Russian Arms Forum

Пожалуйста, войдите или зарегистрируйтесь.

Расширенный поиск  

Новости:

Страницы: [1] 2   Вниз

Автор Тема: Х-55, Х-55СМ и Х-555 - стратегические крылатые ракеты  (Прочитано 23404 раз)

0 Пользователей и 1 Гость просматривают эту тему.

Ракетчик

  • Общий Модератор
  • Ветеран
  • *****
  • Оффлайн Оффлайн
  • Сообщений: 4022

Стратегическая крылатая ракета Х-55 («изделие 121»)
Код НАТО – AS-15А “Kent”. Наименование по СНВ-1 – РКВ-500А.
Принята на вооружение 31 декабря 1983 г. Разработка с 1976 г.
Разработчик – МКБ «Радуга». Главный конструктор – И.С. Селезнев. Изготовитель – Смоленский АЗ.
Предназначена для использования против важных стратегических объектов противника с заранее разведанными координатами.
Является аналогом американской ракеты AGM-86B ALCM-B.
Самолет-носитель – Ту-95МС (6 или 16 ракет), Ту-160 (12 ракет).
Параметры пуска: высота носителя – 200-12000 м, скорость носителя – 540-1050 км/ч.
Дальность стрельбы – 2500 км.
Скорость полета – М=0,48-0,8 (260 м/с). Высота полета – 40-110 (до 25) м.
Боевая часть: тип – термоядерная, мощностью – 200 кт, масса – 410 кг.
Система управления – инерциальная с коррекцией по рельефу местности при помощи цифровых карт.
Органы управления – аэродинамические рули.
Двигатель – ТРДД. Тяга – 500 кг.
Масса – 1210 (1250-1500) кг.
Длина – 6040 (8900) мм. Диаметр – 556 (514) мм. Размах крыльев – 3100 мм.
Пусковая установка – роторная МКУ-6-5У, 6 ракет.
Тип старта – сброс с самолета-носителя.

Модификации:
Х-55ОК ("изделие 121") - стратегическая крылатая ракета с системой оптической коррекции по изображению местности, 1987 г.
Х-55М ("изделие 124") - проект модернизации.
Х-55СМ ("изделие 125") - стратегическая крылатая ракета, 1987 г.
Х-555 – стратегическая крылатая ракета в обычном снаряжении, 2004 г.
Х-65 – оперативно-тактическая ракета в обычном снаряжении.
Х-65С - противокорабельная ракета.



Стратегическая крылатая ракета Х-55СМ («изделие 125»)
Код НАТО – AS-15В “Kent”. Наименование по СНВ-1 – РКВ-500Б.
Принята на вооружении в 1987 г.
Дальность стрельбы – 3000 км.
Масса – 1500-1700 кг.
Диаметр – 770 мм.



Стратегическая крылатая ракета Х-555
Принята на вооружение в 2004 году. испытания в 1999 г.
Дальность стрельбы – от 2000 до 3500 км.
Боевая часть: тип – проникающая или кассетная, масса – 350 кг.
Система управления – автономная корреляционная система «Спрут», приемник системы ГЛОНАСС и оптико-электронная головка самонаведения.
КВО – 18 (12-20) м.
Двигатель – ТРДД Р-95ТМ-300.
Масса – 1280 или 1500 кг (с конформными топливными баками).



Оперативно-тактическая ракета Х-65
Предназначена для поражения малоразмерных наземных целей с известными координатами.
Создана в 1992 году на базе стратегической ракеты Х-55.
Самолет-носитель – самолеты дальней и фронтовой авиации.
Скорость носителя – 540-1050 км/ч. Высота применения – до 12 км.
Дальность стрельбы – 500-600 км.
Скорость полета М=0,48-0,77. Высота полета – 40-110 м.
Система управления – инерциальная с коррекцией по рельефу местности.
Органы управления – аэродинамические рули.
Боевая часть: тип – проникающая или кассетная, масса – 410 кг.
Стартовая масса – 1250 (1500) кг.
Длина – 6040 мм. Диаметр – 514 мм. Размах крыльев – 3100 мм.
Двигатель – ТРД.
Пусковая установка – роторная, 6 ракет; балочная – 1 ракета на ПУ.
Тип старта – сброс с самолета-носителя.

Модификации:
Х-65Э – экспортный вариант.

Противокорабельная ракета Х-65С
Предназначена для поражения кораблей с ЭПР более 300 кв. метров.
Создана на базе оперативно-тактической ракеты Х-65.
Самолет-носитель – Ту-22М3 и другие самолеты дальней и фронтовой авиации.
Дальность стрельбы – 280 км.
Система управления – ИНС с АРЛГСН.
Боевая часть: тип – проникающая, масса – 410 кг.
Масса – 1250 (1500) кг.

Модификации:
Х-65СЭ – экспортный вариант.
« Последнее редактирование: Марта 02, 2008, 06:26:06 pm от Ракетчик »
Записан

Вадим Степанов

  • Администратор
  • Ветеран
  • *****
  • Оффлайн Оффлайн
  • Сообщений: 2080
    • РОССИЙСКАЯ ВОЕННАЯ ТЕХНИКА
3М10 "Гранат" и Х-55
« Ответ #1 : Мая 30, 2007, 07:57:07 pm »

Модификации:
С-10 «Гранат» (3М10) – стратегическая крылатая ракета для ПЛ;
РК-55 «Рельеф» - ракетный комплекс со стратегической крылатой ракетой наземного базирования.

КРМБ 3М10 "Гранат" и ее сухопутный вариант не являются модификациями семейства КР Х-55 - это независимая разработка ОМКБ "Новатор", тогда как Х-55 и ее варианты разработаны в МКБ "Радуга".

Неразбериха с КР 3М10 "Гранат" и Х-55 в западных источниках получилась из-за их сходных массо-габаритных и тактико-технических характеристик при общем дефиците информации (и/или правильно поданной дезинформации).

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ
- http://www.fas.org/nuke/guide/russia/bomber/as-15.htm
« Последнее редактирование: Мая 30, 2007, 08:39:08 pm от Administrator »
Записан

Woodpecker-600

  • Редактор
  • Опытный
  • ******
  • Оффлайн Оффлайн
  • Сообщений: 464

А по регламенту обслуживания Х-55 есть какие-нибудь подробности, в частности по ее заправке и использованию топлива Т-10?
Записан

Сергий

  • Молодой
  • **
  • Оффлайн Оффлайн
  • Сообщений: 76

Ракетчику.

Насчет Смоленского авиазавода я уточню, но основную серию Х-55 и Х-55СМ, насколько я информирован, исполнял Харьковский авиазавод.
Записан

PXL

  • Редактор
  • Ветеран
  • ******
  • Оффлайн Оффлайн
  • Сообщений: 1491
Re: Х-55, Х-55СМ и Х-555 - стратегические крылатые ракеты
« Ответ #4 : Сентября 28, 2009, 01:54:34 pm »

КРМБ 3М10 "Гранат" и ее сухопутный вариант не являются модификациями семейства КР Х-55 - это независимая разработка ОМКБ "Новатор", тогда как Х-55 и ее варианты разработаны в МКБ "Радуга".

Интересно, чем можно объяснить такую ситуацию? Опять конкурс, в котором не было проигравших?
Записан
С уважением,
дикий житель глухих мест.

Lans

  • Гость

симпатяги  ;D
Записан

PXL

  • Редактор
  • Ветеран
  • ******
  • Оффлайн Оффлайн
  • Сообщений: 1491

Я правильно понимаю, что двигатель в "походном" положении находится внутри корпуса ракеты, а когда её запускают, выдвигается в маршевое положение?
Интересно, есть ли какие-либо схемы или видеокадры, где более менее подробно показан этот процесс?
Записан
С уважением,
дикий житель глухих мест.

carrey

  • Редактор
  • Ветеран
  • ******
  • Оффлайн Оффлайн
  • Сообщений: 1293

Putin flight on Tu-160 Blackjack and Kh-555 missile test

Движок вываливается сразу. Где-то читал подробности и причины такой компоновки, вспомню где - отпишу.
Записан

PXL

  • Редактор
  • Ветеран
  • ******
  • Оффлайн Оффлайн
  • Сообщений: 1491

Буду очень благодарен! ИМХО причина такой компоновки одна - необходимость уменьшить габариты ракеты, чтобы её можно было использовать с револьверной пусковой установки.
С другой стороны, ЕМНИП на американских КР выдвигается только воздухозаборник. Чем же объясняется такая разница?
« Последнее редактирование: Апреля 15, 2010, 10:47:12 am от PXL »
Записан
С уважением,
дикий житель глухих мест.

carrey

  • Редактор
  • Ветеран
  • ******
  • Оффлайн Оффлайн
  • Сообщений: 1293

Приветствую!

За пару дней так ничего существенного и не вспомнил... Уж не склероз ли это, не пора ли к доктору провериться...

Уменьшению габаритов вываливающийся разгонный движок никак не способствует - ведь в утопленном положении он и так съедает полезный объём ракеты; так что, полагаю, дело скорее в необходимости размещения какого-то оборудования (обратная/дуплексная радио/оптическая связь с ракетоносителем, рулевые машинки и т.д.) в тыловой части ракеты, там, где обычно располагается сопло. Надо копать литературу по темам "Ту-160", "Ту-95МС", "Х-55" - возможно что-то выплывет.
Записан

PXL

  • Редактор
  • Ветеран
  • ******
  • Оффлайн Оффлайн
  • Сообщений: 1491

Приветствую!

Взаимно!

Цитировать
За пару дней так ничего существенного и не вспомнил... Уж не склероз ли это, не пора ли к доктору провериться...

Да ладно! Как-нибудь общими усилиями разберёмся.

Цитировать
Уменьшению габаритов вываливающийся разгонный движок никак не способствует - ведь в утопленном положении он и так съедает полезный объём ракеты;

Я имел в виду уменьшение габаритов ракеты (чтобы была "чистая сигара" без выступающих деталей) с целью помещения её на револьверный держатель в ракетный отсек самолёта-носителя.
 
Цитировать
так что, полагаю, дело скорее в необходимости размещения какого-то оборудования (обратная/дуплексная радио/оптическая связь с ракетоносителем, рулевые машинки и т.д.) в тыловой части ракеты, там, где обычно располагается сопло.

Рулевые машинки - ещё куда ни шло. А всё остальное на ракете с автономным управлением разве нужно?
Кроме того, тот отсек, откуда вывалился движок разве не остаётся пустым?

Цитировать
Надо копать литературу по темам "Ту-160", "Ту-95МС", "Х-55" - возможно что-то выплывет.

Возможно.
« Последнее редактирование: Апреля 16, 2010, 11:46:14 am от PXL »
Записан
С уважением,
дикий житель глухих мест.

carrey

  • Редактор
  • Ветеран
  • ******
  • Оффлайн Оффлайн
  • Сообщений: 1293

Ну как же... Какой смысл в вываливающемся движке, если он может быть невываливающимся? Я к чему - вот, например, в случае с надувающимся головным обтекателем и телескопически раздвигающимся соплом ракеты БЖРК "Молодец" - всё понятно, такое решение обусловлено габаритами стандартного ж/д вагона. В случае с крылатой ракетой - не понятно, зачем и почему движок должен быть "под брюхом", вроде ж ничего не мешает ему быть в корпусе монокока ракеты (кроме вышеизложенных соображений). Может быть, какие-то аэродинамические дела? Или при такой компоновке снижается ЭПР ("радиозаметность") и тепловая сигнатура? Или, как это зачастую бывает, заказывали одно, проектировали другое, сдали на вооружение нечто совсем третье? Или вообще шальной вариант - аварийный двигун был, взрывался-разрушался, так, чтоб дорогую ракету не портить в ходе отработки - временно прицепили под брюхо; а, как известно, нет более долговременных решений чем временные меры - обкатали, ТТХ не ухудшаются, чего назад переделывать?.. 8)
То, что вываливающийся движок не лезет в револьвер - это понятно; конформные сбрасывающиеся баки для "энергетической" модификации - вон какие обтекаемые и компактные. Непонятно, зачем в хвосте ракеты пустоту возить. Разве что - мобыть там у неё внутре что-то должно раздвигаться-уширяться? Так не подлодка ж вроде. 8)
Записан

carrey

  • Редактор
  • Ветеран
  • ******
  • Оффлайн Оффлайн
  • Сообщений: 1293

М-Хобби №62 (2005-06)
Записан

PXL

  • Редактор
  • Ветеран
  • ******
  • Оффлайн Оффлайн
  • Сообщений: 1491

Или, как это зачастую бывает, заказывали одно, проектировали другое, сдали на вооружение нечто совсем третье? Или вообще шальной вариант - аварийный двигун был, взрывался-разрушался, так, чтоб дорогую ракету не портить в ходе отработки - временно прицепили под брюхо; а, как известно, нет более долговременных решений чем временные меры - обкатали, ТТХ не ухудшаются, чего назад переделывать?..

Кстати, такая же компоновка применяется ЕМНИП на тактической ракете Х-59М.

Цитировать
То, что вываливающийся движок не лезет в револьвер - это понятно; конформные сбрасывающиеся баки для "энергетической" модификации - вон какие обтекаемые и компактные. Непонятно, зачем в хвосте ракеты пустоту возить. Разве что - мобыть там у неё внутре что-то должно раздвигаться-уширяться? Так не подлодка ж вроде.

Да! Интересно всё это. Вот бы узнать, в чём же там действительно дело от конструкторов или эксплуатационников.
И ещё - на "новаторском" аналоге Х-55 компоновка ЕМНИП повторяет американскую. Т.е. движок установлен в хвосте неподвижно.
Записан
С уважением,
дикий житель глухих мест.

PXL

  • Редактор
  • Ветеран
  • ******
  • Оффлайн Оффлайн
  • Сообщений: 1491

М-Хобби №62 (2005-06)

Спасибо! Общяя схема компоновки более менее прояснила вопрос.
« Последнее редактирование: Апреля 16, 2010, 02:00:49 pm от PXL »
Записан
С уважением,
дикий житель глухих мест.

carrey

  • Редактор
  • Ветеран
  • ******
  • Оффлайн Оффлайн
  • Сообщений: 1293

Почитал в том-же цикле статей про Х-59, там дело такое... Сбрасываемый (отстреливается пиротолкателями, освобождая антенны ТСКН) стартово-разгонный РДТТ двигун - снизу, маршевый РДТТ с боковыми соплами (из-за антенного блока в хвосте) - в корпусе. Потом появился ТРД РДК-300, и им (в гондоле) заменили оба РДТТ (выиграв в объёме для керосинного бака + вдвое более мощная БЧ), ракету назвали Х-59М. В хвостовой части остался стартовый блок РДТТ, запускающий и выдерживающий режим ТРД после отделения ракеты, далее он отстреливается вместе с коком-обтекателем ВЗ ТРД и происходит маршевый полёт на ТРД.

Вот такие пироги. Тема становится всё интереснее и интереснее. Пока предполагаю такой вариант:

Промышленность освоила ТРД РДК-300 в гондольном исполнении и поэтому для новой ракеты Х-55 не стали изобретать велосипед (новый двигатель, или думать как запитать воздухом прожорливый этот, если ставить его внутрь), а попросту подвесили снизу готовое опробованное на Х-59(М) решение и сделали убирающимся для компактности, немного проиграв лишь в длине изделия (что, однако, не было существенным из-за высокой достигнутой мощности БЧ и отказа от гигантских Х-45, под которые разрабатывался носитель Ту-160).

Кто-нибудь может оспорить или подтвердить? 8)
Записан

Lans

  • Гость

Да только Х-59М появилась после Х-55, собственно появление этой модификации и вызвано появлением созданного ранее для Х-55 ТРД (появилась возможность более полно реализовать возможности системы наведения)...
Скорее всего такая схема размещения ТРД на Х-55 вызвана компоновочными соображениями. Если посмотреть на компоновочную схемы то видно что место которое могло бы занимать сопло ТРД занято полезной нагрузкой в виде блоков СУ, рулевыми машинами и т.д.
Записан

carrey

  • Редактор
  • Ветеран
  • ******
  • Оффлайн Оффлайн
  • Сообщений: 1293

Боковые сопла не решат проблему компоновки? Т.е. вообще известны ли ракеты с ТРД и боковыми соплами?
Касаемо очерёдности, полагаю, что не всё так однозначно; скорее всего и 59-ые и 55-ые комплексы разрабатывались одновременно и достаточно долго... Сначала была отлажена гондольная схема на Х-59, потом пошёл в серию движок РДК-300, сразу определились куда и как его вешать, отработали на Х-55 и, наконец, прицепили тягачём к Х-59М.
Записан

Lans

  • Гость

А что вообще известно о процессе разработки Х-55? Какие например проблемыы возникали перед разработчиками и т.д. Вполне вероятно что подобные компоновочные решения прорабатывались, но по каким то соображениям выбрали данную схему...

На Х-59 нет ТРД.
Записан

carrey

  • Редактор
  • Ветеран
  • ******
  • Оффлайн Оффлайн
  • Сообщений: 1293

Перечитайте выше, на Х-59М стоит ТРД РДК-300.
Записан

Lans

  • Гость

Перечитайте выше, на Х-59М стоит ТРД РДК-300.

я в курсе   ;D Только РДК- это "коммерческий". А так это РД-95-300
я говорил о Х-59, применительно вот к этому -
Сначала была отлажена гондольная схема на Х-59
« Последнее редактирование: Апреля 16, 2010, 05:31:49 pm от Lans »
Записан

Lans

  • Гость

"...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 по простоте и 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...."
"...Для сокращения общей длины убирающими сделали и хвостовой кок, складывавшийся «гармошкой». Стягивавшая его нихромовая проволока при сбросе пережигалась электрическим импульсом, и кок расправлялся пружиной."
Записан

tramp

  • Молодой
  • **
  • Оффлайн Оффлайн
  • Сообщений: 63

На АБ Конструктор, ЕМНИП, говорил о том, что вопрос расчета и изготовления ВЗ для Х-35 представлял определенную проблему, в данном случае это посчитали недопустимым, дальности на порядок больше и сделали пилон. Кстати они же в одном своем патенте предложили располагать в этом отсеке эластичный бак, заполняемый топливом из самолетной топливной системы после выпуска двигателя в поток.
Записан

Дедок

  • Редактор
  • Ветеран
  • ******
  • Оффлайн Оффлайн
  • Сообщений: 870

     Ответ на вопрос, почему дв-ль вынесли из фузеляжа прост до безобразия.
     Перед конструкторами стояло две задачи: создать легкую, небольшую, но с наибольшей дальностью и максимальным полезным грузом ракету и второе - разместить их как можно больше в грузовом отсеке уже существующих самолетов.
     1. Если незнакомы с аэродинамикой, сравните истребители со стратегическими бомбардировщиками.  Первым нужна скорость - поэтому стоят мощные двигатели, жрущие массу топлива - истребитель представляет собой собственно двигатель (впереди воздухозаборник, затем компрессор, КС, турбина, сопло). Все остальное вокруг. Вторым нужна экономичность - все двигатели на пилонах.
     Как правильно заметили, воздухозаборник здесь работает с максимальным качеством. Весь тракт движения газа минимален и т.д. Воздухозаборники для ВРД не надо сравнивать с воздухоз-ми для ракетных двигателей, поэтому то, что допустимо (наружные, с длинным каналом) для РД, не годится для ВРД. Далее.
     Боковые сопла приводят к повороту потока, а значит, к дополнительным потерям тяги, что для данной задачи недопустимо. А здесь пространство за двигателем занято. Вывод один - ВРД надо выносить.
    2. Не было бы проблем в подвесном варианте. Но, изначально было задание разместить в грузовом отсеке ТУ-95. Далее, оглядываясь на америку, последовал приказ - ракет должно быть не меньше чем у противника. Вот и воткните пож-та 6 штук в отсек. Посмотрите внимательно на картинку - есть там место для двигателей?
Прочтите внимательно вышеприведенную статью: чтобы забраться в тесный отсек механику пришлось в 400 мороз работать закатав рукава рубашки!
   
Теперь во главу угла ставилась дальность и малозаметность полета, требовавшие высокого аэродинамического качества при минимальной массе и как можно большего запаса топлива при возможно более экономичной силовой установке.
    Задача осложнялась растущими аппетитами заказчика, требовавшего разместить на самолете-носителе, по крайней мере, не меньше ракет, чем могли нести ракетоносцы потенциального противника (для В-1 эта цифра оценивалась 16 ракетами ALCM). Обоснование диктовалось потребностью массирования удара при прорыве ПВО, жертвой которой стала бы часть дозвуковых и, в известной мере, уязвимых КР, но остальные в залпе достигли бы цели.
     Соответственно масса будущего изделия ограничивалась 1200 кг, из которых 2/3 приходилось на топливо. При требуемом числе ракет их размещение на носителе диктовало предельно компактные формы и делало необходимым складывание практически всех выступающих агрегатов - от крыла и оперения до двигателя и даже законцовки фюзеляжа (прежде опыт подобных решений на дубнинских авиационных ракетах не шел дальше складного нижнего киля и «пилотки» у Х-22).

Из "СОВЕТСКИЕ АВИАЦИОННЫЕ КРЫЛАТЫЕ РАКЕТЫ" В.Марковский, К.Перов

Про двигатель - отдельная песня. Не знаю, созданы ли новые малые ВРД с удельными характеристиками лучше, чем у ДТРД Р-95-300
Записан

Дедок

  • Редактор
  • Ветеран
  • ******
  • Оффлайн Оффлайн
  • Сообщений: 870

Двигатель Р-95-300

     Определяющим являлся вопрос выбора силовой установки. Наиболее подходящим по обеспечению основных летных характеристик, удельным расходам и продолжительности работы являлся малогабаритный двухконтурный ТРД с тягой порядка 300 кгс, однако двигателей такого класса в стране не было, и ранее задача их создания не стояла. Разработкой занялись несколько моторостроительных КБ - московское НПО «Союз», омское МКБ, куйбышевский НТК им.Н.Д.Кузнецова.
     Помимо ДТРД, предлагалась и винтовентиляторная установка с соосными толкающими винтами, однако это решение не нашло признания ввиду неотработанности и большого технического риска, притом еще и будучи малопригодным для ракет на внутренней подвеске с торчащими многочисленными лопастями винтов. По результатам испытаний наиболее приемлемым явился проект МНПО «Союз» (в разное время известного как «фирма» А.А.Микулина и С.К.Туманского).
     Разработанный под руководством главного конструктора О.Н. Фаворского малоразмерный двухконтурный одновальный турбореактивный двигатель (ДТРД) Р-95-300 с кольцевой камерой сгорания выглядел настоящей крохой рядом с другими двигателями фирмы, занимавшейся созданием силовых установок для боевых самолетов. Компрессор низкого давления — двухступенчатый вентилятор, компрессор высокого давления — семиступенчатый осевой компрессор. Маслосистема автономная.
     Р-95-300 развивал статическую взлетную тягу 300...350 кгс, обладая крайне небольшим поперечным размером в 315 мм при длине 850 мм. Принято считать, что в общем случае в силу конструктивных и технологических проблем малогабаритные ТРД в сравнении с полноразмерными двигателями отличаются намного худшими удельными данными, весовым совершенством и экономичностью. Однако у Р-95-300 при небольшой собственной массе 95 кг весовая отдача достигала впечатляющей цифры - 3,68 кгс/кг, на уровне ТРД боевых самолетов (так, с килограмма собственной массы двухвального ТРД Р-95Ш штурмовика Су-25 удается «снимать» 4,14 кгс тяги). Крохотный осевой компрессор Р95-300 со степенью двухконтурности, равной 2, обеспечил степень сжатия 8,5 (8,66 у штурмовика). Его удельный расход воздуха составляет лишь 0,785 кг/кгс х ч - значительно меньше, чем аналогичный параметр ТРД и ДТРД боевых самолетов (у Р-95Ш - 0,86 кг/кгс х ч, у НК-22 -0,96 кг/кгс х ч).
     Отличительной особенностью Р-95-300 являлась компактность устройства - все его узлы и оборудование скомпонованы в одном корпусе малого диаметра - «бочонке». Многие зарубежные двигатели этого класса, с целью удешевления и упрощения конструкции, способны выполнять чисто утилитарную функцию обеспечения одного режима с заданной тягой без возможности регулировки. Р-95-300 создавался с учетом достаточно широкого полетного диапазона, свойственного крылатым ракетам, с возможностью маневра по высоте и скорости. Регулировки тяги требовало также изменение массы ракеты в полете по мере выработки топлива, уменьшавшейся более чем вдвое. Для выполнения полетной программы и регулирования Р-95-300 оборудовался современной автоматической электронно-гидромеханической системой управления, реализующей набор необходимых функций — контрольных и «боевых», от запуска и регулировки тяги и расхода до остановки.
     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 мощностью 4 кВт. 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 «одноразовости», 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 боевое топливо Т-10 - децилин. Т-10 - высококалорийное и токсичное соединение, именно с этим топливом достигались максимальные характеристики ракеты. Особенностью Т-10 является его высокая текучесть, требующая особо тщательной герметизации и уплотнения всей топливной системы ракеты.
     Двигатель долгое время являлся секретным. После рассекречивания конверсионный вариант, предлагавшийся для легкомоторной авиации, выставлялся под наименованием РДК-300 (реактивный, коммерческий).

Записан
Страницы: [1] 2   Вверх