требования ставили во главу угла существенное, на 100-200%, повышение характеристик практически по всем параметрам.
Если гиперзвуковые самолеты так и не появились на аэродромах, то в ракетной технике прогресс шел весьма интенсивно, приведя к созданию нового поколения крылатых ракет, убедительно превосходивших предшественников. Ввиду того, что авиация освоила сверхзвуковые режимы, требования к ее ракетному вооружению резко возросли. Усовершенствованный вариант К-10 должен был обеспечить дальность не менее 300 км, при скорости порядка 2700-3000 км/ч. Ракету предполагалось оснастить перспективным двигателем КР-5-26 с тягой 4000 кгс, перейдя на треугольное крыло взамен стреловидного.
В конечном счете было принято решение о создании нового ракетного комплекса К-22 с одноименной ракетой. Соответствующее Постановление партии и правительства было выпущено 14 апреля 1958 года, а более детальное и распределявшее обязанности по исполнителям - 17 июня 1958 года. Авиационно- ракетная система К-22 создавалась на базе туполевского самолета «105» (в варианте ракетоносца Ту-22К) и, помимо носителя, должна была включать авиационные крылатые ракеты Х-22 «Буря», разработка которых поручалась ОКБ-2-155, а также систему управления К-22, ответственным исполнителем по которой выступало КБ-1 Госкомитета по радиоэлектронике.
Система К-22 предназначалась для поражения наземных и морских (в том числе подвижных) радиолокационно-контрастных точечных и площадных целей. Ракетоносец Ту-22К должен был также сохранять возможность бомбометания с максимальной бомбовой нагрузкой до 9000 кг. С нагрузкой 3000 кг он должен был иметь дозвуковую дальность 5800 км, при околозвуковой скорости полета - не менее 2300- 2500 км.
В создании ракеты на начальном этапе принимало участие микояновс-кое ОКБ-155, специалисты которого под руководством М.И.Гуревича обеспечивали проработку эскизного проекта и сопровождение летных испытаний опытных образцов. Конструкторы спецбригады Н.Л.Назарова занимались увязкой компоновки будущей ракеты, вопросы аэродинамики, старта и траектории решались бригадой В.А.Шумова, в летных испытаниях принимал участие недавно пришедший в ОКБ-155 молодой инженер Л.Г.Шенгелая (в будущем - Главный конструктор фирмы) и В.Н.Щепин. По мере развертывания работ все большая инициатива переходила к дубнинскому ОКБ, в конечном счете получившему статус самостоятельной организации с приданным опытно-производственным заводом №256.
В ходе переименования предприятий МАП Приказом Министерства от 30 апреля 1966 года предприятие получало название Дубненский Машиностроительный Завод (ДМЗ), а конструкторское бюро А.Я.Березняка - Дубнен-ское машиностроительное КБ «Радуга», при этом на заводе сохранялся филиал микояновского «Зенита». С целью совершенствования специализации ракетного производства и структуры организации, Приказом МАП от 19 июня 1972 года дубненский завод и МКБ слили в Производственно-конструкторское объединение (ДПКО) «Радуга», главным конструктором которого стал А.Я.Березняк, а директором и ответственным руководителем -Н.П.Федоров. В объединение вошли также микояновский филиал и представительство МКБ на Смоленском авиазаводе, сопровождавшее серийный выпуск ракетной техники. После смерти Березняка в 1974 году главным конструктором стал его заместитель И.С. Селезнев. Десятилетний опыт существования объединения завершился реорганизацией - Приказом министра от 12 мая 1982 года «в целях максимального сосредоточения усилий… на создании новых видов изделий, улучшения руководства и повышения ответственности за создание авиационного вооружения» МКБ «Радуга» был возвращен прежний статус опытно-кон-стукторской организации, а заводу -наименование ДМЗ.
Создававшаяся ракета как изделие дубненского ОКБ получила индекс Д-2. Новый уровень требований повлек необходимость радикального пересмотра как самой аэродинамической схемы и конструкции изделия, так и используемых конструкционных материалов и технологий. Если прежние изделия ОКБ, по существу, сохраняли общепринятые в самолетостроении технологи с широким использованием алюминиевых сплавов и клепально-сборочных работ, то достижение сверхскоростных режимов и высот требовало смены устоявшихся подходов.
Прежде всего, это диктовалось многократно возраставшими нагрузками на конструкцию, аэродинамическими (в общем случае, с ростом скорости они увеличиваются в квадратичной зависимости) и тепловыми, из-за кинетического нагрева конструкции в скоростном полете, достигающего сотен градусов. Основным режимом, гарантирующим эффективность и неуязвимость ракеты, должен был стать высотный скоростной профиль полета, динамика которого сопровождалась также значительными продольными и поперечными перегрузками.
Достижение заданных высотно-ско-ростных характеристик со скоростью на маршевом участке порядка М=3,5 и высотой 22-23 км, превышавшей возможности существовавших ЗРК и истребителей, выдвигало на первый план проблему силовой установки с учетом обеспечения требуемой тяги при умеренном расходе топлива, напрямую сказывавшемся на дальности.
Турбореактивный двигатель, вполне удовлетворявший крылатым ракетам первого поколения, требуемых возможностей обеспечить не мог, а создание перспективных образцов с должными параметрами было связано с большим техническим риском.
Удовлетворяющим большинству требований выглядел ЖРД, отличавшийся компактностью и небольшим весом при относительной простоте устройства, позволяя создать ракету предельно рациональной схемы - «сигару» без воздухозаборников и воздушных каналов, с достаточно плотной компоновкой, мидель которой определялся бы габаритами оборудования (прежде всего, антенны ГСН и БЧ, которая в ядерном варианте представляла собой довольно крупное изделие). Опыт работы с ЖРД у дубнинцев уже имелся при отработке ракет КСР-2, но обеспечение значительно более высоких характеристик диктовало потребность в двигателе намного большей тяги - по расчетам, разгон более крупной ракеты с массой около 5 тонн требовал стартовой тяги порядка 8-10 тонн (против одной тонны у КСР-2). Такой ЖРД от-пичался изрядным расходом топлива, требуя вместительных баков. В то время подходящих по энергоемкости твердых топлив с высоким удельным импульсом в стране не было, и ЖРД практически не имел альтернативы.
Рассмотрение вариантов ракетного топлива свелось к выбору прежней «рецептуры». Выглядевшие наиболее многообещающими по энергоемкости фтороводороды были неприемлемы из-за массы проблем (во фторе горели бы любые материалы, даже вода). Водородные топлива, как и любые другие использованием кислорода в качестве окислителя, из-за малой плотности требовали очень больших баков и, главное, - сверхнизких температур при хранении, заправке и подаче, полностью оправдывая наименование «криогенные» (т.е. ледяные).
Отработанным и освоенным тогда являлось использование окислителя на основе азотной кислоты и энергоемкого горючего, выпуск которых был налажен в стране, и они тысячами тонн шли на многие отечественные ракеты. Использование на ракете нескольких тонн едких и токсичных материалов существенно усложняло задачу, требуя специальных материалов и мер коррозионной защиты, а также трудоемких и небезопасных методик обслуживания, но они оказались тогда наиболее доступным решением. Попутно пришлось решать и проблему защиты топлива от перегрева - окислитель закипал уже при +50°С, не терпело высоких температур и горючее.
Проект Д-2 отличался завершенностью и рациональностью компоновки, развивая отработанную в предыдущих изделиях схему. Ракета имела четкое деление по функциональным отсекам фюзеляжа: носовой отсек занимала аппаратура ГСН, за ним располагалась БЧ с блоком системы подрыва, баки-отсеки с компонентами ракетного топлива, энергетический отсек с аккумуляторной батареей, автопилотом и агрегатами воздушной и гидравлической систем. В хвостовом отсеке находился ЖРД с турбонасосным агрегатом подачи и рулевые приводы.
Конструктивно ракета представляла собой цельнометаллический моноплан с фюзеляжем большого удлинения (для сравнения - этот параметр у Х-22 равнялся 12,6 против 8,5 у КСР-2 и 6,5 у «Комет»), треугольным крылом высокой стреловидности и крестообразным оперением, плоскости которого служили рулями, управлявшими ракетой по курсу, крену и тангажу.
Основной вариант Х-22 разрабатывался с системой управления на основе активного радиолокационного самонаведения, обеспечивающей поражение широкого круга целей. Опыт создания таких систем позволял рассчитывать на успех, однако и уровень проблем оказался неожиданно велик. Помимо задачи обеспечения надежной и эффективной работы системы наведения с дальностью 350-400 км, требовавшей мощной бортовой энергетики, кропотливой доводки потребовала конструкция и системы скоростной ракеты, работать которым предстояло в крайне жестких условиях.
