а 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.
Помимо ДТРД, предлагалась и вин-товентиляторная установка с соосны-ми толкающими винтами, однако это решение не нашло признания ввиду неотработанности и большого технического риска, притом еще и будучи малопригодным для ракет на внутренней подвеске с торчащими многочисленными лопастями винтов. По результатам испытаний наиболее приемлемым явился проект МНПО «Союз» (в разное время известного как «фирма» А.А.Микулина и С.К.Туманского). Разработанный под руководством главного конструктора О.Н. Фаворского малоразмерный ДТРД Р-95-300 выглядел настоящей крохой рядом с другими двигателями фирмы, занимавшейся созданием силовых установок для боевых самолетов.
Р-95-300 развивал статическую взлетную тягу 300…350 кгс, обладая крайне небольшим поперечным размером в 315 мм при длине 850 мм. Принято считать, что в общем случае в силу конструктивных и технологических проблем малогабаритные ТРД в сравнении с полноразмерными двигателями отличаются намного худшими удельными данными, весовым совершенством и экономичностью. Однако у Р-95-300 при небольшой собственной массе 95 кг весовая отдача достигала впечатляющей цифры - 3,68 кгс/кг, на уровне ТРД боевых самолетов (так, с килограмма собственной массы двухвального ТРД Р-95Ш штурмовика Су-25 удается «снимать» 4,14 кгс тяги). Крохотный осевой компрессор Р95-300 со степенью двухкотнурности, равной 2, обеспечил степень сжатия 8,5 (8,66 у штурмовика). Его удельный расход воздуха составляет лишь 0,785 кг/кгс х ч - значительно меньше, чем аналогичный параметр ТРД и ДТРД боевых самолетов
(у Р-95Ш - 0,86 кг/кгс хч, у НК-22 -
0,96 кг/кгс х ч).
Отличительной особенностью Р-95-300 являлась компактность устройства - все его узлы и оборудование скомпонованы в одном корпусе малого диаметра - «бочонке». Многие зарубежные двигатели этого класса, с целью удешевления и упрощения конструкции, способны выполнять чисто утилитарную функцию обеспечения одного режима с заданной тягой без возможности регулировки. Р-95-300 создавался с учетом достаточно широкого полетного диапазона, свойственного крылатым ракетам, с возможностью маневра по высоте и скорости. Регулировки тяги требовало также изменение массы ракеты в полете по мере выработки топлива, уменьшавшейся более чем вдвое. Для выполнения полетной программы и регулирования Р-95-300 оборудовался современной автоматической электронно-гидромеханической системой управления, реализующей набор необходимых функций - контрольных и «боевых», от запуска и регулировки тяги и расхода до остановки.
Поскольку полет ракеты на дальность продолжался несколько часов, обычные аккумуляторные источники энергообеспечения не обеспечивали столь продолжительную работу бортовых систем. Их питание осуществляется при помощи встроенного малогабаритного электрогенератора РДК-300.
По условиям пуска ракеты работа двигателя должна начинаться уже после сброса ее с самолета, что исключило использование его энергосистемы для запуска (как это делалось у «Комет», К-10 и Х-20). Автономный запуск двигателя, с учетом его «одноразовос-ти», осуществляется упрощенной пусковой системой от пиростартера с небольшой шашкой-газогенератором, находящимся в хвостовом коке ротора и раскручивающим турбину двигателя вырабатываемыми газами, выводя его на режим.
Помимо обычных сортов топлива -авиационного керосина Т-1, ТС-1 и др., для Р95-300 было разработано специальное синтетическое топливо.
Двигатель долгое время являлся секретным. После рассекречивания конверсионный вариант, предлагавшийся для легкомоторной авиации, выставлялся под наименованием РДК-300 (реактивный, коммерческий).
Как и прочие агрегаты ракеты, в сложенном состоянии гондола с двигателем находилась убранной в фюзеляж, выпускаясь на пилоне при пуске. Такое решение при работе двигателя образовывало идеальное но простое по условиям работы входное устройство, минимизируя аэродинамические потери на входе потока в двигатель (свойственные компоновке американских ракет с надфюзеляжным изогнутым длинным воздушным каналом или выпускаемым «совком» воздухозаборника). Однако конструкция существенно усложнилась за счет кинематики выпуска, организации фиксирования двигательной гондолы и подачи топлива. Одновременно потребовался учет перебалансировки при изменении всей конфигурации ракеты в ходе выпуска двигателя и раскладки крыла и оперения, полностью меняющих аэродинамику изделия, которое при этом должно было сохранять устойчивость.
Компонуя ракету, конструкторы использовали ряд других весьма нетрадиционных и оригинальных решений. Потребность в размещении значительного запаса топлива при ограниченных размерах привела к организации всего фюзеляжа в виде бака, внутри которого в герметичных проемах размещались крыло, БЧ, арматура и ряд других агрегатов. Плоскости крыла для компактности складывались в фюзеляж, помещаясь одна над другой, подобно перочинному ножу. При выпуске плоскости оказывались на разной высоте относительно строительной горизонтали изделия, фиксируясь с разными углами установки (левая - выше по полету, правая - ниже), из-за чего в полетной конфигурации Х-55 становилась асимметричной - решение, в авиации выглядевшее достаточно необычным.
Складным выполнялось и хвостовое оперение, все поверхности которого были рулевыми, причем консоли стабилизатора шарнирно «ломались» дважды. Киль поначалу складывался набок, но затем консоли унифицировали, и на киле появился еще один дополнительный шарнир. Для сокращения общей длины убирающимся сделали и хвостовой кок, складывавшийся «гармошкой». Стягивавшая его нихромовая проволока при сбросе пережигалась электрическим импульсом, и кок расправлялся пружиной.
Помимо хорошей аэродинамики за счет небольшого миделя и чистоты обводов, ракета характеризовалась минимальной заметностью как в радиолокационном, так и в тепловом диапазонах, что затрудняло ее обнаружение имевшимися средствами ПВО. Наряду с компактностью совершенно гладкой «сигары», поверхность которой была избавлена от контрастных щелей и острых кромок, также широко использовались новые конструкционные и радиопоглощающие материалы. Так крыло и оперение практически целиком выполнялись из композиционных материалов, монолитным являлся и весь носовой кок из кремнийорганического композита.
Проект, получивший шифр «изделие 120», был завершен в кратчайшие сроки. Сборка первых опытных образцов началась в Дубне в начале 1978 года. Компоновка, однако, сложилась не сразу, и конструкция претерпела ряд изменений в размещении силовой установки, оперения и устройства раскладки консолей и двигательной гондолы. Как и предусматривалось, наведение ракеты осуществлялось автономной автокорреляционной инерциаль-ной системой с коррекцией по рельефу местности (возможности собственно ИНС даже нового поколения при заданной дальности не обеспечивали должной точности - так, ИНС Литтон LN35 у американских крылатых ракет характеризовалась погрешностью наведения и уводом за час работы в 900 м, при том, что полет на максимальную дальность длился до 2,5-3 ч). Корреляционная система, включающая цифровые ЭВМ, с помощью бортового высотомера осуществляла контроль соответствия текущих высот рельефа с заложенным в программе профилем, возвращая ракету на заданный маршрут.
Характеризуя надежность методики, разработчики метафорически сравнивали неповторимость земной поверхности с индивидуальностью отпечатков пальцев. Практически каждому району была свойственна своя «картинка» рельефа, причем отличная для разных направлений и маршрутов подлета, что позволяло более гибко и без шаблона программировать полет, при необходимости закладывая обманные маневры. Известные проблемы возникали лишь при полете над морской поверхностью, пустынными и приполярными пространствами с однообразным рельефом, что и обуславливало некот