Стратегический бомбардировщик: сверхзвуковой или дозвуковой? Часть 3

Вот мы и закончили рассказ о том, как в Соединенных Штатах Америки и в Советском Союзе создавалось IV поколение стратегических бомбардировщиков и как их появление повлияло на расклад сил на «глобальной шахматной доске» на последнем «пике» первой холодной войны. В дальнейшем мы надеемся продолжить эту тему и поговорить о тех «превратностях судьбы», которые ожидали эти бесспорно этапные боевые авиационные комплексы в девяностые годы, а затем и в наше время, когда холодная война вновь возобновилась. И конечно на этом фоне мы будем подробно освещать ход их модернизации – ведь без понимания причин, необходимости внесения существенных изменений в тактику применения этих самолетов, невозможно понять и оценить правильно то, как изменялся состав их вооружения и оборудования. Также не забудем и рассказать об эксплуатации самолетов и их боевом применении – а «понюхать пороху» пришлось и американскому В-1В, и российскому Ту-160. Их боевые операции тоже при внешнем, довольно поверхностном сходстве существенно отличались как по целям, так и по способам их достижения.

Но это будет в будущем, а пока мы предлагаем Вам, уважаемый читатель, немного статистики. Она будет интересна, прежде всего, тем, кто хочет более подробно познакомиться с развитием проектов и техническим обликом этих самолетов.

Стратегические бомбардировщики IV поколения Туполев Ту-160 и Рокуэлл Интернешнл В-1В – такие похожие и такие разные
Фото: 2.bp.blogspot.com

Стратегический бомбардировщик В-1 фирмы «Рокуэлл Интернешнл»

первый полет 23.12.74 г.

проект и опытная серия

Перспективный бомбардировщик, НИОКР. В начале 60-х гг. в США была проведена серия научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ (НИОКР) с целью определения облика стратегического бомбардировщика, приспособленного к прорыву эшелонированной ПВО:

• SLAP (Subsonic Low Altitude Penetrator);
• ERSA (Extended Range Strategic Aircraft);
• AMP (Advanced Manned Penetrator);
• AMPSS (Advanced Manned Precision Strike System);
• AMSA (Advanced Manned Strategic Aircraft).

Для реализации была выбрана последняя концепция.

AMSA (AdvancedMannedStrategicAircraft) проект, межконтинентальный стратегический бомбардировщик. Углубленные НИОКР были начаты в 1962 г. В 1965 г. были сформированы ТТТ к самолету AMSA (см. ТТХ). Самолет должен был иметь следующие технические особенности:

• крыло изменяемой стреловидности;
• электродистанционная система управления;
• прицельно-навигационный комплекс на основе инерциальной навигационной системы c "двойной памятью";
• сниженная радиолокационная заметность;
• способность совершать полеты на околозвуковой скорости на высотах 150 м и на скорости 750 км/ч на высотах 30 м с огибанием (обходом) препятствий в автоматическом режиме с демпфированием аэроупругих колебаний конструкции.

В 1969 г. пять фирм получило задание представить технические предложения для участия в программе.

После завершения конкурса технических предложений 05.07.70 г. контракт на полномасштабную разработку самолета был выдан фирме «Норт Америкен – Рокуэлл». В ходе проектирования было рассмотрено несколько сот компоновок. В итоге была выбрана компоновка со следующими особенностями:

• интегральная схема с наплывом и крылом изменяемой геометрии (усилие в гидроцилиндрах привода перекладки консолей КИГ более 400 тс);
• фюзеляж минимальной длины с заданными упругими свойствами;
• обеспечение демпфирования собственных и аэроупругих колебаний фюзеляжа специальными аэродинамическими поверхностями, расположенными в НЧФ;
• силовая установка в составе 4-х ТРДДФ XF101-GE-100 (двигатели расположены попарно в гондолах под наплывом, ВЗ сметанного сжатия с вертикальным клином, каналы ВЗ S-образные);
• вооружение размещено в трех фюзеляжных отсеках и на двух многозамковых пилонах под наплывом;
• экипаж в составе 4-х человек располагается в отделяемой кабине-капсуле, встраиваемой в НЧФ (кабина имеет простые формы и остекление в виде небольших иллюминаторов, расположенных за внешними стеклами);
• дозаправка самолета по схеме «летающая штанга» от спецмодификаций самолетов С-5А или Боинг 747.

Было рассмотрено большое число вариантов компоновки, более 40 из них продувались в АДТ (22000 ч трубных испытаний в течении 5 лет).

Распределение применения различных материалов в конструкции планера стратегического бомбардировщика Рокуэлл Интернешнл В-1А
Рисунок: www.heartlandofamericaband.af.mil

Общий вид и размеры в футах стратегического бомбардировщика Рокуэлл Интернешнл В-1А согласно проекту
Рисунок: www.heartlandofamericaband.af.mil

Фрагменты конструкторской документации стратегического
бомбардировщика Рокуэлл Интернешнл В-1А
Рисунок: www.heartlandofamericaband.af.mil

Компоновочная схема опытного стратегического бомбардировщика Рокуэлл Интернешнл В-1А и общий вид его спасаемой в аварийной ситуации кабины
Рисунок: 4.bp.blogspot.com

В ходе детальных исследований пришлось отказаться от ряда многообещающих, но труднореализуемых решений, например, вместо воздухозаборников смешанного сжатия были применены традиционные с внешним сжатием потока – худшим коэффициентом восстановления давления.

В июне 1970 г. было заказано 5 опытных образцов самолета, но в следующем году их число было сокращено до 3-х, первый из которых требовалось передать на испытания в 1974 г. На опытное строительство было выделено 2,283 млрд., а после сокращения опытной партии – 1,351 млрд. долл.

В августе 1975 г. количество опытных самолетов вновь было увеличено. На закупку 4-х прототипов планировалось потратить 1,93  млрд. долл. Серийный заказ был определен в 220 машин (10,1 млрд. долл.), затем был увеличен до 241-й машины, но при значительном снижении цены единичного самолета (до 12 млн. долл.). В том же году стоимость единичного самолета пришлось увеличить до 35,2 млн. долл., в 1975-м – до 76,4 млн., и в начале 1976 г. – 100 млн. при снижении числа серийных экземпляров. Общая стоимость программы возросла до 20,572 млрд. долл.

Макет самолета был представлен к защите 05.11.71 г.

В-1А (S/N 74-158) 1-й опытный, межконтинентальный стратегический бомбардировщик.

Построен на государственном заводе ВВС в Палмдейле в Калифорнии (US Air Force Plant No. 42). Выкатка состоялась 26.10.74 г. Самолет совершил первый полет 23.12.74 г. Испытания показали, что масса самолета значительно превысила расчетную, ТТХ самолета не соответствуют ТЗ, имеются зоны обширного срыва потока и бафтинга конструкции и т.д. Было принято решение:

• отказаться от спасаемой кабины экипажа;
• применить нерегулируемые ВЗ вместо регулируемых;
• ограничить скорости полета с целью снижения нагрузок на конструкцию и увеличения дальности полета;
• снизить радиолокационную заметность самолета с целью компенсации падения ЛТХ.

На самолете удалось получить скорость полета до 1558 км/ч, хотя закладывалось проектное число М=2,1. Было введено ограничение до М=1,4. В 1977 г. серийный заказ на В-1А был аннулирован в пользу проекта FB-111H. Строился по государственному заказу, однако вскоре после начала испытаний госфинансирование было закрыто, и фирма продолжила испытания из собственных средств. Вся программа испытаний была завершена в 1981 г. За 6 лет было выполнено на всех прототипах 247 полетов общей продолжительность 1895 летных часов.

Первый опытный самолет Рокуэлл В-1А S/N 74-0158.
На так называемом «слоновьем бивне», длинной полосатой штанге на обтекателе РЛС смонтированы аэродинамические датчики, необходимые для точной фиксации данных о полетных параметрах в ходе испытаний
Фото: www.nationalmuseum.af.mil

В-1А (В-1В, S/N 74-159) 2-й опытный, межконтинентальный стратегический бомбардировщик. Построен на государственном заводе ВВС в Палмдейле в Калифорнии (US Air Force Plant No. 42) как статический экземпляр для прочностных испытаний. Самолет выдержал испытания эксплуатационной нагрузкой 100% без значительных повреждений, нагружение до разрушающей нагрузки (т.е. с учетом коэффициентов запаса прочности) не проводилось.

После прочностных испытаний прошел ремонт и дооборудование до летной комплектации за счет фирмы и на ее производстве.

Передан на летные испытания в мае 1976 г. Совершил первый полет 14.06.76 г.

Вскоре после начала испытаний госфинансирование было закрыто, и фирма продолжила испытания из собственных средств.

По ходу испытаний на самолете вносились и оценивались доработки, которые делались на серийный вариант В-1В. Режимы полета его постепенно ограничивались.

Тем не менее, самолет разбился 29.08.84 г. в полете на оценку устойчивости и управляемости с задней центровкой. При этом из-за неправильной укладки парашютов спасательной капсулы командир экипажа погиб, а два других члена экипажа были ранены.

Второй опытный экземпляр самолета Рокуэлл В-1А S/N 74-0159 с доработками, которые планировалась внедрить на серийном самолете В-1А.
На его киле написан новый индекс самолета – В-1В, пока еще «авансом»
Фото: www.nationalmuseum.af.mil

В-1А (S/N 74-160) 3-й опытный, межконтинентальный стратегический бомбардировщик. Построен на государственном заводе ВВС в Палмдейле в Калифорнии (US Air Force Plant No. 42).

Строился по государственному заказу, однако вскоре после начала испытаний госфинансирование было закрыто, и фирма продолжила испытания из собственных средств на своем заводе.

Совершил первый полет 01.04.76 г. (раньше, чем 2-й прототип).

Третий опытный сверхзвуковой стратегический бомбардировщик Рокуэлл В-1А S/N 74-0160
Фото: www.nationalmuseum.af.mil

В-1А (S/N 76-174) 4-й опытный, межконтинентальный стратегический бомбардировщик. Построен в конце 70-х гг. из средств фирмы на своем заводе. Облетан в феврале 1979 г.

Использовался для испытаний:

• системы огибания рельефа местности и режимов полета на ПМВ;
• боевых систем и вооружения;
• систем РЭБ;
• доработок, направленных на снижение радиолокационной и тепловой заметности, внедряемых на самолете В-1В;
• новых камуфляжей.

Четвертый опытный образец стратегического бомбардировщика Рокуэлл В-1А S/N 76-0174 Rockwell International B-1A in flight with camouflaged paint scheme.
Фото: www.nationalmuseum.af.mil

проект перехватчика на базе самолета В-1

B-1 (F-1?) проект, барражирующий перехватчик дальней зоны ПВО. Предназначался для поражения самолетов-носителей вне рубежей пуска СКР в условиях автономных действий из положения патрулирования в воздухе. На самолет планировалось установить новый комплекс БРЭО и вооружение в составе УР большой дальности AIM-54A/C. Проект разрабатывался в конце 70-х гг., когда ВВС США отказались от закупок самолета в качестве бомбардировщика. Однако проект реализован не был.

серийный самолет В-1В

В-1В «Лансер» (S/N – см. файл) серийный, межконтинентальный стратегический бомбардировщик. По сравнению с прототипами имел ряд отличий:

• вместо ТРДДФ XF101-GE-100 со взлетной тягой по 13610 на форсаже и 7710 кгс без форсажа установлены серийные F101-GE-102 той же тяги;
• сделаны новые нерегулируемые воздухозаборники, которые обеспечивали пониженную радиолокационную заметность самолета;
• самолет получил новое крыло;
• расширен диапазон изменения стреловидности;
• удлинен фюзеляж (предположительно);
• увеличен взлетный вес и вес полезной нагрузки;
• введен ряд эксплуатационных ограничений, что позволило облегчить конструкцию, увеличить запас топлива и установить дополнительное оборудование;
• улучшена местная аэродинамика;
• вместо отделяемой кабины установлены индивидуальные катапультируемые кресла;
• на 1-м этапе упрощено вооружение (оставлены только свободнопадающие бомбы);
• процент применения дорогостоящих материалов уменьшен (например, некоторые детали из титановых сплавов изготавливались из алюминиевых сплавов, стали или композиционных материалов);
• приняты дальнейшие компоненты технологии «стелс».

Указанные изменения были отработаны на опытных самолетах В-1А лишь частично. Остальное испытывалось уже на серийных машинах.

Статические прочностные и ресурсные испытания комплектного В-1В, очевидно, не проводились. Прочность и ресурс оценивались по данным испытательных полетов серийных машин и по результатам статических испытаний отдельных агрегатов.  

Первый серийный околозвуковой стратегический бомбардировщик Рокуэлл В-1В S/N 82-0001 у цеха завода № 42 в Палмдейле, который фирма «Рокуэлл» арендовала у Пентагона для выпуска этого самолета
Фото: static.thisdayinaviation.com

Первый серийный околозвуковой стратегический бомбардировщик Рокуэлл В-1В S/N 82-0001 совершает первый взлет с аэродрома завода № 42 – 18 октября 1984 г.
Фото: static.thisdayinaviation.com

На заводе фирмы «Рокуэлл» в г. Палмдейл (штат Калифорния, взят в аренду государственный авиационный завод № 42, управлявшийся МО США) построено 100 самолетов. В производстве крупных агрегатов планера как субподрядчик участвовала фирма «Боинг». Цена серийного самолета составила свыше 200 млн. дол.

Головной самолет совершил первый полет 18.10.84 г. и был передан на завершение испытаний, причем их первый этап проводился персоналом фирмы «Рокуэлл».

Тактико-технические характеристики при типовых профилях полета самолетов В-1 (AMSA) в разных вариантах проекта, а также опытных самолетов В-1А и серийных В-1В в базовом варианте – смотрите в таблице B-1 data

Расчетная дальность полета самолета В-1В с различными вариантами вооружения – смотрите в таблице B-1B range

Вооружение, прицельно-навигационное, пилотажное, оборонительное и иное оборудование самолетов В-1 (AMSA) в разных вариантах проекта, а также опытных самолетов В-1А и серийных В-1В в базовом варианте – смотрите в таблице B-1 armament

Масса вооружения самолетов В-1 (AMSA) в разных вариантах проекта, а также опытных самолетов В-1А и серийных В-1В в базовом варианте – смотрите в таблице B-1 massofweapon

Первый серийный В-1В сдан ВВС США в июне 1985 г., последний – 02.05.88 г.

Первые серийные машины использовались для завершения испытаний, а также подготовки экипажей и наземного персонала перевооружаемых строевых частей.

Первая АЭ заступила на БД 01.10.86 г. (начальная стадия боевой готовности). Серийные самолеты не получили основного вооружения – КРВБ AGM-86B ALCM. Из-за этого они не могли полноценно использоваться для решения задач, поставленных перед САК ВВС США.

Выпуск самолетов В-1 и их первоначальное распределение по частям ВВС США – смотрите в таблице B-1 production

Полные данные о строевой эксплуатации самолетов В-1В – смотрите в таблице B-1Bservice

Эксплуатация выявила ряд повторяющихся дефектов, влияющих на безопасность полета:

• отказы гидросистемы;
• отказы шасси;
• недостаточная прочность планера на случай столкновения с птицей, и возможность вывода из строя нескольких систем одним ударом (изначально рассчитан на столкновение с птицей весом 2,7 кг на скорости 1090 км/ч, после катастрофы 28.09.87 г. конструкция усилена из расчета на столкновение с птицей весом 4,5 кг на скорости 1090 км/ч;
• утечки топлива из трубопроводов (авария 08.11.88 г.).

В 1994 г. на самолете было установлено 10 мировых рекордов.

На 1998 г. в составе ВВС было 75 самолетов, в АНГ – 18, в резерве – отсутствовали.

Сведения о потерях самолетов В-1А/В в летных происшествиях ­­– смотрите в таблице B-1 crash

Сведения о серьезных отказах и предпосылках к летным происшествиям в эксплуатации самолетов В-1В ­­– смотрите в таблице B-1 failure

Общие сведения об аварийности самолета В-1В и других самолетов САК ВВС США за первые 9 лет эксплуатации каждого типа самолетов ­­– смотрите в таблице САК ВВС США аварийность

Эта аварийная посадка самолета В-1В из 7-го авиакрыла 4 октября 1989 г. закончилась минимальными повреждениями самолета благодаря уникальным свойствам аэродрома Дрю Лэйк, который представляет собой высохшее соляное озеро
Фото: theaviationist.com

По результатам I этапа строевой эксплуатации самолета были сделаны выводы:

• самолет не может быть полноценно использован как стратегический бомбардировщик, потому было решено использовать для поддержки войск в крупных операциях на тех ТВД, где не ожидается сильного противодействия ПВО (первой такой операцией была бомбардировка Югославии);
• передача самолета для тактического использования может быть подана как стремление США к ограничению стратегических вооружений;
• для эффективного тактического использования самолета он должен быть доработан;
• необходимо продолжить устранение конструктивных дефектов самолета.

Проекты стратегических бомбардировщиков-ракетоносцев Экспериментального машиностроительного завода (ЭМЗ), Главный конструктор Владимир Михайлович Мясищев

Самолет «20» (М-20)

проект, конец 60-х гг.

«20» (М-20) проект, сверхзвуковой стратегический  бомбардировщик и носитель СКР. ТЗ было сформулировано в 1967 г. Задавались параметры:

• дальность в полете с дозвуковой скоростью на малой высоте – 11000…13000 км;
• дальность в полете со скоростью 3200…3500 км на высоте 18000 м – 11000…13000 км;
• дальность в полете со скоростью 800…950 км/ч на высоте 10000 м – 16000…18000 км.

Самолет проектировался по схеме «утка» с треугольным крылом или с КИГ, или же по нормальной схеме с КИГ. В ходе проектирования выяснилось, что достичь заданных характеристик невозможно, и в 1969 г. ТЗ было пересмотрено в сторону снижения скорости и дальности полета (см. М-18). Было выполнено несколько вариантов проекта (4 группы и 2 отдельных проекта, см. ниже). Все они рассчитывались на нормальную взлетную массу 300…325 т и перегрузочную 345 т. Самолет не строился, в ЭМЗ был разработан новый проект М-18, см.

М-20 вариант I (М20-1, М20-2, М20-5, М20-6) проект, сверхзвуковой стратегический  бомбардировщик и носитель СКР. Общие особенности компоновки:

• классическая аэродинамическая схема;
• крыло изменяемой стреловидности высокорасположенное;
• силовая установка в составе 4-х ТРДФ в хвостовой части фюзеляжа, воздухозаборники с вертикальным клином торможения;
• ВО двухкилевое;
• внутренняя подвеска ракетного вооружения.

М-20 вариант II (М20-7, М20-10, М20-11, М20-12, М20-14, М20-15) проект, сверхзвуковой стратегический  бомбардировщик и носитель СКР. Общие особенности компоновки:

• схема «утка»;
• крыло постоянной стреловидности с изломом, с отклоняемыми вниз законцовками, среднерасположенное;
• ВО однокилевое или двухкилевое.

Силовая установка выполнялась в нескольких вариантах:

• пакетная в хвостовой части фюзеляжа с боковыми ВЗ;
• силовая установка – 4 ТРДФ, индивидуальные гондолы под крылом с осе симметричными ВЗ с центральным телом (М20-14);
• ось симметрии НЧФ отклонена по отношению к СГФ  и др.

М-20 вариант III (М20-16, М20-17, М20-18, М20-19, М20-20, М20-21) проект, сверхзвуковой стратегический  бомбардировщик и носитель СКР. Общие особенности компоновки:

• схема «утка»;
• крыло изменяемой стреловидности высокорасположенное с корневым наплывом «полуинтегрального» типа;
• ВО однокилевое или двухкилевое;
• отклоняемая на взлете и посадке НЧФ;
• силовая установка: 4 или 6 ТРДФ в пакете в ХЧФ (ВЗ с вертикальным или горизонтальным клином) или по бортам фюзеляжа.

М-20 вариант IV(М20-22, М20-23) проект, сверхзвуковой стратегический  бомбардировщик и носитель СКР. Общие особенности компоновки:

• классическая схема;
• крыло изменяемой стреловидности низкорасположенное;
• силовая установка: 4 ТРДФ, индивидуальные гондолы под крылом с осе симметричными ВЗ с центральным телом;
• оперение Т-образное.

М20-4 проект, сверхзвуковой стратегический  бомбардировщик и носитель СКР. Особенности компоновки: ламинаризованное сверхзвуковое обтекание (крыло стреловидное)

М20-9 проект, сверхзвуковой стратегический  бомбардировщик и носитель СКР. Особенности компоновки: ламинаризованное сверхзвуковое обтекание (крыло треугольное)

Тактико-технические данные самолета М-20 (вариант классической аэродинамической схемы) приведены в таблице М-20 ТТХ

Самолет «18» (М-18)

проект, конец 60-х гг.

М-18 проект, многорежимный сверхзвуковой бомбардировщик-ракетоносец.

Особенности конструкции, состав оборудования и вооружения самолета:

• самолет имеет компоновку с задним расположением оперения, но пониженной (нейтральной на дозвуке и отрицательной на сверхзвуке) степенью статической устойчивости;
• силовая установка в составе четырех ТРДДФ, имеющих экономические режимы полета при M>1 на большой высоте, при M<1 на большой и на малой высоте;
• двигатели расположены под наплывной частью крыла в двух спаренных гондолах с вертикальным клином торможения;
• воздухозаборники регулируемые;
• крыло изменяемой стреловидности состоит из неподвижной части в виде корневого наплыва большой площади и малого удлинения и поворотных консолей, которые в положении малой стреловидности имеют большое удлинение;
• фюзеляж имеет большое удлинение, а его обводы выбраны из расчета получения значительной подъемной силы при M>1 при малом моменте Mz (продольное сечение фюзеляжа близко по форме к S-образным безмоментным крыльевым профилям);
• сопряжение фюзеляжа и наплывной части крыла интегральное;
• вертикальное оперение цельноповоротное и состоит из одной стреловидной консоли киля, установленной на хвостовой части фюзеляжа;
• горизонтальное оперение цельноповоротное и состоит из правой и левой стреловидных дифференциально или синхронно отклоняемых консолей стабилизатора, установленной на хвостовой части фюзеляжа;
• система управления самолетом и механизацией крыла цифровая электродистанционная, обеспечивает обеспечение искусственной устойчивости на всех режимах полета, демпфирование внешних воздействий на самолет и его собственных колебаний, имеет 4 канала (трехкратное резервирование) плюс аварийную гидромеханическую проводку управления, работающую с ограничениями по максимальным режимам полета;
• шасси самолета состоит из носовой, двух основных и предохранительной хвостовой опор;
• носовая опора шасси убирается в фюзеляж и имеет два нетормозных колеса, ее система уборки имеет кинематику с «ломающимся подкосом»;
• основные опоры шасси убираются в гондолы двигателей, на каждой опоре установлена тележка с четырьмя тормозными колесами, ее система уборки имеет кинематику с «ломающимся подкосом» и поворотом тележки при уборке;
• предохранительная опора шасси убирается в хвостовую часть фюзеляжа и имеет два нетормозных колеса;
• вооружение самолета включает сверхзвуковые крылатые ракеты средней дальности Х-45 с радиолокационной системой наведения, гиперзвуковые ракеты малой дальности Х-2000 с инерциальной или противорадиолокационной системой наведения, а также свободнопадающие бомбы с ядерным и обычным снаряжением;
• прицельно-навигационный и пилотажный комплекс обеспечивает автоматизацию всех режимов полета в любых широтах, погодных и климатических условиях днем и ночью, а также поражение радиолокационно-контрастных (в т.ч. находящихся за физическим горизонтом) или оптически видимых целей, а также радиолокационных средств зенитно-ракетных комплексов противника;
• бортовой комплекс обороны обеспечивает предупреждение экипажа об облучении самолета радиолокационными средствами самолетов, а также ЗРК сухопутного и корабельного базирования, предупреждение о пуске ракет в пределах оптической видимости, а также подавление вражеских РЛС и ГСН ракет всех типов, каналов наведения ракет, управления перехватчиками ПВО путем постановки активных радиоэлектронных и пассивных радиоэлектронных и инфракрасных помех;
• бортовое оборудование самолета обеспечивает ведение радиолокационной, радиоэлектронной (пассивной) и фотографической разведки.

Эскизный проект был выполнен ЭМЗ в 1969 г. по конкурсу с проектом Т-4МС и проектом «156» / «160» ММЗ «Опыт» и был признан лучшим. Но т.к. завод не имел материальной базы, достаточной для его реализации, все материалы были переданы ММЗ «Опыт» и легли в основу проекта самолета Ту-160.

Проекты стратегических бомбардировщиков-ракетоносцев Опытного конструкторского бюро «Кулон», Генеральный конструктор Павел Осипович Сухой

Т-4М («100И»)

проект 1970 г.

Т-4М («100И»), двухрежимный ударный самолет с КИГ. На начальном этапе работы над многорежимной модификацией самолета Т-4 велись ОКБ «Кулон» в инициативном порядке. ТТТ на самолет были сообщены представителям ОКБ «Кулон» во время зашиты эскизного проекта и макета самолета Т-4 («100») 17.01…02.02.67 г. (см. ч. 1). Задавались параметры:

• дальность в полете с дозвуковой скоростью на малой высоте – 11000…13000 км;
• дальность в полете со скоростью 3200…3500 км на высоте 18000 м – 11000…13000 км;
• дальность в полете со скоростью 800…950 км/ч на высоте 10000 м – 16000…18000 км.

Проектирование вели Л. Бондаренко, Ю. Васильев, Ю. Давыдов, Е. Шанин, главный конструктор – Черняков.

Проектирование и опытное строительство самолета было определено ПСМ от 28.11.67 г.

Особенности конструкции:

• самолет представлял собой развитие проекта Т-4 («100») в направлении расширения возможных режимов полета, на которых достигается заданная дальность, а также улучшения взлетно-посадочных качеств;
• единственным существенным изменением в конструкции самолета предполагалась замена треугольного крыла новым изменяемой стреловидности (состоявшим из неподвижной корневой части большой стреловидности и малого удлинения, и двух поворотных консолей, которые в положении минимальной стреловидности имели бы большое удлинение;
• консоли крыла имели развитую взлетно-посадочную механизацию;
• в связи с изменением компоновки крыла была сделана новая система управления самолетом и механизацией крыла;
• в связи с изменением компоновки крыла были изменены площадь, конструкция и углы отклонения переднего горизонтального оперения;
• в связи с изменением массы самолета изменена конструкция шасси.

Общий вид многорежимного межконтинентального бомбардировщика-ракетоносца Т-4М («100И») согласно первого варианта проекта
Рисунок автора

Принятое решение максимально использовать задел, накопленный при работе над самолетом Т-4, позволял существенно сократить затраты на программу. Но 26.05.68 г. были утверждены новые ТТТ, в которых максимальная полезная нагрузка была увеличена до 45 т при сохранении межконтинентальной дальности на дозвуке. Такую нагрузку невозможно было реализовать в размерности исходного самолета Т-4. Тем не менее, проектирование продолжилось.

В ходе дальнейшего проектирования было рассмотрено 36 вариантов компоновки, из которых был выбран вариант «13Г» (1969 г.). Он был оформлен в качестве дополнений к эскизному проекту Т-4. При этом сохранялось максимальное количество агрегатов исходного Т-4 ("100"). Но он не соответствовал ТТТ ВВС по массе вооружения. Попытки увеличить массу бомбовой нагрузки с 18 до 45 т вели к росту массы вдвое, что обусловило переход к новой компоновке (см. Т-4МС, "200") и в сентябре 1970 г. проектирование Т-4М было прекращено в пользу этого проекта.

Состав вооружения и бортового оборудования самолета Т-4М («100И») в конечном варианте проекта «13Г» – смотрите в таблице Т-4М АВ и РЭО

Т-4МС («200»)

проект 1972 г.

Т-4МС («200», «С» - стратегический), многорежимный стратегический бомбардировщик-ракетоносец. ТЗ было выдано ОКБ «Кулон» по конкурсу с ОКБ Мясищева (ЭМЗ). Проектирование определялось приказом по МАП от 10.01.69 г. Поначалу самолет задумывался как дальнейшее развитие Т-4М с увеличенными размерами. Но затем перешли к интегральной схеме сопряжения агрегатов. Самолет имел схему «бесхвостка» с вырожденным несущим фюзеляжем с плоским участком между сдвоенными МГ. Интегральная компоновка «2Б» разработана Бондаренко в конце 1969 г. и была принята в детальную разработку (интегральная схема по типу Л3 (см. Т-4), но с КИГ). Продувки дали К_мах=17,5, но оказалось, что имеющаяся СДУ не может обеспечить устойчивость и управляемость такого самолета с неустойчивостью в 5%. Тогда по указанию Чернякова компоновка была изменена. Были выполнены следующие варианты:

• с удлиненной НЧФ со слабовыступающим фонарем кабины;
• с удлиненной иглообразной НЧФ;
• с горизонтальным оперением.

Принята была первая компоновка. Аванпроект закончен в 1970 г. Осенью 1972 г. на НТС МАП были заслушаны доклады трех ОКБ по темам Т-4МС, «160М» и М-18. Проект Туполева не соответствовал ТЗ, проект М-18 не был подкреплен соответствующей материально-технической базой ЭМЗ и победителем оказался проект Т-4МС. Но т.к. с одной стороны ОКБ «Кулон» было загружено работами по самолетам Су-17М, Су-24, Су-25 и Су-27, а с другой реализация проекта Т-4МС потребовала был «переподчинения» ОКБ Сухого ряда предприятий, традиционно входивших в кооперацию с ОКБ «Опыт», было решено продолжить проектирование самолета на базе ОКБ «Опыт», а всю документацию по Т-4МС и М-18 передать ему.

Проект многорежимного сверхзвукового стратегического бомбардировщика Т-4МС («200»)
Рисунок: www.airbase.ru

Т-4МС («200»), проекты 1976-1977 гг. и 1979-1980 гг., стратегический сверхзвуковой ракетоносец и бомбардировщик. Дальнейшее развитие первоначального проекта с двигателями К-101 и др. отличиями. Работа велась по инициативе руководства ОКБ «Кулон» из средств предприятия. Самолет не строился, т.к. к тому времени уже был готов самолет Ту-160.

Подробные расчетные тактико-технические данные самолетов Т-4М и Т-4МС в различных вариантах проекта – смотрите в таблице Т-4М и Т-4МС ТТХ

Стратегический ракетоносец Ту-160 конструкции Московского машиностроительного завода «Опыт», Генеральный конструктор Алексей Андреевич Туполев

Подробные сведения о развитии проекта самолета Ту-160 были опубликованы на нашем сайте в статье «35 лет со дня первого полета стратегического ракетоносца Ту-160».

Здесь же мы приведем различные дополнительные материалы по техническим характеристикам самолета Ту-160, его оборудованию, вооружению, выпуску и эксплуатации.

Подробные тактико-технические данные различных вариантов проекта, а также серийного самолета Ту-160 – смотрите в таблице Ту-160 ТТХ

Состав бортового оборудования и вооружения различных вариантов проекта, а также серийного самолета Ту-160 – смотрите в таблице Ту-160 РЭО и АВ

Данные о строительстве опытных и серийных самолетов Ту-160 – смотрите в таблице Ту-160 выпуск

Подробные данные о серийных номерах самолетов Ту-160 и их эксплуатации в Дальней Авиации СССР и Российской Федерации – смотрите в таблице Ту-160 эксплуатация

Данные о дислокации частей, вооруженных самолетами Ту-160 – смотрите в таблице Ту-160 базы

Сведения о потерях самолетов Ту-160 в летных происшествиях – смотрите в таблице Ту-160 ЛП

Сведения о мировых рекордах, зафиксированных Международной авиационной федерацией (ФАИ) на самолетах Ту-160 – смотрите в таблице Ту-160 рекорды

Двигатель НК-32 самолета Ту-160

НК-32

НК-32 (изд. «Р», НК-321) проект. Трехвальный ТРДДФ (степень двухконтурности 1,4) для тяжелых сверхзвуковых самолетов. Предварительные работы по созданию перспективного особо мощного ТРДДФ для межконтинентального многорежимного сверхзвукового самолета были начаты ОКБ ПО «Труд» (г. Куйбышев) в конце 70-х гг. в инициативном порядке. Разработка задана Совместным постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР, вышедшим в 1976 г.

Спроектирован на базе ТРДДФ НК-25 самолета Ту-22М3 с учетом ряда опытно-конструкторских работ, направленных на:

• расширение возможных диапазонов длительного полета и скорости изменения полетных режимов (разгон и торможение, набор высоты и снижение, изменение оборотов, включение и выключение форсажной камеры) за счет увеличения запасов компрессора по помпажу и зуду;
• общего повышения характеристик тяги и расхода топлива;
• повышение надежности двигателя с учетом роста дальности и продолжительности полета;
• снижения демаскирующих факторов с целью затруднения обнаружения самолета и поражения его ракетами как тепловой, так и с радиолокационной системой наведения (целенаправленные меры по снижению радиолокационного сигнала, отраженного от внешних ступеней компрессора и турбины, а также теплового излучения и по подавлению инверсионного следа в высотном полете на этом двигателе были предприняты впервые в СССР и одновременно с началом таких работ в США);
• улучшения эксплуатационных свойств двигателя.

Особенности конструкции и технологии производства ТРДДФ НК-32:

• НК-32 является самым мощным среди турбовентиляторных двигателей со смешением потока и форсажной камерой;
• конструкция модульная;
• двигатель высоконапорный (общая степень повышения давления в компрессоре 28,4), высокотемпературный (температура перед турбиной на взлетном режиме – 1648 К (1375 °С);
• НК-32 является двухконтурным двигателем со смешением потоков, степень двухконтурности 1,36;
• компрессор низкого давления (КНД) 3-ступенчатый;
• компрессор среднего давления (КСД) – 5-ступенчатый;
• компрессор высокого давления (КВД) – 7-ступенчатый;
• камера сгорания кольцевая, ее конструкция по сравнению с НК-25 улучшена для обеспечения гарантированного запуска в полете после нефатального (т.е. не связанного с механическими повреждениями двигателя) отказа;
• турбина высокого давления (ТВД) – 2-ступенчатая, имеет диаметр около 1000 мм (самый большой в мире для ТРДД);
• турбины среднего (ТСД) и низкого (ТНД) давления – 1-ступенчатые;
• лопатки входных каскадов компрессора имеют большую длину и относительное удлинение, они спроектированы из условия минимизации собственных и возбужденных колебаний, а также оптимизации их частот (исключение возможности резонанса);
• для обеспечения минимального зазора между концами лопаток и стенками канала (высокий КПД турбины) и, в то же время обеспечить запас зазора и безопасность двигателя, внедрено регулирование этого зазора в эксплуатации;
• лопатки всех каскадов роторов турбины неохлаждаемые монокристаллические керамические (они относительно просты конструктивно, прочны, имеют хороший ресурс и низкую радиоотражающую способность, но сложны с точки зрения технологии получения материала с заданными стабильными свойствами, процесс изготовления одной лопатки длительный, что требовало изготовления слишком большого  комплекта дорогостоящей оснастки, больших производственных площадей и затрат энергии; как альтернатива рассматривались стальные и титановые лопатки);
• неподвижные лопатки направляющего аппарата турбины – металлические, изготавливаемые методом направленной кристаллизации, с внешним газо-вихревым и внутренним воздушным охлаждением;
• двигатель имеет два последовательно установленных регулируемых сопла – дозвуковое и сверхзвуковое;
• система регулирования двигателя электронная цифро-аналоговая;
• запуск от ВСУ возможен на земле при любых погодных условиях;
• запуск от ВСУ или с режима авторотации возможен в полете на всех дозвуковых и на части сверхзвуковых режимов;
• двигатель имеет встроенную систему контроля и дефектации.

По результатам ОКР в конструкцию двигателя были внедрены существенные изменения, которые были направлены на снижение его стоимости и улучшения технологичности. В частности, неохлаждаемые монокристаллические керамические лопатки были применены только на 1-й ступени ТВД, на остальных ступенях турбины были установлены стальные лопатки с внешним газо-вихревым охлаждением.

НК-32 (изд. «Р», НК-321) опытной серии. Изготовление ТРДДФ НК-32 на ПО «Труд» началось в 1978 г., а стендовые испытания – в 1979 г. Также предположительно были проведены летные испытания двигателя на летающей лаборатории на базе самолета Ту-22М3. Дальнейшие испытания двигателя шли в составе самолета Ту-160 с 1984 по 1989 гг.

В ходе испытаний двигатель получал дальнейшие усовершенствования, в т.ч. направленные на снижение демаскирующих факторов:

• введено графитовое покрытие первой ступени компрессора и ВНА для снижения отраженного радиолокационного сигнала;
• введена покраска входной части канала компрессора радиопоглощающей краской;
• введена специальная конструкция, подавляющая отраженный от последней ступени турбины сигнал РЛС.

Основные результаты испытаний:

• двигатель прошел испытания с положительной оценкой и был запущен в серийное производство;
• для обеспечения надежности, устойчивости работы и ресурса двигателя температура перед турбиной была снижена с 1648 до 1630 К;
• в связи с понижением температуры перед турбиной и соответственно оборотов степень сжатия в компрессоре уменьшилась с 28,4 до 28,2;
• несмотря на снижение вышеуказанных параметров, уменьшение удельного расхода топлива на взлете на режиме «полный форсаж» по сравнению с двигателем-прототипом НК-25 составило 22% – это был самый большой прирост экономичности во всех программах создания двухконтурных газотурбинных двигателей в СССР;
• двигатель имеет значительный потенциал модернизации и может быть использован на ЛА других типов, в т.ч. на сверхзвуковых пассажирских самолетах.

Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой Кузнецов НК-32 на транспортировочной тележке. Вид со стороны сопла
Фото: ic.pics.livejournal.com

НК-32 (изд. «Р», НК-321) серийный. Серийный выпуск на взводящем в ПО «Труд» заводе «Моторостроитель» в Куйбышеве начат в 1986 г. для установки на самолет Ту-160 (до того использовались изделия опытных серий). В производстве особо ответственных и трудоемких деталей двигателя участвовал Ступинский металлургический комбинат, ПКИ поставлял завод ФЭД (г. Харьков) и др. предприятия МАП СССР.

Выпуск двигателя был остановлен в первой половине 90-х гг. в связи с нарушением оплаты оборонного заказа по вине правительства РФ.

Решение о восстановлении выпуска двигателей НК-32  в усовершенствованном варианте (НК-32 «2-го этапа» для самолета Ту-160М2) было принято в октябре 2016 г. в связи с возобновлением серийного производства Ту-160.

Подробные технические данные двигателя НК-32 – смотрите в таблице НК-32 ТТХ

Сравнение двигателя НК-32 с другими мощными ТРДДФ самолетов IIIи IVпоколения – смотрите в таблице НК-32 сравнение

Ракетное вооружение самолета Ту-160 на различных этапах программы

Авиационно-ракетные системы (комплексы) с ракетами Х-45

проект середины 60-х гг.

Авиационно-ракетные системы (комплексы) с ракетами Х-45. Проектирование комплекса началось ориентировочно в 1960 г. для разрабатываемых в то время сверхзвуковых ракетоносцев:

• «135» и «125» (ОКБ-156 А.Н. Туполева);
• «33» (ОКБ-115 А.С. Яковлева).

Проектирование комплекса вели:

• ОКБ МАП – разработчики носителей (как головные организации по каждому комплексу);
• ОКБ2-155 (с 1966 г. – МКБ «Радуга», г. Дубна) – разработчик ракеты Х-45;
• НИИ авиационных систем (общая идеология комплекса и его отработка в целом);
• НИАТ (новые технологии);
• ВИАМ (новые конструкционные материалы) и др. КБ и институты МАП.

Вне зависимости от типа  носителя, комплекс включал:

• самолет-носитель;
• бортовое авиационное пусковое устройство (балочный держатель, один или два на машине);
• бортовую РЛС самолета-носителя, обнаруживающую цель;
• бортовое вычислительное устройство самолета-носителя, получающее информацию о начальных координатах цели и параметрах ее движения и программирующее инерциальную систему управления ракеты;
• систему подготовки пуска, обеспечивающую приведение ракеты в рабочее положение и сопряжение ее с системами самолета;
• ракету Х-45 (одну или две на самолете) с активной радиолокационной головкой самонаведения, инерциальной системой наведения, автопилотом и боевой частью с ее взрывателями;
• наземные средства контроля и техобслуживания всех компонентов комплекса.

Предэскизные поекты комплексов были закончены одновременно с проектами самолетов-носителей:

• комплекс с самолетом «33» – в 1961 г.;
• комплекс с самолетом «135» и «125» – в 1962 г.

Ни один из этих проектов в дальнейшую разработку не пошел, но были заданы дальнейшие проекты самолетов с увеличенными до межконтинентальных значений дальностями полета. В них комплекс с ракетой Х-45 был сохранен в качестве основного вооружения:

• комплекс с самолетом «100» (ММЗ «Кулон», Генеральный конструктор П.О. Сухой, первоначально создавался под ракету К-30), проект закончен в 1966 г.;
• комплекс с самолетом М-20 (ЭМЗ, Главный конструктор В.М. Мясищев), проект утвержден в конце 60-х гг.;
• комплекс с самолетом «156» (ММЗ «Опыт», Генеральный конструктор А.Н. Туполев), проект утвержден в конце 60-х гг.

В дальнейшем в ходе эволюции этих проектов были созданы проекты комплекса вооружения на базе самолетов:

• комплекс с самолетом М-18 (ЭМЗ, Главный конструктор В.М. Мясищев), проект утвержден в конце 60-х гг.;
• комплекс с самолетом «770» (ММЗ «Опыт», Генеральный конструктор А.Н. Туполев, на базе проекта М-18 ЭМЗ), проект утвержден начале 70-х гг.

В постройку пошли два проекта:

• самолет «100» (Т-4);
• самолет «70» (Ту-160, однако в ходе работы над проектом принято решение вооружить самолет дозвуковыми крылатыми ракетами Х-55 с автокорреляционной системой наведения, см. ниже).

Испытания самолета «100» начались в 1972 г. и шли до 27.01.76 г. на одном (первом) летном экземпляре, на котором вооружение не устанавливалось.

Комплекс вооружения с ракетами Х-45 (до двух под крылом или одна под фюзеляжем) предполагалось отработать на последующих опытных экземплярах:

• «103», 3-й опытный экземпляр был предназначен для отработки комплекса вооружения Т-4 с ракетами Х-45; чертежи переданы в производство в 1970 г., на Тушинском машиностроительном заводе (ТМЗ) были изготовлены основные агрегаты и выполнена их окончательная сборка в 1973 г., передача на ЗИ планировалась в 3-м квартале 1974 г., на испытания передан не был из-за прекращения программы;
• «104», 4-й опытный экземпляр был предназначен для отработки бомбардировочного вооружения и управляемых ракет, а также снятия ЛТХ, чертежи переданы в производство в 1970 г., но самолет достроен не был;
• «105», 5-й опытный экземпляр был предназначен для отработки БРЭО; постройка начата не была;
• «106», 6-й опытный экземпляр был предназначен для отработки всего  УРК Т-4 и имел полный комплект оборудования и вооружения, постройка начата не была.

В дальнейшем комплекс вооружения с ракетой Х-45 был использован в последующих проектах ММЗ «Кулон»:

• Т-4М («100И»), 1970 г.;
• Т-4МС («200»), 1972 г.

Ни один из самолетов по этим программам построен не был.

Х-45 проект, авиационная гиперзвуковая крылатая ракета класса «воздух-поверхность» с увеличенной дальностью стрельбы. Предназначалась для поражение крупной радиоконтрастной цели (город, эскадра кораблей) на дальности 1500 км с предварительным целеуказанием по данным РЛС носителя или другого самолета.

Разработка начата в ОКБ2-155 под руководством А.Я. Березняка, Г.К. Самохвалова и В.А. Ларионова при участии др. организаций (см. выше).

Особенности конструкции ракеты:

• ракета выполнена по нормальной аэродинамической схеме с Х-образным неподвижным крылом без управляющих поверхностей в средней части корпуса и Х-образным цельноповортным дифференциально отклоняемым оперением в хвостовой части;
• система наведения в двух вариантах, который впоследствии был заменен на единый вариант, см. ниже;
• двигатель – многорежимный ЖРД, обеспечивающий движение по баллистической кривой со скоростями 2500 / 3655 км/ч длительно и разгон до 7450 км/ч на пикировании на завершающем участке траектории;
• горючее – гептил (НДМГ – несимметричный диметилгидразин);
• окислитель – азотная кислота (АК);
• корпус цилиндрический с радиопрозрачным оживальным головным обтекателем;
• радиопрозрачный обтекатель ГСН эрозионно-стойкий, рассчитанный на длительный полет на внешней подвеске под крылом со скоростью до 3200 км/ч и полет ракеты со скоростью свыше 7600 км/ч;
• консоли крыла трапециевидные с большой стреловидностью по передней кромке, малым удлинением и скошенными законцовками (это позволяет уменьшить массу консоли за счет отказа от той части площади, которая попадает в скачек уплотнения на передней точке законцовки и не создает подъемной силы);
• консоли оперения трапециевидные с большой стреловидностью по передней кромке, малым удлинением, скошенными законцовками и подрезами в корневой части по передней кромке (т.н. «лямбда-наплыв» стабилизирует обтекание сверхзвуковым потоком на больших углах атаки и повышает эффективность системы управления).

Система управления в первых вариантах проекта была рассчитана на дальность пуска 1500 км по крупной радиоконтрастной цели (корабль на ходу, промышленный объект, военная база и т.д.):

• на базе ИСУ и ДИСС;
• на базе ИСУ и АРГСН.

Экспериментальная отработка показала, что на дальности 1500 км такие системы наведения не обеспечат достаточной точности и была спроектирована новая единая система наведения в составе:

• ГИСУ «Вихрь» на базе цифровой ЭВМ;
• АРГС «Гарпун» включавшейся на дальности 150 км (дальность устойчивого захвата 90 км, способна наводиться на малоразмерные цели, такие, как корабли малого водоизмещения, отдельно стоящие здания и сооружения, в т.ч. мосты);
• аналоговой АБСУ (автопилота);
• радиовысотомера.

Применяемые материалы и технологии:

• титановые сплавы ВТ-20 (крыло, оперение, головная и хвостовая части фюзеляжа, объемная горячая штамповка монолитных панелей, представлявших собой половинки консолей);
• титановые сплавы ОТ4-1, ОТ-4. ВТ-5, ВТ5-1 (наиболее нагруженные силовые элементы каркаса и кронштейны, объемная горячая штамповка);
• нержавеющие стали ВНС-3 (основной силовой набор корпуса);
• легированные стали 12Х2ВНФА, 30ХГСА (стыковые узлы);
• нержавеющие стали ЭИ-654 (баки, сварка);
• магниевое литье МЛ-10 (рамы и кронштейны блоков оборудования ракеты).

Конструкция головного обтекателя: состоял из двух слоев – внутреннего силового из стеклотекстолита СК-9ФАК на основе кварцевой ткани и кремнийорганического связующего К-9ФА, и внешнего эрозионно-стойкого из стеклотекстолита СК-4К на основе цельнотканого кварцевого чехла (разработанного ВНИИ СПВ) и кремнийорганического связующего К-4. Обтекатель изготавливался методом пропитки под давлением с противодавлением.

Документация на УР Х-45 в 1969 г. была передана в производство. Опытная серия Х-45 строилась на Дубненском машиностроительном заводе. Испытания изделия были начаты, но выполнили лишь часть наземных этапов и завершить их не удалось.

Авиационно-ракетный комплекс К-012 с крылатыми ракетами Х-55

первый пуск – 1978 г.

авиационно-ракетный комплекс с крылатой ракетой Х-55 на базе самолета Ту-95МС

Авиационно-ракетный комплекс К-012 с крылатой ракетой Х-55 на базе самолета Ту-95МС. Предложение о создании комплекса со стратегической дозвуковой маловысотной малогабаритной крылатой ракетой с автокорреляционной системой наведения было подано МКБ «Радуга» в 1972 г. в инициативном порядке. Оно не было поддержано ни МАП (НИИ АС), ни Заказчиком и разработка не финансировалась до 1976 г., когда работы по СКР в США вышли на стадию летных испытаний. Тем не менее, в это время шли работы по автокорреляционной системе наведения и по созданию глобальных цифровых карт местности (СССР и стран-союзников с помощью самолетов и ИСЗ, нейтральных стран и потенциальных противников – с помощью ИСЗ).

Полномасштабная разработка комплекса начата на основании Постановления ЦК КПСС и СМ СССР от 09.12.76 г. параллельно со сверхзвуковой СКР 3М25 «Метеорит». Параллельно задавалось создание унифицированных комплексов морского и наземного базирования.

Решающими аргументами в пользу создания комплекса были соображения его эффективности и сравнительно невысокой стоимости:

• большая дальность дает возможность пуска вне передового рубежа ПВО и исключение потерь носителей;
• прорыв ПВО за счет полета на ПМВ, малой ЭПР ракеты, возможности огибания рельефа местности без использования РЛС (программируемая траектория), «тихого» полета с включением ДИСС и РВ только на участках коррекции траектории, выхода на цель с неожиданного направления, большой численности залпа;
• возможность встречного подрыва ядерной БЧ при поражении ракеты средствами ПВО противника;
• высокая точность попадания за счет использования автокорреляционной системы наведения.

Также важную роль сыграл факт разработки такого оружия в США.

Состав комплекса на базе носителя Ту-95МС-16:

• самолет носитель;
• аппаратура подготовки пуска «Осина» на борту носителя;
• малогабаритная инерциальная система МИСС-45;
• навигационный вычислитель на борту носителя;
• ДИСС-7 на борту носителя;
• многозарядное катапультное устройство МКУ6-5У в бомбоотсеке;
• два внутренних подкрыльевых авиационных катапультных устройства АКУ-2 (между фюзеляжем и двигателями №№ 2 и 3) на 2 ракеты каждый;
• два внешних подкрыльевых авиационных катапультных устройства АКУ-3 (между двигателями №№ 1 и 2 на левой ОЧК и №№ 3 и 4 на правой ОЧК) на 3 ракеты каждый;
• 16 ракет Х-55 с их системой наведения;
• комплект контрольно-измерительной и проверочной аппаратуры;
• комплект СНО.

Отличия комплекса на базе носителя Ту-95МС-6:

• аппаратура подготовки пуска АПП-95 «Дуб» на борту носителя;
• многозарядное катапультное устройство МКУ6-5У в бомбоотсеке;
• 6 ракет Х-55 с их системой наведения.

Отличия комплекса на базе носителя Ту-160:

• аппаратура подготовки пуска "Спрут" на борту носителя;
• 2 многозарядных катапультных устройства МКУ6-5У в бомбоотсеке;
• 12 ракет Х-55 с их системой наведения.

Для испытаний комплекса был переоборудован самолет Ту-95М-5, который получил обозначение Ту-95М-55 (ВМ-021, зав. № 8800601), см.

Доработанный самолет совершил первый полет 31.07.78 г. Первый пуск состоялся 23.02.82 г.

До 28.01.82 г. выполнено 107 полетов (656 ч), выполнены сбросы ВГМ и практические пуски СКР Х-55. Из 10 пусков 7 были зачтены.

28.01.82 г. самолет потерпел катастрофу на взлете с аэродрома ЛИИ. Экипаж во главе с Н.Е. Кульчицким (10 чел.) погиб. Причина – обледенение крыла и стабилизатора, а также отступления от инструкции по пилотированию.

В 1979 г. к испытаниям был подключен 1-й опытный самолет Ту-96МС.

В серийном производстве комплекс в разных вариантах устанавливался на самолетах:

• Ту-95МС-16;
• Ту-95МС-6 (базовый вариант);
• Ту-95МС-6 (доработанный вариант);
• Ту-160.

За создание комплекса и АКР Х-55 в 1982 г. участники были отмечены Ленинской и 5-ю Государственными премиями, участники и предприятия были награждены орденами и медалями.

Комплекс принят на вооружение в 31.12.83 г. с самолетом Ту-95МС, а затем в измененном варианте и с самолетом Ту-160.

Авиационно-ракетный комплекс с крылатой ракетой Х-55 на базе самолета Ту-160. Унифицирован по основным комплектующим с комплексом К-012 самолета Ту-95МС с отличиями:

• количество многозарядных катапультных устройств МКУ6-5 увеличено до двух (максимальная зарядка – 12 ракет Х-55);
• внешняя подвеска ракет не предусмотрена;
• установлена новая аппаратура подготовки пуска.

Принят на вооружение в 1989 г. в составе самолета Ту-160. Обеспечивает боевое и учебное применение ракет Х-55 всех модификаций.

крылатая ракета Х-55 и ее модификации

Х-55 (изд. 120) проект и опытная серия, авиационная крылатая ракета большой дальности. Проектирование начато в 1972 г., МКБ "Радуга" в инициативном порядке под руководством И.С. Селезнева – см. общая информация о комплексе.

Рабочее проектирование началось в конце 1976 г. и завершилось в 1978 г.

Особенности конструкции в предварительном варианте проекта:

• низкоплан классической аэродинамической схемы с пониженной статической устойчивостью (в процессе полета по мере выработки топлива положение ЦМ могло меняться, и устойчивость поддерживалась БСУ);
• силовая установка в составе одного одновального двухконтурного турбореактивного двигателя в фюзеляже с выдвижным воздухозаборником и соплом в ХЧФ);
• запуск двигателя выполняется пиростартером;
• крыло стреловидное боьшого удлинения, складываемое на подвеске в фюзеляж поворотом консолей назад;
• зона стыка крыла и фюзеляжа закрыта корневым наплывом;
• уборка крыла выполняется под фюзеляж за наплывом так, что одна его консоль ложится рядом другой в одной плоскости;
• консоли крыла имеют металлический каркас (АМГ-6?, силовые узлы – сталь) и композитную обшивку, элеронов нет;
• фюзеляж цилиндрический с оживальным заостренным обтекателем и гаргротом, который продолжается от обтекателя до киля, основной объем занимают баки, остальное – система наведения и управления, БЧ, силовая установка, блок гидросистемы, электросистема, пневмосистема;
• конструкция основной части фюзеляжа (за исключением носового обтекателя – цельнометаллическая, сварная из АМГ-6, силовые элементы – сталь;
• головной обтекатель изготавливается из композита на основе кремнийорганической ткани из полого волокна на связующем К-9-70;
• оперение состоит из цельноповоротного киля (канал курса) и цельноповоротного дифференциального ГО (каналы тангажа и крена, две консоли установлены со значительным отрицательным углом поперечного V;
• консоли ГО по размеру больше ВО;
• выпуск крыла, оперения и воздухозаборника производится пиропатронами высокого давления (350 атм.);
• после выпуска крыла ниши закрываются подпружиненными створками.

В ходе рабочего проектирования компоновка была уточнена:

• обтекатель ГЧФ укорочен (но остался оживальным);
• гаргрот на фюзеляже упразднен;
• стреловидность и удлинение крыла уменьшены;
• наплыв стал боле развитым и переходил в зализ за крылом.

Особенности конструкции во 2-м (окончательном) варианте проекта:

• среднеплан классической аэродинамической схемы с пониженной статической устойчивостью (в процессе полета по мере выработки топлива положение ЦМ могло меняться, и устойчивость поддерживалась БСУ-55);
• силовая установка в составе одного одновального двухконтурного турбореактивного двигателя Р95-300 (разработчик – МНПО "Союз", другие наименования – РДК-300, изд. 95, стендовая тяга 350 кгс, крейсерский расход топлива 0,84 кг/кгс*ч в фюзеляже с выдвижным воздухозаборником и соплом в ХЧФ);
• запуск двигателя выполняется пиростартером;
• основное ("боевое") топливо – синтетическое типа Т-10 (децилин), может работать на любом другом авиатопливе (Т-1, ТС-1, РТ и др.);
• крыло прямое умеренного удлинения, складываемое на подвеске в фюзеляж поворотом консолей назад;
• уборка крыла выполняется в фюзеляж так, что одна его консоль ложится над другой, из-за чего в выпущенном положении плоскости их хорд имеет разную высоту относительно строительной горизонтали фюзеляжа;
• для компенсации аэродинамической асимметрии, вызванной разной высотой консолей относительно СГФ, консоли имеют разный угол установки.
• консоли крыла имеют металлический каркас (АМГ-6?, силовые узлы – сталь) и композитную обшивку, элеронов нет;
• фюзеляж цилиндрический, основной объем занимают баки, остальное – система наведения и управления, БЧ, силовая установка, блок гидросистемы, электросистема, пневмосистема;
• конструкция основной части фюзеляжа (за исключением носового обтекателя – цельнометаллическая, сварная из АМГ-6, силовые элементы – сталь;
• головной обтекатель изготавливается из композита на основе кремнийорганической ткани из полого волокна на связующем К-9-70;
• система подвески имеет 4 бугеля крепления, которые изготавливаются на станке типа "обрабатывающий центр" совместно в приспособлении, задающем их координаты на изделии;
• оперение состоит из цельноповоротного киля (канал курса) и цельноповоротного дифференциального ГО (каналы тангажа и крена, две консоли установлены со значительным отрицательным углом поперечного V;
• все консоли ГО подобны по конструкции и имеют по 2 узла складывания (в убранном положении выступают за мидель корпуса незначительно);
• выпуск крыла, оперения и воздухозаборника производится пиропатронами высокого давления (350 атм.);
• после выпуска крыла ниши закрываются подпружиненными створками.

Принятая компоновка и конструкция АКР обеспечивает:

• высокое аэродинамическое качество, низкий расход топлива и, как следствие, - большую дальность полета;
• малый вес и размеры, возможность подвески на один носитель 6, 12 или 16 АКР при сохранении значительной его дальности полета;
• малую ЭПР (по западным оценкам – не выше 0,3 кв.м) и возможность полета на ПМВ в режиме следования рельефу местности и, как следствие, - возможность прорыва ПВО.

Состав системы управления:

• инерциальная автокорреляционная система управления;
• в состав ИСУ входят вычислитель, малогабаритная гировертикаль МГВ-6, датчики коррекции – радиовысотомер и ДИСС, система определения воздушной скорости (приемник воздушного давления "планерного" типа);
• автоматическая система управления БСУ-55, обеспечивающая отделение ракеты, выпуск крыла, оперения, агрегатов силовой установки, первоначальную стабилизацию ракеты, поддержание ее устойчивости в полете при изменении центровки и воздействии внешних атмосферных условий, а также реализацию траекторного управления;
• исполнительные механизмы в ХЧФ.

Испытания – см. выше (информация о комплексе).

В процессе ОКР конструкция изделия подверглась значительным изменениям:

• вместо выдвижного воздухозаборника сделан механизм полного выпуска гондолы двигателя (в связи с этим полностью переделана ХЧФ, сделаны створки, закрывавшие отсек двигателя после выпуска (на подвеске вырез под пилон закрывался сбрасываемой пенопластовой заглушкой);
• выпуск двигателя планировалось выполнять на подвеске, а на освобождаемом месте разместить еще один мягкий топливный бак, который заполнялся бы топливом из баков носителя (не реализовано из-за конструктивной сложности);
• сделан новый хвостовой кок, который для уменьшения длины ракеты на подвеске был сделан в виде конических секций, удерживаемых в затянутом пружиной состоянии нихромовой проволокой; Выдвижение хвостового кока после сброса проволока пережигается электрическим импульсом и пружина кок выдвигает (увеличение удлинения фюзеляжа снижает его сопротивление и дает добавку дальности порядка 160 км);
• сварные узлы навески крыла для повышения стойкости к ударным нагрузкам при раскрытии заменены монолитными.

Х-55 (изд. 120, заказ 22500) серийная выпуска ХАПО, авиационная крылатая ракета большой дальности. Выпуск был поручен Харьковскому АПО. На уровне предприятия темой руководил А.К. Мялица, для которого была введена должность зам главного инженера (в будущем – Гендиректор ХАПО). Для запуска КД в производство в ОГК завода был образован сектор №5 под руководством С.М. Алимова, который далее был преобразован в самостоятельный отдел №136. Для производства ракеты был образован цех №85, для которого выделили закрытую зону в корпусе №8 (именовалась "Дубна-2", там вели полный цикл производства).

При запуске и отработке КД, а также в ходе производства в конструкцию вносились изменения по результатам испытаний и серийного производства, в .ч.:

• заменено связующее в КМ, из которого изготавливался носовой обтекатель;
• отказались от мягкого бака, заполняемого топливом из баков носителя после выдвижения двигателя (упростилась система подготовки пуска носителя, конструкция ракеты, улучшилась центровка, изменился порядок выдвижения двигателя – теперь это происходило после отделения ракеты, что улучшило ее устойчивость в момент отделения, максимальная дальность уменьшилась незначительно);
• раздвижной хвостовой кок заменен неподвижным обтекателем меньшей длины (максимальная дальность уменьшилась порядка на 50 км) и др.

Выпуск СКР Х-55 на ХАПО завершен во второй половине 80-х гг. в связи с загруженностью предприятия другой тематикой (в основном, самолеты Ан-72 и Ан-74, запуск в производство самолета Ан-71, выпуск БПЛА «141»). КД, ТД, ТО и задел переданы Кировскому машзаводу.

После распада СССР значительное число этих ракет осталось на территории Украины (база Прилуки) и Казахстана (Чаган и Жана Семей – Семипалатинский аэродромный узел). Часть ракет, оставшаяся на территории Украины, была утилизирована (при этом БЧ утилизировались на территории РФ), а часть – возвращена РФ. Все ракеты с территории Казахстана были возвращены РФ в комплектном и исправном состоянии.

В начале 2000-х

Х-55 (изд. 120) серийная выпуска Кировского машиностроительного завода, авиационная крылатая ракета большой дальности. Выпуск проходил по КД и ТД ХАПО, также ХАПО передало комплекты все технологической оснастки и задел готовых агрегатов. Также специалисты ХАПО оказывали техническую помощь Кировскому машзаводу по освоению нового изделия.

Выпуск этого варианта СКР на Кировском машзаводе носил ограниченный характер, т.к. внедрялись ее новые модификации – см. ниже.

Х-55ОК (изд. 121) серийная выпуска ХАПО, авиационная крылатая ракета большой дальности. Модификация ракеты Х-55 с отличиями:

• установлена новая система наведения, также автокорреляционная, но с оптическим коррелятором, работавшим в нескольких (предположительно, в шести) диапазонах длин волн видимого и невидимого света;
• установлена неядерная боевая часть (было несколько вариантов, в т.ч. кассетная);
• поскольку новая БЧ имела большие объем и массу, запас топлива уменьшен;
• в связи с приведенными выше главными изменениями запас топлива и дальность уменьшены.

На производстве ХАПО в середине 80-х гг. была выпущена опытная серия, которая была использована для летно-пусковых испытаний. Отдельные пуски в т.ч. по точечным целям, таким как самолет в капонире, дали положительные результаты. Но вместе с тем было признано целесообразным выпускать ракеты Х-55ОК с кассетной БЧ и применять их против протяженных объектов (например, ВПП аэродрома или открытая стоянка самолетов).

Ракета Х-55ОК не подпадала под действие договоров об ограничении стратегических вооружений, которые намеревался заключить СССР. Тем не менее, из-за свертывания оборонных программ ее выпуск развернут не был.

Х-55СМ (изд. 125) серийная выпуска ХАПО, авиационная крылатая ракета большой дальности. Дальнейшее развитие крылатой ракеты Х-55 (изд. 120) с целью повышения дальности пуска. Основные отличия:

• по бортам ракеты установлены накладные дополнительные топливные баки (дальность полета при использовании топлива Т-10 увеличилась на 1000 км и достигла 3500 км);
• установлена новая система управления и заменено ее ПО (улучшена точность пуска – КВО уменьшилось со 100 м до 30 м, минимальная высота полета уменьшена с 50 м до 40 м);
• масса ракеты увеличилась с 1200 до 1700 кг, что потребовало усилить узлы подвески.

Установочная и вероятно несколько «боевых» серий изделия выпущено на ХАПО в середине 80-х гг. В дальнейшем выпуск был передан Кировскому машзаводу, см. ниже.

Х-55СМ (изд. 125) серийная выпуска Кировского машиностроительного завода, авиационная крылатая ракета большой дальности. С середины 80-х и по середину 90-х гг. выпущено значительное количество ракет этого типа, которые поступили на вооружение частей ДА СССР, вооруженных самолетами Ту-160 и Ту-95МС.

После распада СССР значительное число этих ракет осталось на территории Украины (база Прилуки) и Казахстана (Чаган и Жана Семей – Семипалатинский аэродромный узел). Часть ракет, оставшаяся на территории Украины, была утилизирована (при этом БЧ утилизировались на территории РФ), а часть – возвращена РФ. Все ракеты с территории Казахстана были возвращены РФ в комплектном и исправном состоянии.

Х-55С (изд. 124) серийная выпуска Кировского машиностроительного завода, авиационная крылатая ракета большой дальности. Модификация ракеты Х-55СМ (изд. 125, а не наоборот) с неядерной (чаще всего – кассетной) БЧ. Другие отличия:

• поскольку новая БЧ имела большие объем и массу, запас топлива уменьшен;
• в связи с приведенными выше главными изменениями запас топлива и дальность уменьшены.

Выпущена малая серия. Ракеты использовались в основном как учебные.

Подробные тактико-технические данные основных модификаций крылатых ракет Х-45 и Х-55 – смотрите в таблице Ракеты Ту-160

Стратегические крылатые ракеты Х-55 – памятник на территории Харьковского авиационного орденов Ленина и Трудового Красного Знамени авиационного производственного объединения имени Ленинского Комсомола. Это предприятие первым начало их серийный выпуск в 80-е годы
Фото автора

Крылатая ракета Х-55 для достижения дальности 2500 км получила типичную «дозвуковую» компоновку, которая обеспечивала максимально возможное аэродинамическое качество при минимальных размерах
Фото автора

Прямое крыло ракеты Х-55 имело относительное удлинение, равное 7,39 – это дало высокие значения подъемной силы на малых углах атаки и минимальное индуктивное сопротивление. Для сравнения, удлинение стреловидного крыла околозвуковой ракеты КСР-2 было 2,32 единицы, а треугольные крылья сверхзвуковых ракет Х-22 и КСР-5 имели удлинение 2,01 и 1,29 соответственно
Фото автора

Оперение Х-55 состояло из трех конструктивно подобных цельноповоротных консолей – киля и стабилизатора. Их форма также была прямой, что давало и высокую эффективность с точки зрения устойчивости и управляемости, и малое сопротивление на крейсерском режиме полета.
Каждая консоль оперения «ломалась» в двух шарнирных узлах, укладываясь вокруг сужающейся хвостовой части корпуса и не выступала за его габарит.
Горизонтальное оперение имеет существенное отрицательное поперечное V, что позволило складывать оперение более компактно и вывело ГО из зоны скоса потока за крылом
Фото автора

Консоли крыла Х-55 полностью убирались в корпус. На фото правое полукрыло в выпущенном положении, вид со стороны его передней кромки
Фото автора

А вот правое полукрыло со стороны задней кромки
Фото автора

«Ведро» – раздвижной хвостовой кок корпуса Х-55. В транспортировочном положении его секции втянуты друг в друга как популярный в советские годы «стакан туриста». Когда кок втягивается, то обжимается пружина, которую в таком положении удерживает тонкая нихромовая проволока. Через несколько секунд после того, как ракета выходит из отсека вооружения, на эту проволоку подается импульс тока, который ее пережигает, пружина расправляется и кок занимает полетное положение. Увеличение удлинения и плавности очертаний хвостовой части давало прирост дальности примерно на 50 км, но сложность, масса и очевидно недостаточная надежность такой системы заставили отказаться от нее по ходу выпуска серии Х-55.
На фото не видно «щелей» складывания консолей оперения потому, что ракета на памятнике перекрашивалась и при этом они были просто залиты
Фото автора

Гондола с двухконтурным турбореактивным двигателем Р95-300 в транспортировочном положении также полностью убиралась в корпус и выдвигалась в процессе пуска. Проем в створках отсека под пилон до выпуска закрывался заглушкой из специального пенопласта, которая при открытии створок просто выпадала.
На этом фото также видно, что левая консоль крыла установлена относительно оси корпуса выше правой. Это сделано потому, что в свою узкую нишу они укладываются друг над другом. Аэродинамическая асимметрия уравновешивается незначительным различием в нейтральном положении стабилизатора
Фото автора

Сзади гондолы двигателя мы видим корпус пиростартера, который запускает маршевый ТРДД после раскрытия крыла и оперения и начальной стабилизации ракеты. Пиростартер дает жирный дымный след, но работает недолго. Сам двигатель Р95-300 следа практически не дает. Максимальная дальность пуска 2500 км на этой ракете и 3500 на последних Х-55СМ достигается с использованием специального синтетического топлива Т-10 или децилен. Эта желтая жидкость, называемая в на аэродромном жаргоне «меланжем», токсична и в учебных целях ракета может снаряжаться обычным авиационным керосином Т-1, ТС-1 или РТ, которым, как говорят авиатехники, «зубы полоскать можно»
Фото автора

В носовой части корпуса крылатой ракеты Х-55 находятся инерциальная автокорреляционная система наведения, боевая часть, топливный бак №1 с его подкачивающим насосом, а также передний узел подвески к катапультному устройству носителя и отрывной разъем, соединяющий ракету с системой подготовки пуска самолета (а на земле – к контрольно-проверочной аппаратуре).
Система автокорреляционного самонаведения включает цифровую электронную вычислительную машину, датчики воздушных параметров (статическое и динамическое давление, температура воздуха), а также линейных и угловых ускорений, малогабаритную гировертикаль МГВ-6, которая «сохраняет» данные о пространственном положении ракеты относительно поверхности Земли, радиовысотомер с его передней передающей антенной и доплеровский измеритель скорости и сноса. Система вычисляет пройденный путь и истинное положение ракеты, непрерывно интегрируя функции ускорений. Она корректирует результат этого интегрирования, пользуясь данными о воздушной и истинной (с учетом сноса) скорости ракеты, но главная коррекция производится в определенных районах полета. Там данные высотомера сравниваются с цифровой картой рельефа местности, которая вводится перед полетом вместе с его программой в память БЦВМ. Та вырабатывает такие поправки к курсу, которые дают минимум (экстремум) функции ошибки места, потому такая навигация и именуется условно «экстремальной». Но ее правильное название – «автокорреляционное самонаведение», потому что система сама корректирует свою накапливаемую ошибку счисления пути, пользуясь неизменными ориентирами на поверхности Земли
Фото автора

В средней части корпуса находятся задний узел подвески ракеты к катапультному устройству носителя, узлы крепления и складывания крыла, бак № 2 с его насосом, ниша со створками, в которую крыло складывается в транспортировочном положении и задняя (приемная) антенна радиовысотомера с ее волноводом). Хвостовой отсек корпуса занимают ниша гондолы двигателя с механизмом ее выдвижения, бортовая система управления и приводы рулевых поверхностей – цельноповоротных консолей горизонтального и вертикального оперения. Последний узел – это система выдвижения хвостового кока
Фото автора

Хотя в полетном положении крылатая ракета Х-55 кажется довольно громоздкой, на самом деле это малогабаритное, легкое и очень мощное оружие
Фото автора

За успешное освоение серийного выпуска стратегической крылатой ракеты Х-55 коллектив Харьковского авиационного ордена Трудового Красного Знамени авиационного производственного объединения имени Ленинского Комсомола был удостоен высшей награды СССР – ордена Ленина.
Принятие на вооружение самолетов Ту-95МС и Ту-160, а также крылатых ракет Х-55 позволило Советскому Союзу к середине 80-х годов ХХ века ликвидировать отставание от Соединенных Штатов Америки в области стратегической авиации и выйти на полный паритет в военной области. После этого говорить с нашей страной с позиции силы стало невозможно
Фото автора