1. Яковлев В. Современная военно инженерная подготовка восточной границы Франции (линия Мажино). – М.: Издание ВИА, 1938, 47с.
2. Шперк В. История фортификации. -М.: Издание ВИА, 1957, с.281-292.
3. Карбышев Д. Избранные научные труды. -М.:Воениздат, 1962, с.408-417.
4. ВЭ. – М.: Воениздат, 1999, т.4, с. 516-517.
Ростислав АНГЕЛЬСКИЙ
Заслуженая 'Пятерка'
Предел совершенства скоростных высотных самолетов-снарядов был практически достигнут в конце шестидесятых – начале семидесятых годов конструкторами дубнинского Машиностроительного конструкторского бюро (МКБ) “Радуга” с разработкой крылатых ракет семейств Х-22 и КСР-5, предназначавшихся для вооружения самолетов ностителей типа Ту-22 и Ту-16 соответственно.
Разработка ракеты Х-22, предназначенной для вооружения комплексов К-22 (Д-2) с самолетами- носителями Ту-22К, началась еще по Постановлению Правительства от 14 апреля 1958 г. К работе привлекалась сложившаяся при создании предшествующих комплексов кооперация: ОКБ-156 А.Н. Туполева как разработчик самолета-носителя и комплекса в целом, коллектив Шабанова в КБ-1 как головной по радиоэлектронной части и ОКБ-155 А.И. Микояна по проектированию крылатой ракеты. Однако фактически основные работы по ракете Х-22 велись уже дубнинским филиалом микояновкой фирмы – будущим МКБ “Радуга” главного конструктора А.Я. Березняка.
Еще на ранней стадии работ по Ту-105, будущему Ту-22, предусматривалось применение на нем сверхзвуковой ракеты К-ЮС, разработка которой была развернута по Постановлению от 16 ноября 1955 г. Работы по ракете обогнали ход создания первого отечественного дальнего сверхзвукового самолета. Разработка К-10 велась с привязкой к модернизированному варианту Ту-16 – Ту-16К-10. К концу пятидесятых годов определилась необходимость в применении на Ту-22 более совершенной ракеты, по основным характеристикам многократно превосходящей К-10С*. (
При этом в отличие от К-10С она предназначалась для поражения не только радиоконтрастных малоразмерных целей типа кораблей, мостов, крупных промышленных зданий, но и для нанесения ударов по важным площадным объектам, то есть для решения задач, ставившихся перед ракетами Х-20 стратегических ракетоносцев Ту-95К.
Нa раннем стадии предусматривалось оснащение перспективной ракеты (первоначально обозначавшейся К-10П) турбореактивным двигателем КР-5-26, обеспечивающим достижение скорости в 2… 2,5 раза превышающей звуковую. Как и на К-10С, двигатель размещался в подфюзеляжной гондоле, но на смену стреловидному крылу пришло треугольное.
Однако как раз в это время к испытаниям были подготовлены первые отечественные перехватчики со скоростью, соответствующей М=3. Различные информационные источники указывали на появление в ближайшие годы подобных самолетов и у “вероятного противника”. В связи с этим встала задача обеспечить неуязвимость новой крылатой ракеты от истребителей не только существующих, но и перспективных типов. Для этого требовалось вывести ракету на скорости и высоты, принципиально недостижимые для пилотируемых самолетов, во всяком случае с традиционными турбореактивными двигателями. Полет ракеты в этом диапазоне скоростей и высот мог обеспечить жидкостный ракетный двигатель. Помимо возможности работы на больших высотах, этот двигатель был компактен. Новую ракету можно было разместить на носителе в полуутопленном положении, в отличие от К-10С, турбореактивный двигатель которой выступал в поток, создавая дополнительное сопротивление, особенно значимое для сверхзвукового самолета При этом прожорливость жидкостного ракетного двигателя не представлялась столь уж существенным недостатком. При применении ракеты по кораблям и другим радиоконтрастным целям дальность пусков естественным образом ограничивалась величиной 350…450 км – удаленностью радиогоризонта при ожидаемой высоте полета носителя – 13… 16 км.
При ударе по площадным целям сказывалось это же ограничение, пусть и не в столь явной форме. Точность систем навигации самолетов пятидесятых годов требовала проведения перед пуском дополнительной привязки к местности с использованием радиолокационных средств, в особенности после длительного полета над малоинформационной местностью, в частности – над океаном. Кроме того, уже имелся прототип авиационной ракеты для поражения стратегических целей – проходила испытания Х-20 с дальностью до 600 км, предназначенная для намного более солидного Ту-95К. Почти такая же дальность – 500…600 км – была задана и для ракеты Х-22 при пусках по площадным стационарным целям, в то время как при использовании против кораблей допускалось снижение максимальной дальности до 400..500 км. При пуске с высот 10… 14 км ракета должна была набирать высоту 20…22 км и совершать полет к цели со скоростью 2700… 3000 км/час.
Тем не менее, задачи поражения радиоконтрастных и стационарных площадных целей решались применением различной аппаратуры системы управления, совместить которую на борту одной ракеты в те годы было практически невозможно. Существенно отличались и боевые части, оптимизированные для поражения различных классов объектов. Исходя из этого, разрабатывались два варианта ракеты – противокорабельная Х-22ПГ с радиолокационной головкой самонаведения и Х-22ПС (в дальнейшем – Х- 22ПСИ) со счислителем пути, который предполагалось комплексировать с доплеровской системой. Наряду с системами управления варианты Х-22 отличались и отвечающими размерам цели мощностями боевых частей, при этом для самонаводящейся Х-22ПГ предусматривалась и обычная боевая часть. Разрабатывавшаяся КБ-1 самолетная станция получила обозначение ПН (“П”- носителя), головка самонаведения – ПГ (“П” – головка), бортовая аппаратура ракеты для поражения стационарных целей – ПС (“П” – счислитель пути), автопилот – ПА (“П” – автопилот”).
Разработка новой ракеты оказалась чрезвычайно сложной задачей, решение которой потребовало без малого десятилетия. Впервые в ракете такого класса необходимо было обеспечить работоспособность конструкции ракеты и ее систем в условиях интенсивного кинетического нагрева в процессе длительного полета со скоростями в 3… 4 раза превышающими звуковую. В конце пятидесятых годов по аналогии с недавно разрешенной задачей перехода к сверхзвуковым скоростям полета новый комплекс проблем обеспечения сверхскоростного полета стали именовать “тепловым барьером”. В ряде конструктивных элементов взамен традиционных алюминиевых сплавов были внедрены специальные стали ЭИ-654, 12Х2НФВА, 30ХГСА, 25ХНСВА, титановые сплавы ОТ-4, ВТ-6. Наряду с наиболее очевидными задачами поиска новых материалов, сохраняющих прочность и жесткость конструкции при температурах до 400…520° С, возникали и нетривиальные проблемы.
Необходимо было создать теплостойкие радиопрозрачные материалы для обтекателей головки самонаведения, обеспечить приемлемый тепловой режим работы радиоэлектронной аппаратуры и других приборных средств ракеты. Кроме того, не допускали перегрева и топливные компоненты ракеты – широко применявшаяся в те годы азотная кислота с 20% добавкой четырехокиси азота при нормальных условиях кипела уже при 50° С. Не переносила высокой температуры и горючее ТГ-02 – “тонка”, он же триэтиламинксилидин – жидкость, вопреки мнению отдельных историков авиации, не имеющая никакого отношения к несимметричному диметилгидразину и внедренная в ракетную технику примерно на четверть века раньше, чем “гептил”. На основном участке полета конвективный отвод тепла в жидкость способствовал поддержанию приемлемого уровня температуры стенок бака. Сложные проблемы возникали на завершающей стадии полета, когда прогретой стенки касался относительно тонкий слой жидкого топлива.
Не меньше сложностей возникло и с разработкой бортовой аппаратуры. Активная радиолокационная головка самонаведения ракеты Х-22ПГ должна была захватывать цель на удалении в два-три раза большем,
