рассматривались модификации боевых баллистических ракет среднего радиуса действия типа Р-5 и Р-12, рассматривался вариант собственной разработки ракетоносителя КБ.
Согласно проработок, проведенных в КБ. самолет 'ДП' должен был выводиться ракетоносителем на высоту 80-100 км, далее вся система разворачивалась на 90 градусов и происходило отделение планирующего самолета 'ДП'. После отделения производилась одноразовая коррекция траектории 'ДП', и дальше отделившийся аппарат летел к цели по планирующей траектории, определявшейся его аэродинамическим качеством и скоростью в момент отделения на данной высоте. 'ДП',проходя плотные слои атмосферы, выходил на цель на расстоянии около 4000 км, развивая скорость соответствующую М=10. В ходе полета по траектории коррекция производилась с помощью автономной системы управления и аэродинамических органов управления. На борту отсутствовала какая-либо силовая установка, питание систем должно было осуществляться от химических источников тока и от воздушной системы баллонного питания. Для охлаждения систем оборудования и термоядерного заряда на борту имелась система охлаждения. Конструкция планера проектировалась по так называемой 'горячей схеме' -без охлаждения. Все температурные напряжения, связанные с кинетическим нагревом, учитывались при проектировании элементов планера. На конечном этапе 'ДП' переводился в пикирование на цель. По сигналу высотомера на заданной высоте производился подрыв термоядерного заряда.
Преимуществом подобной ударной системы по сравнению с ракетными стратегическими системами первого поколения была более высокая точность вывода в район цели, при более простой и, соответственно, менее сложной системе наведения, а также обеспечение сложной траектории полета к цели, что значительно затрудняло действия средств ПРО и ПВО.
В течение двух лет в КБ шли интенсивные работы по проекту 'ДП'. К теме были подключены многие предприятия и организации ВПК, разрабатывались новые конструкционные материалы, технологии, удовлетворявшие требованиям длительного полета на гиперзвуковых скоростях в условиях кинетического нагрева. Совместно с ЦАГИ исследовались вопросы получения требуемых аэродинамических характеристик 'ДП'. Совместно с Л ИИ были отработаны вопросы, связанные с созданием натурных моделей и получением на них требуемых для 'ДП' режимов полета.
В качестве первоначального практического осуществления теоретических наработок по проекту решено было построить несколько экспериментальных летательных аппаратов, на которых должны были быть проверены основные идеи, заложенные в проект 'ДП'. Программа исследовательских работ по созданию прототипа 'ДП' получила обозначение по КБ самолет '130' (Ту-130).
В ходе проектирования самолета '130' и поиска его оптимальной аэродинамической компоновки были исследованы различные аэродинамические схемы самолета: 'симметричная' и 'несимметричная', 'бесхвостка', 'утка' и т.д. На основании этих исследований была построена целая серия моделей,-которые прошли продувки в аэродинамических трубах НАГИ, в том числе и на больших сверхзвуковых скоростях. В ЛИИ были проведены натурные летные испытания со сбросом летающих моделей самолета '130' с твердотопливными ускорителями с Ту-16ЛЛ. Модели были оборудованы датчиками и аппаратурой, позволявшими получать информацию о поведении аппарата и его аэродинамических характеристиках на различных режимах полета. Эти работы дали информацию о поведении аппарата до скоростей, близких к М=2. Были проведены отстрелы моделей с помощью артиллерийских орудий и газодинамических пушек. Эти испытания позволили выйти на скорости, соответствующие М=6.
После проведения большого объема теоретических и экспериментальных работ по теме в 1959 году в КБ приступили к рабочему проектированию самолета '130'. Согласно окончательного проекта самолет '130' представлял из себя сравнительно небольшой летательный аппарат: длина - 8,8 м, размах крыла - 2,8 м и высота - 2,2 м. Для самолета ' 130' была выбрана аэродинамическая схема самолета-'бесхво-стки'. Он имел клинообразный фюзеляж полуэлептического поперечного сечения с тупой носовой частью (одна из оптимальных форм для гиперзвукового ЛА). Низкорасположенное треугольное крыло небольшой площади с углом стреловидности по передней кромке 75 градусов имело по всему размаху элевоны. Вертикальное оперение самолета состояло из двух килей: верхнего и нижнего, расположенных в задней части фюзеляжа. На обеих половинах киля имелись тормозные щитки, открывавшиеся по схеме 'ножниц', с приводом от автономной электрогидравлической системы с питанием от химических бортовых источников тока. Профили крыла и органов управления выполнялись клинообразными. По условиям аэродинамического нагрева носовая часть фюзеляжа и передние кромки крыла и килей выполнялись из графита. Конструкция планера из нержавеющей стали - 'горячая'. Система управления включала в себя систему начальной коррекции траектории. Посадка самолета '130' должна была осуществляться по команде от программной системы управления, спуск на землю осуществлялся на парашюте с большой поверхностью купола, контейнер которого находился в его хвостовой части. Предварительно скорость гасилась за счет открытых тормозных щитков. В носовой части располагались агрегаты системы охлаждения элементов системы управления. Средняя часть была занята блоками КЗА системы управления.
В опытном производстве была заложена серия из пяти экспериментальных самолетов '130', предназначенных для проведения различных испытаний. В ходе постройки натурные фрагменты планера, наиболее нагруженные в тепловом отношении, подвергались термическим испытаниям в специальных тепловых камерах, с учетом расчетных тепловых нагрузок.
В 1960 году первый планер самолета '130' был готов, далее наступал этап оснащения его необходимым оборудованием и начала работ по стыковке с ракетоносителем - модификацией ракеты Р-12 (доработка Р-12 заключалась, помимо переделки носовой части под новый стыковочный узел, в усилении несущего корпуса ракеты с помощью дополнительного внешнего конструктивного экрана, разработанного КБ А.Н. Туполева).
Несмотря на явные успехи КБ в освоении новой для него тематики, все работы по теме 'ДП' и, соответственно, по самолету '130' были постепенно прекращены на основании Постановления Совета Министров СССР от 5 февраля 1960 года за N° 138-48. Построенные планера самолетов '130' частично были утилизированы,а несколько из них были переданы в КБ В.Н.Челомея.
Работы по проекту 'ДП' и самолету '130' были использованы в следующей, близкой по назначению работе КБ -ракетоплане '136'('Звезда'). Через много лет, уже в 80-е годы, к теоретическим и практическим результатам этих проектов обратились вновь, когда в КБ начались работы, связанные с проектированием перспективного гиперзвукового ЛА.
'131' (Ту-131, самолет '3')
Зенитный управляемый самолет-снаряд, проект
В конце 50-х годов в КБ велись работы по теме, которая резко выпадала из привычной тематики КБ. КБ А.Н. Туполева взялось за проектирование управляемого самолета-снаряда класса 'земля-воздух'. Проект получил по КБ обозначение самолет '131' (Ту-131) или самолет '3' ('3'-зенитный).
Согласно подготовленного проекта самолет '131' представлял собой двухступенчатую ракетную систему, состоявшую из первой стартовой, представлявшей твердотопливный ускоритель, и второй маршевой ступени, представлявшей сверхзвуковой самолет-снаряд, разгонявшийся одним или двумя ПВРД.
На первой ступени устанавливались три стабилизирующие поверхности большой площади. Маршевая ступень напоминала уменьшенный в масштабе самолет '121'. ПВРД крепился на пилоне под задней частью фюзеляжа. В случае использования двух ПВРД меньшей тяги, они крепились к фюзеляжу на двух угловых пилонах. ПВРД для самолета '131' проектировались в КБ М.М.Бондарюка. Треугольное крыло имело угол стреловидности по передней кромке 60', хвостовое оперение имело управляемые стабилизатор и киль. В носовой части фюзеляжа находилась головка самонаведения, за ней располагался отсек под боевой заряд, далее рас пола гались топливные баки и приборный отсек.
Работы по самолету '131' не вышли из стадии первоначального проектирования.
Основные проектные данные самолета '131'
- общая длина системы -9,6 м;
