Читать «Авиция и космонавтика 2005 09» онлайн - страница 64

Проектирование новой ракеты сопровождалось решением массы проблем. Если общий облик, формировавшийся не без влияния американского образца (что при аналогичных требованиях было вполне объяснимо), определялся вполне однозначно как крылатый летательный аппарат дозвукового типа классической самолетной схемы, то конструкторские решения потребовали качественно иных подходов, чем прежние разработки МКБ, где в течение предыдущих десятилетий преследовались, в основном, цели «выше и быстрее». Теперь во главу угла ставилась дальность и малозаметность полета, требовавшие высокого аэродинамического качества при минимальной массе и как можно большего запаса топлива при возможно более экономичной силовой установке.

Задача осложнялась растущими аппетитами заказчика, требовавшего разместить на самолете-носителе, по крайней мере, не меньше ракет, чем могли нести ракетоносцы потенциального противника (для В-1 эта цифра оценивалась 16 ракетами ALCM). Обоснование диктовалось потребностью массирования удара при прорыве ПВО, жертвой которой стала бы часть дозвуковых и, в известной мере, уязвимых КР, но остальные в залпе достигли бы цели.

Соответственно масса будущего изделия ограничивалась 1200 кг, из которых 2/3 приходилось на топливо. При требуемом числе ракет их размещение на носителе диктовало предельно компактные формы и делало необходимым складывание практически всех выступающих агрегатов - от крыла и оперения до двигателя и даже закон-цовки фюзеляжа (прежде опыт подобных решений на дубнинских авиационных ракетах не шел дальше складного нижнего киля и «пилотки» у Х-22).

Требования по дальности определяли использование прямого крыла большого удлинения. По тем же соображениям скорость ограничивалась экономичной дозвуковой (что позволяло использовать и менее мощные рулевые приводы). В целом проектирование крылатой ракеты подчинялось закономерностям, аналогичным самолетам-рекордсменам дальности: предельно легкий планер, крыло с небольшой удельной нагрузкой и высоким аэродинамическим качеством, конструкция со значительной весовой отдачей (в первую очередь, по топливу) и использование оптимальных экономичных полетных режимов (с поправкой на маловысотный полет). Достижению весового совершенства способствовали заложенные при прочностном проектировании типовые расчетные случаи, описывавшиеся небольшими перегрузками, что позволило минимизировать массу конструкции.

Определяющим являлся вопрос выбора силовой установки. Наиболее подходящим по обеспечению основных летных характеристик, удельным расхо

дам и продолжительности работы являлся малогабаритный двухконтурный ТРД с тягой порядка 300 кгс, однако двигателей такого класса в стране не было, и ранее задача их создания не стояла. Разработкой занялись несколько моторостроительных КБ - московское НПО «Союз», омское МКБ, куйбышевский НТК им.Н.Д.Кузнецова.