Характеристики ракеты: длина – 4,78 м, диаметр фюзеляжа – 0,455 м, размах оперения – 0,92 м, стартовый вес – 1200 кг, мощность ядерного заряда – до 350 кт, масса ЯБЧ – 150—250 кг, дальность пуска – 110 км (пуск с Н = 300 м) – 280 км (пуск с Н = 12 000 м). Скорость полета – до 1500 м/с (М ≈ 5,0). Высота полета ракеты от 30 км (пуск с Н = 300 м) до 90 км (пуск с Н = 10 000 ÷ 12 000 м). Диапазон условий пуска: высота пуска Н = 30 м ÷ 12 000 м, скорость полета носителя V = 50 ÷ 500 м/сек (М = 0,4 ÷ 1,7).
Ракета принята на вооружение в 1980 г. Носителем ракеты является самолет Ту-22М3 (10 ракет) и Ту-160 (24 ракеты). Самолет Ту-22М3 мог применять как Х-22, так и Х-15. Ракета Х-15 была на вооружении 200 и 52 тбап 22 тбад 46 ВА ВГК (СН). 200 тбап, перевооружился на Ту-22МЗ в начале 1986 г., первые пуски Х-15 экипажами строевых частей были проведены только в декабре 1988 г.
Программа оснащения Ту-160 ракетами Х-15 была свернута 1991 г. В 2000 г. закончился ресурс ракет по твердому топливу и они временно сняты с эксплуатации.
Ракета Х-55
В 1976 г. правительство СССР приняло постановление о создании ракет Х-55. Разработчики: ракеты – ФГУП «Государственное МКБ «Радуга» (генеральный конструктор И.С. Селезнев), СУРО и системы управления ракеты – НПО «Алмаз», двигателя (РДТТ) ракеты – Казанское ОКБ «Союз» (главный конструктор О.Н. Фаворский), СБЧ – ВНИИА. Этому вопросу уделялось особое внимание со стороны Военно-Промышленной Ккмиссии при Совмине и ЦК КПСС, по линии которого контроль осуществляли лично секретарь ЦК по оборонным вопросам Рябов Л.П. и начальник оборонного отдела ЦК Сербин И.Д. По линии МАП ответственным был назначен замминистра И.С. Силаев. В программе были задействованы более 100 предприятий, КБ и НИИ МАП, Минрадиопрома и других ведомств.
Сборка первых экспериментальных образцов Х-55 («изделия 120») началась в Дубне уже в начале 1978 г. Но из-за высокой загрузки дубнинского производства выпуском Х-22 было принято решение о развертывании производства Х-55 на Харьковском авиапромышленном объединении (ХАПО). 22 сентября 1982 г. приказом по заводу ракетное производство переводилось на круглосуточный режим работы с организацией в цехах 12-часовых рабочих смен. Производство расширялось, переходя к поточному. На сборке параллельно находились до 6—7 ракет. Станочники, сборщики и наладчики бессменно проводили на работе по 2—3 суток. Прямо на рабочих местах наладили питание. С июля 1983 г. ракетное производство преобразовали в отдельный от остальных особый цех № 86.
В декабре 1986 г. производство Х-55 на ХАПО было свернуто и перенесено на завод им. ХХ партсъезда в г. Киров (ныне ОАО «ВМП «АВИТЕК»). Некоторые агрегаты стали выпускаться на Смоленском авиазаводе.
ТТХ ракеты: длина – 8,9 м, диаметр корпуса Х-55 – 0,51 м, размах крыла – 3,1 м, стартовый вес – 1700 кг, мощность ядерной боевой части – 200 кт, масса боевой части – 150 кг, дальность полета – 2500 км – 3000 км, скорость полета – 750 км/ч (0,77 М), высота пуска – 200—12 000 м, высота полета на маршевом участке – 50—200 м, точность попадания 500—1000 м (2,7 σ).
Ракета имеет металлический сварной корпус, большая часть внутреннего объема которого представляет собой бак для топлива. Крыло, оперение и носовой обтекатель выполнены из композиционных материалов. Стабилизатор и крыло до пуска ракеты находятся в сложенном состоянии и раскрываются при помощи пиропатронов уже после срабатывания катапультного пускового устройства. 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. Складным выполнялось и хвостовое оперение, все поверхности которого были рулевыми, 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.
Двухконтурный ТРД Р95—300 с тягой 300—350 кг размещен в хвостовой части ракеты на специальном пилоне, выдвигающимся из корпуса перед пуском. Такое решение при работе двигателя образовывало идеальное и простое по условиям работы входное устройство, минимизируя аэродинамические потери на входе потока в двигатель. 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. Запуск двигателя осуществляется пиростартером. Двигатель Р95—300 обеспечивает весовую отдачу 3,68 кгс/кг. Двигатель имеет автоматическую электронно-гидравлическую систему управления, обеспечивающую изменение его режимов и регулировку тяги в процессе полета ракеты.
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. Крыло и оперение выполнялись из композиционных материалов, весь носовой кок – из кремнийорганического композита.
Ракета Х-55 оснащена автономной автокорреляционной инерциальной системой наведения с корректировкой траектории по рельефу местности. Закладываемая в ракету перед пуском программа полета содержит цифровую эталонную карту рельефа местности по маршруту. Обычный автопилот на Х-55 заменила электронная бортовая система управления БСУ-55, отрабатывавшая заданную программу полета со стабилизацией ракеты по трем осям, удержанием скоростного и высотного режима и возможностью выполнения заданных маневров для уклонения от перехвата. В процессе полета бортовая система управления БСУ-55 обеспечивает сравнение этой карты с реальными показаниями высотомера и выдачу при необходимости соответствующих команд на корректировку курса. Помимо функций автопилота и коррелятора в БСУ-55 также заложена возможность выполнения ракетой маневров для преодоления ПВО.
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 маневры. Известные проблемы возникают при полете над морской поверхностью – над «плоской» равниной системе трудно ориентироваться. Сбой в работу коррелятора вносят и резкие перепады высот в гористой местности в силу особенностей математического решения задачи. Для разработки задания для ракеты требуется предварительная информация о местности по маршруту полета и в районе цели с требуемой степенью точности, разработка электронных цифровых карт местности. Помимо высотомера система комплектовалась ДИСС с повышенной точностью определения скорости и сноса.
Модификации ракеты:
Х-55 (изделие 120) – базовый вариант;
Х-55СМ (изделие 125) —с увеличенной дальностью полета за счет дополнительных боковых наружных баков для топлива.
Ввиду исключительной важности проекта ракета была принята на вооружение 25 декабря 1979 г. Дальнейшим развитием ракеты Х-55 стала ракета Х-55СМ, имеющая большую дальность пуска за счет наружных (конформных) топливных баков (принята на вооружение в 1987 г.).
Коллективу МКБ «Радуга» во главе с И.С. Селезневым и другим специалистам оборонных предприятий за создание ракеты Х-55 были присуждены Ленинская и пять Государственных премий, а 1500 человек удостоены правительственных наград.
Первая серийная Х-55 была передана заказчику 14 декабря 1980 г. Первый пуск серийной Х-55 был произведен 23 февраля 1981 г.
Носителями ракет являются самолеты Ту-160 и Ту-95МС. Ту-160 нес 12 ракет (по 6 в двух грузоотсеках), Ту-95МС – 6 или 16 ракет (6 – в грузоотсеке и по 5 – на двух внешних подкрыльевых подвесках). При существенно более высоких ударных возможностях «шестнадцатизарядные» Ту-95МС-16 обладали таким недостатком, как снижение дальности с 10 тыс. до 6 тыс. км. Ту-95МС согласно СНВ-2 разрешалось нести только 6 – Х-55.
Ту-160 помимо навигационно-прицельной РЛС оборудовался астро-инерциальной навигационной системой дальнего действия, позднее дополненной и системой спутниковой коррекции. Аппаратура подготовки и пуска ракет обладала расширенным объемом запоминающего устройства и числом каналов, обеспечивающих синхронную работу с 12 ракетами. Компьютерная система управления ракетным оружием, включающая 12 ЦВМ, выполняла комплексную обработку информации от навигационного комплекса по координатам, курсу и скорости, выставку гироплатформ ракет. Первый пуск ракеты Х-55 с самолета Ту-160 в строевой части выполнен экипажем 184 тбап (г. Прилуки, Украина) п/п-ка Бычковым С.Я. в 1988 г., а в ВВС РФ – экипажем командира 184 тбап п/п-ка Жихарева А.Д. 22 октября 1992 г. (г. Энгельс).
3 сентября 1981 г. произведен практический пуск с первого серийного Ту-95МС. Освоение комплекса Ту-95МС было начато в 1982 г. в 1223 тбап 79 тбад 37 ВА ВГК (СН) в Семипалатинске. В феврале 1983 г. в полку был выполнен первый практический пуск ракеты. 31 декабря 1983 г. комплекс в составе самолета-носителя Ту-95МС и ракеты Х-55 был официально принят на вооружение. С 1984 г. к переучиванию на Ту-95МС приступил 1226 тбап той же семипалатинской 79 тбад. Одновременно шло оснащение Ту-95МС полков ДА в европейской части СССР – 1006 тбап (г. Узин, Украина) и 182 тбап (г. Моздок, СО АССР), входивших в 106 тбад 37 ВА ВГК (СН). В дивизии были сосредоточены Tу-95MC-16.