Материал: uav-pir-center

Фюзеляж ракеты AGM 86А состоял из следующих отсеков: носового, боевой части, электронного оборудования, топ ливного и хвостового. В носовом отсеке (длина 0,91 м) разме щались бортовая цифровая вычислительная машина, радио локационный высотомер и блок летных данных. Отсек бое вой части также имел длину 0,91 м. В отсеке электронного оборудования размещались блок аппаратуры управления по летом, скоростной гироскоп, теплообменник и инерциаль ный измерительный блок. Топливный отсек представлял со бой сварную конструкцию из алюминиевого сплава. В хвос товом отсеке находились батареи и механизмы установки в рабочее положение аэродинамических поверхностей. Над ними – турбовентиляторный двигатель F 107 WR 100 фир мы «Williams Research».

396 Беспилотные летательные аппараты

Аэродинамические поверхности были изготовлены из алюми ниевого сплава и для облегчения отфрезерованы изнутри. Каж дая консоль крыла склеивалась из двух половин, имеющих вну тренние ребра. До запуска ракеты консоли крыла убирались в пазы фюзеляжа. Стабилизатор и элероны были прижаты к фю зеляжу, огибая его по контуру.

Двухконтурный турбовентиляторный двигатель F 107 WR 100 несколько модифицирован по сравнению с подобным двигате лем, установленным на ракете Томагавк. Вес двигателя – 59 кг, длина – 0,76 м, длина воздухозаборника – 0,23 м. Воздухозабор ник до запуска двигателя убирался. После запуска он за 0,1 с опускался на 0,18 м и занимал рабочее положение. Запуск двига теля обеспечивался газогенератором, который раскручивал ком прессор высокого давления до требуемой скорости.

Программа полета КР вводилась в полете с БЦВМ самолета В 52. Устанавливались азимут, высота и скорость полета ракеты в определенных точках траектории. В результате трасса полета представляла собой последовательность прямых отрезков, дли на и число которых зависели от составителей программы. Вер тикальный профиль полета определялся привязкой к баромет рическому давлению или контуру местности. Для затруднения обнаружения и перехвата КР предусматривалось отклонение маршрута по высоте и скорости. Программа полета ALCM пре дусматривала обход сильно защищенных зон.

Рассматривалось несколько вариантов КР AGM 86В с увеличен ной дальностью (от 2200 до 2800 км): с подфюзеляжным подвес ным баком длиной 2,39 м и с удлиненным топливным баком, ко торый наращивался двумя секциями длиной 0,89 и 1,02 м соот ветственно. Был выбран вариант удлиненной КР, так как под весной бак увеличивал аэродинамическое сопротивление и ЭПР. В удлиненном баке AGM 86В помещалось вдвое больше топлива, чем в ракете AGM 86А. На первых ракетах AGM 86В предполагалось увеличить размах крыла с 3,05 до 3,66 м за счет дополнительных кольцевых элементов.

Ракеты AGM 86А и AGM 86В должны были изготавливаться на одной производственной линии. Их корпус в поперечном сече нии имеет вид треугольника с крыльями. Предусматривалась быстрая модификация КР AGM 86А в КР AGM 86В на полевых складах. Это было сделано на случай, если будет заключено меж

дународное соглашение об ограничении дальности полета КР и какая то из сторон это соглашение нарушит. В мае 1977 г. ВВС планировали закупить 2357 ракет ALCM339.

В соответствии с первоначальным замыслом, на бомбардиров щике В 52 должно было устанавливаться в штатной вращаю щейся пусковой установке до восьми КР AGM 86А и в бомбо вом отсеке или на подкрыльевых пилонах до 12 удлиненных ракет AGM 86В. Количественное сочетание двух типов ракет варьировалось в зависимости от обстановки. В конце 1970 х гг. планировалось, что часть самолетов В 52, вооруженных КР AGM 86В с ядерной боевой частью, будут постоянно находить ся в воздухе. Раздавались мнения, что такими ракетами можно было бы вооружить и боевые варианты широкофюзеляжных самолетов.

Запуск ракет ALCM был возможен практически на любой высо те, доступной для бомбардировщика В 52. Минимальная высо та пуска определялась необходимостью свободного падения сброшенной с самолета ракеты до выхода двигателя на полную тягу. Максимальная дальность полета обеспечивалась, если ра кета начинала крейсерский полет на высоте 13,7 км, а последние 80 км двигалась на высоте 15 м. Специалистами отмечалась и важность точного соблюдения заданной последовательности операций при запуске ракеты, чтобы предотвратить ее столкно вение с бомбардировщиком.

Для проведения летных испытаний ALCM фирмой «Боинг» в 1975–1976 гг. на заводе в Сиэтле (шт. Вашингтон) были изго товлены семь экспериментальных образцов ракет ALCM A, получившие обозначение FTM 1 (Flight Test Missile – снаряд для летных испытаний), FTM 2,… FTM 7. При испытаниях спасение образцов не предусматривалось. После выполнения полета они переводились в режим пикирования с целью их уничтожения.

Параллельно началась и модернизация самолетов носителей В 52 под КР340. Тяжелый стратегический бомбардировщик В 52

339Русаков Ю.Г., Кириллова Ю.В. Стратегические ракеты иностранных госу дарств. М.: ГОНТИ 1, 1977.

340Данилов Р. Модернизация американского бомбардировщика В 52. Зарубеж ное Военное Обозрение. 1980, № 10. С. 53–56.

18 мая 1976 г. были проведены вторые летные испытания КР. Об разец FTM 2 был сброшен над полигоном с самолета В 52, летя щего на высоте 7,6 км. В процессе испытаний предполагалось проверить двигатель, инерциальную систему наведения, радио локационный высотомер и навигационную систему TERCOM. Ракета снизилась до высоты 2,7 км. На этой высоте она некото рое время совершила крейсерский полет, после чего поднялась на высоту 5,1 км, затем снова снизилась до 2,7 км и достигла ско рости 0,74–0,77М. За 31 минуту ракета пролетела 320 км.

22 июня в третьих летных испытаниях проверялся эксперимен тальный образец FTM 3. В этом полете тестировалась согласо ванность функционирования радиовысотомера и системы TERCOM. Ракета была сброшена на высоте 9 км и пролетела 373 км, совершив при этом ряд маневров в соответствии с задан ной программой. Скорость достигла 0,84М. На 34 й минуте по лета ракета упала, не долетев до заданной точки из за ошибки при расчете потребного запаса топлива. Тем не менее испыта ния были признаны успешными.

9 сентября 1976 г. состоялся полет экспериментального образца FTM 4. В этих испытаниях ракета впервые была оснащена пол ным комплектом навигационной системы TERCOM. Ракета бы ла сброшена на высоте 6 км, ее полет продолжался 31 мин. Об разец FTM 4 совершил две восьмерки общей протяженностью более 320 км на высотах от 58 до 600 м при скорости от 670 до