Авиация и космонавтика 2007 07
2. Предъявленный последующий этап развития системы М- 52К с двигателями М- 16-17Б с взлётным весом 248 000 кгс и двумя стартовыми ускорителями с тягой по 17 т каждый и дополнительной, сбрасываемой третьей стойкой шасси, обеспечивает практический радиус полёта в 4 000 км, но и в этом случае выход на сверхзвуковой режим обеспечивается на тех же удалениях, что и при полёте с дозаправкой».
Тем временем инженерно-авиационная служба авиации флотов в течение ряда лет продолжала совершенствовать явно бесперспективную систему "Комета". Для увеличения вероятности дохода ракет высоту их пуска понизили с 4000 до 2000 м. Предварительно угол отклонения рулей ракеты уменьшили на 2 град, что понизило траекторию на 140 м, упростив процесс взятия КР на автосопровождение. Пуски, произведенные с высот 2 000 м обеспечили 60 % прямых попаданий в цель.
Оставался ещё один, как казалось, вполне реальный резерв повышения возможностей системы "Комета" – увеличить высоту пуска КР. Но и на этом пути возникли затруднения: первое состояло в том, двигатель КР на высотах свыше 4500 м запускался с трудом.
Недостаток преодолели, увеличив давление топлива в пусковых форсунках. Второе связано непосредственно с безопасностью. Оказалось, что при пусках с высот свыше 6 000 м ракета КС, управляемая программным механизмом настолько близко проходит от самолёта, что создаётся угроза столкновения. Но решающим было то, что выявилась тактическая нецелесообразность применения ракет КС с больших высот, поскольку в процессе наведения самолёт входил в зону поражения корабельных средств ПВО.
Несмотря на доработки ракеты КС наиболее устойчиво наводились на цель при скорости самолёта-носителя до 420 км/ч. Эту скорость существенно ограничивала необходимость выдвижения за обводы фюзеляжа антенны станции наведения с обтекателем.
К 1961 г. ракетная система "Комета" состояла на вооружении пяти частей морской авиации: 9-го мтап авиации СФ; 5-го и 124-го мтап авиации ЧФ; 49-го и 568-го мтап авиации ТОФ.
Тем временем шло совершенствование системы К-10. С 5 сентября 1959 г. по 5 ноября 1960 г. проводилась отладка системы управления ракетой с использованием самолётов МиГ-19СМК по кораблям ЧФ
Система поступила на государственные испытания, в ходе которых было выполнено 184 полёта с пуском 20 ракет К-10С с серийной аппаратурой. В цель попали десять КР; у шести зафиксирован не доход из-за отказов; у двух был тот же результат вследствие конструктивно-производственных дефектов; две КР не попали в це ль из-за сложных условий на полигоне и ошибки экипажа. Несмотря на возражения изготовителей в Акте по результатам испытаний записали, что техническая исправность комплекса составляет 0,55. Представители промышленности отказались подписать акт.
К началу 1960 г. было изготовлено около 60 самолёта Ту-16К и порядка 250 ракет К-10С. До конца 1963 г. в Казани построено ещё до 150 Ту-16К.
Постановлением Совмина СССР от 12 августа 1961 г. система К-10 принята на вооружение. Председатель Государственной комиссии гене рал-лейтенант авиации И.И. Борзов был награждён орденом Красного знамени.
К этому времени стало применяться название «комплекс». В состав ракетного комплекса Ту-16К-10 включили: самолёт-носитель Ту-16К, ракету К- 10С класса "воздух-корабль", систему управления и наземные средства подготовки и обслуживания.
Ракетоносец Ту-16К-10
Ракета К-10
Название «ракетный комплекс» должно было показать, что боевое средство способно автономно решать широкий кэуг частных тактических задач: полёт в назначенный район; поиск целей; определение их принадлежности; пуск ракет и т.п. Кроме того, поскольку «комплекс» – это не только самолёт-носитель, но и ракета, то при оценке возможностей «комплекса» радиус действия было предложено считать вместе с дельностью ракеты. Так без особых затруднений «улучшили» боевые возможности и все без исключения оставались довольны, но правомерность подобного подхода далеко не бесспорна.
Чтобы обеспечить применение ракет К-10С, серийный самолёт Ту-16 доработали: в носовой части разместили антенную систему канала поиска и сопровождения цели; антенну канала КР – в подфюзеляжном обтекателе на месте штатной РЛС; грузовой отсек самолёта удлинили, демонтировав бак № 3; установили балочный держатель для ракеты, контейнер для штурмана-оператора и аппаратуры управления ракетой; топливную систему дополнили баком для ракеты и демонтировали агрегаты системы бомбовооружения.
Экипаж самолёта-носителя Ту-16К состоял из шести человек.
Под фюзеляж самолёта на балочном держателе подвешивалась одна ракета К-10С. Держатель имел два положения: походное (ракета полуутоплена в грузовом отсеке) и нижнее – предпусковое. Несмотря на некоторое улучшение аэродинамики самолёта с полуутопленной ракетой, его крейсерская скорость с ракетой составила 780820 км/ч, а радиус полёта – 1900 км.
Ракета К-10С – это среднеплан со стреловидным крылом и оперением.
Крыло ракеты К-10С с углом стреловидности 55 град имело небольшую площадь – 7 кв.м. Элероны, чтобы уменьшить изгибный момент тонкого крыла, располагались примерно в середине полуразмаха крыла. Силовая установка состояла из короткоресурсного ТРД типа РД-9ФК с форсажной камерой (вариант двигателя РД-9Б самолёта МиГ-19). Он обеспечивал КР скорость до 2000 км/ч (на высоте 11 000 м), превратив её в сверхзвуковую со следующими весогабаритными данными: длина – 9,75 м, размах крыла – 4,18 м, диаметр фюзеляжа – 0,92 м, вес – 4 500 кг при полной заправке топливом 780 кг. (Подробнее о ракете К-10С см. в «АиК» № 10/2005 г.)
Комплекс Ту-16К-10 безусловно имел преимущества перед «Кометой»: для поиска цели и наведения ракеты применялась станция с большим энергетическим потенциалом; разнос частот РЛС обеспечивал возможность одновременного применения без взаимных помех в залпе до 18 К-10С с удалений, исключающих вход носителей даже к концу наведения в зону корабельной ПВО, имелась возможность перед пуском убедиться в исправности системы.
Пуск ракеты К-10С производился с дальностей до цели 200-170 км. После пуска ракета «просаживалась» на 1000-1500 м, за счёт форсажного режима увеличивалась её скорость, через 40 с ракета переходила в горизонтальный полёт, через 70 с включалось радиоуправление по курсу.
Траектория К-10С состояла из трёх этапов: автономного, в процессе которого она управлялась программным устройством; полёта на первой стабилизированной высоте (10 000-12 000 м) с выдерживанием её по сигналам статоскопа, а наведение по курсу – кодированными командами с самолёта. На удалении от цели примерно 100 км по команде КР переводилась на снижение с углом 13-18 град. На высоте 2400 м от барометрического датчика поступала вторая команда и угол снижения ракеты уменьшался до 4 град. На высоте 1200 м КР переходила в горизонтальный полёт. Затем разблокировалась станция самонаведения и производился поиск цели по курсу и дальности.
На дальности 20-16 км после захвата цели дальнейшее управление ракетой производилось по курсу и высоте. Через 100 с после пуска носитель мог отвернуть в любую сторону на 60 град, с креном 9-12 град, (ограничение по стабилизации антенны бортовой станции), продолжая наведение К-10С и контролируя её полёт по сигналам ответчика.
К изучению ракетного комплекса Ту-16К-10 личный состав 924-го и 987-го мтап авиации СФ приступили в декабре 1959 г. После них, в мае 1961 г. началось переучивание в 33-м центре 574-го мрап авиации СФ и 170-го мрап авиации БФ. В мае 1960 г. часть вторых штурманов самолётов и инженерно-технического состава авиации ЧФ изучала комплекс в авиации СФ.
Пуск ракеты, а тем более новой, это всегда событие. Нечто подобное готовилось в конце июня 1960 г.