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

CIM-10A

В начале 50-х гг. фирма «Боинг» совместно с Мичиганским авиационным исследовательским центром приступила к разработке беспилотной ракеты-перехватчика XF-99, впоследствии ракета получила обозначение CIM-10A BOMARC (ВО – Boeing и MARC – Michigan Aeronautical Research Center). BOMARC взлетал при помощи стартового ускорителя с ЖРД Aerojet-General тягой 16 273 кгс, после достижения определенной скорости в работу вступали два ее ПВРД Marquardt тягой по 639 кг каждый. Управление ракетой при выводе на цель осуществлялось с земли, вблизи от цели – при помощи системы самонаведения. Ракета могла оснащаться как ядерной, так и обычной боеголовкой.

Отработка ПВРД Marquardt, систем навигации, исследование аэродинамических и тепловых характеристик разрабатываемой ракеты осуществлялись с помощью экспериментальных беспилотных аппаратов X-7 фирмы «Локхид», разработанных в трех модификациях – X-7А-1, X-7А-3 и X-7В. Аппарат X-7А-1 имел длину 9,98 м и размах крыла 3,66 м, а аппараты X-7А-3 и X-7В – длину 11,28 м и размах крыла 3,05 м. Первый полет X-7 состоялся 26 апреля 1951 г. запуском с бомбардировщика В-29, аппарат разгонялся с помощью твердотопливного ускорителя, который через 5 с. сбрасывался, а в работу вступал ПВРД. Аппарат после окончания полета спускался на парашюте и втыкался заостренным носом в землю. При испытаниях была достигнута максимальная скорость, соответствующая М = 4,31. Последний полет аппарата X-7 состоялся 20 июля 1960 г.

Испытание прототипов ракеты BOMARC началось в 1952 г., а в 1960 г. ракета серии А была принята на вооружение. Более совершенный вариант ракеты CIM-10B был принят на вооружение в 1961 г., дальность его составляла 708 км, а практический потолок – 30 480 м. Ракета CIM-10B имела более мощные ПВРД и твердотопливный ускоритель. К середине 60-х гг. количество состоящих на вооружении ракет начали сокращать, с 1962 г. снимаемые с дежурства ракеты BOMARC-A модифицировались и переделывались в сверхзвуковые высотные беспилотные мишени CQM-10A. В 1969 г. BOMARC-B состоял на вооружении в шести подразделениях ВВС США в США и в двух подразделениях канадских ВВС. В 1972 г. ракеты CIM-10 сняты с вооружения. Аналогом ракеты BOMARC была английская ракета класса «земля – воздух» Bloodhound («Ищейка») фирмы «Бристоль» с характеристиками: размах крыла – 3,8 м, длина – 7,7 м, дальность – 96,6 км, максимальная скорость – М = 2.

Характеристики CIM-10A: размах крыла – 5,54 м, длина – 14,27 м, высота – 3,14 м, взлетный вес – 7085 кг, максимальная скорость – 3178 км/ч, практический потолок – 19 812 м, дальность – 418 км.

«Буря»

В противовес разрабатывавшейся в США стратегической крылатой ракете XSM-64 Navaho в СССР начали разработку КР такого же класса. 20 мая 1954 г. вышло постановление Совета министров СССР о начале разработки крылатых ракет «Буря» и «Буран».

В соответствии с этим постановлением в ОКБ С.А. Лавочкина началась разработка стратегической крылатой ракеты «Буря» (изделие «350»), Ракета выполнялась по нормальной самолетной схеме со среднерасположенным треугольным крылом. Аэродинамические поверхности управления располагались на крестообразном хвостовом оперении. Корпус ракеты имел цилиндрическую форму, по всей длине корпуса проходил канал воздухозаборника маршевого ПВРД РД-012 тягой 7750 кгс, разработанного в ОКБ М.М. Бондарюка. Боевая часть весом 2350 кг размещалась в центральном теле сверхзвукового диффузора в носовой части корпуса. КР имела разгонную ступень в составе двух стартовых ускорителей, каждый из которых имел топливные баки и четырехкамерный ЖРД С2.1150 (С2.1100) разработки ОКБ A.M. Исаева. ЖРД развивал тягу 65 000 кгс. На ускорителях устанавливались газовые рули, обеспечивающие управление ракетой на начальном участке полета, n горизонтальные рули и стабилизаторы, обеспечивавшие управление после набора скорости. В топливные баки ускорителей заправлялось 20 840 кг окислителя и 6300 кг горючего. Ускорители симметрично располагались под крыльями маршевой ступени и крепились к ее фюзеляжу на четырех узлах каждый.

Управление ракетой осуществлялось с помощью инерциальной навигационной системы и астронавигационной системы типа «Земля», расположенных в охлаждаемом отсеке в передней верхней части корпуса. Отделение крылатой ступени от стартовых ЖРД происходило на высоте 17 500 м, после чего она переходила в горизонтальный полет с работавшим ПВРД. Предполагалось, что при подходе к цели ракета совершит противозенитный маневр, поднимется на высоту 25 км и оттуда по командам системы наведения и автопилота резко спикирует на цель.

Проектирование ракеты было закончено в 1957 г., после чего в производство запустили опытную партию из 19 ракет. Первый полет «Бури» состоялся 1 сентября 1957 г. В ходе испытаний «Бури» проверялись аэродинамические и прочностные характеристики конструкции ракеты, параметры ПВРД, работоспособность агрегатов и приборного оборудования, отрабатывалась система управления полетом и т. д. Летные испытания показали, что реальный расход топлива ПВРД превышал расчетный, поэтому ракете не удавалось достичь расчетной дальности полета. Доработку ракеты сочли нецелесообразной, так как к тому времени уже была поставлена на вооружение межконтинентальная баллистическая ракета Р-7. Поэтому 5 февраля 1960 г. вышло постановление ЦК КПСС и СМ СССР о прекращении работ по «Буре». В связи с этим работы были прерваны, а оставшиеся пять ракет выделялись для отработки фоторазведчика и скоростной высотной мишени. Было произведено четыре пуска «Бури», последний из них состоялся 16 декабря 1960 г.

Характеристики маршевой ступени «Бури»: размах крыла – 7,75 м, длина – 18,0 м, диаметр корпуса – 2,2 м, полетный вес – 33 522 кг, вес пустого – 13 000 кг, взлетный вес вместе с разгонной ступенью – 130 000 кг, максимальная скорость – М = 3,3, крейсерская скорость М = 3,1–3,2, высота полета – 17 500—25 500 м, расчетная дальность – 8000 км, достигнутая дальность – 6500 км.

«Буран»

Крылатая ракета «Буран» (изделие «40») разрабатывалась в ОКБ В.М. Мясищева, выполнялась по той же аэродинамической схеме, что и «Буря». В качестве двигателя для маршевой ступени использовался ПВРД РД-018 тягой 10 600 кгс. КР имела разгонную ступень в составе четырех стартовых ускорителей с ЖРД разработки ОКБ В.П. Глушко.

В процессе проектирования рассматривалось несколько вариантов маршевой ступени «Бурана», в том числе и пилотируемый вариант. В этом варианте на определенном этапе полета летчик должен был катапультироваться и осуществить спуск на парашюте. В.М. Мясищев предполагал провести исследования некоторых проблем, связанных с пилотированием гиперзвуковых самолетов, включая психофизиологические возможности человека в условиях такого полета. Для «Бурана» были изготовлены корпус из нержавеющей стали и крыло из титана, а в ЦАГИ провели статические и динамические испытания их прочности. Впервые в нашей стране металлические конструктивно подобные модели этой ракеты были испытаны на флаттер при сверхзвуковых скоростях в аэродинамических трубах ЦАГИ, а в ЛИИ модели испытали в свободном полете с разгоном ракетными ускорителями.

Летные испытания двух опытных образцов ракеты «Буран» предполагалось начать летом 1958 г. Однако в ноябре 1957 г. руководством СССР было принято решение прекратить работы над «Бураном» по экономическим соображениям, а также с учетом того, что «Буря» уже начала летать.

Характеристики маршевой ступени «Бурана»: размах крыла – 11,35 м, длина – 23,88 м, диаметр корпуса – 2,35 м, полетный вес – 60 000 кг, взлетный вес вместе с разгонной ступенью – 175 000 кг, вес боевого заряда – 3500 кг, максимальная скорость – М = 3,1, высота полета – 17 000—36 000 м, расчетная дальность – 8000 км.

Ту-121

В 1957 г. ОКБ А.Н. Туполева начало разработку крылатой ракеты Ту-121. Аппарат представлял собой цельнометаллический моноплан нормальной схемы с треугольным крылом. Управляющие поверхности на крыле отсутствовали. Управление самолетом осуществлялось с помощью цельноповоротных треугольных в плане киля и стабилизатора. В передней части фюзеляжа располагалась аппаратура управления и наведения на цель, а также отсек с боевой частью. Средняя часть фюзеляжа была в основном занята топливными баками. В хвостовой части находился маршевый ТРД КР-15-300 с тягой 10 000 кгс (на форсаже 15 000 кгс). Воздух к ТРД подводился от воздузаборника, располагавшегося под средней частью фюзеляжа. При старте воздухозаборник закрывался обтекателем, который сбрасывался после взлета. Для старта снаряда использовались два стартовых твердотопливных ускорителя ПРД-52 с тягой по 80 000 кг.

Система управления включала в себя инерциальную систему наведения, астронавигационную систему «Земля-АИ» и автопилот АП-85. При достижении расчетной точки траектории ракета переводилась в пикирование под углом около 50°. На высоте порядка 2 км над поверхностью земли должен был срабатывать боевой заряд. Для снижения опасности при полете КР над своей территорией система управления была запрограммирована на самоликвидацию в случае возникновения нештатной ситуации: при боковом отклонении от заданного курса или развороте, при внеплановом снижении ниже 15 км, при пропадании бортового питания. До прохождения заданной точки маршрута самоликвидация производилась при «пассивном подрыве» ракеты без срабатывания боевого заряда, после прохождения заданной точки и перевода в пикирование самоликвидация производилась только с подрывом боевого заряда.

КР Ту-121 запускалась с мобильной пусковой установки СТ-10, созданной на базе четырехосного прицепа к автомобилю ЯАЗ-214. Пусковая установка весом более 20 т могла буксироваться автомобилем, оснащенным краном-манипулятором, скорость передвижения по шоссе составляла до 40 км/ч, а по грунтовой дороге – до 20 км/ч. Боевая часть и аппаратура управления транспортировались отдельно от ракеты специальным автомобилем.

Опытные образцы Ту-121 были собраны во второй половине 1958 г., с 30 декабря 1958 г. начались наземные огневые испытания. Первый запуск опытного образца состоялся 25 августа 1959 г., полет прошел успешно, затем было еще несколько успешных полетов, подтвердивших правильность выбранных ОКБ технических решений. Проведенные летные испытания опытной партии ракет подтвердили, что реальная дальность полета Ту-121 позволяла при старте с территории СССР нанести атомный удар по любой точке в Западной Европе, Северной Африке, Азии. Началась подготовка к серийному производству, однако в феврале 1960 г. работы по этой беспилотной ударной системе были свернуты, так как советское руководство сделало окончательный выбор в пользу ударных стратегических средств на основе баллистических ракетных комплексов.

Характеристики Ту-121: размах крыла – 8,4 м, длина – 24,77 м, диаметр фюзеляжа – 1,7 м, высота – 4,61 м, взлетный вес с ускорителями – 35 000 кг, вес пустого – 7300 кг, крейсерская скорость – 2775 км/ч, высота полета – 19 900– 24 100 м, дальность – 3880 км.

AGM-28

В 1957 г. американская фирма «Норт Америкэн», используя опыт создания Navaho, начала разработку новой крылатой ракеты под названием Hound Dog («Гончая»), первый полет которой состоялся в апреле 1959 г. Ракета была выполнена по схеме «утка», ТРД Pratt & Whitney J52-P-3 тягой 3400 кгс располагался под фюзеляжем в хвостовой части. Hound Dog оснащалась ядерной боеголовкой W28 мощностью в 1 Мт. Запуск КР производился с самолета-носителя В-52, управление ракетой осуществлялось при помощи инерциальной системы с астронавигацией.

Разрабатывались две версии ракеты – AGM-28A (GAM-77) и AGM-28B (GAM-77B), которые отличались главным образом системами управления. Бомбардировщик В-52 нес две ракеты на пилонах под каждой консолью крыла. В случае необходимости двигатели ракет могли использоваться для кратковременного увеличения скорости бомбардировщика, израсходованный при этом запас топлива ракет пополнялся из собственных баков самолета-носителя. Производство ракеты прекратилось к 1963 г., к этому времени на вооружении стратегического командования ВВС США состояло около 600 КР Hound Dog, ракета была снята с эксплуатации в середине 1970-х.

Характеристики GAM-77/AGM-28A: размах крыла – 3,65 м, длина – 12,8 м, высота – 2,75 м, взлетный вес – 4600 кг, скорость – М = 2,1, дальность – 1300 км.

К-10

Противокорабельная крылатая ракета К-10 разработана в ОКБ А.И. Микояна, начало разработки – октябрь 1961 г. Оснащенная ТРД ракета подвешивалась под фюзеляжем бомбардировщика Ту-16. Она несла обычную или ядерную боеголовку весом 1000 кг. Система управления состояла из инерциальной системы навигации, работавшей на начальном этапе полета, и системы активного радиолокационного самонаведения, вступавшей в работу на конечном этапе. Производство прекращено в 1965 г.

Характеристики К-10: размах крыла – 4,88 м, длина – 9,5 м, диаметр корпуса – 0,9 м, полетный вес – 4200 кг, скорость – 1400 км/ч, дальность – 350 км, практический потолок – 12 000 м.

П-5

Противокорабельная крылатая ракета П-5, созданная в ОКБ В.Н. Челомея, стала первой ракетой с автоматическим раскрывающимся после старта крылом. КР со сложенным крылом размещалась в контейнере небольшого диаметра, длина которого ненамного превышала длину самой ракеты. Такой ракетный контейнер мог быть размещен на надводном корабле и на подводной лодке. Старт из контейнера осуществлялся при помощи двух твердотопливных ускорителей общей тягой 36,6 тс. После сброса ускорителей в работу вступал маршевый ТРД КРД-26 тягой 2250 кгс. Система управления включала в себя автопилот, счетчик времени полета, а также высотомер, который ограничивал минимальную высоту полета ракеты. Вес боевой части (обычной или ядерной) составлял 800—1000 кг. Испытания ракеты начались в августе 1957 г., на вооружение П-5 была принята в 1959 г.

Характеристики П-5: размах крыла – 2,5 м, диаметр корпуса – 0,9 м, стартовый вес – 5200 кг, скорость – М = 1,2, дальность – 500 км, маршевая высота полета – 800 м.

П-6/П-35

В 1956 г. началась разработка противокорабельных крылатых ракет П-6 и П-35, которые конструктивно являлись дальнейшим развитием ракеты П-5. Ракеты мало отличались друг от друга: П-6 предназначалась для подводных лодок, а П-35 – для надводных кораблей. Первый пуск ракеты П-35 состоялся 21 октября 1959 г., а испытания ракеты П-6 начались двумя месяцами позже.

Характеристики П-6: размах крыла – 2,6 м, длина – 10,0 м, диаметр корпуса – 1,0 м, стартовый вес – 4500 кг, скорость – М = 1,5, дальность – 400 км, маршевая высота полета – 100 м.

П-15

Противокорабельная ракета П-15 с ЖРД была разработана в 1955–1960 гг. в МКБ «Радуга». Ракета П-15 имела автономную систему наведения, в состав которой входили автопилот, высотомер и радиолокационная головка самонаведения, оснащалась фугасно-кумулятивной боевой частью весом 480 кг. В качестве носителя ракет первоначально применялся торпедный катер, затем ими стали оснащаться большие противолодочные корабли и эсминцы. Первый пуск ракеты с катера состоялся 16 октября 1957 г., а в 1960 г. ракета была принята на вооружение. П-15 продавалась в Алжир, Египет, Индонезию, КНДР, Китай (где они строились по лицензии с 1974 г.), Сирию, на Кубу и т. д. В 1965 г. на вооружение был принят модернизированный вариант ракеты П-15У, а в 1972 г. – вариант П-15М. Ракета П-15М с увеличенной дальностью полета имеет инерциальную систему управления, работающую на маршевом участке полета, и два варианта активной ГСН: активную радиолокационную и инфракрасную. ГСН работает на конечном участке полета ракеты – участке самонаведения. Ракета может оснащаться обычной боевой частью весом 513 кг или ядерной мощностью 15 кт. Высота маршевого полета ракеты задается перед пуском.

В октябре 1967 г. залпом ракет П-15 с египетских ракетных катеров был потоплен израильский эсминец. Ракеты семейства П-15 советского и китайского производства применялись в ходе арабо-израильской войны 1971 г., индо-пакистанского конфликта 1971 г. и в ирано-иракской войне в 1980–1988 гг.

Характеристики П-15 (П-15М): размах крыла – 2,4 м, длина – 6,55 (6,5) м, диаметр корпуса – 0,76 (0,78) м, полетный вес – 2125 (2523) кг, скорость – 1152 км/ч, дальность – 40 (80) км, высота полета – 100–200 (25-250) м.

КСР-2

КСР-2 – противокорабельная крылатая ракета класса «воздух – поверхность». Она оснащалась ЖРД, могла нести обычную или ядерную боеголовку весом до 500 кг, для наведения использовалось активное радиолокационное самонаведение. Производство ракеты началось в 1963 г.

Характеристики КСР-2: размах крыла – 4,6 м, длина – 9,5 м, диаметр корпуса – 0,9 м, полетный вес – 3000 кг, скорость – 1080 км/ч, дальность – 225 км, практический потолок – 18 000 м.

КСР-5

Крылатая ракета КСР-5 класса «воздух – поверхность» предназначена для поражения крупных морских или наземных целей. МКБ «Радуга» начало разработку в 1962 г., серийное производство началось с 1967 г. В декабре 1969 г. ракета принята на вооружение. Ракета оснащена твердотопливным ракетным двигателем тягой 7100 кгс, может использовать обычную или ядерную боеголовку. Управляется автопилотом с радиокоррекцией, на конечном участке полета вступает в работу активная головка самонаведения. В качестве самолета-носителя используется бомбардировщик Ту-16, который может нести две ракеты.

Характеристики КСР-5: размах крыла – 2,6 м, длина – 10,56 м, диаметр корпуса – 0,92 м, полетный вес – 3952 кг, скорость – 3400 км/ч, дальность – 280–700 км, высота пуска – 500-11 000 м.

X-20

Крылатая ракета X-20, разработанная в МКБ «Радуга», предназначалась для поражения крупных наземных целей. Она была выполнена по самолетной аэродинамической схеме, оснащалась ТРД АЛ-7ФК, в качестве самолета-носителя использовался бомбардировщик Ту-95К. Система управления ракетой состояла из инерциальной навигационной системы с радиокоррекцией на среднем участке полета и активной радиолокационной головкой самонаведения. Ракета могла оснащаться обычной боеголовкой весом 2300 кг или ядерной боеголовкой мощностью 800 кт. Первый пуск X-20 состоялся в марте 1958 г., в сентябре 1960 г. началось производство модификации X-20М с термоядерной боевой частью мощностью 3 Мт. Производство ракеты прекращено в 1965 г.

Характеристики X-20: размах крыла – 9,2 м, длина – 14,9 м, диаметр корпуса – 1,9 м, стартовый вес – 11 000 кг, максимальная скорость – 2280 км/ч, дальность – 650 км, практический потолок – 18 000 м.

X-22

Работы над крылатой ракетой X-22 начались в 1958 г., первые опытные образцы были изготовлены в 1962 г. Ракета разрабатывалась в двух вариантах: для поражения отдельных крупногабаритных целей (кораблей) и площадных целей (морские конвои, наземные цели). Она оснащена ЖРД Р201-300, в качестве самолета-носителя используются Ту-95, Ту-22 и Ту-22М.

Характеристики X-22: размах крыла – 3,0 м, длина – 11,3 м, диаметр корпуса – 0,94 м, стартовый вес – 5770 кг, максимальная скорость – 3600 км/ч, дальность – 550 км, практический потолок – 24 000 м.

П-70

Разработка первой в мире противокорабельной крылатой ракеты с подводным стартом П-70 «Аметист» началась в 1959 г. Ракета была выполнена по нормальной аэродинамической схеме и имела складное крыло, могла оснащаться как ядерной, так и обычной боевой частью весом до 1000 кг. Старт производился с подводной лодки с глубины до 30 м при скорости лодки не более 5,5 узла и волнении моря до 5 баллов. Полет происходил на высоте 50–60 м, что затрудняло перехват ракеты средствами ПВО кораблей противника. Первый пуск ракеты из подводного положения был произведен 24 июня 1961 г., в 1968 г. П-70 была принята на вооружение ВМФ СССР.

Характеристики П-70: длина – 7,0 м, диаметр корпуса – 0,55 м, стартовый вес – 2900 кг, максимальная скорость – 1160 км/ч, дальность – 80 км.

X-55

Крылатая ракета большой дальности X-55, разработанная в МКБ «Радуга», предназначалась для поражения важнейших наземных целей. Разработка X-55 началась в середине 1976 г., на вооружение ракета принята 31 декабря 1983 г. X-55 выполнена по нормальной аэродинамической схеме с прямым крылом, в нерабочем положении убранным в фюзеляж, и трехплоскостным хвостовым оперением. Двухконтурный ТРД тягой 500 кгс расположен в хвостовой части ракеты. В нерабочем положении он находится внутри корпуса, а при пуске ракеты двигатель выдвигается на пилоне в набегающий поток воздуха. Конструкция X-55 создавалась с учетом мер по снижению радиолокационной и тепловой заметности. Для управления используется инерциальная система навигации с коррекцией по рельефу местности.

В 1988 г. на вооружение была принята модификация X-55СМ с увеличенной дальностью полета, для этой цели ракета оснащена дополнительными топливными баками, размещенными симметрично по обе стороны фюзеляжа. Ракеты применяются стратегическими бомбардировщиками Ту-95МС и Ту-160 с роторных пусковых установок МКУ-6-5У.

Характеристики X-55: размах крыла – 3,1 м, длина – 8,09 м, стартовый вес – 1700 кг, максимальная скорость – М = 0,77, дальность – 2500 км, высота пуска – 200—12 000 м, высота полета на маршевом участке траектории – 40—110 м.