Межконтинентальная крылатая ракета Снарк

Ракета Snark

Межконтинентальная дозвуковая крылатая ракета. США, 1953-60 гг.

Работа над программой крылатых ракет большой дальности в США началась в 1946 году.

Изучив отечественные и зарубежные проекты ракетной техники, командование военно-воздушных сил Армии США в августе 1945 года выдало технические требования к перспективному оружию. Требовалось разработать крылатую ракету со скоростью полета порядка 600 миль в час (около 960 км/ч) и дальностью 5000 миль (8000 км) с возможностью несения боевой части весом 2 тыс. фунтов (около 900 кг).

В январе 1946 года компания Northrop Aircraft представила предварительный проект новой крылатой ракеты с иными характеристиками. Имеющиеся технологии позволяли построить ракету с дозвуковой скоростью и дальностью порядка 3000 миль (4800 км). Вскоре военные потребовали переделать проект в соответствии с новыми требованиями. Теперь следовало разработать два варианта крылатых ракет с разными характеристиками. Одна должна была иметь дозвуковую скорость и дальность 1500 миль (2400 км), другую следовало сделать сверхзвуковой с дальностью до 5000 миль. Полезная нагрузка обеих ракет задавалась на уровне 5000 фунтов (около 2300 кг).

В соответствии с новым распоряжением военных компания «Нортроп» начала работы по двум новым проектам. Дозвуковую ракету назвали MX-775A Snark, сверхзвуковую – MX-775B Boojum. Также на ранних стадиях проекта Snark применялось альтернативное обозначение SSM-A-3.

Однако в самом конце 46-го военное ведомство приняло решение о сокращении расходов, в том числе и за счет закрытия некоторых новых проектов. Обновленный оборонный бюджет подразумевал закрытие проекта MX-775A Snark, но позволял продолжить разработку MX-775B Boojum.

Руководителю авиастроительного предприятия удалось отстоять проект MX-775A. В начале 1947 года военные решили возобновить его разработку. Одновременно с этим было пересмотрено предыдущее решение относительно проекта MX-775B. Проект ракеты «Буджум», ввиду большой сложности, был переведен в категорию долгосрочных исследований.

Прототип новой крылатой ракеты «Снарк» получил фирменное обозначение N-25 (см. MX-775). Первые проверки летных характеристик предполагалось провести с использованием ракет проекта N-25.

Дальнейшее применение изделия N-25 или его использование в качестве основы для боевой работы не представлялось возможным. Еще в середине 1950 года ВВС обновили требования к перспективной ракете, которые потребовали серьезной переработки проекта. Военные потребовали увеличить вес полезной нагрузки до 3200 кг, обеспечить возможность кратковременного сверхзвукового броска для прорыва ПВО противника, а также повысить точность наведения. КВО на максимальной дальности не должно было превышать 500 м.

Для выполнения обновленных требований пришлось начать разработку нового проекта, получившего фирменное обозначение N-69A Super Snark. Эта ракета в целом основывалась на существующих наработках, однако отличалась от N-25 большими размерами, новым двигателем и другими агрегатами. Сохранился обтекаемый фюзеляж, вмещавший все необходимое оборудование, а также вновь было использовано высокорасположенное стреловидное крыло. Сохранилось и хвостовое оперение без стабилизатора. Управление по крену и тангажу теперь осуществлялось при помощи управляемых плоскостей крыла.

Проект N-69А, отличавшийся увеличенными размерами (длина 20,4 м) и более мощной силовой установкой. Последняя состояла из двух твердотопливных ускорителей фирмы «Аллегени Баллистикс» тягой по 58700 кгс и маршевого ТРД «Пратт энд Уитни» J52-P-17 тягой 5200 кгс. Стартовая масса ракеты превысила 22 тонны.>

Разработка нового варианта крылатой ракеты и изготовление опытных образцов велись довольно быстро. Уже 6 августа 1953 г. с полигона на мысе Канаверал стартовала первая N-69А. А вот дальше начались проблемы. До 21 июля 1954 г. стартовало семь крылатых ракет этого типа, но только два пуска признали удачными. 13 мая 1954 г. состоялся пуск последней ракеты N-69А, завершившийся катастрофой — ракета столкнулась с самолетом Т-33, с борта которого производилась киносъемка.

Большинство вскрывшихся при испытаниях N-69А недостатков были устранены в ракете N-69В, испытания которой начались 21 сентября 1954 г.

Ход тестов был успешным, что позволило дать добро испытаниям следующей модификации N-69С, снабженной имитатором боевой части. Первая такая ракета стартовала 10 февраля 1955 г.

Пуски показали крайне неудовлетворительную точность — ракета не могла выдерживать заданного угла пикирования и систематически «мазала». Из 17 запущенных N-69С лишь пять уложились в допустимые пределы КВО.

Последовавшие продувки в аэродинамической трубе показали недостаточную управляемость ракеты в условиях быстро меняющихся во время пикирования параметров полета (возрастание скорости и плотности атмосферы при уменьшении высоты). Поэтому конструкторы «Нортропа» предложили применить отделяемую боевую часть, которая падала бы на цель как обычная авиабомба. Основной корпус крылатой ракеты после отделения боевой части подрывался с помощью системы самоуничтожения (таким образом, планировалось создать значительное количество ложных целей, что затруднило бы перехват отделившейся боевой части).

Первая из десяти соответствующим образом модифицированных ракет N-69С стартовала 26 октября 1955 г., целиком подтвердив правильность решения.

Успешные результаты испытаний N-69С и положительный опыт эксплуатации ракет «Матадор» позволили в конце 1955 г. приступить к наиболее ответственному этапу отработки стратегической КР — испытаниям астроинерциальной системы наведения.

Существовавшие в то время аналоговые системы не обеспечивали такой точности, как современные цифровые, поэтому разработка инерциального устройства, обеспечивавшего отклонение от заданного курса не более нескольких километров на трассе полета длиной в 10000 км, было весьма сложной задачей.

Отработка астроинерциальной системы началась еще в январе 1948 года на земле, а в 1951-1958 гг. продолжилась в воздухе — на бомбардировщиках B-29 и B-45. Устройство астрокоррекции состояло из трех телескопов, фиксируемых на соответствующих звездах, и позволяло корректировать отклонение от курса до 120 км. Эта часть конструкции была одной из самых сложных и ненадежных, и подавляющее большинство отказов ракет было связано именно с блоком астровизирования. Существовала резервная система радиокомандного управления, применяемая лишь на небольших расстояниях.

К серийной конфигурации приблизился вариант N-69D, который оборудовался ТРД «Пратт энд Уитни» J57 и астроинерциальной системой наведения. Для увеличения дальности предусмотрели применение двух подвесных топливных баков. Первый самолет-снаряд N-69D, предназначенный для испытаний системы наведения при полетах на большую дальность, был запущен 26 ноября 1955 г. Много последующих стартов было провальными — система наведения отказывалась работать, как следует. КВО составляла 31,5 км — чересчур много даже для ракеты с термоядерной БЧ. Дошло до того, что 5 декабря 1956 г. одна из крылатых ракет вышла из-под контроля и исчезла где-то над просторами Бразилии. Ее обломки нашел местный крестьянин лишь в 1983 г.!

Постепенно конструкторам удалось доработать капризную астроинерциальную систему, доведя КВО до 7 км, и 1 октября 1957 г. пуск одной N-69D доверили военному стартовому расчету — без привлечения специалистов «Нортропа». 20 ноября пуск последней N-69D завершил цикл испытаний, и началась подготовка к принятию ракеты на вооружение. А еще 20 июня 1957 г. состоялся первый пуск ракеты N-69Е — эталона для серийного производства. После принятия на вооружение ракета получила индекс SM-62A.

Серийные ракеты комплектовались боевой частью W-39 (разработана на базе авиабомбы В39) мощностью 4 Мт и обладали «паспортной» КВО 2,4 км.

Конструкция крылатой ракеты Snark

Крылатая ракета «Снарк» представляла собой моноплан с высокорасположенным стреловидным крылом. Горизонтальное оперение отсутствует.

Органы управления — двухсекционные элевоны на крыльях и относительно небольшой руль направления на вертикальном хвостовом оперении.

Фюзеляж крылатой ракеты функционально делился на несколько частей и был выполнен из алюминиевых сплавов с включением стальных элементов. В носовой части размещалась боевая часть, выполненная отделяющейся от основной части корпуса.

Для поражения цели был предусмотрен следующий маневр — крылатая ракета, совершавшая полет на высоте 15,8 км (крейсерский потолок полета) со скоростью 0,9 М, на расстоянии 80,5 км от цели начинала ускоряться до скорости 0,94 М с набором высоты до 18,3 км. После завершения разгона происходил полет к цели, недалеко от которой происходило отделение головной части с помощью пироболтов и раскрытие на корпусе головной части специальных стабилизирующих поверхностей, после чего головная часть устремлялась к цели по баллистической траектории. В носовой же части фюзеляжа находилась и аппаратура для проверки автоматики подрыва боезаряда. Во время полета данная аппаратура проверяла автоматику подрыва по специальной тестовой программе дважды.

В центральной части фюзеляжа находились внутрифюзеляжные топливные баки, содержавшие стандартное для ВВС США того времени горючее — авиационный керосин JP-4. Помимо фюзеляжных топливных баков, горючее находилось и в двух сбрасываемых подкрыльевых топливных баках общей емкостью 2245 л. Баки, размещавшиеся на специальных малогабаритных подкрыльевых узлах подвески, находились под углами 4.5° к вертикальной плоскости и 2° к горизонтальной плоскости.

В хвостовой части размещалась силовая установка — турбореактивный двигатель J57-P-17 корпорации «Пратт энд Уитни» тягой 51,1 кН. Двигатель размещался в специальном обтекателе в нижнем отсеке хвостовой части. Обтекатель был снабжен воздухозаборником и выхлопным соплом для обеспечения работы двигателя. На начальном этапе полета включались и два твердотопливных ускорителя, установленных на специальных подвесных узлах в хвостовой части. Ускорители работали 4 секунды, после чего сбрасывались с целью уменьшения массы ракеты и снижения ее аэродинамического сопротивления.

В хвостовой части же размещалась и астроинерциальная система управления. Астроблок включал в себя три телескопа, прикрытых двумя заслонками. В случае прохождения полета по штатной программе астроблок включался в работу дважды. Допустимое в ходе полета отклонение ракеты от курса составляло 120,7 км в сторону от траектории полета. При таком отклонении система управления могла справиться с задачей возвращения ракеты на прежний курс. В ходе полета при необходимости система управления могла выдавать запрограммированные заранее команды на выполнение противозенитных маневров уклонения — до 8 отклонений на 90° от прежнего направления полета включительно

Для охлаждения находившейся в хвостовом отсеке электроники в нижней части вертикального оперения был предусмотрен небольшой воздухозаборник.

Общие сведения о пусках ракет Snark

В скобках указано количество пусков. Красным цветом выделены пуски, завершившиеся неудачей.

Пуски ракет Snark в хронологическом порядке

Красным цветом выделены ракеты, пуски которых завершились неудачей.