главная беспилотные аппараты
   Ту-121
       
Разработчик: ОКБ Туполева
Страна: СССР
Первый полет: 1959
Тип: Ударный БПЛА
  ЛТХ     Доп. информация
   


В 1957 г. ОКБ-156 во главе с Андреем Николаевичем Туполевым приступило к освоению принципиально новой тематики. В традиционной области деятельности ОКБ - самолетостроении положение представлялось достаточно благоприятным. Наращивался выпуск межконтинентального Ту-95, на трех заводах шла серия Ту-16, в опытном производстве находился первый прототип сверхзвукового "самолета 105". Завершались испытания пассажирского Ту-104, прорабатывалась "конверсия Ту-95".

В то же время Туполева тревожила растущая заинтересованность Н. С. Хрущева в развитии ракетного оружия. К началу 1957-го завершалась подготовка к летным испытаниям первой советской МБР Р-7, прошла летные испытания первая стратегическая ракета с ядерным зарядом Р-5М. Против баллистических ракет оказались неэффективны все средства, как существовавшей в те годы, так и перспективной противовоздушной обороны (ПВО). Напротив, для обычных средств Дальней авиации развертываемая система ПВО Североамериканского континента НОРАД могла стать практически непреодолимым барьером.

Начатое с 1954-го создание "системы реактивного вооружения К-20" на базе Ту-95 и микояновского самолета-снаряда Х-20 было палиотивом. Носитель мог быть сбит на многочасовом пути к берегам Америки, а скоростные и высотные показатели Х-20 практически соответствовали новейшим самолетам тех лет и не исключали возможности перехвата даже сверхзвуковыми истребителями, не говоря уже о зенитных управляемых ракетах (ЗУР), воспринимавшихся в те годы как абсолютное оружие против самолетов. Поэтому с учётом неопределенности перспектив своего основного заказчика - Дальней авиации Туполев предпринял шаги для внедрения своего коллектива в столь модную область как ракетостроение, тем более, что на протяжении ряда лет в ней уже работали такие серьезные самолетостроительные организации, как КБ Лавочкина, Ильюшина и Бериева.

Помимо интересов коллектива в целом Андрей Николаевич мог использовать переход к новой тематике для ускоренного приобщения к руководящей работе Алексея Андреевича Туполева, закончившего МАИ в 1949-м. Специфический характер работ по ракетам позволял сформировать подразделение, решающее широкий круг задач и функционирующее в составе ОКБ-156 в режиме своего рода "государства в государстве". Молодость Алексея Андреевича, возглавившего новый отдел в 1957-м, компенсировалась огромным техническим и жизненным опытом Александра Васильевича Надашкевича, дважды прошедшего через "специальные КБ". Внедрение ОКБ-156 в ракетостроение осуществлялось по принципу "шаг вперед, два шага назад". Туполев - старший заинтересовал заказчика грандиозными планами создания "планирующей крылатой ракеты" с дальностью 9000...12000 км. Трехступенчатая жидкостная ракета со стартовым весом 240 т должна была разогнать планирующий аппарат до скорости 20000 км/ч, подняв на высоту 50 км. На пассивном участке полета скорость постепенно падала, но даже в районе цели на высоте более 30 км превосходила 7000 км/ч. Ожидалось, что отклонения от заданной точки не превысят 10 км. Идейно проект восходил к немецким разработкам конца войны - А-9/А-10 и "орбитальному бомбардировщику" Зенгера и содержал еще неосознанную в те годы степень технического риска. В дальнейшем выяснилась исключительная сложность разработки теплозащиты для длительно летящих с гиперзвуковыми скоростями летательных аппаратов. Соответствующие материалы удалось создать только в 80-е годы при разработке "Шаттла" и "Бурана".

Предчувствуя возможный конфуз, Андрей Николаевич сделал первый шаг назад. Постановлением Совмина от 19 марта 1957-го туполевскому коллективу поручалось проработать перспективную планирующую крылатую ракету только в рамках НИР (темы "КР", в дальнейшем - "ДП") с последующим представлением предложений по этапам и срокам дальнейших работ. На уровне ОКР предлагалось выпустить в третьем квартале 1958-го эскизный проект по межконтинентальному самолету-снаряду "Д" с куда более скромными характеристиками - скорость 2500...2700 км/ч, высота полета 22...25 км, дальность 9000 - 9500 км при уровне точности, предусмотренной для "КР". Целесообразность создания самолета-снаряда "Д" была более, чем сомнительна, хотя бы потому, что к этому времени разрабатывавшиеся с 1954 г. лавочкинская "Буря" и более мощный "Буран" Мясищева вышли на стадию подготовки к летным испытаниям. Обе эти ракеты уже воплотились в металле и обладали более высокими скоростными и высотными характеристиками в сравнении с еще "бумажной" туполевской "Д". Поэтому Туполев сделал и второй шаг назад, представив предложения о разработке самолета-снаряда средней дальности с диапазоном максимальных скоростей и высот полета, соответствующим ракете "Д". Эта тема нашла отражение в мартовском правительственном документе, а затем конкретизировалась в постановлении правительства 23 сентября 1957-го, по которому ОКБ поручалось создание самолета-снаряда (по более современной терминологии - крылатой ракеты) на дальность 3000 - 4000 км с выходом на летные испытания в конце 1958 г.

Следует отметить, что и в области самолетов-снарядов средней дальности Туполев не был первым. С апреля 1956-го ОКБ-240 С. В. Ильюшина разрабатывало для вооружения подводных лодок самолет-снаряд П-20 с дальностью 2500...3000 км при скорости 3200 км/ч и высоте полета более 20 км. Спустя год правительство выдало задание на разработку варианта наземного базирования - П-20С с дальностью 3200...3400 км. Опираясь на большие возможности своей "фирмы", Туполев рассчитывал опередить Ильюшина. Кроме того, пользуясь особым авторитетом в Госкомитете по авиационной технике и в вышестоящих инстанциях, Туполев нашел доброжелателей, вошедших в правительство с предложением прекратить разработку П-20С "как дублирующую работы по "С". Хотя в то время туполевская машина находилась на более ранней стадии разработки, соответствующее постановление было утверждено правительством 1 апреля 1959-го. Как всегда осторожный Туполев предложил для утверждения в директивных документах достаточно скромные летно-технические характеристики ракеты "С", что позволило сделать упор на использование в конструкции в основном освоенных промышленностью алюминиевых сплавов и применить обычный ТРДФ. Это позволило избежать трудностей с жаростойкими материалами и прямоточными двигателями, использовавшимися на "Буре", и "Буране". Соответственно, отпала необходимость в мощных стартовых ступенях, разгонявших эти ракеты до скоростей запуска ПВРД.

Общая компоновочная схема ракеты "С", именуемой также "самолетом 121", не отличалась особой новизной в сравнении с ранее созданными отечественными ракетами. Компоновка фюзеляжа в основном соответствовала челомеевской П-5 и бериевской П-10. Треугольное крыло и оперение с размещением плоскостей под углом 120╟ друг к другу ранее применил Березняк на П-15. Но был внедрен и ряд новшеств. Впервые на беспилотном летательном аппарате применили подвижное центральное тело для регулирования подфюзеляжного воздухозаборника. Между воздухозаборником и фюзеляжем находилась щель для слива пограничного слоя воздуха, поступавшего в канал между двигателем и корпусом фюзеляжа для наружного охлаждения ТРД. Оригинальным было и эжекторное сопло с кольцевой щелью в хвостовой части фюзеляжа, применение которого повысило эффективность работы двигательной установки на начальном участке полета. Аналогичное устройство позднее было применено на микояновском перехватчике Е-150.

Для практически однорежимного туполевского беспилотного летательного аппарата такое решение представлялось более целесообразным в сравнении с регулируемым соплом. Кольцо эжектора крепилось на четырех пилонах, три из которых сопрягались с наплывами в основании рулей, а четвертый находился под фюзеляжем. Технологически фюзеляж длиной 24,7 м при диаметре цилиндрической части 1,7м делился на 7 отсеков. Первые два отсека использовались для размещения оборудования, обеспечивающего функционирование установленной в отсеке Ф-3 термоядерной боевой части весом около 3 т. Отсеки Ф-4 и Ф-5 представляли собой сварные несущие топливные емкости, при этом последний отсек был разделен поперечной перегородкой на два бака. Герметичная верхняя часть отсека Ф-6 предназначалась для размещения аппаратуры астронавигации, автопилота и системы кондиционирования, а в нижнем, основном объеме, устанавливался двигатель. Заканчивался фюзеляж хвостовым отсеком Ф-7.

Треугольное многолонжеронное кессонное крыло стреловидностью 67╟ по передней и -3╟55 минут по задней кромке было образовано профилями П-35 ЦАГИ относительной толщиной - 3,5%. Крыло было слишком тонким для размещения топливных баков и элементов рулевого привода - органы управления, как и элементы механизации крыла отсутствовали. Суммарная площадь двух консолей составляла 61,192 м2, удлинение - 1,5. Предусматривалось, что для вписываемости в дорожные ограничения ракета будет транспортироваться на стартовую позицию с отстыкованными консолями крыльев. С учетом этого крепление консолей к центроплану осуществлялось по схеме "ласточкин хвост". Выступы на консоли вставлялись в пазы на фюзеляже, после чего консоль крыла сдвигалась вперед и фиксировалась двумя болтами.

Площадь каждого из трех цельно-поворотных рулей со стреловидностью по передней кромке 45╟, а по задней кромке - 2,3╟, составляла 1,88 м2. Относительная толщина профиля П-53 ЦАГИ равнялась 4,5%. Управление в канале тангажа осуществлялось равным отклонением наклонных рулей, по крену - всех трех рулей. Для управления по курсу задействовались также все три руля, но угол отклонения наклонных рулей был вдвое меньше по сравнению с вертикальным рулем, что исключало возникновение момента крена. Ракета оснащалась ТРД КР-15-300 с форсажной тягой 10 т. Общий ресурс двигателя не превышал 15 часов, в том числе 3 часа в форсажном режиме. При полуторачасовом полете автономные системы управления середины 50-х годов могли привести к цели с промахом до нескольких десятков километров. Так как это было неприемлемо даже при использовании мощной боевой части, для управления полетом предусматривалась совместная работа астронавигационной системы "Земля-АИ" и автопилота АП-85.

Система "Земля-АИ" разрабатывалась филиалом НИИ-1 Минавиапрома под руководством Р.Г.Чачикяна на базе предназначенного для "Бури" оборудования. Она включала трехосный гиростабилизатор, телескопный блок, построитель вертикали и счетно-решающее навигационное устройство. Посредством визирования двух звезд она обеспечивала полную астрокоррекцию, выдавая информацию, как по угловой ориентации, так и по координатам нахождения ракеты. Визирование звезд производилось через два иллюминатора в наплыве у основания киля, при этом конструкция иллюминаторов полностью заимствовалась от "Бури". Автопилот в составе релейно-усилительного блока, прецессионного автомата курса ПАК-2, гировертикали ЦГВ-9, блока демпфирующих гироскопов и корректора высоты анероидного типа обеспечивал автономное управление на начальном участке полета, а спустя 5 мин после старта при достижении высоты 12 км начинал использовать информацию от астронавигационной системы. В условиях значительного кинетического нагрева конструкции и большого внутреннего тепловыделения работающей аппаратуры для поддержания температуры в приборном отсеке в пределах ╠50╟С на протяжении длительного полета потребовалась система кондиционирования. Горячий воздух отбирался от пятой ступени компрессора ТРД и охлаждался сперва до +30╟С на водорадиаторе, а затем до -35╟С, расширяясь в турбохолодильнике.

Для обеспечения старта ракеты под крылом размещалась пара пороховых ускорителей ПРД-52 тягой 57...80 т. Каждый из них снаряжался 1,55 т топлива НМФ-2. Столько же весила конструкция двигателей, а вес крепежных деталей обоих двигателей составлял 300 кг. Двигатели крепились к фюзеляжу, крылу и к кронштейнам, устанавливаемым на направляющей пусковой установки как своего рода стартовая тележка. Сборка из двух двигателей образовывала стартовый агрегат РАТ-52. Конструкция крепления обеспечивала автоматическое отделение ускорителей после спада их тяги. Для снижения возмущающего момента от разности тяг ПРД-52 их сопла устанавливались под углом более 30╟ к продольной оси фюзеляжа. На базе прицепа ЯАЗ-214 создали четырехосную подвижную пусковую установку СТ-10 весом (без ракеты) 21,25 т, буксировавшуюся "стартовым автомобилем" ЯАЗ-210. На СТ-10 закреплялись отстыкованные консоли крыла и рули, ускорители. Часть аппаратуры управления и боевая часть доставлялись на стартовую позицию отдельно. После прибытия на стартовую позицию и выставки стартовой установки в требуемое положение, к фюзеляжу пристыковывались консоли крыла и рули, устанавливалась боевая часть, а затем и ускорители. После предварительной выставки телескопического блока на ракете размещался главный прибор системы астронавигации. С использованием геодезических приборов осуществлялась азимутальная ориентация (прицеливание) трехосного гиростабилизатора этой системы.

Предусматривался старт под углом 12╟ к горизонту. Сперва должен был запускаться маршевый двигатель КР-15-300, который мог работать в форсажном режиме в наземных условиях не более 45 сек. В процессе запуска ускорителей силой 10 т срезался болт крепления ракеты на направляющих СТ-10. Спустя 3,75...5 сек после старта при достижении скорости около 167 м/с на высоте порядка 100 м отработавшие ускорители отделялись и падали на удалении 500... 1500 м от пусковой установки. До выхода на маршевый участок с достижением высоты 19,9 км и скорости 2660 км/ч расходовалось до 40% из 16 т залитого в ракету керосина ТС или Т-1. Далее скорость поддерживалась примерно постоянной за счет дросселирования форсажной тяги двигателя (в пределах 85...100% максимального значения), а высота по мере выработки топлива постепенно нарастала до 24,1 км. На удалении от цели порядка 45 км ракета переводилась в пикирование по баллистической траектории с нулевой поперечной перегрузкой. Заряд подрывался при достижении заданной дальности на высоте около 2 км при скорости до 2000 км/ч.

Предпоследний день 1958-го отметили почти новогодним фейерверком - на подмосковном полигоне Фаустово произвели первый старт. Однако соответствие заданному постановлением сроку начала летных испытаний было несколько формальным - в непродолжительный полет ушел, если не "бумажный тигр", то "деревянный дракон". Снабженный натурными стартовыми двигателями и обеспечивающим управление только по крену упрощенным автопилотом АП-85А имитатор был выполнен в основном из дерева, за исключением хвостовой части фюзеляжа и оперения. Чтобы при последующем планировании имитатор не улетел куда не надо, крылья отстреливались при окончании работы ускорителей. Следующий пуск имитатора для отработки стартового участка провели спустя полгода уже на полигоне во Владимировке. С 26 августа начались летные испытания натурных экспериментальных ракет с работающими ускорителями и КР-15-300. Во втором пуске 4 декабря была достигнута расчетная скорость на маршевом режиме. К изготовлению ракет для испытаний постепенно подключался серийный завод в Воронеже.

Однако успешный декабрьский пуск уже не очень радовал конструкторов - к этому времени стало известно, что 11 ноября Комиссия по военно-промышленным вопросам (ВПК) своим решением предложила прекратить разработку ряда неперспективных образцов реактивного вооружения, в том числе "Бури", П-20, "С", а также авиационного ударного комплекса Ту-95 - носителя "С" (он разрабатывался и в варианте ракеты класса "воздух - поверхность" с конца августа 1958-го). Окончательную силу ноябрьскому приговору ВПК придало постановление правительства 5 февраля 1960 г. Приговор был строг, но справедлив. В конце 1959-го на вооружение приняли разработанную под руководством М.К.Янгеля баллистическую ракету Р-12 с дальностью до 2000 км, по точности попаданий, примерно вдвое превосходившая "С". В последующие три десятилетия боевой службы многих сотен Р-12 ни в Европе, ни в Азии не имелось никаких средств обороны, способных перехватить их головные части. В угрожаемый период предусматривалось рассредоточение ракет перевозимых комплексов на многочисленных полевых стартовых позициях. Уже в 1960-м Р-12 стартовала из экспериментальной шахтной пусковой установки "Маяк", что позволило в дальнейшем радикально повысить защищенность комплексов. С другой стороны, высоко летящая и, следовательно, своевременно обнаруживаемая "С" представлялась идеальной мишенью для развертываемых в Европе американских зенитно-ракетных комплексов (ЗРК) "Найк-Геркулес", поступивших на вооружение в 1958-м и способных поражать скоростные цели на высотах до 30 км. Преимущество "С" по максимальной дальности не имело существенного значения - большинство целей в Европе находилось в пределах досягаемости размещаемых на западе СССР Р-12. Для поражения немногих наиболее удаленных объектов предназначалась более мощная баллистическая ракета Р-14, разрабатывавшаяся тем же коллективом и принятая на вооружение в 1961-м.

Краткое техническое описание.

"Самолет 121" представлял собою цельнометалический моноплан нормальной схемы, выполненный в основном из традиционных авиационных конструкционных материалов. Крыло самолета было треугольной формы в плане, с углом стреловидности по передней кромке 67╟. Управляющие поверхности на крыле отсутствовали. Все управление самолетом осуществлялось с помощью цельноповоротных треугольных в плане киля и стабилизатора. Передняя часть беспилотного самолета была занята аппаратурой управления и наведения на цель и отсеком с боевой частью. Здесь же находились агрегаты системы охлаждения систем самолета. Средняя часть самолета была в основном занята топливными интегральными цельносварными герметизированными баками, надтопливное пространство для тепловой изоляции топлива от воздействия кинетического нагрева заполнялось инертным газом. В хвостовой части находился маршевый двигатель КР-15-300 с кольцевой системой охлаждения форсажной камеры и эжекторным соплом. Воздухозаборник находился под средней частью фюзеляжа. На старте он был частично прикрыт специальным коллектором, выполненным в форме полукольца, который отстреливался после старта, при выходе самолета-снаряда на сверхзвуковой режим. Старт "121" осуществлялся с помощью двух твердотопливных ускорителей, которые, по мере падения их тяги, после отделения самолета от пусковой установки, разворачивались вокруг точек крепления к самолету и самостоятельно отделялись от него.




 ЛТХ:
Модификация   Ту-121
Размах крыла, м   8.40
Длина самолета, м   24.77
Высота самолета, м   4.61
Масса, кг  
  пустого самолета   11450
  максимальная взлетная   3500
  топлива   16600
Тип двигателя   1 ТРДФ КР-15-300
Тяга, кгс  
Максимальная скорость, км/ч  
Крейсерская скорость, км/ч   2775
Практическая дальность действия, км   3880
Высота полет, м  
  в начале маршевого участка   19900
  при подходе к цели   24100


 Доп. информация :


  Схемы:

 Самолет "121"

 



 

Список источников:

Крылья Родины. Ростислав Ангельский. Короткая судьба "Ястреба"
Крылья Родины. Владимир Ригмант. Семейство сверхзвуковых "ястребов"
Владимир Ригмант. Под знаками "АНТ" и "ТУ"


Уголок неба. 2004  (Страница:     Дата модификации: )



 

  Реклама:



Rambler's Top100 Rambler's Top100