Новинкой СКБ МГТУ ГА является дельталет -Карат», который в настоящее время проходит летные испытания. Это одноместный дельталет, предназначенный для тренировочных и любительских полетов. Имеет массу конструкции 70 кг. Силовая установка на базе двухтактного одноцилиндрового мотора F33 мощностью 23 л,с. Площадь крыла 16 мг Обеспечивает высокие взлетно-посадочные характеристики и возможность выполнения полетов также, как на обычном дельтаплане.
Другой новинкой является мототележка ^Дельта», предназначенная для эксплуатации в комплексе со спортивным дельтапланом. Трансформируемый пилон и узел подвески обеспечивают возможность помещения на мототележку любого дельтаплана. В качестве силовой установки используются моторы Хирт F36 и F33 мощностью 12 л.с. и 23 л.с. соответственно.
МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНЫЕ КРЫЛАТЫЕ РАКЕТЫ БЫЛ ЛИ ШАНС?
В Л» 4 за 1996 год уже было рассказано о межконтинентальной крылатой ракете (МКР) С. А. Лавочкина «Буря». Продолжая разговор об этом классе летательных аппаратов, остановлюсь па трех других его представителях: американских ракетах 'Snark' и 'Navaho' советской 'Буран', а также попытаюсь объяснить, почему работы по МАГ не получили большего развития.
Н ачнем с американских. В 1946 г. ВВС США (US Air Force) заключили договоры с фирмами Consolidated Vultee, Martin Co,, Northrop Corp. и North American Aviation Inc. на разработку различных управляемых ракет класса «земля-земля».
Northrop в 1947 г. приступила к разработке дозвуковой крылатой ракеты tiSnark» (обозначалась также XSSM-A-3, SM-62 и В-62) с межконтинентальной дальностью полета по программе МХ-775, Она представляла собой высокоплан со стреловидными крыльями без горизонтального оперения, с турбореактивным двигателем Pratt-Whitney J-57 (первоначально предполагалось установить двигатель Allison J-71), Старт производился при помощи двух сбрасываемых твердотопливных ускорителей фирмы Aerojet Corp, Летные испытания ракеты начались в марте 1951 г., а в середине 1959-го «Snark» поступили в войска {702nd Strategic Missile Wing). Эта МКР могла нести боеголовку весом в 2250 кг на расстояние 10140 км без подвесных баков и на расстояние 11200 км - с подвесными баками.
Чтобы в перспективе получить ракету практически неуязвимую для средств ПВО, параллельно с дозвуковыми крылатыми ракетами проектировалась сверхзвуковая. Ее разработка велась фирмой North American, по программе МХ-770, под обозначениями XSSM-A-2 и XSV-64 «Navaho».
Требований постоянно менялись. Сначала а 1946 г. запланировали создание ракеты с дальностью в 500 миль (804,5 км) и маршевой скоростью полета, соответствующей числу М=1. Со временем требуемая дальность возросла до 6300 миль (10137 км), а скорость маршевого полета до М=3. На разгонной ступени ракеты с дальностью полета 800 км предполагалось установить однокамерный ЖРД тягой 331 кН, затем на ракете G-26 - двухкамерный с тягой 1600 кН, а на ракете G-38-трехкамерныйстягой 1788 кН.
Boeing IM-99A Bomarc
Маршевая ступень представляла собой крылатую ракету с треугольным крылом. После отстыковки разгонной ступени она совершала самостоятельный полет с помощью двух маршевых СПВРД Curtiss-Wright Corp. RJ-47. Для отработки маршевой ступени был разработан аналог Х-10. который проходил летные испытания самостоятельно, без первой ступени. На нем устанавливался вначалеТРД WestingauseJ-40. а позднее ТРД Pratt-Whitney J-57. При первом полете, состоявшемся 6 ноября 1956 г, из-за дефекта в системе управлений на высоте в 2 мили {3200 м) ракета была уничтожена; 80 втором возникли неполадки в ускорителе; в третьем и четвертом - трудности с зажиганием ПВРД. US Air Force 11 июля 1957 г аннулировало контракт на разработку «Navaho». Оставшиеся семь ракет были использованы при реализации программы RISE (Research in Supersonic Environment) для проведения замеров температур и давления на скорости, соответствующей числу М=3. В пятом пуске, состоявшемся 12 августа 1957 г., удалось получить дальность полета 300 миль (480 км). В восьмом полете 10 января 1958 г. была достигнута дальность 2000 миль (3200 км) -максимальное значение, полученное, на Зтой ракете. Последний одиннадцатый пуск-Navaho» состоялся 18 ноября 1958 г.
Как уже говорилось, в СССР научно-исследовательские работы по сверхзвуковым МКР были начаты еще во второй половине сороковых годов. Согласно постановлению правительства от 13 февраля 1953 г. в ОКБ-1 НИИ-88 приступили к созданию экспериментальной крылатой ракеты (ЭКР) с дальностью полета 800 км, предназначенной для проверки основных принципов и технических решений, закладываемых в МКР. После передачи этой темы в авиационную промышленность в мае 1954 г. задание на разработку МКР получили ОКБ-23 В.М. Мясищева и ОКБ-301 МАЛ С.А. Лавочкина.
Мясищевская ракета «Буран» (индекс «40») должна была нести нагрузку в полтора раза большую, чем 'Буря'. СПБРДРД-018А с диаметром камеры сгорания 2000 мм для маршевой ступени создавался в ОКБ-670 ММ. Бондарюка, его дублировало ОКБ-36 В,Д, Добрынина. Разработка ЖРД для двигательной установки первой ступени велась в ОКБ-456 Глушко. После проведения аэродинамических, динамических исследований и компоновки «бурана» в 1954 г. предварительно приняли одно-двигательную схему для маршевой ступени, а для первой ступени - схему с четырьмя ускорителями. Маршевая ступень получила индекс '42', ускорители - '41'. МАП предъявил на рассмотрение ВВС эскизный проект Бурана 12 сентября 1955 г. В марте следующего года он был взят за основу для дальнейшей разработки ракеты. Однако в августе 1956 г, от ОКБ-23 потребовали установить новый боезаряд большего веса. -Буран» пришлось перекомпоновать. Уже в октябре МАП представил заказчикудополнения к эскизному проекту и макет крылатой ракеты с новым боезарядом *40А». Точно так же, как на «Буре», на «Буране» предполагалось использовать титановый сплав ВТ-5, из-за отсутствия которого в мае - апреле 1957 г. рабочие чертежи на первые восемь «4QA» пришлось переделать под нержавеющую сталь.
Первая ступень «Бурана» включала в себя крылатую ракету «42А» и закрепленные на ней (симметрично относительно ее продольной оси) четыре ускорителя «41А». В передней и средней частях ускорителей располагались баки для компонентов топлива - окислителя АК-27И, горючего (вероятно, керосина) и перекиси водорода, в хвостовой части - ЖРД конструкции ОКБ-456 МОП с тягой 70000 кгс. Для воспламенения топлива в камерах сгорания использовалось пусковое топливо ТГ-02, самовоспламеняющееся при взаимодействии с окислителем АК-27И. На каждом ускорителе было установлено по четыре газовых руля в одном сбрасываемом отсеке.
Второй (маршевой) ступенью являлась сама крылатая ракета, выполненная по нормальной самолетной схеме со среднерасположенным тонким треугольным крылом и трапециевидным оперением. Корпус имел цилиндрическую форму и состоял из трех частей: передней, средней и хвостовой. В хвостовой части установили СПВРД РД-018А. Топливо поместили в пяти герметичных топливных отсеках, на которые разделялось пространство между наружной и внутренними обшивками средней части. Сверху этой части
