Авиационная аэробаллистическая ракета Х-15 («изделие 115», РКВ-15).
Разработчик: МКБ «Радуга»
Страна: СССР
Начало разработки: 1974 г.
Серийное производство: 1978 г.
Принятие на вооружение: 1988 г.
Развитие ПВО потребовало создания средств защиты дальних бомбардировщиков. В 1974 году в МКБ «Радуга» началось проектирование ракеты, предназначенной для уничтожения ЗРК большой дальности типа «Патриот» и стационарных наземных целей. Компоновка ракеты с несущим корпусом в виде тела вращения была выбрана подобной американской УР AGM-69 SRAM. Она получила инерциальную навигационную систему. Бортовое оборудование носителя фиксировало работу РЛС противника, определяло ее координаты и производило их ввод в систему управления пуском СУРО-1. Характеристики оборудования и высокая скорость ракеты (соответствует числу М=5) позволяет оперативно реагировать на возникшую угрозу.
Ракета разработана в МКБ «Радуга» под руководством главного конструктора И.С.Селезнева. Опытные образцы X-15 были изготовлены НПО «Радуга» в 1978 году. Испытания Х-15 с борта самолета Ту-22М3 проводились в конце 70-х годов. Базовый вариант X-15 с ядерной боевой частью принят на вооружение в 1980 году. Серийное производство организовано на Дубненском машиностроительном заводе — ДМЗ (до 1982 года ДМЗ входил в ПО «Радуга»).
Самолетами-носителями ракеты Х-15 стали Ту-95МС, Ту-22М3 и Ту-160. Усовершенствованный вариант ракеты Х-15П оснащается пассивной радиолокационной головкой самонаведения (ПРГСН) и осколочно-фугасной боевой частью и предназначен для поражения РЛС противника. Ракета Х-15П принята на вооружение дальней авиации ВВС СССР в 1988 году.
Проекции ракеты Х-15. Схема.
Как не обладавшая стратегическими возможностями, система Х-15 не подпадала под действие международных ограничительных договоров и ее существование не обнародовалось даже в эпоху гласности до самого марта 1992 года, когда эти ракеты были представлены на правительственном показе новой техники на аэродроме Мачулищи. Любопытно, что на первых публичных показах данные Х-15 назывались существенно заниженными и ее дальность считалась не превышающей 150 км — вдвое ниже действительной.
До предполагавшегося оснащения Х-15 тяжелых бомбардировщиков Ту-160 дело не дошло. В комплексе вооружения самолет мог нести до 24 ракет на четырех МКУ в двух грузоотсеках, однако приоритет был отдан крылатым ракетам большой дальности X-55, более отвечающим стратегическому назначению машины.
Ракета Х-15 имеет несущий корпус цилиндрической формы и три аэродинамических руля. Грузовой и приборный отсеки ракеты выполнены в виде цельносварной конструкции из титановых сплавов ОТ4-1 и ВТ-5. Хвостовая часть — из ОТ4-I и ВТ-5. Отсеки фюзеляжа имеют наружную теплозащиту ТЗМКТ и внутреннюю теплоизоляцию. Рули полностью поворотные, изготовлены из титанового сплава ОТ-4 с наружным теплозащитным покрытием. Носки рулей изготовлены из жаропрочного вольфрамо-молибденового сплава ВМ-1. Окантовки отсеков и гаргротов — из жаропрочной стали ВЖ-100. Обтекатель оживальной формы с теплоизоляцией (ТКЧ-6), облицован тканью АТОМ-2. Поверхность планера ракеты имеет металлизированное покрытие для улучшения отражательных характеристик при радиолокационном облучении.
Ракета Х-15 в экспозиции музея Дальней авиации.
При освоении ракеты в производстве в 1978 году был внедрен новый технологический процесс по изготовлению обтекателей двухслойной конструкции в жестких прессформах методом пропитки под давлением с одновременной запрессовкой на клее ВК-20 двух металлических рам. Кроме того, был внедрен технологический процесс нанесения теплозащитного материала МКТ непосредственно на металлические отсеки в жестких прессформах методом пропитки под давлением, а также процесс нанесения теплозащитного материала на рули методом автоклавного вакуумного формования. Отрабатывался и технологический процесс по изготовлению обтекателя трехслойной конструкции на связующем материале К-9-70. Сначала формовался слой из ткани ТС-8/3-КТО, второй слой — из Т-11-Р и третий из ТС-8/3-КТО. Каждый слой требовал своей термической обработки. Большие трудности были при обработке технологии теплозащиты гаргротов изделия. Суть в том, что после нанесения теплозащитного слоя была необходима его термическая обработка, в процессе которой нарушались геометрические размеры деталей из стеклопластика.
Тогда было принято решение об изготовлении металлических деталей не по конструкторскому чертежу, а по технологическому с упреждением размеров на величину деформации при прессовании в жесткой прессформе. Возникла необходимость изготовления и крупногабаритных стальных деталей, требующих очень жестких условий термической обработки. Оборудования подходящего не было. Была разработана и построена первая печь ПАП — крупногабаритная, высокотемпературная печь с перепадом температур по зонам ±5°С. Это позволило качественно проводить термообработку деталей (без остаточной деформации), а иногда в жестких приспособлениях (термокалибровка). Таким методом обрабатывались обе чайки из сплава ВТ-20. В процессе отработки технологии изготовления обтекателей, отсеков планера ракеты, гаргротов, нанесения наружного теплозащитного покрытия этих агрегатов и в испытаниях активное участие принимали специалисты МКБ «Радуга» С.Н.Озеров, Б.И.Маков, А.А.Осоченко, В.С.Солдатенков, М.А.Харченко, С.А.Куманькова. Очень важная работа была проведена с институтом им. Патона по разработке и оснащению производства стальными отливками конусов методом центробежного электрошлакового литья (ЦЭШЛ). Но, к большому сожалению, эту работу закончить не удалось ввиду конверсии.
Бортовая система управения ракетным оружием самолета-носителя СУРО (например, Ту-22М3) обеспечивала целеуказание, подготовку к стрельбе и управление пусковыми установками. Обнаружение целей и ввод их координат мог осуществляться как заранее так и по время полета носителя с использованием бортовых средств обнаружения целей. Используя навигационные данные от навигационного комплекса самолета-носителя СУРО производила подготовку и ввод полетного задания в инерциальные системы управления ракет.
Новшеством стал твердотопливный двигатель оригинальной конструкции, впервые в СССР использованный на ракете такого класса. Двигатель — двухсекционный двухразового включения РДТТ-160 (9А2001) разработки Моторостроительного Проектного Бюро (с 1986 года ОКБ «Союз»). Двигатель включал в себя две секции — стартовую и маршевую, разделенные перегородками и оснащенные каждая своей системой зажигания. Топливо — смесевое, с отливкой непосредственно в корпус двигателя с профилированным внутренним каналом звездообразного сечения.
На стратосферном участке траектории ракета управлялась двигательной установкой реактивной стабилизациии (ДУРС) «161» («160.10», 9Ж2001), сопла которой (на компоновочной схеме обозначены как пиросвечи ДУРС) были установлены параллельно аэродинамическим рулям и качались вместе с ними. ДУРС представлял из себя своего рода треугольник, образованный тремя газовыми колонками, соединёнными коллектором. Снизу к колонкам присоединялись газогенераторы, также соединённые треугольником с помощью специальных кронштейнов. Газогенераторы запускались с помощью пиросвечей ПС-410, заимствованных с макеевских ракет. Сопла крепились по три в ряд параллельно плоскости аэродинамических рулей на трубках-газоводах, свёрнутых в спиральную пружину и припаянных к колонкам. Сопла наворачивались на резьбовые втулки, которые крепились на общей колодке, в которую впаивались трубки.
Компоновочная схема ракеты Х-15.
Предполагалось применение ракеты по разным типовым траекториям от полета на малой высоте до баллистического высотного полета на максимальной скорости. Ракета Х-15 сбрасывается с пусковой установки, после чего производится запуск двигателя. Двигатель, работающий на стартовом режиме, обеспечивает разгон ракеты с набором высоты до 40 км. В дальнейшем двигатель переходит на маршевый режим работы, а ракета движется по траектории близкой к баллистической, разгоняясь до гиперзвуковой скорости. Включение систем самонаведения ракет Х-15П и Х-15С осуществляется на конечном участке траектории. В случае потери цели и при выключении РЛС противника движение осуществляется в точку прицеливания с помощью инерциальной системы управления. Полет Х-15 к цели на удалении 200 км занимает около 180-200 сек., практически не оставляя противнику времени на реагирование, а высотный профиль полета делает ее недосягаемой для ЗУР и истребителей.
Схема наведения ракеты Х-15.
Схема наведения ракеты Х-15С.
Модификации:
Х-15 — базовый вариант, ядерная боевая часть, система наведения инерциальная без коррекции.
Х-15П — предназначена для борьбы с радарами систем ПВО противника. Боевая часть осколочно-фугасная. Система коррекции наведения пассивная, по радиолокационному лучу от цели.
Х-15С — противокорабельная ракета. Боевая часть кумулятивно-фугасная. Система коррекции наведения активная, радиолокационная. Максимальная дальность пуска зависит от размеров цели и составляет 60-150 км.
ТТХ:
Модификация: Х-15 / Х-15П / Х-15С
Длина, мм: 4780
Размах крыла, мм: 800 / 800 / 920
Диаметр корпуса, мм: 455
Вес, кг: 1100 (1200) / 1200 / 1200
Двигатель: РДТТ-160
Система наведения: инерциальная / инерциальная + пас. РЛГСН / инерциальная + акт. РЛГСН
БЧ: термоядерная, 350 кТ / осколочная / проникающая
Вес БЧ,кг: 250 / 150 / 150
Дальность, км: 50-280 / до 150 / 50-150
Скорость полета, М: 5
Скорость носителя, м/с: 300-600
Высота пуска, км: 0,3-22
Высота полета, км: до 40
Самолет-носитель: Ту-95МС, Ту-22М3, Ту-160 / Ту-95МС, Ту-22М3, Ту-160 / Ту-95МС, Ту-22М3, Ту-160, Су-27К, Су-27ИБ.
Ракета Х-15 на транспортной тележке.
Ракета Х-15 на транспортной тележке.
Ракеты Х-15 на револьверной пусковой установке МКУ-6-1.
Ракета Х-15С.
Проекции ракеты Х-15П. Схема.
.
.
Список источников:
А.Б.Широкорад. История авиационного вооружения.
А.В.Карпенко, С.М.Ганин, В.В.Колногоров. Авиационные ракеты большой дальности.
Авиация и космонавтика. № 9 за 2005 г. В.Марковский, К.Перов. Ракеты типа Х-15.