В специальном отсеке фюзеляжа ракеты устанавливался контейнер СБЧ. Ее агрегаты помешались в двух секциях – собственно боевом с ядерным зарядом типа «Т» с системой термоядерного усиления и приборном, содержавшем аппаратуру автоматики с командным взрывательным устройством, инициировавшим синхронное срабатывание электродетонаторов при заданном наземном контактном подрыве или воздушном, на заданной высоте над целью. Отсек СБЧ оборудовался средствами термостатирования, поддерживавшими требуемую температуру и влажность для обеспечения работоспособности заряда.
СБЧ оснащалась также системой предохранения и взведения, исключающей возможность случайного срабатывания и обеспечивающей подрыв лишь с соблюдением установленной процедуры. Включалась она в работу: после ввода специального шифра в кодоблокировочное устройство самолета в полете, при прохождении последовательных сигналов об отстыковке ракеты от самолета, траекторных параметрах (скорости, высоте и т.д.) и удалении на безопасное расстояние от самолета. Схема способствовала безопасности самолета-носителя и своих войск при пусках ракет, предохраняя от возможности взрыва на земле, при подвеске и при пуске, а кодовая блокировка практически исключала несанкционированный подрыв – шифр на разблокировку «замка» вводился лишь по специальному распоряжению начальника Генштаба.
Ракета подвешивалась в грузоотсек на балочный держатель БД-206 и в полете находилась в полуутопленном положении. При пуске БД выдвигался вниз и после отцепки ракеты грузоотсек закрывался створками.
Для летной отработки систем беспилотного изделия использовались два серийных истребителя МиГ-19, переоборудованных ОКБ-155 в самолеты-аналоги CM-20/II. Аналоги в первых полетах взлетали с аэродрома, в последующем – поднимались в воздух на Ту-95К и после сброса выполняли полет с помощью системы управления К-20, отрабатывая характерные режимы. Их пилотировали летчики-испытатели Ахмет-Хан Султан и В.Г. Павлов. В течение 1957 г. самолеты-аналоги совершили 27 полетов с самостоятельным взлетом и 32 – со сбросом с носителя. Всего же пара СМ-20 выполнила более 150 испытательных полетов по программе К-20.
С 6 июня 1957 г. по 29 июля 1958 г. прошли испытания самолетов-снарядов Х-20. От ОКБ-155 всеми испытаниями по беспилотной тематике руководил И.А. Шустер. При обработке данных, решении вопросов динамики и траектории использовалась первая в стране БЭСМ-1, находившаяся в Институте точной механики АН СССР, а весной 1959 г. первая такая вычислительная машина появилась и в лаборатории ОКБ. Испытания Х-20 шли удовлетворительно, без проявления существенных дефектов системы. Летом 1958 г. Ту-95К и Х-20 демонстрировали Н.С. Хрущеву, посетившему ЛИИ. Глава государства благосклонно оценил увиденное, что было немаловажно для судьбы проекта (для ОКБ-23 Мясищева такой визит завершился скорым расформированием).
Ракета Х-22
Х-22 – сверхзвуковая крылатая ракета воздушного старта, большой дальности с фугасно-проникающей или ядерной БЧ. Конструктивно ракета представляет собой цельнометаллический моноплан с фюзеляжем большого удлинения, треугольным крылом высокой стреловидности и крестообразным оперением, плоскости которого служили рулями, управлявшими ракетой по курсу, крену и тангажу. Фюзеляж Х-22 состоит из 4-х отсеков. Треугольное крыло со стреловидностью 750, по передней кромке имеет сверхзвуковой симметричный профиль с относительной толщиной 2 %.
Ракета имеет четкое деление по функциональным отсекам фюзеляжа: носовой отсек занимает аппаратура ГСН; за ним располагается БЧ с системой подрыва; баки-отсеки с компонентами ракетного топлива; энергетический отсек с аккумуляторной батареей, автопилотом и агрегатами воздушной и гидравлической систем; в хвостовом отсеке находится ЖРД с турбонасосным агрегатом подачи топлива и рулевые приводы. Энергообеспечение осуществляется при помощи «сухой» ампульной батареи с преобразователем (на подвеске все системы ракеты подпитываются от «борта» носителя). Энергоемкость батареи обеспечивает 10-минутное питание потребителей.
При заправке Х-22 снаряжается 3049 кг окислителя и 1015 кг горючего.
ТТХ ракеты: длина – 11,65 м, размах – 3,0 м, высота с выпущенным килем – 2,448 м, диаметр фюзеляжа – 0,92 м, масса – 5740 кг.
Основной вариант Х-22 разрабатывался с системой управления на основе активного радиолокационного самонаведения. Пуск мог выполняться в диапазоне высот от 10 км до практического потолка при истинных скоростях 950—1500 км/ч. Дальность высотного пуска Х-22 с головкой ПГ составляла 300—310 км. На практике рубеж обнаружения крупного корабля-цели составлял 350—370 км, а дальность пуска – 260—280 км. После отцепки ракеты самолет остается на курсе еще 50—60 км, и экипаж контролирует полет ракеты, убеждаясь, что она ушла к цели. При отцепке на высоте 10—12 км ракета набирает высоту 22,5 км и летит на скорости 1000 м/с (М = 3,6).
1. Захват цели РЛС носителя и АРГСН ракеты. Пуск и отворот.
2. Расфиксация рулей и запуск ЖРД.
3. Разгон и набор высоты.
4. Полет на маршевой высоте 22 500 м, управление автопилотом по трем осям и по ГСН (курс и дальность). Двигатель на режиме поддержания скорости.
5. Для ракеты Х-22Н – полет на одной из заданных маршевых высот в диапазоне от 12 000 до 22 000 м. Управление – программируемый автопилот и АРПГСН.
6. Выключение двигателя и перевод ракеты в пикирование под углом 30° после достижения определенного угла отклонения луча ГСН.
7. Подрыв БЧ по данным ГСН или при контакте с целью.
Вариант Х-22Н/НА оснащался ГСН с активным радиолокационным координатором цели «ПМГ». Система управления ракеты вместе с самолетной станцией «ПНА» составляли систему управления авиационно-ракетного комплекса «Планета». Х-22Н снаряжалась обычной БЧ массой. Фугасно-кумулятивная БЧ вызывала разрушение борта корабля и пробоину площадью 22 м2, выжигая кумулятивной струей отсеки на глубину 11—12 м. Ракета Х-22 НА снаряжалась ядерным зарядом. Обнаружение крупных наземных объектов станцией «ПНА» с больших высот обеспечивалось на дальности 350—500 км.
Второй вариант ракеты – Х-22МА – имел «автономную» (инерциальную) систему наведения, и она оснащалась головкой «ПСИ». Она предназначалась только для поражения площадных объектов ядерным зарядом.
Третий вариант ракеты – Х-22МП – имел пассивную РГСН. Она предназначалась для поражения работающих импульсных РЛС. ОБЧ – фугасно-кумулятивная с активной оболочкой для увеличения радиуса поражения РЛС. Подрыв ее осуществлялся по сигналу оптического взрывателя на высоте 8 м над поверхностью или от замыкания контактных датчиков при прямом попадании в корабль. Второй вариант системы наведения ракеты был «автономный». Вариант ракеты Х-22МА (ПСИ) комплектовался головкой самонаведения «ПСИ» с инерциальной системой и счислителем пути, служивших для поражения площадных объектов с известными координатами. В систему управления перед пуском вводились данные о географической широте и долготе точки старта и положении цели – начальной дальности и бортовом пеленге на нее. Счислитель в полете ракеты к цели учитывал скорость, время и угол сноса, определявшиеся допплеровским измерителем, на основании чего корректировался маршрут полета ракеты. На заданной дальности до цели ракета переходила на пикирование. БЧ – только ядерная.
Ракета Х-15
Общее руководство работами осуществлялось главным конструктором И.С. Селезневым. Разработчики: ракеты – ФГУП «Государственное МКБ «Радуга», СУРО и системы управления ракеты – НПО «Алмаз», двигателя (РДТТ) ракеты – Казанское ОКБ «Союз», СБЧ – ВНИИА. Планер – бескрылой конструкции с управляемым консольным поворотным оперением. Конструкция выполнена преимущественно из титана. Новшеством стал твердотопливный двигатель РДТТ-160 двухкамерной конструкции, соединяя в одном корпусе две ступени – стартовую и маршевую, разделенные перегородкой и включающиеся последовательно своими системами зажигания. В двигателе использовано твердое топливо, сочетающее горючее высокой калорийности и окислитель, выделяющий необходимый для горения кислород.
Шесть ракет размещались на МКУ внутри бомбоотсека Ту-22М3, еще четыре – по одной на каждой из подкрыльевых АКУ-1, монтируемых вместо балочных держателей ракет Х-22.
Аэробаллистическая гиперзвуковая ракета малой дальности с ядерной боевой частью для поражения площадных объектов с известными координатами в оперативной глубине с инерциальной системой управления и твердотопливным двухкамерным двигателем. Общее руководство работами осуществлялось главным конструктором И.С. Селезневым. Разработчики: ракеты – ФГУП «Государственное МКБ «Радуга», СУРО и системы управления ракеты – НПО «Алмаз», двигателя (РДТТ) ракеты – Казанское ОКБ «Союз», СБЧ – ВНИИА. Планер – бескрылой конструкции с управляемым консольным поворотным оперением. Конструкция выполнена преимущественно из титана. Новшеством стал твердотопливный двигатель РДТТ-160 двухкамерной конструкции, соединяя в одном корпусе две ступени – стартовую и маршевую, разделенные перегородкой и включающиеся последовательно своими системами зажигания. В двигателе использовано твердое топливо, сочетающее горючее высокой калорийности и окислитель, выделяющий необходимый для горения кислород.
Шесть ракет размещались на МКУ внутри бомбоотсека Ту-22М3, еще четыре – по одной на каждой из подкрыльевых АКУ-1, монтируемых вместо балочных держателей ракет Х-22.
В комплекс вооружения Ту-22МЗ включена бортовая система управления ракетным оружием (СУРО), обеспечивающая целеуказание, подготовку к пуску и управление пусковыми установками. Установка координат целей производится перед вылетом или в воздухе с помощью бортовых средств самолета. Получая от навигационного комплекса самолета данные о курсе, координатах и скорости, СУРО производит обработку информации и подготовку ИНС ракет, включающую выставку гиростабилизированных платформ, ввод данных о цепи, определение входа в зону разрешенных пусков и автоматический контроль готовности, при выполнении которых может производиться пуск. Цикл подготовки к пуску одной ракеты составляет 11 с. Полет Х-15 к цели на удалении 200 км занимает около 180—200 сек. Ракета может выполнять полет по одной из 10 заданных программ, отличающихся высотой и траекторией полета.