наведения с учетом многих факторов рельефных полей местности была проведена группой Ю.С. Осипова (впоследствии — президента Российской Академии Наук).
Одновременно с помощью работавшей «на ощупь» системы открывалась возможность управления полетом на предельно малых высотах с огибанием рельефа местности; сами создатели метода описывали проблематику и изящество решения фразой из известного фильма: «Тот, кто нам мешает — тот нам и поможет!» Подчеркивая оптимизацию как основу методики экстремальной навигации, разработчики приводили в качестве аналогии известный пример устойчивого положения объекта — «шарик в лунке», у которого любое отклонение от заданного «нижнего экстремума» тут же приводит к скатыванию в прежнее состояние. Сходным образом и ракета как объект управления, уклонившись в сторону от траектории, где высоты рельефа отличились от заданных, «скатывалась» обратно на верный курс (на жаргоне программистов — «правило конвоя: шаг влево, шаг вправо — ...»).
Проектирование новой ракеты сопровождалось решением массы проблем. Если общий облик, формировавшийся не без влияния американского образца (что при аналогичных требованиях было вполне объяснимо, и проект ракет «Новатора» имел много общего с дубнинским), определялся вполне однозначно как крылатый летательный аппарат дозвукового типа классической самолетной схемы, то конструкторские решения потребовали качественно иных подходов, чем прежние разработки МКБ, где в течение предыдущих десятилетий преследовались, в основном, цели «выше и быстрее». Теперь во главу угла ставилась небывалая прежде дальность в 2500 км и малозаметность полета, требовавшие высокого аэродинамического качества при минимальной массе и как можно большего запаса топлива при возможно более экономичной силовой установке. Задача осложнялась растущими аппетитами заказчика, требовавшего разместить на самолете-носителе, по крайней мере, не меньше ракет, чем могли нести ракетоносцы потенциального противника (для В-1 эта цифра оценивалась 16 ракетами ALCM). Обоснование диктовалось потребностью массирования удара при прорыве ПВО, жертвой которой стала бы часть дозвуковых и, в известной мере, уязвимых КР, но остальные в залпе достигли бы цели. Взлому ПВО способствовал и предложенный способ «встречного подрыва» ядерных зарядов ракет в ответ на усилия зенитчиков, который бы подавил сопротивление и расчистил коридор для идущих следом КР.
Соответственно, масса будущего изделия ограничивалась 1200 кг, из которых 2/3 приходилось на топливо. При требуемом числе ракет их размещение на носителе диктовало предельно компактные формы и делало необходимым складывание практически всех выступающих агрегатов — от крыла и оперения до двигателя и даже законцовки фюзеляжа (прежде опыт подобных решений на дубнинских авиационных ракетах не шел дальше складного нижнего киля и «пилотки» у Х-22).
Требования по дальности определяли использование прямого крыла большого удлинения, по тем же соображениям скорость ограничивалась экономичной дозвуковой (что позволяло использовать и менее мощные рулевые приводы). В целом проектирование крылатой ракеты подчинялось закономерностям, аналогичным самолетам-рекордсменам дальности: предельно легкий планер, крыло с небольшой удельной нагрузкой и высоким аэродинамическим качеством, конструкция со значительной весовой отдачей (в первую очередь, по топливу) и использование оптимальных экономичных полетных режимов (с поправкой на маловысотный полет). Достижению весового совершенства способствовали заложенные при прочностном проектировании типовые расчетные случаи, описывавшиеся небольшими перегрузками, что позволило минимизировать массу конструкции.
Определяющим являлся вопрос выбора силовой установки. Наиболее подходящим по обеспечению основных летных характеристик, удельным расходам и продолжительности работы являлся малогабаритный двухконтурный ТРД с тягой порядка 300 кгс, однако двигателей такого класса в стране не было и ранее задача их создания не стояла. Разработкой занялись несколько моторостроительных КБ — московское НПО «Союз», омское МКБ, куйбышевский НТК им.Н.Д.Кузнецова. Помимо ДТРД, предлагалась и винтовентиляторная установка с соосными толкающими винтами, однако это решение не нашло признания ввиду неотработанности и большого технического риска, притом еще и будучи малопригодным для ракет на внутренней подвеске с торчащими многочисленными лопастями винтов. По результатам испытаний наиболее приемлемым явился проект МНПО «Союз» (в разное время известного как «фирма» А.А. Микулина и С.К. Туманского). Разработанный под руководством главного конструктора О.Н. Фаворского малоразмерный ДТРД Р-95-300 выглядел настоящей крохой рядом с другими двигателями фирмы, занимавшейся созданием силовых установок для боевых самолетов.
Р95-300 (изделие 95) развивал статическую взлетную тягу 300...350 кгс, обладая крайне небольшим поперечным размером в 315 мм при длине 850 мм. Принято считать, что в общем случае в силу конструктивных и технологических проблем малогабаритные ТРД в сравнении с полноразмерными двигателями отличаются намного худшими удельными данными, низким весовым совершенством и экономичностью. Однако у Р-95-300 при собственной массе 95 кг весовая отдача составила впечатляющую цифру — 3,68 кгс/кг, на уровне ТРД современных боевых самолетов (так, с килограмма собственной массы двухвального ТРД Р-95Ш штурмовика Су-25 удается «снимать» на максимальном режиме 4,14 кгс). Крохотный осевой компрессор Р95-300 со степенью двухконтурности, равной 2, обеспечил степень сжатия 8,5 (8,66 — у штурмовика). При потреблении воздуха на взлетном режиме 7,5 кг/с (едва ли одна десятая от «настоящих» ТРД) его удельный расход воздуха составил лишь 0,785 кг/кгс х ч — значительно меньше, чем аналогичный параметр ТРД и ДТРД боевых самолетов (у Р-95Ш — 0,86 кг/кгс х ч, у НК-22 — 0,96 кг/кгс х ч).
Отличительной особенностью Р-95-300 являлась компактность устройства — все его узлы и оборудование скомпонованы в одном корпусе малого диаметра — «бочонке». Ряд зарубежных двигателей этого класса, с целью удешевления и упрощения конструкции, способен выполнять чисто утилитарную функцию обеспечения одного режима с заданной тягой без возможности регулировки. Р95-300 создавался с учетом достаточно широкого полетного диапазона, свойственного крылатым ракетам, с возможностью маневра по высоте и скорости. Регулировки тяги требовало также изменение массы ракеты в полете по мере выработки топлива, уменьшавшейся более чем вдвое. Для выполнения полетной программы и регулирования Р95- 300 оборудовался современной автоматической электронногидромеханической системой управления, реализующей набор необходимых функций — контрольных и «боевых», от запуска, регулировки тяги и расхода до остановки.
Поскольку полет ракеты на дальность продолжался несколько часов, обычные аккумуляторные источники энергообеспечения не обеспечивали столь продолжительную работу бортовых систем. Их питание осуществляется при помощи встроенного малогабаритного электрогенератора РДК-300, вырабатывающего для оборудования ракеты и самого двигателя до 4 кВА электроэнергии. По условиям пуска ракеты работа двигателя должна начинаться уже после сброса с самолета, что исключило использование его энергосистемы для запуска (как это делалось у «Комет», К-10 и X-20). Автономный запуск двигателя, с учетом его «одноразовости», осуществляется упрощенной пусковой системой от пиростартера с небольшой шашкой-газогенератором. Последний находится в хвостовом коке ротора и раскручивает турбину двигателя вырабатываемыми газами, выводя его на режим.
Помимо обычных сортов топлива — авиационного керосина Т-1, ТС-1 и других, для Р95-300 было разработано специальное синтетическое топливо Т-10 (децилин), высококалорийное, но и токсичное, с которым достигались максимальные характеристики (за что его и именовали «боевым»). Особенностью Т-10 была его высокая текучесть, требовавшая особо тщательной герметизации и выполнения всех уплотнений топливной системы.
Двигатель долгое время являлся секретным, как и его наименование Р95-300, восходившее к «открытому» для служебной переписи «изделию 95». Сам индекс Р95-300 в комплексе мер прикрытия имел целью ввести зарубежных аналитиков в заблуждение, давая возможность думать, что речь идет о производстве одного из вариантов упоминавшегося выше двигателя штурмовика Р-95Ш, скрывая существование ракетного двигателя под «ширмой» широко известного и поставляемого на экспорт ТРД — полноразмерной силовой установки с массой и габаритами, на порядок превосходившими компактный ракетный «двухконутрник». После рассекречивания конверсионный вариант, предлагавшийся для легкомоторной авиации, выставлялся под наименованием РДК-300 (реактивный, коммерческий). Как и прочие агрегаты ракеты, в сложенном состоянии гондола с двигателем находилась убранной в фюзеляж, выпускаясь на пилоне при пуске. Такое решение при работе двигателя образовывало идеальное по простоте и условиям работы входное устройство, минимизируя аэродинамические потери на входе потока в двигатель (свойственные компоновке американских ракет с надфюзеляжным изогнутым длинным воздушным каналом или выпускаемым «совком» воздухозаборника). Однако конструкция существенно усложнилась за счет кинематики выпуска, организации фиксирования двигательной гондолы и подачи топлива. Одновременно потребовался учет перебалансировки при изменении всей конфигурации ракеты в ходе выпуска двигателя и раскладки крыла и оперения, полностью меняющих аэродинамику изделия, которое при этом должно было сохранять устойчивость.
Компонуя ракету, конструкторы использовали ряд других весьма нетрадиционных и оригинальных решений. Потребность в размещении значительного запаса топлива при ограниченных размерах привела к организации всего фюзеляжа в виде бака, внутри которого в герметичных проемах размещались крыло, БЧ, арматура и ряд других агрегатов. Плоскости крыла для компактности складывались в фюзеляж, помещаясь одна над другой, подобно лезвиям перочинного ножа. При выпуске плоскости оказывались на разной высоте относительно строительной горизонтали изделия, фиксируясь с разными углами установки (левая — выше по полету, правая — ниже), из-за чего в полетной конфигурации Х-55 становилась асимметричной — решение, в авиации выглядевшее достаточно необычным. Складным выполнялось и хвостовое оперение, все поверхности которого были рулевыми, причем консоли стабилизатора шарнирно «ломались» дважды. Киль поначалу складывался набок, но затем консоли унифицировали, и на киле появился еще один дополнительный шарнир. Для сокращения общей длины убирающимся сделали и хвостовой кок, складывавшийся «гармошкой». Стягивавшая его нихромовая проволока при сбросе пережигалась электрическим импульсом, и кок расправлялся пружиной.
Помимо хорошей аэродинамики за счет небольшого миделя и чистоты обводов, ракета характеризовалась минимальной заметностью как в радиолокационном, так и в тепловом диапазонах, что затрудняло ее обнаружение имевшимися средствами ПВО. Наряду с компактностью совершенно гладкой «сигары», поверхность которой была избавлена от контрастных щелей и острых кромок, двигатель укрывался под фюзеляжем, также широко использовались новые конструкционные и радиопоглощающие материалы. Так, крыло и оперение практически целиком выполнялись из композиционных материалов, монолитным являлся и весь носовой неметаллический кок из кремнийорганического композита.
Проект, получивший шифр «изделие 120», был завершен в кратчайшие сроки. Сборка первых опытных образцов началась в Дубне в начале 1978 года. Компоновка, однако, сложилась не сразу, и конструкция претерпела ряд изменений в размещении силовой установки, оперения и устройства раскладки консолей и двигательной гондолы. Как и предусматривалось, наведение ракеты осуществлялось автономной автокорреляционной инерциальной системой с коррекцией по рельефу местности (возможности собственно ИНС даже нового поколения при заданной дальности не обеспечивали должной точности — так, ИНС Литтон LN35 у американских крылатых ракет характеризовалась погрешностью наведения и уводом за час работы в 900 м, притом что полет на максимальную дальность длился до 2,5-3 ч). Корреляционная система, включающая цифровые ЭВМ, с помощью бортового высотомера осуществляла контроль соответствия текущих высот рельефа с заложенным в программе профилем, возвращая ракету на заданный маршрут.
Характеризуя надежность методики, разработчики метафорически сравнивали неповторимость земной поверхности с индивидуальностью отпечатков пальцев. Практически каждому району была свойственна своя «картинка» рельефа, причем отличная для разных направлений и маршрутов подлета, что позволяло более гибко и без шаблона программировать полет, при необходимости закладывая обманные маневры. Известные проблемы возникали лишь при полете над морской поверхностью, пустынными и приполярными пространствами с однообразным рельефом, что и обуславливало некоторый разброс в точностных характеристиках, зависевших от типа рельефа по маршруту — над «плоской» равниной системе трудно было ориентироваться (впрочем, посреди океана, в полярных льдах и тундре стратегические цели и не располагались). Сбой в работе коррелятора могли вносить и, напротив, чересчур резкие перепады высот в гористой местности в силу особенностей математического решения задачи. Помимо высотомера, система комплектовалась ДИСС с повышенной точностью определения скорости и сноса (на малых высотах влияние ветра и струйных течений могло внести многокилометровые отклонения от курса). Обычный автопилот на Х-55 заменила электронная бортовая система управления БСУ-55, отрабатывавшая заданную программу полета со стабилизацией ракеты по трем осям, удержанием скоростного и высотного режима и возможностью выполнения заданных маневров для уклонения от перехвата. Основным режимом являлся проход маршрута на предельно малых высотах в 50-100 м с огибанием рельефа, «прячась» за складками местности, холмами и возвышенностями, на скорости порядка М=0,5...0,7, соответствующей наиболее экономичному режиму. Х-55 оснащалась вновь разработанной компактной термоядерной БЧ с зарядом мощностью 200 кТ. При заданной точности, описываемой величиной кругового вероятного отклонения не более 100 м, мощность заряда обеспечивала поражение основных целей — стратегических центров государственного и военного управления, военно-промышленных объектов, баз ядерного оружия, пусковых ракетных установок, включая также защищенные объекты, укрытия и т.п. Помимо собственно конструкторских и производственных задач, внедрение новой ракетной системы потребовало масштабных работ по ее программному обеспечению. Выполнение будущих задач обусловило необходимость картографирования многочисленных районов, в которых располагались намеченные цели. Для съемки точных цифровых карт рельефов, служивших основой для программирования полетных заданий, были привлечены все возможные средства, включая космическую группировку с разведывательными спутниками и орбитальными станциями. При этом предусматривалась возможность пуска из разных точек и атаки целей с различных направлений, для чего в память системы закладывалась соответствующая матрица с одной из десятка возможных цифровых карт подхода к объекту и маршрута. Наилучшая точность и надежность наведения достигалась обычно при прокладке маршрута вдоль речных долин, тянущихся по низинам местности и окаймленных возвышенными берегами — естественными «желобами», по которым и шла ракета.
Примечательной особенностью программы, при всей новизне и сложности, стали скорые сроки ее реализации, притом что работы удавалось вести в соответствии с установленным правительственным заданием жестким графиком. Спустя 15 месяцев после его получения, к весне 1978 года, в опытном производстве «Радуги» уже находились на сборке первые изделия. Однако стоявшая задача налаживания массового производства крылатых ракет требовала не менее объемных и кропотливых работ по их доводке, испытаниям и отработке технологий для серийного выпуска. По опыту было известно, насколько трудоемким и проблемным является этот этап, в буквальном смысле определяющий будущую судьбу изделия. Дубнинское производство ДПО «Радуга» в это время было загружено серийным выпуском ракет Х-22. Вопрос требовал решения — в цехах уже находилась опытная партия ракет.
Продолжение следует
Статья была опубликована в февральском номере журнала "Наука и техника" за 2010 год
