Авиция и космонавтика 2005 09

Поскольку полет ракеты на дальность продолжался несколько часов, обычные аккумуляторные источники энергообеспечения не обеспечивали столь продолжительную работу бортовых систем. Их питание осуществляется при помощи встроенного малогабаритного электрогенератора РДК-300.

По условиям пуска ракеты работа двигателя должна начинаться уже после сброса ее с самолета, что исключило использование его энергосистемы для запуска (как это делалось у «Комет», К-10 и Х-20). Автономный запуск двигателя, с учетом его «одноразовос-ти», осуществляется упрощенной пусковой системой от пиростартера с небольшой шашкой-газогенератором, находящимся в хвостовом коке ротора и раскручивающим турбину двигателя вырабатываемыми газами, выводя его на режим.

Помимо обычных сортов топлива -авиационного керосина Т-1, ТС-1 и др., для Р95-300 было разработано специальное синтетическое топливо.

Двигатель долгое время являлся секретным. После рассекречивания конверсионный вариант, предлагавшийся для легкомоторной авиации, выставлялся под наименованием РДК-300 (реактивный, коммерческий).

Как и прочие агрегаты ракеты, в сложенном состоянии гондола с двигателем находилась убранной в фюзеляж, выпускаясь на пилоне при пуске. Такое решение при работе двигателя образовывало идеальное но простое по условиям работы входное устройство, минимизируя аэродинамические потери на входе потока в двигатель (свойственные компоновке американских ракет с надфюзеляжным изогнутым длинным воздушным каналом или выпускаемым «совком» воздухозаборника). 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.

Компонуя ракету, конструкторы использовали ряд других весьма нетрадиционных и оригинальных решений. Потребность в размещении значительного запаса топлива при ограниченных размерах привела к организации всего фюзеляжа в виде бака, внутри которого в герметичных проемах размещались крыло, БЧ, арматура и ряд других агрегатов. 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 - решение, в авиации выглядевшее достаточно необычным.

Складным выполнялось и хвостовое оперение, все поверхности которого были рулевыми, причем 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.

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. Так крыло и оперение практически целиком выполнялись из композиционных материалов, монолитным являлся и весь носовой кок из кремнийорганического композита.

Проект, получивший шифр «изделие 120», был завершен в кратчайшие сроки. Сборка первых опытных образцов началась в Дубне в начале 1978 года. Компоновка, однако, сложилась не сразу, и конструкция претерпела ряд изменений в размещении силовой установки, оперения и устройства раскладки консолей и двигательной гондолы. Как и предусматривалось, наведение ракеты осуществлялось автономной автокорреляционной инерциаль-ной системой с коррекцией по рельефу местности (возможности собственно ИНС даже нового поколения при заданной дальности не обеспечивали должной точности - так, ИНС Литтон LN35 у американских крылатых ракет характеризовалась погрешностью наведения и уводом за час работы в 900 м, при том, что полет на максимальную дальность длился до 2,5-3 ч). Корреляционная система, включающая цифровые ЭВМ, с помощью бортового высотомера осуществляла контроль соответствия текущих высот рельефа с заложенным в программе профилем, возвращая ракету на заданный маршрут.