Ударный бпла ту-121 (самолет «с»).

Разработчик: ОКБ Туполева
Страна: СССР
Первый полет: 1959 г.

Во второй половине 50-ых годов XX века ОКБ-156 во главе с Андреем Николаевичем Туполевым приступило к освоению принципиально новой тематики. В классической области деятельности ОКБ — самолетостроении положение представлялось достаточно благоприятным. Наращивался выпуск межконтинентального Ту-95, на трех фабриках шла серия Ту-16, в умелом производстве был первый прототип сверхзвукового «самолета 105».

Завершались опробования пассажирского Ту-104, прорабатывалась «конверсия Ту-95».

Одновременно с этим Туполева тревожила растущая заинтересованность Н.С.Хрущева в развитии ракетного оружия. К началу 1957 года завершалась подготовка к летным опробованиям первой советской МБР Р-7, прошла летные опробования первая стратегическая ракета с ядерным зарядом Р-5М. Против баллистических ракет были неэффективны все средства, как существовавшей в те годы, так и перспективной ПВО (ПВО).

Наоборот, для простых средств Дальней авиации развертываемая совокупность ПВО Американского континента НОРАД имела возможность стать фактически непреодолимым барьером.

Начатое с 1954 года создание «совокупности реактивного оружия К-20» на базе Ту-95 и микояновского самолета-боеприпаса Х-20 было палиотивом. Носитель мог быть сбит на многочасовом пути к берегам Америки, а скоростные и высотные показатели Х-20 фактически соответствовали новейшим самолетам тех лет и не исключали возможности перехвата кроме того сверхзвуковыми истребителями, не говоря уже о зенитных управляемых ракетах (ЗУР), воспринимавшихся в те годы как полное оружие против самолетов. Исходя из этого с учётом неопределенности возможностей собственного главного клиента — Дальней авиации Туполев предпринял шаги для внедрения собственного коллектива в столь актуальную область как ракетостроение, тем более, что в течении последовательности лет в ней уже трудились такие важные самолетостроительные организации, как КБ Лавочкина, Бериева и Ильюшина.

Кроме заинтересованностей коллектива в целом Андрей Николаевич имел возможность применять переход к новой тематике для ускоренного приобщения к руководящей работе Алексея Андреевича Туполева, закончившего МАИ во второй половине 40-ых годов XX века. Своеобразный темперамент работ по ракетам разрешал организовать подразделение, решающее широкий круг задач и функционирующее в составе ОКБ-156 в режиме собственного рода «страны в стране».

Юность Алексея Андреевича, возглавившего новый отдел во второй половине 50-ых годов XX века, компенсировалась огромным техническим и жизненным опытом Александра Васильевича Надашкевича, два раза прошедшего через «особые КБ». Внедрение ОКБ-156 в ракетостроение осуществлялось по принципу «ход вперед, два шага назад». Туполев — старший заинтересовал клиента грандиозными замыслами 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 неспешно падала, но кроме того недалеко от цели на высоте более тридцати километров превосходила 7000 км/ч. Ожидалось, что отклонения от заданной точки не превысят 10 км.

Идейно проект восходил к германским разработкам финиша войны — А-9/А-10 и «орбитальному бомбардировщику» Зенгера и содержал еще неосознанную в те годы степень технического риска. В будущем выяснилась необыкновенная сложность разработки теплоизоляции для длительно летящих с гиперзвуковыми скоростями летательных аппаратов. Соответствующие материалы удалось создать лишь в 80-е годы при разработке «Бурана» и «Шаттла».

Предчувствуя вероятный конфуз, Андрей Николаевич сделал первый ход назад. Распоряжением Совмина от 19 марта 1957 года туполевскому коллективу поручалось проработать перспективную планирующую крылатую ракету лишь в рамках НИР (темы «КР», в будущем — «ДП») с последующим понятием предложений по срокам и этапам предстоящих работ.

На уровне ОКР предлагалось выпустить в третьем квартале 1958 года эскизный проект по межконтинентальному самолету-боеприпасу «Д» с куда более скромными чертями — скорость 2500-2700 км/ч, высота полета 22-25 км, дальность 9000-9500 км при уровне точности, предусмотренной для «КР». Целесообразность создания самолета-боеприпаса «Д» была более, чем вызывающа большие сомнения, хотя бы вследствие того что к этому времени разрабатывавшиеся с 1954 года лавочкинская «Буря» и более замечательный «Буран» Мясищева вышли на стадию подготовки к летным опробованиям.

Обе эти ракеты уже воплотились в металле и владели более высокими скоростными и высотными чертями в сравнении с еще «бумажной» туполевской «Д». Исходя из этого Туполев сделал и второй ход назад, представив предложения о разработке самолета-боеприпаса средней дальности с диапазоном больших высот и скоростей полета, соответствующим ракете «Д». Эта тема отыскала отражение в мартовском правительственном документе, а после этого конкретизировалась в распоряжении правительства 23 сентября 1957 года, по которому ОКБ поручалось создание самолета-боеприпаса (по более современной терминологии — крылатой ракеты) на дальность 3000-4000 км с выходом на летные опробования в конце 1958 года.

направляться подчернуть, что и в области самолетов-снарядов средней дальности Туполев не первенствовал . С апреля 1956 года ОКБ-240 С.В.Ильюшина разрабатывало для оружия подводных лодок самолет-боеприпас П-20 с дальностью 2500-3000 км при скорости 3200 км/ч и высоте полета более двадцати километров. Спустя год правительство выдало задание на разработку варианта наземного базирования — П-20С с дальностью 3200-3400 км. Опираясь на довольно широкие возможности собственной «компании», Туполев рассчитывал опередить Ильюшина.

Помимо этого, пользуясь особенным авторитетом в Госкомитете по авиационной технике и в вышестоящих инстанциях, Туполев отыскал покровителей, вошедших в правительство с предложением прекратить разработку П-20С как дублирующую работы по «С». Не смотря на то, что в то время туполевская машина пребывала на более ранней стадии разработки, соответствующее распоряжение было утверждено правительством 1 апреля 1959 года.

Как неизменно осмотрительный Туполев внес предложение для утверждения в директивных документах достаточно скромные летно-технические характеристики ракеты «С», что разрешило сделать упор на применение в конструкции по большей части освоенных индустрией алюминиевых сплавов и применить простой ТРДФ. Это разрешило избежать проблем с прямоточными двигателями и жаростойкими материалами, употреблявшимися на «Буре», и «Буране». Соответственно, отпала необходимость в замечательных стартовых ступенях, разгонявших эти ракеты до скоростей запуска ПВРД.

Неспециализированная компоновочная схема ракеты «С», именуемой кроме этого самолетом «121», не отличалась особенной новизной в сравнении с ранее созданными отечественными ракетами. Компоновка фюзеляжа по большей части 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 последовательность новшеств. В первый раз на беспилотном летательном аппарате применили подвижное центральное тело для регулирования подфюзеляжного воздухозаборника. Между фюзеляжем и воздухозаборником пребывала щель для слива пограничного слоя воздуха, поступавшего в канал между корпусом фюзеляжа и двигателем для наружного охлаждения ТРД.

Уникальным было и эжекторное сопло с кольцевой щелью в хвостовой части фюзеляжа, использование которого повысило эффективность работы двигательной установки на начальном участке полета. Подобное устройство позднее было применено на микояновском перехватчике Е-150.

Для фактически однорежимного туполевского беспилотного летательного аппарата такое ответ 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 был под фюзеляжем. Технологически фюзеляж длиной 24,7 м при диаметре цилиндрической части 1,7 м делился на 7 отсеков.

Первые два отсека употреблялись для размещения оборудования, снабжающего 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, наряду с этим последний отсек был разделен поперечной перегородкой на два бака. Герметичная верхняя часть отсека Ф-6 предназначалась для размещения аппаратуры астронавигации, системы и автопилота кондиционирования, а в нижнем, главном количестве, устанавливался двигатель. Заканчивался фюзеляж хвостовым отсеком Ф-7.

Треугольное многолонжеронное кессонное крыло стреловидностью 67° по передней и — 3°55? по задней кромке было образовано профилями П-35 ЦАГИ относительной толщиной — 3,5%. Крыло было через чур узким 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 начальную 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, по окончании 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 кроме этого все три руля, но угол отклонения наклонных рулей был в два раза меньше если сравнивать с вертикальным рулем, что исключало происхождение момента крена.

Ракета оснащалась ТРД КР-15-300 с форсажной тягой 10 т. Неспециализированный ресурс двигателя не превышал 15 часов, а также 3 часа в форсажном режиме. При полуторачасовом полете независимые совокупности управления середины 50-х годов имели возможность привести к цели с промахом до нескольких десятков километров. Так как это было неприемлемо кроме того при применении замечательной боевой части, для управления полетом предусматривалась совместная работа астронавигационной совокупности «Почва-АИ» и автопилота АП-85.

Совокупность «Почва-АИ» разрабатывалась филиалом НИИ-1 Минавиапрома под управлением Р.Г.Чачикяна на базе предназначенного для «Бури» оборудования. Она включала трехосный гиростабилизатор, телескопный блок, построитель вертикали и счетно-решающее навигационное устройство. При помощи визирования двух звезд она снабжала полную астрокоррекцию, выдавая данные, как по угловой ориентации, так и по координатам нахождения ракеты.

Визирование звезд производилось через два иллюминатора в наплыве у основания киля, наряду с этим конструкция иллюминаторов всецело заимствовалась от «Бури». Автопилот в составе релейно-усилительного блока, прецессионного автомата курса ПАК-2, гировертикали ЦГВ-9, блока демпфирующих корректора и гироскопов высоты анероидного типа снабжал независимое управление на начальном участке полета, а спустя 5 мин по окончании старта при достижении высоты 12 км начинал применять данные от астронавигационной совокупности.

В условиях большого кинетического нагрева конструкции и громадного внутреннего тепловыделения трудящейся аппаратуры для поддержания температуры в приборном отсеке в пределах ±50°С в течении долгого полета потребовалась совокупность кондиционирования. Тёплый воздушное пространство отбирался от пятой ступени компрессора ТРД и охлаждался вначале до +30°С на водорадиаторе, а после этого до -35°С, расширяясь в турбохолодильнике.

Для обеспечения старта ракеты под крылом размещалась пара пороховых ускорителей ПРД-52 тягой 57-80 т. Любой 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 собственного рода стартовая тележка.

Сборка из двух двигателей образовывала стартовый агрегат РАТ-52. Конструкция крепления снабжала автоматическое отделение ускорителей по окончании спада их тяги. Для понижения раздражающего 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. боевая аппаратуры часть и Часть управления доставлялись на начальную позицию раздельно.

По окончании прибытия на выставки и стартовую позицию стартовой установки в требуемое положение, к фюзеляжу пристыковывались консоли крыла и рули, устанавливалась боевая часть, а после этого и ускорители. По окончании предварительной выставки телескопического блока на ракете размещался основной прибор совокупности астронавигации. С применением геодезических устройств осуществлялась азимутальная ориентация (прицеливание) трехосного гиростабилизатора данной совокупности.

Предусматривался старт под углом 12° к горизонту. Вначале должен был запускаться маршевый двигатель КР-15-300, что имел возможность трудиться в форсажном режиме в наземных условиях не более 45 сек. В ходе запуска ускорителей силой 10 т срезался болт крепления ракеты на направляющих СТ-10. Спустя 3,75-5,0 сек по окончании 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 либо Т-1. Потом скорость поддерживалась приблизительно постоянной за счет дросселирования форсажной тяги двигателя (в пределах 85-100% большого значения), а высота по мере выработки горючего неспешно увеличивалась 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 двух километров при скорости до 2000 км/ч.

Предпоследний сутки 1958 года отметили практически новогодним фейерверком — на подмосковном полигоне Фаустово произвели первый старт. Но соответствие заданному распоряжением сроку начала летных опробований было пара формальным — в непродолжительный полет ушел, если не «бумажный тигр», то «древесный дракон».

Снабженный натурными стартовыми двигателями и снабжающим управление лишь по крену упрощенным автопилотом АП-85А имитатор был выполнен преимущественно из дерева, за исключением хвостовой части оперения и фюзеляжа. Дабы при последующем планировании имитатор не улетел куда не нужно, крылья отстреливались при окончании работы ускорителей. Следующий пуск имитатора для отработки стартового участка совершили спустя полгода уже на полигоне во Владимировке.

С 26 августа начались летные опробования натурных экспериментальных ракет с трудящимися ускорителями и КР-15-300. Во втором пуске 4 декабря была достигнута расчетная скорость на маршевом режиме. К изготовлению ракет для опробований неспешно подключался серийный завод в Воронеже.

Но успешный декабрьский пуск уже не весьма радовал конструкторов — к этому времени поступила информация, что 11 ноября Рабочая группа по военно-промышленным вопросам (ВПК) своим ответом внесла предложение прекратить разработку последовательности неперспективных образцов реактивного оружия, а также «Бури», П-20, «С», и авиационного ударного комплекса Ту-95 — носителя «С» (он разрабатывался и в варианте ракеты класса «воздушное пространство — поверхность» с конца августа 1958 года). Окончательную силу ноябрьскому решению суда ВПК придало распоряжение правительства 5 февраля 1960 года.

Решение суда был строг, но честен. В конце 1959 года на вооружение приняли созданную под управлением М.К.Янгеля баллистическую ракету Р-12 с дальностью до 2000 км, по точности попаданий, приблизительно в два раза превосходившая «С». В последующие три десятилетия боевой работы многих сотен Р-12 ни в Европе, ни в Азии не имелось никаких средств обороны, талантливых перехватить их головные части.

В угрожаемый период предусматривалось рассредоточение ракет транспортируемых комплексов на бессчётных полевых начальных позициях. Уже в первой половине 60-ых годов двадцатого века Р-12 стартовала из экспериментальной шахтной пусковой установки «Маяк», что разрешило в будущем радикально повысить защищенность комплексов.

Иначе, высоко летящая и, следовательно, вовремя обнаруживаемая «С» представлялась совершенной мишенью для развертываемых в Европе американских ЗРК (ЗРК) «Найк-Геркулес», поступивших на вооружение во второй половине 50-ых годов двадцатого века и талантливых поражать скоростные цели на высотах до тридцати километров. Преимущество «С» по большой дальности не имело значительного значения — большая часть целей в Европе пребывало в пределах досягаемости размещаемых на западе СССР Р-12. Для поражения немногих самый удаленных объектов предназначалась более замечательная баллистическая ракета Р-14, разрабатывавшаяся тем же коллективом и принятая на вооружение в первой половине 60-ых годов XX века.

Краткое техническое описание.

Самолет «121» воображал собою цельнометалический моноплан обычной схемы, выполненный преимущественно из классических 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 посредством цельноповоротных треугольных в плане стабилизатора и киля.

Передняя часть беспилотного самолета была занята аппаратурой наведения и управления на цель и отсеком с боевой частью. Тут же пребывали агрегаты совокупности охлаждения совокупностей самолета. Средняя часть самолета была по большей части занята топливными интегральными цельносварными герметизированными баками, надтопливное пространство для тепловой изоляции горючего от действия кинетического нагрева заполнялось инертным газом.

В хвостовой части был маршевый двигатель КР-15-300 с кольцевой совокупностью охлаждения форсажной камеры и эжекторным соплом. Воздухозаборник был под средней частью фюзеляжа. На старте он был частично прикрыт особым коллектором, выполненным в форме полукольца, что отстреливался по окончании старта, при выходе самолета-боеприпаса на сверхзвуковой режим.

Старт «121» осуществлялся посредством двух твердотопливных ускорителей, каковые, по мере падения их тяги, по окончании отделения самолета от пусковой установки, разворачивались около точек крепления к самолету и самостоятельно отделялись от него.

ЛТХ:

Модификация: Ту-121
Размах крыла, м: 8,40
Протяженность самолета, м: 24,77
Высота самолета, м: 4,61
Масса, кг
-безлюдного самолета: 11450
-макс. взлетная: 3500
-топлива: 16600
Тип двигателя: 1 х ТРДФ КР-15-300
Тяга, кгс: —
Большая 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

БПЛА «121».

Схема пусковой установки СТ-10 с Ту-121.

Проекции БПЛА «121». Схема.

Перечень источников:
Владимир Ригмант. Под символами «АНТ» и «Ту».
Крылья Отчизны. Владимир Ригмант. Семейство сверхзвуковых «ястребов».
Крылья Отчизны. Ростислав Безобидный. Маленькая будущее «Ястреба».

Боевой беспилотник Туполева «Ястреб»

Увлекательные записи:

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны: