Техника и вооружение 2000 10

По уровню тактико-технических характеристик К-10 должна была существенно превзойти свою предшественницу – "Комету". Максимальная дальность пуска самолетов-снарядов была определена в 170…200 км, скорость – в 1700…2000 км/час. Пуск должен был осуществляться с высот 5000… 11000 м. При последующем полете самолет-носитель не должен был подходить к цели ближе 100… 130 км. С учетом вдвое больших скорости и дальности пуска несший тонную боевую часть самолет-снаряд получался вдвое тяжелее "Кометы" – 4,4 т.

С учетом того, что "самолет 105" находился на ранней стадии проектирования с недостаточной определенностью технического облика и показателей, для своевременного создания системы К-10 ее разработка задавалась применительно к носителю Ту-16, который мог нести только один новый самолет-снаряд. Радиус действия системы должен был составлять 1600…2000 км, скорость носителя при пуске – 700…800 км/час. Для обеспечения своевременного пуска цель должна была обнаруживаться на удалении 180…260 км.

Для обнаружения цели на максимальном удалении самолет-носитель должен был осуществлять полет на высоте, близкой к практическому потолку – 11000…12000 м. Максимальная скорость и дальность самолета- снаряда также достигались при высотном полете. С другой стороны, при полете на этих высотах не обеспечивались приемлемые углы визирования цели. При полете на высоте 12000 м при характерной для головок самонаведения тех лет дальности захвата цели около 20 км угол визирования цели превышал 30'. В этом случае сказывалось неблагоприятное влияние переотражения излучения от водной поверхности, вероятность захвата цели на автосопровождение существенно зависела от состояния моря. В результате для самолета-снаряда был принят "ступенчатый" профиль полета с двумя горизонтальными участками – маршевым на высоте 10-12 км и участком поиска цели на высоте около 1 км.

Для реализации такой программы полета была принята комбинированная схема с радиокомандным управлением на основном участке полета и самонаведением на конечном. Радиокомандные системы разрабатывались КБ-1 применительно к зенитным ракетным комплексам по крайней мере еще с начала пятидесятых годов. Кроме того, примерно на год раньше К-10 начались работы по авиационному комплексу К-20 с радиокомандным управлением. Для самонаведения была принята активная радиолокационная система. В сравнении с реализованной на "Комете" полуактивной, данная система была предпочтительней на больших дальностях пуска – мощность отраженного от цели сигнала не зависела от расстояния между самолетом-снарядом и его носителем. Кроме того, при использовании активной ГСН носитель получал полную свободу маневра после окончания участка командного наведения и перехода самолета-снаряда к самонаведению на цель. Аппаратура самолета-носителя получила обозначение EH ("Е" – носителя). На самолете-снаряде бортовая аппаратура ЕС ("Е" – снаряда) состояла из аппаратуры канала радиоуправления ЕС-1, головки самонаведения ЕС-2 и автопилота ЕС-3.

Технический облик системы был одобрен протоколом макетной комиссии, утвержденным 2 сентября 1957 г.

При создании первой "Кометы" традиции пилотируемой авиации довлели настолько, что сам облик самолета-снаряда порождал вопрос из серии "А куда запрягают лошадь?", а именно "А где фонарь кабины пилота?". Напротив, получивший обозначение К-ЮС самолет-снаряд системы "Комета-10" не вызывал сомнений в том, что это – ракета. Более того, пожалуй, самая изящная из всех когда-либо созданных советских авиационных противокорабельных ракет.

Впрочем, время было такое! Не менее фантастическое впечатление производил и американский истребитель "Старфайтер" F-104. При общей "самолетной" схеме К-10С для освобождения носовой части под обтекатель антенны ГСН двигатель разместили на пилоне под фюзеляжем. Такая компоновка позволила использовать накопленный к тому времени опыт отработки осесимметричных воздухозаборников – другие конструктивные схемы этих устройств еще не были толком исследованы. Примечательно то, что американская крылатая ракета "Хаунд Дог" с аналогичным размещением двигателя в то время находилась на ранней стадии разработки и вряд ли могла быть источником вдохновения советских конструкторов.

Короткоресурсный вариант РД-9Б от МиГ-19 – двигатель М-9ФК главного конструктора Сорокина – устанавливался в гондоле диаметром 635 мм длиной 4180 мм. До начала предстартовой подготовки и в полете воздухозаборник прикрывался сбрасываемым обтекателем – коком. В результате существенно снижалось аэродинамическое сопротивление и исключалась возможность попадания на взлете и при посадке посторонних предметов в канал водухозаборника, расположенного на уровне чуть выше метра от аэродромной бетонки.

Заостренный с обеих оконечностей сигарообразный фюзеляж диаметром 920 мм имел длину 9750 мм. С учетом выступания гондолы за хвост фюзеляжа суммарная длина самолета- снаряда составляла ровно 10 м.

В соответствии с ранним вариантом компоновки аппаратура радиотехнических систем располагалась в оконечностях фюзеляжа: впереди тарельчатая антенна ЕС-2-1 и блоки "станции самонаведения" (по современной терминологии – головки самонаведения) ЕС-2, в хвосте "станция наведения" (т.е. аппаратура радиокомандного управления) ЕС-1 и ее антенна канала радиоуправления ЕС1-1. Антенны радиовысотомера EC-1-II размещались побортно в нижней части фюзеляжа перед крылом. За герметичным отсеком с аппаратурой ГСН во втором отсеке (от 5 по 15 шпангоут) размещался топливный бак №1 с защитным конусом и контактными датчиками для подрыва фугасно-кумулятивной боевой части, установленной позади бака. Подрыв фугасно- кумулятивной боевой части производился также по сигналам от электромеханических взрывателей, расположенных перед основным топливным баком и от крыльевых контактных датчиков.

Основной топливный бак, выполненный из стали, образовывал третий отсек, расположенный от 15 до 19 шпангоута. Общая емкость двух баков позволяла разместить 1575 л керосина.

За основным топливным баком были установлены блоки аппаратуры автопилота ЕС-3, гидроаккумулятор и поршневой гидронасос 435ВМ. Коммутация основных бортовых систем осуществлялась посредством размещенной у основания киля соединительной коробки. Впереди нее находились обеспечивающие энергоснабжение бортовой аппаратуры постоянным током 27 в блок питания станций ЕС-1 и ЕС-2, преобразователь ПО- 3000А и энергоузел. Первичным источником энергии служил установленный над двигателем стартер генератор ГСР-СТ 12000 ВТКУ. Отклонения органов управления осуществлялось посредством рулевых машин ЕС-4 элеронов, стабилизатора и руля поворота.

Хвостовую часть фюзеляжа с 29 по 32 шпангоут образовывал съемный пятый отсек По верхней поверхности центральной части фюзеляжа располагались бугель подвески к носителю, разъемные керосиновый и воздушный клапаны, а также, в районе рамы, отрывной разъем электрической связи с носителем РК138-4.

Крыло самолета-снаряда с углом стреловидности по 1/4 хорд 55° было аналогично ранее примененным на самолетах-снарядах КС, Х-20, а также на пилотируемых самолетах И-350, МиГ-19 и ряде других. При невысоких требованиях по маневренности для К-ЮС оказалась достаточной небольшая площадь крыла – 7,0 м2 . Размах крыла составил 4180 мм. Толщина профиля СрЗ-7с не превышала 6% – крыло К-ЮС было на треть тоньше, чем у Миг-19. Столь изящную конструкцию удалось реализовать при отсутствии необходимости размещения в крыле элементов шасси за счет отказа от установки в нем топливных баков. Элероны площадью 0,73 м2 отклонялись на угол до +/-10° от нейтрального положения. При отсутствии закрылков элероны были расположены не вблизи законцовок крыла, а примерно посередине его полуразмаха, что отвечало как требованиям управляемости по каналу крена, так и необходимости уменьшить изгибный момент, действующий на не слишком жесткую конструкцию крыла. При транспортировке и эксплуатации консоли крыла складывались.

Горизонтальное оперение площадью 0,9 м2 со стреловидностью 55°52' при размахе 1800 мм могло отклоняться на 10° вниз и на 20° вверх. В состав вертикального оперения площадью 0,915 м2 со стреловидностью по 1/4 хорд 56°30' входил руль направления площадью 0,26 м2 , который отклонялся вправо и влево на угол 10°. Вертикальное и горизонтальное оперения были выполнены в профиле NACA-M относительной толщиной 6%.

В конструкции применялись уже освоенные промышленностью легкие сплавы и стали: Д-16Т, АМГ-6, МЛ-5, АЛ-8, 12ХНВФА. Довольно сложный новый технологический процесс пришлось применить для изготовления стеклопластикового обтекателя антенны ГСН. Внутренняя и наружная рубашки изготавливались вакуумным методом на стальных пуансонах. На внутреннюю рубашку, еще находящуюся на пуансоне, приформовывался сотовый наполнитель, на который, в свою очередь, надевалась наружная рубашка. Вся сборка помещалась в печь, где подвергалась полимеризации при заданном температурном режиме. Вначале производство обтекателей шло с большим процентом брака, но в результате упорных трудов заводских инженеров удалось отработать необходимую технологию.

Первоначальная схема К-10

В отличие от носителей "Кометы", практически неотличимых от классических бомбардировочных версий Ту- 16, подготовленный для применения К-10 ракетоносец Ту-16К-10 (он же "самолет НК-10" или "самолет НК-1") резко выделялся "боксерской челюстью" крупногабаритного носового обтекателя на месте кабины штурмана- бомбардира. Под обтекателем размещалась антенная система канала поиска и сопровождения цели. Размеры обтекателя определялись не только большой апертурой антенны станции дальнего обнаружения целей, но и необходимостью ее поворота на значительные углы для обеспечения маневра отворота носителя. Антенна канала ракеты устанавливалась в небольшом подфюзеляжном обтекателе, примерно в том же месте, где на бомбардировщике размещалась антенна штатной РЛС "Рубидий". Оставшийся "не у мест" штурман перебрался на рабочее место штурмана- оператора.