Текст книги "НЛО земного происхождения. От Третьего рейха до наших дней"

JB-10

После того как программа JB-1 была закончена из-за неудачи с ТРД, специалисты фирмы «Нортроп» в оставшихся экземплярах JB-1 заменили ТРД на ПуВРД. Модернизированные таким образом машины получили новое обозначение JB-10. Пульсирующий двигатель Ford PJ31-F-1 был установлен внутри фюзеляжа по его оси. Так как фюзеляж имел больший диаметр, чем двигатель, это позволяло организовать поток охлаждающего воздуха между обшивкой фюзеляжа и корпусом двигателя. Выступающие бомбовые контейнеры сняли, а две боеголовки разместили в корневых частях крыла.

Подобно JB-1, ракета JB-10 должна была применяться с большого расстояния. Она являлась низкоточным оружием, предназначенным для запланированного вторжения в Японию. Ракета использовала простую систему программного наведения, которая после полета по заданному курсу и на заданное расстояние выдавала сигнал ракете на пикирование. Первый полет JB-10 состоялся в апреле 1945 г., но завершился неудачно. Фактически из 10 запусков JB-10 восемь были неудачными и только два запуска признали частично удачными. Из-за проблем с испытаниями, а также из-за того, что потребность в таком оружии исчезла, программа JB-10 была закончена в январе 1946 г.

Характеристики JB-10: размах крыла – 8,89 м, длина – 3,65 м, высота – 1,47 м, взлетный вес – 3270 кг, бомбовая нагрузка – 2 х 825 кг, максимальная скорость – 685 км/ч, дальность – 300 км.

10Х/14Х

В конце 1944 г. в СССР под руководством В.Н. Челомея началась разработка крылатой ракеты 10Х, аналога немецкой ракеты Фау-1. В качестве двигателя применялся ПуВРД Д-3 с тягой 310 кгс. Ракета разрабатывалась в двух вариантах – «земля – земля» и «воздух – земля», в серию не пошла.

В 1946 г. В.Н. Челомеем была спроектирована авиационная крылатая ракета 14Х, отличавшаяся от ракеты 10Х установкой двух ПуВРД Д-5 с тягой по 420 кгс каждый. Ракета серийно не выпускалась.

Характеристики 10Х: размах крыла – 6,0 м, длина – 8,0 м, максимальный диаметр корпуса – 1,05 м, взлетный вес – 2130 кг, вес боевой части – 800 кг, максимальная скорость – 600 км/ч, дальность – 300 км.

Характеристики 14Х: размах крыла – 6,5 м, длина – 7,6 м, максимальный диаметр корпуса – 0,85 м, взлетный вес – 2500 кг, вес боевой части – 800 кг, максимальная скорость – 800 км/ч, дальность – 250 км.

КС-1

Разработка советской крылатой ракеты КС-1 «Комета» началась летом 1946 г. На стадии эскизного проекта было разработано несколько вариантов, например, «Комета-3» представляла собой модификацию ракеты 14Х с крылом увеличенной площади и пульсирующим двигателем Д-6. Проект «Кометы-4» разрабатывался в ОКБ им. А.И. Микояна, КР внешне походила на самолет МиГ-15, но имела меньшие размеры и увеличенную стреловидность крыла. В качестве силовой установки использовался ТРД РД-500К тягой 1500 кгс. Для исследования характеристик ракеты четыре опытных образца были выполнены в пилотируемом варианте, кабина летчика размещалась на месте боеголовки. Первый пилотируемый полет «Кометы» состоялся 4 января 1952 г., в беспилотном варианте ракета запущена в серию в том же году. В качестве носителя ракет КС-1 использовался бомбардировщик Ту-4, а с 1957 г. – бомбардировщик Ту-16. Ракета оснащалась обычной боеголовкой весом 800 кг. Были разработаны также два варианта КС-1, запускавшиеся с мобильных наземных пусковых установок.

Характеристики КС-1: размах крыла – 4,7 м, длина – 8,3 м, максимальный диаметр корпуса – 1,2 м, полетный вес – 2760 кг, вес пустого – 1651 кг, максимальная скорость – 1060 км/ч, дальность – 130 км.

«Матадор»

Работа над JB-2 привела к созданию КР следующего поколения под обозначением «Матадор». Фирме «Мартин» был предоставлен контракт стоимостью 1,8 млн долларов в 1946 г., чтобы разработать это оружие в рамках проекта МX-771. Первые испытания прототипов под обозначениями XSSM-A-1 и YSSM-A-1 были проведены на ракетном полигоне Уайт-Сэндс в начале 1949 г. Прототипы затем переименовали в ХВ-61 и YB-61 в 1951 г.

Хотя программа была уже почти отменена, война в Корее стала причиной оживления работ по крылатой ракете, а фирме «Мартин» в 1951 г. предоставили контракт на постройку промышленной партии ракет. Производство ракет под обозначением В-61А «Матадор» было налажено в том же году. В 1954 г. ракету приняли на вооружение, в 1955 г. ее переименовали в ТМ-61А. По сравнению с прототипами X/YB-61, которые были среднепланами, «Матадор» был высокопланом и имел Т-образное хвостовое оперение.

«Матадор» запускался с помощью одного твердотопливного стартового ускорителя Aerojet-General тягой 25 850 кг, ускоритель после старта сбрасывался. На крейсерском режиме полета работал ТРД Allison J33-A-37 тягой 2090 кг, воздухозаборник двигателя располагался в нижней части фюзеляжа ракеты.

«Матадор» управлялся по радио оператором, следившим за меткой от радиомаяка ракеты на экране радара. Ракета оснащалась 50 кт ядерной боеголовкой, хотя могла быть оснащена боеголовкой с обычным взрывчатым веществом. «Матадор» запускался с неподвижной пусковой установки или мобильной пусковой установки на базе трейлера.

Вскоре было принято решение разработать улучшенную версию – ТМ-61В («Матадор-В»), Летные испытания прототипов этой версии под обозначением YTM-61B начались в 1956 г., но разработка затянулась дольше, чем ожидалось. Как промежуточную меру ВВС США реализовали немного улучшенную версию первоначального «Матадора», обозначив ее ТМ-61С. «Матадор-С» использовал тот же самый фюзеляж, но имел улучшенную систему наведения, которая принимала командные сигналы от сети микроволновых передатчиков. «Матадор-С» был введен в эксплуатацию в 1957 г. и в конечном счете заменил все ракеты Матадор-А в эксплуатации. Вероятно, много ракет «Матадор-С» было переоборудовано из версии А. Всего построили приблизительно 1200 ракет, производство закончилось в 1957 г. Оружие было развернуто в ФРГ, в США (штат Флорида) и на Тайване, находилось в эксплуатации до 1962 г. «Матадор-С» был в 1963 г. переименован в MGM-61C.

Характеристики ТМ-61А: размах крыла – 8,74 м, длина – 12,06 м, взлетный вес – 5440 кг, вес боеголовки – 1360 кг, крейсерская скорость – 1040 км/ч, высота полета – 10 700 м, дальность – 1100 км.

AUM-N-2/AQM-41

В августе 1944 г. BuOrd (Бюро вооружений) ВМФ США начало разработку проекта авиационной торпеды Kingfisher («Зимородок»), оснащенной реактивным двигателем. В конце 1947 г. проект получил название AUM-2, а в начале 1948 г. был переименован в AUM-N-2 Petrel («Буревестник»), После изучения различных вариантов ракеты ВМФ начал в 1951 г. испытания опытных образцов. В 1954 г. фирме Fairchild выдали контракт на постройку серийной партии ракет, в апреле 1956 г. ракета AUM-N-2 наконец была принята на вооружение.

Крылатая ракета Petrel была, по существу, самонаводящейся торпедой МК 21, оснащенной носовым обтекателем, под которым располагалась система наведения, ТРД Fairchild J44 тягой 440 кгс, деревянными крылом и хвостовым оперением. Она предназначалась для атак кораблей и всплывших подводных лодок, запускалась с самолета-носителя P2V-6B (позже переименованного в P2V-6M, а затем в MP-2F). После запуска ракета снижалась до высоты 60 м и продолжала лететь к цели со скоростью М = 0,5, используя полуактивное радиолокационное наведение с самолета-носителя. Когда ракета приближалась к цели на расстояние приблизительно 1400 м, двигатель выключался и вместе со всеми аэродинамическими поверхностями сбрасывался. После этого торпеда ныряла в воду и наводилась на цель.

К концу 50-х гг. ракета Petrel морально устарела. Ее довольно низкая скорость и полуактивное наведение требовали, чтобы самолет-носитель приближался достаточно близко к цели, что делало проблематичным использование Petrel против кораблей с сильной системой ПВО. В январе 1959 г. AUM-N-2 была выведена из эксплуатации, а оставшиеся ракеты использовались в качестве беспилотных мишеней воздушного базирования. В июне 1963 г. мишени Petrel было переименованы в AQM-41A.

Характеристики AUM-N-2 (AQM-41A): размах крыла – 4,06 м, длина – 7,31 м, диаметр фюзеляжа – 0,61 м, вес – 1700 кг, максимальная скорость – 600 км/ч, дальность – 32 км.

UB.109T

Англичане в послевоенное время работали над крылатой ракетой в рамках программы UB.109T (UB означал unmanned bomber – «беспилотный бомбардировщик»). Цель проекта состояла в том, чтобы разработать оснащенную реактивным двигателем крылатую ракету, которая будет использовать в качестве системы наведения стандартную радионавигационную систему типа Oboe, Decca Navigator или LORAN, хотя и не исключалось использование дополнительно разработанных систем наведения. Ракета имела дальность около 750 км и несла обычную боеголовку весом 2270 кг.

«Виккерс-825» и «Бристоль-182»

После того, как английские военные сформулировали требования к крылатой ракете – носителю атомного оружия, начались работы над ракетами «Виккерс-825» (Red Rapier – «Красная рапира») и «Бристоль-182» (Blue Rapier – «Синяя рапира»), «Виккерс-825» оснащался тремя маленькими ТРД Soar тягой по 795 кг, которые разработала фирма Rolls-Royce. «Бристоль-182» имел один ТРД ВЕ.17 тягой 1360 кгс, разработанный фирмой «Бристоль» и установленный под хвостом ракеты. Работы по созданию ракет были прекращены летом 1953 г.

XB-63/XGAM-63

Американская фирма «Белл» в апреле 1946 г. начала разработку авиационной крылатой ракеты XB-63 Rascal с ядерной боеголовкой W5 мощностью около 47 кт (название Rascal образовано из Radar Scanning Link). Ракета, которая позднее получила новое наименование XGAM-63, оснащалась инерциальной системой навигации с каналом радиоуправления, в качестве силовой установки использовался ЖРД XLR-67 тягой 4700 кг. В процессе разработки отдельные системы и агрегаты испытывались на экспериментальной крылатой ракете X-9. Первый пуск опытной ракеты XGAM-63 состоялся в октябре 1953 г. со специально переоборудованного самолета-бомбардировщика В-47Е. Программа прекращена в марте 1956 г., хотя уже было построено 135 ракет.

Характеристики XB-63/XGAM-63: размах крыла – 5,1 м, длина – 9,8 м, высота – 3,8 м, полетный вес – 8250 кг, скорость М = 2,5, дальность – 160 км.

ТМ-76

Дальнейшее развитие ракеты «Матадор» привело к появлению в начале 1958 г. новой версии под обозначением ТМ-76А Масе («Булава»), Новая ракета имела меньший размах крыла и удлиненную носовую часть, она была принята на вооружение в 1959 г. ТМ-76 имел более совершенную систему управления ATRAN, разработанную фирмой Goodyear Aircraft. Система ATRAN использовала смотрящий вперед и вниз радарный датчик для отображения маршрута ракеты и сравнила фактический маршрут с картой, записанный на пленке. В отличие от «Матадора» ТМ-76А могла транспортироваться в полностью собранном состоянии, за исключением твердотопливного ускорителя.

Проблема с ATRAN состояла в том, что для ее успешной работы необходим полет ракеты на малой высоте, а это ограничивало дальность полета. Также требовались радиолокационные карты маршрута к району расположения цели, которые необходимо было делать с помощью спутников радиолокационной разведки.

В результате ВВС перешли на эксплуатацию версии ТМ-76В, в которой система ATRAN была заменена инерциальной навигационной системой INS, разработанной фирмой

AC Spark Plug. Первый пуск новой ракеты состоялся в 1960 г. Во время испытаний выяснилось, что новая система наведения хорошо работает только тогда, когда точно известны координаты точки запуска ракеты. Поэтому в эксплуатации ракета запускалась только с неподвижных пусковых установок.

Масе-В запускалась при помощи твердотопливного ускорителя тягой 45 350 кг, в качестве маршевого двигателя применялся ТРД Allison J33-A-41 тягой 2360 кг. Ракета имела увеличенную дальность и была оснащена атомной боеголовкой мощностью 1,1 Мт. Ракеты Масе были развернуты в ФРГ и в Японии (Окинава). Масе-А была переименована в CGM-13A в 1964 г., а Масе-В – в CGM-13B. CGM-13A была снята с вооружения в 1966 г., a CGM-13B – в 1971 г. Некоторое количество ракет переделали в воздушные мишени под обозначениями MQM-13A и MQM-13B.

Характеристики TM-76B/MGM-13B: размах крыла – 7,0 м, длина – 13,4 м, взлетный вес – 8160 кг, скорость – 1040 км/ч, высота полета – 10 700 м, дальность – 2200 км.

Blue Steel

Английская фирма «Авро» получила в 1956 г. контракт на разработку крылатой ракеты под обозначением Blue Steel («Синяя сталь»), предназначенной для базирования на бомбардировщиках Vulcan. Первые поставки ракеты для ВВС Англии начались в 1962 г. Ракета выполнена по аэродинамической схеме «утка», в хвостовой части имелись два киля: верхний – небольшого размера, а нижний – большего размера, складывающийся при взлете и посадке самолета-носителя. Оснащалась инерциальной системой управления и термоядерной боеголовкой Red Snow («Красный снег») мощностью в 1 Мт, в качестве силовой установки применялся ЖРД Stentor Mk.101. Ракета оказалась сложна в эксплуатации из-за проблем с ее заправкой топливом и окислителем, снята с вооружения в 1969 г. В конце 50-х гг. «Авро» работала над созданием усовершенствованного варианта Blue Steel-2 с дальностью пуска более 1100 км и скоростью полета более М = 3.

Характеристики Blue Steel-1: размах крыла – 4,0 м, длина – 10,7 м, высота – 3,8 м, полетный вес – 7710 кг, скорость М = 2,3, высота полета – 21 500 м, дальность – 320 км.

Regulus

В то время как ВВС США разрабатывали ракеты «Матадор» как логическое продолжение работ по модификации JB-2, ВМФ США разработал свои собственные крылатые ракеты Regulus I и Regulus II как логическое продолжение работ по экспериментальной ракете Loon.

Работы над Regulus I были начаты фирмой «Воут» в 1946 г., первый полет прототипа ракеты, оборудованного шасси, состоялся в 1951 г. на авиабазе Эдварде. Ракета предназначалась для обеспечения возможности для ВМФ проводить атомные удары. Первоначальная концепция заключалась в запуске Regulus I только с подводных лодок, но вскоре задачи программы были расширены с тем, чтобы ракеты могли запускаться с наземных пусковых установок и с надводных кораблей. Первый запуск ракеты с корабля состоялся в 1952 г., а пуск с подводной лодки – в 1953 г. В том же году началось серийное производство ракеты, на вооружение ее приняли в 1954 г.

Regulus I первоначально имел обозначение SSM-N-8, позже был переименован в RGM-6 с последующими версиями RGM-6A и RGM-6B. Ракета, выполненная по схеме «бесхвостка», имела сигарообразную форму, с воздухозаборником в носовой части и стреловидным крылом в середине фюзеляжа. В хвостовой части фюзеляжа располагался киль, для управления ракетой использовались руль поворота на киле и элевоны, расположенные на задней кромке крыла. При хранении ракеты плоскости крыла складывались.

Regulus I запускался с помощью двух твердотопливных ускорителей с пускового рельса, в качестве маршевого двигателя применялся ТРД J33-A-18A тягой 2090 кгс, разработанный фирмой Allison. Ракета управлялась по радио, она оснащалась ядерной боеголовкой W-5 мощностью около 40 кт, а с 1958 г. боеголовкой W-27 мощностью около 1 Мт.

Пять подводных лодок (Tunny, Barbero, Grayback, Growler и Halibut) были переоборудованы под ракеты Regulus I, кроме того, под эти ракеты переоборудовали десять авианосцев и четыре крейсера. Ракета могла сопровождаться в полете пилотируемым самолетом управления до зоны нахождения цели.

Общее количество построенных ракет составило 514, они состояли на вооружении до 1964 г. Некоторые из них оборудовались посадочными устройствами и использовались в качестве воздушных мишеней под обозначением KDU-1, а позднее BQM-6C.

ВМФ заключил контракт с фирмой Grumman на разработку ракеты Rigel, оснащенной прямоточным воздушно-реактивным двигателем, но программа оказалась неудачной, поэтому все работы по крылатой ракете Rigel были прекращены в августе 1953 г. Тогда ВМФ вновь обратился к фирме «Воут», которая разработала сверхзвуковую КР Regulus II. Первый полет прототипа с посадочным устройством состоялся на авиабазе Эдварде в мае 1956 г. Производство ракеты началось в 1958 г., в том же самом году был выполнен первый ее пуск с подводной лодки.

Однако тенденция оснащения подводных лодок баллистическими ракетами привела к отмене контракта на производство Regulus II к концу 1958 г. Программа была продолжена еще в течение нескольких лет, но в качестве экспериментальной. Всего построили 54 ракеты, некоторые из них использовали в качестве сверхзвуковых мишеней под первоначальным обозначением KD2U-1, а позднее MQM-15A.

КР Regulus II, имевшая первоначальное обозначение SSM-N-9, а затем RGM-15, была выполнена по схеме «бесхвостка» со стреловидным крылом, воздухозаборник располагался под фюзеляжем в районе крыла. Она запускалась с пусковой установки при помощи твердотопливного ускорителя тягой 52 160 кг.

Первые прототипы оснащались ТРД J65 производства фирмы Curtiss-Wright, американской копией английского двигателя Sapphire, но большинство ракет было оснащено двигателем J79 тягой 6800 кгс разработки фирмы General Electric. Ракета управлялась инерциальной навигационной системой. ВМФ предполагал построить атомную подводную лодку, которая могла бы нести четыре КР RGM-15, но в конечном счете эту подводную лодку так и не начали строить.

Характеристики SSM-N-8/RGM-6: размах крыла – 6,4 м, длина – 10,5 м, взлетный вес – 6000 кг, скорость – околозвуковая, дальность – 800 км.

Характеристики SSM-N-9/RGM-15: размах крыла – 6,12 м, длина – 17,5 м, взлетный вес – 11 000 кг, скорость – М = 2, дальность – 2200 км.

Snark

Разработка межконтинентальной крылатой ракеты под названием Snark для ВВС США началась на фирме «Нортроп» в середине 1940-х гг. Начальная версия, имевшая обозначение N-25, оснащалась ТРД Allison J33. Ракета выполнялась по схеме «бесхвостка», она имела стреловидное крыло, воздухозаборник располагался под фюзеляжем в хвостовой части. Фирма «Нортроп» разрабатывала инерциальную систему управления для ракеты N-25, но не закончила ее полностью из-за перехода к разработке нового варианта ракеты.

Новая КР под названием N-69 Super Snark (обозначение в ВВС – SM-62A) походила на свою предшественницу, но была больше в размерах, крыло имело стреловидность по передней кромке 45°, при транспортировке ракеты крыло могло сниматься. SM-62A взлетала при помощи двух твердотопливных ускорителей тягой по 59 000 кгс. В качестве маршевого двигателя использовался ТРД фирмы «Пратт и Уитни» J57 тягой 4770 кг. Под каждой плоскостью крыла подвешивался дополнительный топливный бак, сбрасываемый после выработки топлива. Для SM-62A фирмой «Нортроп» была разработана инерциальная система управления с астронавигацией. Ракета должна была оснащаться ядерной боеголовкой, которая отделялась от ракеты во время последней фазы атаки. Это делало перехват ракеты средствами ПВО более трудным, а также устраняло необходимость увеличивать прочность конструкции ракеты, что было бы необходимо при осуществлении пикирования на цель.

Разработка КР Snark продвигалась с трудом, много прототипов было потеряно во время испытаний на полигоне в штате Флорида. Во время одного из испытательных пусков в 1956 г. ракета в полете развернулась и улетела в южном направлении, поиски ее не увенчались успехом. Она была случайно обнаружена лишь в 1982 г. одним фермером в джунглях Бразилии. КР Snark была принята на вооружение в 1957 г., но в июне 1961 г. ракета была объявлена президентом Дж. Кеннеди устаревшим типом оружия, после чего ее вывели из эксплуатации.

Характеристики N-25: размах крыла – 12,8 м, длина – 15,9 м, взлетный вес – 12 700 кг, скорость – околозвуковая, дальность – 2480 км.

Характеристики SM-62A: размах крыла – 12,9 м, длина – 21,0 м, взлетный вес – 22 700 кг, скорость – околозвуковая, дальность – 9660 км.

Navaho

В начале 1950 г. фирма «Норт Америкэн» приступила к разработке стратегической КР Navaho, оснащенной маршевым ПВРД для достижения скорости, в три раза превышавшей скорость звука. Ракета должна была стать носителем ядерного заряда. Для исследования вопросов, связанных с изучением аэродинамических характеристик ракеты и систем управления ее полетом на больших скоростях, было построено 13 прототипов, оснащенных самолетным шасси. Эти прототипы, обозначавшиеся как X-10, имели треугольное крыло, двойное вертикальное оперение в хвостовой части и горизонтальное оперение в носовой части фюзеляжа. В качестве силовой установки использовались два ТРД Westinghouse J40-WE-1 тягой по 4944 кгс. Первый полет X-10 состоялся в октябре 1953 г. Один из прототипов в процессе испытаний достиг максимальной скорости, равной М = 2,05, это был мировой рекорд скорости для реактивных самолетов в то время.

После успешных испытаний X-10 начались испытания прототипа ракеты под обозначением XSM-64 Navaho. XSM-64 был очень похож на X-10, но в качестве силовой установки применялись два ПВРД Wright RJ-47 тягой по 18 000 кг каждый. Взлет ракеты осуществлялся вертикально с помощью жидкотопливного ускорителя длиной 23 м, полет проходил на высоте 27 500 м с помощью инерциальной навигационной системы с астрокоррекцией. Первый полет ракеты состоялся 6 ноября 1956 г. Из-за большого количества аварий (из 11 пусков 10 закончились аварией) в июле 1957 г. работы по Navaho были прекращены, затраты на разработку составили 800 млн долларов.

Уже после отмены проекта в рамках исследовательской программы состоялось семь запусков Navaho с целью достижения скорости полета, соответствующей М = 3. Последний запуск состоялся 18 октября 1958 г. Эти испытательные полеты помогли получить данные, которые использовались при разработке бомбардировщика ХВ-70. ВМФ США сделал попытку создать аналогичную крылатую ракету под названием Triton, но и эта программа оказалась неудачной и была вскоре отменена.

Характеристики маршевой ступени XSM-64: размах крыла – 8,72 м, длина – 20,7 м, диаметр корпуса – 1,83 м, взлетный вес с разгонной ступенью – 98 280 кг, вес боевой части – 2250 кг, максимальная скорость полета М = 3,25, расчетная дальность – 8000 км, достигнутая дальность – 3200 км.

Характеристики X-10: размах крыла – 8,58 м, длина – 20,16 м, высота – 4,5 м, вес пустого – 11 700 кг, взлетный вес – 19 050 кг, максимальная скорость – 2983 км/ч, практический потолок – 13 650 м, дальность – 1370 км.