Размещено на http://www.allbest.ru/

Оглавление

Оглавление

Введение

1. Предварительные изыскания

1.1 Анализ прототипов

1.2 Современные требования к проектированию КР

1.2.1 Технические требования

1.2.2 Эксплуатационные требования

1.2.3 Тактические требования

1.3 Выбор аэродинамической схемы ЛА

1.3.1 Суммарная оценка снарядов различных схем

1.3.2 Выводы

1.4 Выбор геометрических параметров ЛА

1.5 Обоснование выбора типа старта

1.6 Выбор двигательной установки

1.7 Выбор материалов конструкции

1.8 Выбор способа управления

1.9 Выбор типа СУ и наведения ракеты на цель

1.10 Выбор типа расчетной траектории

1.11 Обоснование типа рулевого привода

1.12 Выбор типа БЧ

1.13 Предварительная компоновка ракеты

1.13.1 Схема электропитания

1.13.2 Носовая часть ракеты

1.13.3 Отсек БЧ

1.13.4 Баковый отсек

1.13.5 Отсек бортового оборудования

1.13.6 Отсек ДУ

2. Общее проектирование

2.1 Основные функции САПР ЛА

2.2 Расчет параметров траектории и облика ЛА в программе САПР 602

2.2.1 Задание на генерацию

2.2.2 Исходные данные

2.2.3 Программа

2.2.4 Результаты расчета

2.2.5 Расчет стартовой массы ЛА

2.2.6 Графики

3. Определение нагрузок, действующих на ЛА

3.1 Выбор расчетного режима

3.2 Исходные данные

3.2.1 Головная часть ракеты

3.2.2 Центральная часть ракеты

3.2.3 Несущие поверхности ракеты (крылья)

3.2.4 Органы управления ракеты (рули)

3.3 Координата центра давления ракеты

3.4 Определение силы лобового сопротивления ЛА

3.5 Определение изгибающих моментов, перерезывающих сил на корпус

3.6 Продольные нагрузки

4. Устойчивость и управляемость

4.1 Общая методика расчета устойчивости и балансировки

4.2 Определение потребной аэродинамической силы управления

5. Спецчасть и агрегат

5.1 Анализ механизмов раскладки крыла

5.1.1 Механизм раскладки крыла №1

5.1.2 Механизм раскладки крыла №2

5.1.3 Механизм раскладки крыла №3

5.1.4 Механизм раскладки крыла №4

5.1.5 Механизм раскладки крыла №5

5.1.6 Вывод

5.2 Цельноповоротное крыло с ВППОКр (винтовой привод поворота и опускания крыла)

5.2.1 Расчет геометрических параметров ВППОКр

5.2.2 Расчет нагрузок на крыло и ВППОКр при раскладке крыла

5.2.3 Динамический расчет нагрузок на крыло

5.2.4 Расчет элементов ВППОКр

5.2.4.1 Срез и изгиб пальцев винтового преобразователя

5.2.4.2 Кручение боковины винтовых цилиндров

6. Технологическая часть

6.1 Обоснование схемы членения ЛА

6.1.1 Технологические характеристики стыков

6.1.2 Выбор метода взаимозаменяемости по стыкам

6.1.3 Технологическая характеристика и выбор материалов для изготовления ЛА

6.2 Технологический процесс сварки

6.3 Требования к общей сборки изделия

6.4 Директивные указания на сборку

6.5 Этапы сборки

7. Охрана труда

7.1 Общие требования к охране труда

7.2 Требования к охране труда при проектировании ЛА

7.2.1 Допустимый уровень шума

7.2.2 Требования к параметрам микроклимата помещения

7.2.3 Эргономические требования

7.3 Расчет числа ламп в помещении

8. Экономическая часть

8.1 Методика расчета

8.1.1 Затраты на ОКР

8.1.2 Затраты на НИР

8.1.3 Отпускная цена ракеты

8.1.4 Отпускная цена двигателя

8.1.5 Затраты на топливо

8.1.6 Затраты на эксплуатацию

8.1.7 Расчет числа ЛА, необходимого для поражения цели

8.2 Исходные данные

8.3 Результаты расчета

8.4 Вывод

9. Список используемой литературы

Введение

Процесс создания современных КР является сложнейшей научно-технической задачей, которая решается совместно рядом научно-исследовательских, проектно-конструкторских и производственных коллективов. Можно выделить следующие основные этапы формирования КР: тактико-техническое задание, технические предложения, эскизное проектирование, рабочий проект, экспериментальная отработка, стендовые и натуральные испытания.

Работы по созданию современных образцов КР ведутся по следующим направлениям:

· увеличению дальности и скорости полёта до сверхзвуковой;

· использованию для наведения ракет комбинированных многоканальных систем обнаружения и самонаведения;

· снижению заметности ракет за счёт применения технологии «стелс»;

· повышению скрытности ракет путём уменьшения высоты полёта до предельных границ и усложнения траектории полёта на её конечном участке;

· оснащению бортовой аппаратуры ракет системой спутниковой навигации, которая определяет место нахождения ракеты с точностью до 10…..20 м;

· интегрированию ракет различного предназначения в единую ракетную систему морского, воздушного и наземного базирования.

Реализация перечисленных направлений достигается главным образом за счёт применения современных высоких технологий.

Технологический прорыв в авиастроении и ракетостроении, микроэлектроники и вычислительной техники, в разработке бортовых автоматических систем управления и искусственного интеллекта, двигательных установок и топлив, средств радиоэлектронной защиты и т.д. создал реальные разработки нового поколения КР и их комплексов. Стало возможным значительное увеличение дальности полёта как дозвуковых, так и сверхзвуковых КР, повышение избирательности и помехозащищённости бортовых систем автоматического управления с одновременным уменьшением (более чем в два раза) массогабаритных характеристик.

Крылатые ракеты подразделяются на две группы:

· наземного базирования;

· морского базирования.

К этой группе относятся ракеты стратегического и оперативно-тактического назначения с дальностью полёта от нескольких сот до нескольких тысяч километров, которые в отличие от баллистических ракет летят к цели в плотных слоях атмосферы и имеют для этого аэродинамические поверхности, создающие подъёмную силу. Такие ракеты предназначены для поражения важных стратегических целей (крупных административных и промышленных центров, аэродромов и стартовых позиций БР, военно-морских баз и портов, кораблей, крупных железнодорожных узлов и станций и т.п.).

Крылатые ракеты, способные запускаться с подводных лодок, надводных кораблей, наземных комплексов, самолётов, обеспечивают морским, наземным и воздушным силам исключительную гибкость.

Их основными преимуществами по сравнению с БР, являются:

· почти полная неуязвимость при внезапном ракетно-ядерном нападении противника благодаря мобильности базирования, тогда как места расположения пусковых шахт с БР часто заранее известны противнику;

· снижение по сравнению с БР затрат на выполнение боевой операции по поражению цели с заданной вероятностью;

· принципиальная возможность создания для КР усовершенствованной системы наведения, функционирующей автономно или использующей спутниковую навигационную систему. Эта система может обеспечить 100%-ную вероятность поражения цели, т.е. промах, близкий к нулю, что позволит сократить необходимое число ракет, а следовательно, и эксплуатационные затраты;

· возможность создания системы оружия, которая сможет решать как стратегические, так и тактические задачи;

· перспектива создания крылатых стратегических ракет нового поколения, имеющих ещё большую дальность, сверхзвуковые и гиперзвуковые скорости, допускающих перенацеливание в полёте.

На стратегических крылатых ракетах применяют, как правило, ядерные БЧ. На тактических вариантах этих ракет устанавливаются обычные БЧ. Например, на противокорабельных ракетах могут быть установлены БЧ проникающего, фугасного или фугасно-кумулятивного типа.

Система управления крылатых ракет существенно зависит от дальности полёта, траектории ракеты и радиолокационного контраста целей. Дальние ракеты обычно имеют комбинированные системы управления, например автономную (инерциальную, астроинерциальную) плюс самонаведение на конечном участке траектории. Пуск с наземной установки, подводной лодки, корабля требует применения ракетного ускорителя, который целесообразно отделять после выгорания топлива, поэтому крылатые ракеты наземного и морского базирования делаются двухступенчатыми. При пуске с самолёта-носителя ускоритель не требуется, так как имеется достаточная начальная скорость.В качестве ускорителя обычно применяют РДТТ. Выбор маршевого двигателя определяется требованиями малого удельного расхода топлива и большого времени полёта (десятки минут или даже несколько часов). Для ракет, скорость полёта которых сравнительно невелика (М<2), целесообразно применять ТРД как наиболее экономичные. Для дозвуковых скоростей () используют ТРДД малых тяг (до 3000 Н). При М>2 удельные расходы топлива ТРД и ПВРД становятся соизмеримыми и основную роль при выборе двигателя играют другие факторы: простота конструкции, малая масса и стоимость. В качестве топлива маршевых двигателей используются углеводородные топлива.

1. ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЕ ИЗЫСКАНИЯ

1.1 АНАЛИЗ ПРОТОТИПОВ

AGM-158 JASSM

Страна: США

Тип: Тактическая ракета большой дальности

В США в рамках программы JASSM (Joint Air to Surface Standoff Missile) корпорация Lockheed-Martin продолжает полномасштабную разработку управляемой ракеты (УР) AGM-158 класса "воздух - земля" большой дальности, которой планируется вооружать самолеты стратегической и тактической авиации ВВС и авиации ВМС США. Ракета предназначена для поражения как стационарных, так и мобильных целей (комплексов ПВО, бункеров, больших зданий, легкобронированных и небольших сильно защищенных объектов, мостов) в простых и сложных метеоусловиях, ночью и днем.

Ракета построена по нормальной аэродинамической схеме: низкоплан со складывающимся элевонами. В ее конструкции широко используются современные композиционные материалы на основе углеродных волокон. В качестве силовой установки применяется турбореактивный двигатель J402 с усовершенствованными компрессором и топливной системой. В составе комбинированной системы наведения наряду с тепловизионной ГСН (работает на конечном участке наведения) используется инерциальная система управления с коррекцией по данным КРНС NAVSTAR и программно-аппаратные средства автономного распознавания целей. В зависимости от типа цели будет применяться кассетная или унитарная боевая часть (БЧ). В настоящее время на ракете устанавливается бетонобойная БЧ J-1000. Для снаряжения кассетной боевой части, возможно, будут использованы боеприпасы BLU-97 GЕМ (комбинированного действия).

При пуске ракеты на большую дальность возникает проблема передачи информации о текущем местоположении ракеты. Эта информация необходима, в частности, для определения факта попадания УР в цель. Существующая конструкция включает передатчик (мощностью 25 Вт) типа BIA (Bomb Impact Assessment), обеспечивающий передачу данных на стратегический разведывательный самолет RC-135V и W со скоростью до 9 600 бит/с в диапазоне частот 391,7-398,3 МГц. Проблема, вероятнее всего, будет решена путем передачи данных с ракеты на самолет-ретранслятор через спутник.В ходе проходящих в настоящее время летных испытаний опытных образцов ракеты проверяется работоспособность двигателя и системы наведения. На основе полученных результатов были модернизированы система энергоснабжения, механизм раскрытия крыла и программное обеспечение. Для снижения аэродинамического сопротивления и улучшения маневренных характеристик предполагается также изменить форму управляющих поверхностей и местоположение приемника воздушного давления.

В качестве носителей данной ракеты будут использоваться стратегические бомбардировщики В-52Н (12 ракет), В-1В (24), В-2 (16), F-15E (три), а также тактические истребители F-16 С и D (две), F/A-18 (две), F-117 (две). В соответствии с текущими планами предусматривается закупить 4 000 ракет для ВВС и 700 для ВМС США при стоимости серийного образца около 400 тыс. долларов. Поступление новой УР на вооружение ожидается в 2002 - 2003 годах.

Вес, кг 1050

Вес БЧ, кг 450

Размах, м 2,70

Длина, м 4,26

Высота, м 0,45

Ширина, м 0,55

Дальность, км 350

Точность (КВО), м 3

Двигатель ТТРД

Тяга, кН 4.2

Самолет-носитель В-52Н, В-1В, В-2, F-15E, F-16 С и D, F/A-18, F-117

Х-101

стратегическая крылатая ракета

В конце 80-х годов начались работы над сверхзвуковой КР воздушного базирования (КРВБ) Х-90, однако после нескольких испытательных пусков программа была приостановлена. Вместо нее КБ «Радуга» к 1995 году была создана КРВБ Х-101 с значительно повышенной точностью стрельбы. Она является аналогом американской КР AGM-129 - малозаметной крылатой ракета большой дальности, предназначенной для несения ядерной или обычной боеголовки.

В октябре 1999 года прошли испытательные пуски новейших стратегических крылатых ракет Х-555, вслед за этим правительство приняло решение развернуть их серийное производство.

Ту-95МС могут нести до 8 КР Х-101 на внешней подвеске. 4 пилона с попарно подвешенными ракетами размещаются под крылом. Увеличенная длина ракет по сравнению с Х-55 делает невозможным их размещение во внутреннем отсеке Ту-95МС.

Модернизированные стратегические бомбардировщики Ту-160 будут нести по 12 ракет Х-101 в двух отсеках вооружения. Предполагается, что перевооружение Ту-160 этими ультрасовременными изделиями отечественной «оборонки» на порядок увеличит ударную мощь дальней авиации. Ведь Х-101 способна поражать цели на расстоянии до 5000 км с вероятным отклонением всего на 5-6 метров. С этой ракетой российские стратегические бомбардировщики смогут наносить скальпельные удары по ключевым военным объектам противника, не входя в зону поражения его средств противовоздушной обороны. Благодаря снижению радиолокационной заметности ракеты до сотых долей квадратного метра засечь ее практически невозможно.

Х-101 имеет изменяемый профиль полета (высоты от 30-70 м до 6000 м). Ракета оснащена оптоэлектронной системой коррекции траектории полета, а также телевизионной системой наведения на конечном участке полета. Это обеспечивает точность попадания в цель 12-20 м.

Ядерный вариант ракеты - Х-102.

Описание
Разработчик	МКБ «Радуга»
Обозначение	Х-101
Обозначение NATO	AS-?
Год	1999
Тип ГСН	оптоэлектронной система коррекции + ТВ
Геометрические и массовые характеристики
Длина, м
ЭПР, м2	0,01
Стартовый вес, кг	2200-2400
Тип боеголовки	обычная
Масса БЧ, кг	400
Силовая установка
Двигатель	ДТРД
Летные данные
Скорость, м/с	Крейсерская	190-200
	максимальная	250-270
КВО, м	12-20
Дальность пуска, км	5000-5500

AGM-129 ACM

Страна: США

Тип: Высокоточная стратегическая крылатая ракета

Полномасштабные работы по программе ACM (Advanced Cruise Missile) были начаты в 1983. Целью программы было создание стратегической высокоточной системы авиационного оружия, позволяющей уничтожать цели противника без захода самолета-носителя в зону ПВО противника. Первая ракета была поставлена в 1987. Контракты производство на ACM были заключены с компаниями General Dynamics и McDonnel-Douglas.

В конструкции ракеты, получившей обозначение AGM-129A, широко применена технология steath. Ракета имеет форму, наименее заметную для большинства РЛС, и специальное покрытие. Применение крыла обратной стреловидности также снижает радиолокационную заметность ракеты. Ракета оснащена ядерной боевой частью WA80 весом 200 кг. Максимальная дальность стрельбы 3000 км. Круговое вероятное отклонение менее 30 м. Система наведения инерциальная, в сочетании с корреляционной по рельефу местности. В ИНС используются лазерные гироскопы.

В 1993-1994 гг. ракета AGM-129A поступила на вооружение американских стратегических бомбардировщиков B-52H (12 КР), B-1B и B-2. Вместо ранее планировавшихся 1460 ракет, выпуск был ограничен 460.

Разработчик Длина, м Диаметр фюзеляжа, м Размах крыла, м Боевая часть Стартовый вес, кг Вес БЧ, кг Число двигателей Двигатель Тяга двигателя, кгс (кН) Макс. скорость на высоте, М Максимальная дальность, км КВО, м	General Dynamics 6,35 0,74= 3,12 W-80-1 (ядерная) 1250 200 1 ДТРД Williams International F112 332 <1 более 2400 менее 30

AGM-86C/D CALCM

Страна: США

Тип: Крылатая ракета

Крылатая ракета AGM-86 ALCM (Air-Launched Cruise Missile) является основным оружием большой дальности бомбардировщиков B-52H. С заменой ядерных боевых частей на обычные, AGM-86 остается очень важным оружием в в ближайшем обозримом будущем.

Началом создания ALCM было положено в январе 1968 г., когда ВВС США составили требования к ложной цели SCAD (Subsonic Cruise Aircraft Decoy). Носителями SCAD должны были стать бомбардировщики В-52 и В-1А. Данная ЛЦ должна была имитировать бомбардировщики на экранах РЛС для обеспечения прорыва вражеской ПВО. По существу, SCAD являлась модификацией ЛЦ ADM-20 Quail. В стадии ранней концепции стало ясно, что SCAD может быть снабжена небольшой ядерной БЧ, и название ЛЦ было изменено на Subsonic Cruise Armed Decoy. Полномасштабные работы были начаты в июне 1970 г. и ЛЦ было присвоено обозначение AGM-86A. В начале 70-ых ожидаемая стоимость радиоэлектронных систем SCAD достигла слишком больших значений. В июне 1973 г. разработка была прервана после того как стало ясно, что экономически более выгодно создать крылатую ракету без аппаратуры РЭБ.

Сразу после отмены программы SCAD, ВВС США начали новую программу крылатой ракеты большой дальности с ядерной боевой частью, используя наработки по SCAD. В сентябре 1974 г. фирма Боинг получила контракт на разработку новой ракеты, за которой было оставлено обозначение AGM-86A, т.к. фактически новая ALCM была той же SCAD, но с боевой частью. Длина AGM-86A равна 4,3 м., что позволяло использовать ее с тех же пусковых установок, что и AGM-69 SRAM. Первый испытательный запуск ракеты состоялся 5 марта 1976 г. на ракетном полигоне White Sands в штате Нью Мехико. В 9 сентября того же года был успешно произведен первый управляемый запуск, полет ракеты продлился 30 минут. ALCM оснастили инерциальной навигационной системой, работающей в комплексе с корреляционной системой следования контуру рельефа местности TERCOM (Terrain Contour Matching).

В ходе создания AGM-86A ВВС выдали требования к ракете увеличенной дальности (до 2400 км). Было два пути, по которым могли пойти разработчики для достижения такой дальности. Одним из них было использование внешних топливных баков, а другим - увеличение размеров ракеты (данный вариант получил обозначение ERV - extended range vehicle). Вариант ERV имел один недостаток - существующие пусковые установки ракет AGM-69 не могли быть использованы, и длинная ракеты не поместилась бы в бомбоотсеке бомбардировщика B-1A. ВВС приняли решение сначала принять AGM-86A на вооружение, а за тем заняться или установкой дополнительных внешних баков или вариантом ERV. В январе 1977 г., должно было начаться полномасштабное серийное производство AGM-86A, но этому не суждено было случиться, т.к. в 1977 г. наметилось решительное изменение в направлении программы ALCM. 30 июня 1977 г. президент Картер объявил о прекращении производства бомбардировщиков В-1А в пользу развития программы ALCM.

В рамках программы JCMP (Joint Cruise Missile Project - проект единой крылатой ракеты) ВВС и ВМФ направили свои усилия по созданию крылатых ракет на использование единой технологической базы. В то же время флот только что объявил ракету BGM-109 Tomahawk победителем в конкурсе по программе SLCM. Одним из последствий программы JCMP стало использование одинаковых двигателей F107 фирмы Williams и системы наведения TERCOM. Другим последствием стал отказ от AGM-86A малой дальности вместе с директивой выбора варианта ALCM большой дальности исходя из результатов конкурса между ракетами ERV ALCM (теперь AGM-86B) и авиационным вариантом AGM-109 Tomahawk. Первый запуск AGM-86B был произведен в 1979 г., а в марте 1980 г. AGM-86B была объявлена победителем. Через некоторое время было развернуто серийное производство, и в августе 1981 ракеты ALCM были приняты на вооружение бомбардировщиков B-52G/H.

Ракета AGM-86B оснащена одним турбореактивным двигателем F107-WR-100 или -101 и термоядерной боевой частью переменной мощности W-80-1. Крылья и рули складываются в фюзеляж и выпускаются через две секунды после запуска.

Инерциальная навигационная система ракеты Litton P-1000 до самого запуска получает обновленную информацию от бортовой ИНС В-52, а во время полета используется на начальном и маршевом участках полета. ИНС P-1000 состоит из ЭВМ, инерциальной платформы и барометрического высотомера, вес составляет 11 кг. Инерциальная платформа состоит из трех гироскопов для измерения угловых отклонений ракеты и трех акселерометров, определяющих ускорения этих отклонений. Р-1000 имеет уход от курса в пределах до 0,8 км. за час.

При полете на малой высоте на маршевом и конечном участках полета AGM-86B использует корреляционную подсистему AN/DPW-23 TERCOM, и состоит из ЭВМ, радиовысотомера и набора эталонных карт районов по маршруту полета. Ширина луча радиовысотомера 13-15°. Диапазон частот 4-8 ГГц. Принцип работы подсистемы TERCOM основан на сопоставлении рельефа местности конкретного района нахождения ракеты с эталонными картами рельефа местности по маршруту ее полета. Определение рельефа местности осуществляется путем сравнения данных радио- и барометрического высотомеров. Первый измеряет высоту до поверхности земли, а второй - относительно уровня моря. Информация об определенном рельефе местности в цифровой форме вводится в бортовой компьютер, где сопоставляется с данными о рельефе фактической местности и эталонных карт районов. Компьютер выдает сигналы коррекции для инерциальной подсистемы управления. Устойчивость работы TERCOM и необходимая точность определения места крылатой ракеты достигаются путем выбора оптимального числа и размеров ячеек, чем меньше их размеры, тем точнее отслеживается рельеф местности, а следовательно, и местоположение ракеты. Однако из-за ограниченного объема памяти бортового компьютера и малого времени для решения навигационной задачи, принят нормальный размер 120х120 м. Вся трасса полета крылатой ракеты над сушей разбивается на 64 района коррекции протяженностью по 7-8 км и шириной 48-2 км. Принятые количественные характеристики ячеек и районов коррекции, по заявлениям американских специалистов, обеспечивают вывод крылатой ракеты к цели даже при полете над равнинной местностью. Допустимая погрешность измерения высоты рельефа местности для надежной работы подсистемы TERCOM должна составлять 1 метр.

Исходя из разных источников, система наведения обеспечивает КВО 30-90 м. Бомбардировщики В-52Н оснащены роторными пусковыми установками CSRL (Common Strategic Rotary Launcher) и позволяют разместить на борту до 20 ракет AGM-86B - в бомбоотсеке 8 ракет на CSRL, и 12 ракет на двух пилонах под крыльями.

Всего до завершения производства в 1986 г. на заводах фирмы Боинг было выпущено более 1715 ракет AGM-86B.

В 1986 г. Боинг начала переоборудовать часть ракет AGM-86B к стандарту AGM-86C. Основным изменением является замена термоядерной БЧ на 900-кг осколочно-фугасную. Данная программа получила обозначение CALCM (Conventional ALCM). Ракеты AGM-86C оснастили приемником системы спутниковой навигации GPS и электронно-оптической корреляционной системой DSMAC (Digital Scene Matching Area Correlator), что существенно повысило точность ракеты (КВО снизилось до 10 м). В DSMAC используются цифровые "картины" предварительной отснятых районов местности по маршруту полета. Система начинает работать на конечном участке полета после последней коррекции по TERCOM. С помощью оптических датчиков производится осмотр районов, прилегающих к цели. Полученные изображения в цифровой форме вводятся в компьютер. Он сравнивает их с эталонными цифровыми "картинками" районов, заложенными в его память, и выдает корректирующие команды. При подлете к цели включается активная радиолокационная ГСН. В ее состав входят антены с устройством сканирования, приемопередатчик и блок обработки сигналов, а так же ответчик системы "свой-чужой". Для обеспечения помехозащищенности предусмотрена работа РСЛ на переменных частотах, изменяющихся по случайному закону.

В виду того, что CALCM тяжелее чем ALCM, дальность полета существенно снизилась. Во время операции "Буря в пустыне" и войны в Югославии ракеты AGM-86C получили успешное применение.

Изначальный вариант конфигурации AGM-86C имеет обозначение CALCM Block 0. Новый вариант Block I оснащен улучшенным электронным оборудованием и GPS-приемником, более тяжелой 1450-кг ОФ БЧ. Испытания ракеты были успешно проведен в 1996 г., после чего все существующие ракеты Block 0 были доработаны до Block I. Следующим вариантом стал Block IA, ориентированный на повышение точности на конечном участке полета. По расчетам КВО должно составлять 3 м. Работы по Block IA были начаты в 1998 г., а в январе 1991 г. первая CALCM Block IA была поставлена в ВВС. В настоящее время до варианта Block I/1A доработано около 300 ракет ALCM.

Для обучения и тренировки технического состава был создан учебно-тренировочный вариант DATM-86C, оснащенный учебной БЧ и силовой установкой.

В ноябре 2001 г. были проведены летные испытания крылатой ракеты AGM-86D Block II, оснащенной новой 540-кг проникающей БЧ AUP (Advanced Unitary Penetrator), предназначенной для поражения сильно укрепленных или находящихся глубоко под землей целей. Предполагается произвести около 200 ракет AGM-86D.



Длина, м 6,32

Диаметр, м 0,62

Размах, м 3,66

Вес, кг

AGM-86B 1450

AGM-86C Block I 1950

Скорость, км/ч 800

БЧ

AGM-86B термоядерная W-80-1, 5-150кT

AGM-86C Block I 1450 кг, ОФ

AGM-86D 540 кг, проникающая

Двигатель ДТРД F107-WR-101

Тяга двигателя, кН 2,7

Дальность, км

AGM-86B 2400

AGM-86C Block I 1200

Противокорабельная ракета "Tomahawk" BGM-109 B/E

Крылатая ракета "Tomahawk" создана в двух основных вариантах: стратегическом BGM-109А/С/D - для стрельбы по наземным объектам, и тактическом BGM-109B/E - для уничтожения надводных кораблей и судов. Все варианты благодаря модульному принципу построения отличаются друг от друга только головной частью, которая с помощью стыковочного узла присоединяется к среднему отсеку ракеты.

Противокорабельная ракета "Tomahawk" BGM-109 B/E, состоящая на вооружении ВМС США с 1983 года предназначена для стрельбы по крупным надводным целям на загоризонтных дальностях.

Состав

Она имеет модульную конструкцию, выполнена по самолетной схеме. Фюзеляж цилиндрической формы с оживальной головной частью состоит из шести отсеков, в которых расположены активная радиолокационная ГСН с обтекателем из стеклопластика, бортовая система управления, боевая часть, топливный бак, маршевый двигатель и приводы рулей управления. К последнему отсеку соосно с ракетой пристыковывается стартовый РДТТ. Все отсеки выполнены из алюминиевого сплава и снабжены элементами жесткости. Для уменьшения инфракрасного излучения корпус и аэродинамические поверхности имеют специальное покрытие.

На борту ракеты установлены активная радиолокационная головка самонаведения, инерциальная навигационная система, радиовысотомер и блок питания. ГСН массой около 34 кг способная для повышения помехоустойчивости в условиях радиоэлектронного противодействия изменять частоту излучения по произвольному закону. Инерциальная система массой 11 кг включает в себя бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ), автопилот (АП), состоящий из трех гироскопов для измерения угловых отклонений ракеты в системе координат и трех акселерометров для определения ускорений этих отклонений. Активный короткоимпульсный радиовысотомер (диапазон 4--8 ГГц) с шириной луча 13--15° имеет разрешающую способность по вертикали 5--10см, по горизонтали 15см.

Фугасная боевая часть оснащена контактным взрывателем с замедлением и позволяет для достижения наибольшего поражающего эффекта осуществлять подрыв БЧ внутри корабля.

Специально для ракеты "Tomahawk" был разработан малогабаритный турбореактивный двухконтурный двигатель Williams International F107-WR-402 с низкой степенью сжатия и осевым двухступенчатым вентилятором. Его высокие эксплуатационные характеристики позволяют длительное время поддерживать околозвуковую крейсерскую скорость полета (0.7М).

Стартовый РДТТ развивает тягу до 3700кгс и через 10--13с после пуска из-под воды или с корабельной пусковой установки (ПУ) обеспечивает вывод ракеты на управляемый участок полета. Отделение ускорителя от ракеты происходит с помощью разрывных болтов после полного выгорания топлива.

Пуск ПКР "Tomahawk" осуществляется с палубных пусковых установок, штатных торпедных аппаратов (ТА) или из вертикально расположенных ракетных контейнеров. Концепция вертикального старта ПКР с надводных кораблей является основной в развитии техники пуска этого оружия, поэтому основными штатными ПУ являются универсальные установки типа Мк41, способные обеспечивать пуск управляемых ракет "Tomahawk", "Standard" и противолодочных ракет "Asroc-VLA".

Один из вариантов переоборудования надводных кораблей в носители ракет -- оснащение их унифицированными счетверенными ПУ Мк143. Эти ПУ предназначены для хранения и пуска ракет "Tomahawk" и "Harpoon". При этом в одной ПУ может размещаться по четыре КР "Tomahawk" или "Harpoon" либо по две ракеты каждого типа. Перед их пуском ПУ с помощью гидравлической системы устанавливается под углом 35° по отношению к палубе. Бронированный кожух защищает ракеты от осколков и механических повреждений, а также личный состав при случайном (аварийном) срабатывании стартового ускорителя.

На подводных лодках ракета находится в стальной капсуле, заполненной азотом. Газовая среда под небольшим избыточным давлением обеспечивает хранение ракеты в течение 30 месяцев. Капсула загружается в ТА как обычная торпеда. При подготовке к пуску вода заполняет ТА, а через специальные отверстия также и капсулу. Это приводит к выравниванию внутреннего и наружного давления, соответствующего глубине пуска 15--20м. После этого открывается крышка ТА, и ракета с помощью гидравлической системы выстреливается из капсулы, которая затем удаляется из аппарата. При достижении ракетой безопасного для стреляющей подводной лодки расстояния с помощью 12-метрового фала происходит запуск ускорителя, обеспечивающего за время около 5с прохождение подводного участка траектории. Включение стартового РДТТ под водой сильно демаскирует подводную лодку, особенно по акустическому полю. Подготовка к пуску из ТА занимает около 20 мин. Создана конструкция капсулы из упрочненного графитовым волокном стеклопластика, в результате чего ее масса уменьшилась на 180--230 кг.

Одной из трудностей боевого применения противокорабельных ракет является отсутствие надлежащих технических средств обнаружения надводного корабля противника и целеуказания, так как стрельба ведется на большую (загоризонтную) дальность. Для решения этой проблемы в США разработана автоматизированная система "Outlaw Shark" для загоризонтного целеуказания противокорабельной КР с использованием патрульных вертолетов и палубных самолетов. При этом данные о цели, находящейся за горизонтом, поступают от различных средств в реальном масштабе времени в ЭВМ корабля-носителя КР. Обработав их, ЭВМ выдает в счетно-решающее устройство КР целеуказание, а также информацию о других кораблях, находящихся вблизи траектории полета ракеты.

Тактико-технические характеристики

Дальность стрельбы,км 550

Скорость полета максимальная, км/час 1200

Скорость полета средняя, км/час 885

Длина ракеты , м 6.25

Диаметр корпуса ракеты, м 0.53

Размах крыльев , м 2.62

Стартовый вес ,кг 1205

Боевая часть

Тип фугасная

Вес,кг 454

Маршевый двигатель

Вес сухого двигателя, кг 58.5

Вес топлива, кг 135

Тяга, кг 300

Удельная масса двигателя, кг/кгс 0.22

Длина, мм 800

Диаметр, мм 305

Х-59МК Овод-МК

Страна: Россия

Тип: Тактический ракетный комплекс

Одной из сенсаций МАКС-2001 стала новая управляемая Х-59МК, разработанная ФГУП МКБ "Радуга" (г. Дубна, Московской области). Она спроектирована на базе широко известной ракеты Х-59М, которая является основным оружием фронтовой авиации для поражения особо важных наземных целей. В отличие от прародителя, оснащенного телевизионно-командной системой наведения, Х-59МК несет активную радиолокационную головку самонаведения. Замена стартового ускорителя на топливный бак позволила увеличить дальность полета со 115 до 285 км. К недостаткам ракеты относится дозвуковая скорость полета, к достоинствам - отработанность базового варианта, мощная - 320 кг - боевая часть (БЧ) и меньшая, чем у сверхзвуковых систем, стоимость.

По оценке специалистов "Радуги", вероятность попадания в крейсер или эсминец составляет 0,9-0,96, в катер - 0,7-0,93. При этом, для поражения катера достаточно одной ракеты, а расчетное среднее число попаданий для уничтожения крейсера или эсминца составляет, соответственно, 1,8 и 1,3.

Х-59МК прошла наземные испытания и будет запущена в производство в случае появления интереса к ней со стороны инозаказчиков. Последнее весьма вероятно, поскольку исходной системой - Х-59М - вооружаются истребители семейства Су-27, поставляемые в Китай и Индию. Х-59МК имеет сравнительно небольшую массу - 930 кг, что позволяет подвешивать на истребитель Су-27 до 5 таких ракет.

Разработчик МКБ "Радуга"

Изготовитель Смоленский авиационный завод

Макс. дальность пуска, км 285

Система наведения активная радиолокационная

Вес ракеты, кг 930

Вес БЧ, кг 320

Тип БЧ проникающая

Стратегическая крылатая ракета Х-55 (РКВ-500)

Х-55 - дозвуковая малогабаритная стратегическая крылатая ракета, совершающая полет с огибанием рельефа местности на малой высоте, предназначена для использования против важных стратегических обьектов противника с заранее разведанными координатами.

Ракета разработана в НПО "Радуга" под руководством генерального конструктора И.С.Селезнёва в соответствии с постановлением СМ СССР от 8 декабря 1976г. Проектирование новой ракеты сопровождалось решением массы проблем. Большая дальность полета и малозаметность, требовали высокого аэродинамического качества при минимальной массе и большого запаса топлива при экономичной силовой установке. 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 законцовки фюзеляжа. В результате был создан оригинальный летательный аппарат со складывающимися крылом и оперением, а также с двухконтурным турбореактивным двигателем, размещающимся внутри фюзеляжа и выдвигаемым вниз перед отцепкой ракеты от самолета.

В 1983 году за создание и освоение производства Х-55 большая группа работников МКБ "Радуга" и Дубнинского машиностроительного заводе удостоена Ленинской и Государственной премий.

В марте 1978г. было начато развертывание производства Х-55 на Харьковском авиапромышленном объединении (ХАПО). Первая серийная ракета, изготовленная на ХАПО, была передана заказчику 14 декабря 1980г. В 1986 году производство было передано на Кировский машиностроительный завод. Производство агрегатов Х-55 было развернуто также на Смоленском авиазаводе. Развивая удачную конструкцию МКБ "Радуга" разработало в дальнейшем ряд модификаций базовой Х-55 (изделие 120), среди которых можно отметить Х-55СМ с увеличенной дальностью (принята на вооружение в 1987году) и Х-555 с неядерной боевой частью и улучшенной системой наведения.

Носителями КР Х-55 являются самолеты стратегической авиации - Ту-95МС и Ту-160.

На западе ракета Х-55 получила обозначение AS-15 "Kent".

Состав

Х-55 выполнена по нормальной аэродинамической схеме с прямым крылом относительно большого удлинения. (см. проекции сбоку , сверху , снизу ) Оперение цельноповоротное. В транспортном положении крыло и мотогондола убираются в фюзеляж, а оперение складывается (см.компоновочную схему).

Двухконтурный турбореактивный двигатель Р-95-300, разработанный под руководством гл.конструктора О.Н.Фаворского, расположен на выдвижном подфюзеляжном пилоне. Р95-300 развивает статическую взлетную тягу 300..350 кгс, обладая поперечным размером в 315мм и длиной 850мм. При собственной массе 95кг весовая отдача Р-95-300 составляет 3.68кгс/кг - на уровне ТРД современных боевых самолетов. Р-95-300 создавался с учетом достаточно широкого полетного диапазона, свойственного крылатым ракетам, с возможностью маневра по высоте и скорости. Запуск двигателя осуществляется пиростартером, размещённым в хвостовом коке ротора. В полёте при выпуске мотогондолы для снижения сопротивления происходит удлинение хвостового кока фюзеляжа (кок выдвигается при помощи пружины, удерживаемой в натянутом состоянии нихромовой проволокой, которая пережигается электрическим импульсом). Для выполнения полетной программы и регулирования Р-95-300 оборудован современной автоматической электронно-гидромеханической системой управления. Помимо обычных сортов топлива (авиационного керосина Т-1, ТС-1 и других) для Р-95-300 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.

Потребность в размещении значительного запаса топлива при ограниченных размерах привела к организации всего фюзеляжа Х-55 в виде бака, внутри которого в герметичных проемах размещаются крыло, боевая часть, арматура и ряд других агрегатов. Плоскости крыла складываются в фюзеляж, помещаясь одна над другой. При выпуске плоскости оказываются на разной высоте относительно строительной горизонтали изделия, фиксируясь с разными углами установки, из-за чего в полетной конфигурации Х-55 становится асимметричной. Складным выполнено и хвостовое оперение, все поверхности которого являются рулевыми, причем консоли шарнирно ломаются дважды. Фюзеляж ракеты выполнен полностью сварным из сплава АМГ-6.

В конструкции ракеты реализованы мероприятия по снижению радиолокационной и тепловой заметности. За счет небольшого миделя и чистоты обводов, ракета имеет минимальную ЭПР, что затрудняет ее обнаружение средствами ПВО. Поверхность корпуса не имеет контрастных щелей и острых кромок, двигатель укрыт фюзеляжем, широко использованы конструкционные и радиопоглощающие материалы. Обшивка носовой части фюзеляжа, крыла и оперения изготовлена из специальных радиопоглощающих материалов на основе кремнийорганического композита.

Система наведения ракеты является одним из существенных отличий данной крылатой ракеты от предшествующих систем авиационного оружия. Ракета использует инерциальную систему наведения с коррекцией местоположения по рельефу местности. Цифровая карта местности, вводится в бортовую вычислительную машину перед пуском. Система управления обеспечивает длительный автономный полет ракеты Х-55 независимо от протяженности, погодных условий и т.д. Обычный автопилот на Х-55 заменила электронная бортовая система управления БСУ-55, отрабатывавшая заданную программу полета со стабилизацией ракеты по трем осям, удержанием скоростного и высотного режима и возможностью выполнения заданных маневров для уклонения от перехвата. Основным режимом являлся проход маршрута на предельно малых высотах (50-100м) с огибанием рельефа, на скорости порядка M=0.5-0.7, соответствующей наиболее экономичному режиму.

Х-55 оснащена вновь разработанной компактной термоядерной БЧ с зарядом мощностью 200Кт. При заданной точности (КВО не более 100м), мощность заряда обеспечивала поражение основных целей - стратегических центров государственного и военного управления, военно-промышленных объектов, баз ядерного оружия, пусковых ракетных установок, включая защищенные объекты и укрытия.

Носителями ракеты являются дальние бомбардировщики ТУ-95МС и Ту-160. Каждый бомбардировщик Ту-95МС-6 может нести до шести ракет , расположенных на пусковой барабанной установке МКУ-6-5 катапультного типа в грузоотсеке самолета (см. фото). Вариант Ту-95МС-16 несет шестнадцать Х-55: шесть на МКУ-6-5, по две на внутренних подкрыльевых катапультных установках АКУ-2 у фюзеляжа и по три - на внешних установках АКУ-3, размещенных между двигателями. В двух грузоотсеках сверхзвукового Ту-160 может располагаться 12 крылатых ракет большой дальности Х-55СМ (с дополнительными баками) или 24 обычных крылатых ракеты Х-55.

Модификации ракеты:

Х-55ОК (изделие 121) отличается системой наведения с оптическим коррелятором по эталонному изображению местности.

Модификация Х-55СМ (изделие 125) предназначена для поражения целей на удалении до 3500км. Система наведения осталась прежней, однако значительное повышение дальности потребовало почти полуторакратного увеличения запаса топлива. Чтобы не менять отработанную конструкцию по бокам фюзеляжа снизу оборудовали конформные баки на 260кг топлива, практически не повлиявшие на аэродинамику и балансировку ракеты. Такая конструкция позволила сохранить габариты и возможность размещения шести ракет на МКУ внутри фюзеляжа. Однако возросшая до 1465кг масса вынудила ограничить число ракет на подкрыльевых подвесах ТУ-95МС (может подвешиваться восемь Х-55СМ вместо десяти Х-55).

Неядерный вариант Х-55 получил обозначение Х-555. Новая ракета оснащается инерциально-допплеровской системой наведения, сочетающей коррекцию по рельефу местности с оптико-электронным коррелятором и спутниковой навигацией. В результате КВО составило около 20м. Предусматривается возможность снаряжения Х-555 несколькими типами БЧ: фугасной, проникающей - для поражения защищенных целей или кассетной с осколочными, фугасными или кумулятивными элементами для удара по площадным и протяженным целям. В связи с увеличением массы БЧ был уменьшен запас топлива и соответственно дальность полета до 2000км. В конечном счете более массивная БЧ и новая аппаратура управления привели к увеличению стартовой массы Х-555 до 1280кг. Х-555 оснащается конформными подвесными баками на 220кг топлива.

Х-65 - тактическая противокорабельная модификация Х-55 с обычной боеголовкой.

Тактико-технические характеристики

Длина, м

- Х-55СМ 6.040

- Х-55 5.880

Диаметр корпуса,м

- Х-55СМ 0.77

- Х-55 0.514

Размах крыльев, м 3.10

Стартовый вес,кг

- Х-55СМ 1465

- Х-55 1185

- Х-555 1280

Мощность боевой части, кт 200

Масса боевой части, кг 410

Дальность полета,км

- Х-55СМ 3500

- Х-55 2500

Скорость полета ,м/с 260

Высота полета на маршевом участке траектории, м 40-110

Высота пуска, м 20-12000

Диапазон скоростей самолёта-носителя, км/ч 540-1050

Испытания, эксплуатация

Первый полет опытного самолета-носителя Ту-95М-55 (ВМ-021) состоялся 31 июля 1978г. Всего на этой машине к началу 1982г. было выполнено 107 полетов и произведены пуски десяти Х-55. Самолет был потерян в катастрофе 28 января 1982г. на взлете из Жуковского из-за ошибки пилота.

Испытания Х-55 шли весьма интенсивно, чему способствовала тщательная предварительная отработка системы управления на моделирующих стендах НИИАС. В ходе первого этапа испытаний было проведено 12 пусков, лишь один из которых завершился неудачей из-за отказа генератора энергосистемы. Помимо собственно ракеты, доводилась система управления оружием, с борта носителя осуществлявшая ввод полетного задания и выставку гироинерциальных платформ ракеты.

Первый пуск серийной Х-55 был произведен 23 февраля 1981г. 3 сентября 1981г. был произведен первый зачетный пуск с первой серийной машины Ту-95МС. Испытания комплекса проводились на трассово-измерительном комплексе полигона 929-го ЛИЦ. Испытательные пуски Х-55 выполнялись практически во всем диапазоне полетных режимов носителя с высот от 200м до 10км. Запуск двигателя выполнялся надежно, скорость на маршруте, регулируемая в зависимости от снижения веса при выработке топлива, выдерживалась в диапазоне 720-830км/ч. При заданной величине КВО не более 100м в ряде пусков достигалось отклонение всего 20-30м.

Первыми к освоению нового комплекса приступили в семипалатинском 1223-м ТБАП, куда 17 декабря 1982г. прибыли два новых Ту-95МС. С 1984г. переучиванию на Ту-95МС приступил соседний 1226-й ТБАП той же семипалатинской 79-й ТБАД. Одновременно шло оснащение Ту-95МС полков ДА в европейской части СССР - 1006 ТБАП в Узине под Киевом и 182-го гв. ТБАП в Моздоке, входившего в 106-ю ТБАД. В дивизии были сосредоточены более совершенные Ту-95МС-16. Первые Ту-160 поступили в апреле 1987г. в 184-й гв.ТБАП, находившийся в Прилуках на Украине. Уже через три месяца 1 августа 1987г. экипаж командира полка В.Гребенникова первым выполнил пуск Х-55.

После распада СССР большая часть ракет Х-55 и их самолетов-носителей осталась за пределами России, в частности,в Казахстане и на Украине, где находилось, соответственно, 40 Ту-95МС в Семипалатинске, 25 в Узине и 21 Ту-160 в Прилуках. Вместе с самолетами на украинских базах оставалось 1068 ракет Х-55. С Казахстаном удалось договориться достаточно быстро, обменяв тяжелые бомбардировщики на предложенные российской стороной истребители и штурмовики. К 19 февраля 1994г. все ТУ-95МС были перегнаны на дальневосточные аэродромы, где ими были оснащены 182-й и 79-й ТБАП. Переговоры с Украиной тянулись долго. В конечном итоге в счет долгов за газ украинской стороной были переданы три ТУ-95МС и восемь Ту-160, перелетевшие в Энгельс в феврале 2000г. В конце 1999 г. 575 крылатых ракет воздушного базирования Х-55 и Х-55СМ также было доставлено из Украины в Россию.

В российских ВВС все силы ДА объединены в 37-ю ВА. В ее составе к июлю 2001г. находились 63 самолета Ту-95МС с числящимися за ними 504 ракетами Х-55, а также 15 Ту-160. Первый практический пуск Х-55СМ с борта Ту-160 был выполнен экипажем полковника А.Д.Жихарева 22 октября 1992г. В июне 1994г. четыре Ту-95МС и Ту-160 принимали участие в учениях СЯС России, отработав тактические пуски над Северным морем и затем выполнив реальную стрельбу Х-55СМ на полигоне. В сентябре 1998г. группой из четырех Ту-95МС 184-го ТБАП были произведены пуски Х-55 в районе полигона Северного флота Чижа, откуда ракеты прошли 1500км до цели.

В ходе учений "Запад-99"" в июне 1999г. пара Ту-95МС из Энгельса выполнила 15-часовой полет, дойдя до Исландии, и на обратном пути произвела пуск Х-55 по учебной цели в районе Каспия. В октябре 2002г. экипаж Ту-160 полковника Ю.Дейнеко в ночном полете прошел маршрутом над приполярными районами, выполнив практический пуск Х-55СМ. 14 мая 2003г. четверка Ту-95МС и шесть Ту-160 участвовали в учениях, охватывавших район Персидского залива и Индийского океана. Пуски Х-55 с борта Ту-95МС проводились и в ходе стратегической командной тренировки наземных, морских и воздушных СЯС в феврале 2004г.

Х-65

Страна: Россия

Тип: Тактическая крылатая ракета

В середине 1980-х гг.в МКБ LРадуга¬ на базе КРВБ Х-55 была создана крылатая ракета, оснащенная обычной боевой частью (фугасной или кассетной). Она получила обозначение Х-65.

Ее летно-технические данные впервые были представлены на Московском авиашоу в 1992. Сама Х-65 была показана впервые в 1993 (в феврале - Абу-Даби, а в сентябре - в Жуковском и Нижнем Новгороде).

Ракета Х-65 может применяться как со стратегических бомбардировщиков Ту-95 и Ту-160, так и с истребителей-бомбардировщиков, соответственно с роторных пусковых устройств типа МКУ-6-5 или ординарных балочных пусковых устройств. Пуск Х-65 может производится с высоты до 12 км при скорости самолета-носителя 540-1050 км/ч. Система управления Х-65 инерциальная с коррекцией по рельефу местности. Ракета Х-65 проходила испытания с конца 80-х гг., но данных об ее принятии на вооружение нет.

Для поражения надводных кораблей с эффективной поверхностью рассеивания 300 м2 в условиях сильного электронного противодействия на базе Х-55 создана противокорабельная ракета Х-65СЭ. По своим характеристикам она отличается от Х-65 лишь дальностью стрельбы (250 км при запуске на малых и 280 км - на больших высотах) и системой управления. Боевая часть ракеты кумулятивно-фугасная весом 410 кг.

Самолет-носитель (Ту-22М3 или другой) может осуществить пуск ракеты Х-65СЭ с высоты от 0,1 до 12 км со скоростью 540-1050 км/ч по морской цели, координаты которой известны лишь ориентировочно. Пуск ракеты осуществляется по принципу выстрелил и забыл. В заданный район ракета летит на малой высоте, управляясь инерциальной системой наведения. В предполагаемом месте нахождения цели ракета увеличивает высоту полета и начинает барражировать, включив бортовую активную радиолокационную головку самонаведения, пока не захватит цель.

Ракета Х-65СЭ экспонировалась на выставке МАКС-97. Данных о принятии ее на вооружение нет.



Характеристики:

Разработчик МКБ Радуга

Год

Х-65 середина 80-х

Х-65СЕ 1992

Тип ГСН 115

Х-65 инерциальная + коррекция по местности

Х-65СЕ инерциальная + активная радиолокационная

Длина, м 6,04

Размах крыла, м 3,1

Диаметр корпуса, м 0,514

Стартовый вес, кг 1250

Тип боеголовки

Х-65 фугасная или кассетная

Х-65СЕ фугасно-кумулятивная

Масса БЧ, кг 410

Двигатель ДТРД

Скорость, км/ч (м/с; М) 840 (260; 0,77)

Скорость пуска, км/ч 540 - 1050

Высота пуска, м 100-12000

Дальность пуска, км -

Х-65 500-600

Х-65СЕ 250-280

Высота полёта на маршевом участке траектории, м 40-110



Рассмотрев и проанализировав все представленные выше ракеты, в качестве прототипа выбираем противокорабельную ракету "Tomahawk" BGM-109 B/E.

1.2 СОВРЕМЕННЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К ПРОЕКТИРОВАНИЮ КРЫЛАТЫХ РАКЕТ

Высокая эффективность современных систем ПВО меняет требования к КР. Вернее, чтобы быть эффективным оружием, КР должны иметь только хорошие аэродинамические характеристики, минимальный стартовый вес, небольшой удельный расход топлива. Однако оборонные системы ставят ряд новых требований. В настоящее время малая эффективная поверхность рассеивания имеет такое же значение, как высокие летные характеристики.

Проектирование сложной новой техники, какой является КР - процесс многозначный и весьма неопределённый: это путь перехода от достигнутых знаний, с чего начинается проектирование к созданию ещё не существующего объекта на основе задания на проектирование и новых технических решений. Можно с уверенностью утверждать, что такой процесс жёстко запрограммировать и очень конкретно описать невозможно. Однако возможно методологическое описание проектирования, т.е. изложение концепции, основных принципов и особенностей процесса.

При формировании общих подходов к проектированию естественным желанием конструктора является стремление, возможно полно учесть все факторы, определяющие облик будущей техники. Этому требованию полноты можно удовлетворить лишь в рамках иерархи ческой структуры принципов, верхний уровень которой содержит небольшое число наиболее общих основополагающих принципов, имеющих отношение к самым различным видам технических систем. На мой взгляд таких принципов три.

Первый принцип отражает главный источник нового качества техники, средство и основное направление достижения цели. Традиционный подход сравнительно слабо связан с внедрением нововведений. Он тяготеет к проектированию по прототипу, т.е. «от достигнутого» путём обновления техники на основе последовательного незначительного улучшения конструкции, но современным воззрениям, коренное повышение качество технических систем можно получить лишь на основе внедрения результатов научно-технического прогресса, т.е. при использовании новых идей и высокопроизводительных технологий, реализующих критерий «максимум результата при минимуме затрат».

История развития техники показывает, что первый образец принципиально нового устройства обычно создаётся в условиях неполной изученности его свойств. Поэтому параметры такого объекта, как правило не оптимальны и имеются значительные резервы для улучшения. С началом эксплуатации объекта начинается процесс устранения его недостатков, улучшение показателей качества. Совершенствование осуществляется за счёт оптимизации конструктивных параметров, изменения конструктивных и технологических решений отдельных частей объекта. Улучшению показателей качества способствуют рост общего научно-технического потенциала промышленности и развитие технологии производства. Совершенствование объекта продолжается до тех пор, пока не будут получены глобально оптимальные значения параметров для данной структуры объекта, когда дальнейшее улучшение показателей качества становится невозможным.