Авиция и космонавтика 2005 09

ВВС 10 серийных ракетоносцев Ту-22К… Ракета Х-22 имеет скорость около 4000 км/ч, дальность 500 км и высоту полета 22,5 км. Совместные испытания, начатые еще в 1961 году, до сих пор не закончены из-за частных отказов аппаратуры управления ракетой. За последние полгода выполнены 4 пуска с неудовлетворительными результатами».

Очередным решением Военно-промышленной Комиссии от 10 февраля 1 965 года был установлен срок окончания испытаний системы К-22 к октябрю 1965 года. В числе недостатков Ту-22 назывались также многочисленные дефекты конструкции и аварийность, приведшие к «длительным простоям общей продолжительностью около 1,5 лет».

Испытания противорадиолокацион-ного комплекса К-22П начали в 1968 году на первом опытном самолете Ту-22К-ПСН (заводской № 609), оборудованном пеленгационной системой разводки и целеуказания «Курс-Н». Самолет был запущен в серию как Ту-22КП, однако из-за трудностей с доводкой системы испытания завершились в 1973 году, а в строю первые машины оборудовали серийной аппаратурой только в 1976 году.

Казанский авиазавод, действуя по принципу «план-закон», начал выпуск ракетоносцев еще до завершения испытаний и вынесения положительного заключения. С третьего квартала 1965 года, начиная с самолета №3504, сборочные цеха стали покидать самолеты Ту-22К. Всего до 1969 года было выпущено 76 ракетоносцев (из общего числа 311 серийных машин этого типа).

Совместные испытания системы продолжались более 5 лет, и военными авиационно-ракетный комплекс К-22 был принят "в рассрочку": производство самолета и поступление в части шли уже несколько лет, но на вооружение Ту-22К был принят только в декабре 1968 года с условием доводки самого комплекса. На это потребовалось еще два года, после чего ПСМ СССР от 9 февраля 1971 года комплекс К-22 официально был принят на вооружение. В 1970 году группа создателей комплекса во главе с А.Я.Берез-няком была удостоена Государственной премии.

Выпуск опытных образцов Х-22 и отработка технологии производства осуществлялись дубненским заводом №256 (с 1966 года - ДМЗ), где впоследствии развернулось и их серийное производство, к которому подключился и ряд других предприятий авиапрома. Освоение ракеты производственниками, с учетом существенного отличия X-22 от предыдущих изделий, потребовало решения массы проблем конструктивно-технологического характера как по планеру, так и по системам. Новыми являлись не только материалы и технологии, но и качественно иной уровень требований к характеристикам и исполнению агрегатов и оборудования ракеты.

Первостепенным для конструкционных материалов и узлов являлось условие сохранения работоспособности при высоких тепловых нагрузках -кинетический нагрев поверхностей при полетных скоростях достигал 350-420 градусов, делая неприемлемыми распространенные в авиа- и ракетостроении алюминиевые сплавы, «держащие» всего 130 град., исключая также и многие другие материалы, подверженные потере прочности и структуры с нагревом (например, многие пластики при этом просто горели). Основными конструкционными материалами планера ракеты стали высокопрочные нержавеющие стали и титан, с широким применением сварки для изготовления крупногабаритных агрегатов.

Фюзеляж Х-22 состоял из 4-х отсеков, стыкуемых между собой фланцевыми соединениями. Треугольное крыло со стреловидностью 75 град. по передней кромке имело сверхзвуковой симметричный профиль с относительной толщиной 2%. Для обеспечения достаточной прочности и жесткости при небольшой строительной высоте (у корня она составляла всего 9 см) крыло образовывалось многолонжеронной конструкцией с толстостенной обшивкой. Площадь каждой консоли равна 2,24 кв.м. Цельноповоротные консоли оперения симметричного профиля с относительной толщиной 4,5% осуществляли управление ракетой по курсу (верхний киль, служивший рулем направления), крену и тангажу (горизонтальное оперение, работавшее в элевонном режиме).

Нижний киль на первых образцах был съемным и крепился к ракете после подвески на самолет. Затем, для удобства транспортировки, его крепление изменили на шарнирное, складывая вправо по полету, за счет чего общая высота ракеты уменьшалась до 1,8 м. Перед вылетом нижний киль опускался и фиксировался в полетном положении.

Для повышения путевой устойчивости под фюзеляжем имелся гребень, в котором размещалась часть антенн оборудования. Силовые элементы оперения, крыла и фюзеляжа выполнялись из стали, панели обшивок и некоторые узлы - из титановых сплавов. Из титана изготавливались также теплозащитные кожухи и экраны, а для внутренней теплоизоляции отсеков и гаргрота использовались маты из специальных материалов.