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.
Вместе с тем, использование радиоуправления (под ним тогда понималось и радиолокационное наведение), позволявшего атаковать только радиоконтрастные цели, ограничивало возможности комплекса, притом что многие потенциальные цели не являлись достаточно «приметными», а по большей части, напротив, замаскированными и укрытыми (наподобие упрятанных под землей и лишенных четких контрастных признаков убежищ, складов, пунктов управления и группировок войск). При этом они обладали привязкой к местности, что и было положено в основу разработки варианта ракеты с полностью автономной инерциальной системой наведения, предназначенной для поражения объектов с установленными координатами, по которым и рассчитывалась программа полета к цели. Заданием предусматривалась для нее дальность полета до 500-600 км по площадным стационарным объектам и 400-500 км - по корабельным целям.
Постановлением СМ СССР от 24 августа 1962 года задание было выдано также на противорадиолокацион-ный вариант Х-22, предназначенный для поражения объектов ПВО и обеспечения атаки ударных самолетов. Основу ПВО составляли РЛС обнаружения и наведения зенитных ракет и перехватчиков, для прикрытия американского континента разворачивалась автоматизированная система NORAD, мощным комплексом радиотехнических средств обладали также корабельные группировки противника, без уничтожения которых основная задача вряд ли являлась выполнимой. Научно-исследовательские работы по созданию про-тиворадиолокационного вооружения с конца 50-х годов велись в подмосковном НИИ-2 (позже ГОСНИИАС).
Одновременно вести работы по всем направлениям из-за многообразия проблем не представлялось возможным, и приоритетным являлось создание Х-22 с радиолокационным наведением, с доводкой которой открывались возможности для отработки других вариантов. В систему управления ракеты входила самолетная РЛС типа «ПН» (аббревиатура от «прибор наведения»), осуществлявшая поиск цели и целеуказание ГСН ракеты «ПГ» (литера расшифровывалась как «головка»), представлявшей собой аналог самолетной станции с приемно-излуча-ющей антенной и координатором цели. После захвата цели аппаратура ГСН осуществляла автоматическое сопровождение цели и, после пуска, управляла наведением ракеты.
«Автономный» вариант ракеты комплектовался головкой самонаведения «ПСИ» с инерциальной системой и счислителем пути, служивших для атаки целей с известными координатами. В систему управления перед пуском вводились данные о географической широте точки старта и положении цели -начальной дальности и бортовом пеленге на нее. Счислитель в ходе полета к цели учитывал мгновенную скорость, пройденное время и угол сноса, определявшиеся допплеровским измерителем, на основании чего корректировался полет. С помощью автопилота ракета управлялась по курсу и дальности, а маршевая высота стабилизировалась при посредстве радиовысотомера. Выдерживая заданный курс, ракета проходила указанное расстояние, после чего аппаратурой подавалась команда на пикирование к цели.
Противорадиолокационная модификация системы К-22П оснащалась пассивной пеленгационной головкой ПСН, наводившейся на радиоизлучающие объекты - наземные и корабельные импульсные РЛС. Их поиск и целеука
зание обеспечивались самолетной системой «Курс-Н», определявшей тип цели, ее положение и степень опасности, рассчитывая данные о дальности и угле места для ввода в ГСН. Созданием головки и системы «Курс-Н» занималось омское ОКБ-373 ГКРЭ (сегодня - ЦКБ автоматики). Главным конструктором по системе являлся Г.Бронштейн. Эскизный проект «Курс-Н» был подготовлен в 1964 году, а ее первый опытный образец испытывался на борту летающей лаборатории Ту-110 с 1965 года. Вторым комплектом системы в том же году оборудовали боевой самолет Ту-22К, однако его испытания затягивались из-за большого числа проблем и дефектов системы. К работе подключились специалисты ЛИИ Н.И. Сазонов и О.И.Чешуев, теоретически и экспериментально обосновавшие возможность пассивного синтезирования апертуры антенны в системе пассивного целеуказания. Совместные госиспытания системы завершились в 1973 году. «Курс-Н» производил анализ радиолокационного поля в широком диапазоне, выводя индикацию на экраны экипажу и, помимо целеуказания, обеспечивал ведение попутной разведки радиолокационной обстановки по маршруту полета со вскрытием объектов ПВО.
Первый ракетоносец Ту-22К, переделанный из бомбардировщика №50500051, был подготовлен в 1961 году. На нем переоборудовали грузо-отсек для размещения крылатой ракеты, подвешивавшейся в полуутопленном положении (для чего створки отсека сделали разрезными, спрофилировав внутренние части по контуру Х-22 с их складыванием внутрь при подвеске ракеты). Прежнюю навигационно-бом-бардировочную РЛС «Рубин» заменили на станцию «ПН» под более объемистым обтекателем.
Станция «ПН», уже прошедшая отработку на летающей лаборатории, обеспечивала радиолокационное ориентирование и поиск радиоконтрастных целей - так, объект типа «крейсер» захватывался на дальности до 350 км, а крупный наземный объект - до 500 км. В составе оборудования появилось центральное навигационно-вычислительное устройство ЦНВУ-Б-1а, обеспечивавшее точный выход в точку пуска путем непрерывного автоматического определения местоположения самолета методом счисления пути и периодической коррекции координат и курса по радиолокационным ориентирам, а также программирования маршрута полета. Вместе с аппаратурой ракеты, РЛС «ПН» и ЦНВУ-Б-1а входили в состав системы радиоуправления К-22.
Испытания первой машины начались 1 июля 1961 года, а уже 9 июля самолет с макетом Х-22 принял участие в авиационном параде. Комплектное изделие представить не позволяли задержки разработчиков системы управления, ГСН и двигателя, затянувшие работы на год. Полеты с ракетой в программе испытаний были запланированы на начало октября, тогда же казанский авиазавод №33 выпустил и второй ракетоносец. Параллельно развернулась отработка системы К-22 и испытания ракеты на специально переоборудованном Ту- 1 6К-22. На первом этапе программы предусматривалось выполнить 138