Павлушенко М., Евстафьев Г., Макаренко И. Беспилотные летательные аппараты - история, применение, угроза распространения и преспективы развития

Подождите немного. Документ загружается.

области техники, сформированный еще в 1950–1960х гг. Со

здание надежных и точных КЭСН стало возможным только на

новой элементной базе. Прогресс развития этих систем выра

зился в шестикратном снижении массы и уменьшении величи

ны КВО до 0,18–0,20 км.

«Применение корреляционной системы для периодической

коррекции инерциальной системы управления позволило раз

решить самое старое и, пожалуй, самое основное противоречие

в развитии КР – сделало величину их КВО не зависимой от уве

личения времени и дальности полета. А это, в свою очередь, су

щественно повлияло на повышение конкурентоспособности КР

по отношению к баллистическим ракетам, поскольку при лю

бых дальностях полета крылатые ракеты имеют лучшие характе

ристики по стартовой массе и габаритам, чем баллистические

ракеты», – считает Н.Н. Новичков

333

Наиболее распространенной на сегодняшний день КЭСН явля

ется поисковая КЭСН по рельефу местности TERCOM (Terrain

Contour Matching – сравнение рельефа местности). В основу

функционирования этой системы положен следующий прин

цип: географическое положение любой точки поверхности суши

описывается с помощью вертикальных профилей. Для эффек

тивной работы система требует предварительного картографи

рования либо иного определения характеристик профилей по

верхности того района, в котором она будет использоваться. Это

может быть сделано, например, по стереоскопическим аэрофо

тоснимкам местности. Предварительно подготовленные данные

о рельефе района полетов остаются в цифровом виде в бортовом

запоминающем устройстве.

Летные испытания системы TERCOM на борту самолета нача

лись в 1973 г.

334

. Программа летных испытаний показала, что си

стема способна обеспечивать выполнение полетов на большие

расстояния и ей не страшны изломы маршрута. Она испытыва

лась над различными районами Соединенных Штатов и показа

ла способность действовать над различной по рельефу местнос

390

Беспилотные летательные аппараты

333

Новичков Н.Н. Развитие крылатых ракет самолетных схем. Диссертация кан

дидата технических наук. М.: Институт истории естествознания и техники, 1982.

334

Loren Landcvist. A Field Artillery Cruise Missile? Military Review, № 3. Р. 3–10.

тью. Выяснилось, что система TERCOM сравнительно не чувст

вительна к сезонным изменениям вида поверхности, таким, как

снеговой покров или листва на деревьях.

Информация об определенном рельефе местности в цифровой

форме вводится в бортовой компьютер, где сопоставляется с ин

формацией о рельефе данной местности и эталонными картами

районов. Компьютер выдает сигналы коррекции для инерциаль

ной подсистемы управления. Устойчивость работы TERCOM и

необходимая точность определения местонахождения крылатой

ракеты достигаются путем выбора оптимального числа и разме

ров ячеек. Чем меньше их размеры, тем точнее отслеживается

местоположение ракеты. Следует отметить, что изза ограни

ченного объема памяти бортового компьютера и малого време

ни, отведенного для решения навигационной задачи, принят

размер ячейки 120 х 120 м.

Вся трасса полета крылатой ракеты над сушей разбивается на

64 района коррекции. Принятые количественные характеристи

ки ячеек и районов коррекции, по заявлениям американских

специалистов, обеспечивают вывод крылатой ракеты к цели да

же при полете над равнинной местностью. Для надежной рабо

ты подсистемы TERCOM допустимая погрешность измерения

высоты рельефа местности составляет 1 м.

После выхода ракеты в район цели наведение на конечном уча

стке траектории полета осуществляется подсистемой DSMAC.

С помощью оптических датчиков производится осмотр райо

нов, прилегающих к цели. Полученные изображения в цифро

вой форме вводятся в ЭВМ, где сопоставляются с эталонными

цифровыми картами районов, заложенными в ее память, и, та

ким образом, определяются корректирующие маневры ракеты.

Сопряжение навигационных систем TERCOM и DSMAS обес

печивает КВО 30–90 м.

С использованием вышеописанной аппаратуры в 1970х гг. были

разработаны, а в первой половине 1980х гг. стали поступать на

вооружение крылатые ракеты третьего поколения воздушного и

морского базирования – AGM86B, проходившие также под на

званием ALCMB, и BGM109A (второе название – TLAMN).

Последняя получила также имя собственное Tomahawk –

Томагавк (в последние годы в специальной литературе это назва

391Крылатые стратегические «евроракеты»

ние почемуто иногда транслитерируют, копируя английское

произношение – Томахук, Томахок

335

Новые условия боевой работы авиации повлияли и на конструк

цию БЛА, в частности на конструкцию КР. Так, БЛА, выпол

ненные по схеме «бесхвостка», в рассматриваемый период были

полностью вытеснены беспилотными крылатыми аппаратами

классической самолетной схемы. Для разработки КР были при

влечены достижения смежных областей техники, в том числе и

из области баллистических ракет. Такими основными научно

техническими достижениями были:

336

• Создание малогабаритных высокоточных инерциаль

ных систем управления с ошибкой 750 м на час полета.

• Реализация алгоритмов корреляционной обработки на

цифровой ЭВМ и создание на базе микроэлектроники

комбинированной системы управления TAINS

(TERCOM Aided Inertial Navigation System), включаю

щей инерциальную систему управления, корректируе

мую через определенные промежутки времени корре

ляционной системой наведения по карте рельефа мест

ности TERCOM), что сделало величину КВО не зависи

мой от дальности полета КР.

• Создание спутниковой системы картографирования зем

ной поверхности высокой разрешающей способности.

• Создание малоразмерных высокоэффективных турбо

реактивных двухконтурных двигателей.

• Создание мощных малогабаритных ядерных боевых ча

стей с величиной тротилового эквивалента 200 кт – ди

аметром менее 0,3 м и массой 123 кг.

Достижения смежных областей техники позволили резко умень

шить массогабаритные характеристики КР при одновременном

увеличении дальности полета более чем в 2,5 раза по сравнению

с аналогичными аппаратами 1950х – 1960х гг. В наибольшей

степени это стало возможным благодаря созданию на основе

392

Беспилотные летательные аппараты

335

Отчет о НИР: Исследование возможности создания и эффективности при

менения аэростатной системы защиты (шифр «Бредень»). Этап № 1. Аналити

ческие исследования. М.: ЗАО Воздухоплавательный центр «Авгуръ», 1999.

336

Новичков Н.Н. Развитие крылатых ракет самолетных схем. Диссертация кан

дидата технических наук. М.: Институт истории естествознания и техники, 1982.

синтетических углеводородов новых поколений видов топлива с

высокой плотностью.

Еще одним новшеством КР 1970х гг. стали модульный принцип

конструкции и унификация основных узлов и деталей. Это поз

волило применять новые КР со старыми носителями и пусковы

ми устройствами. Повторно была использована идея крыла, раз

вертываемого в полете. Унификация ракет преследовала цель

упрощения их конструкции и снижения стоимости разработки.

Так, в ракетах AGM86B и AGM86A применялось 95% унифици

рованных узлов и деталей. Только унификация узлов и деталей

ракет, по расчетам МО США, в производстве КР позволила сэ

кономить 10–20 млрд долл.

До середины 1970х гг. конструкции крылатых ракет выполнялись

только из алюминиевых и магниевых сплавов. В конце 1970х гг.

острая конкуренция между производителями ракет AGM109 и

AGM86B потребовала усовершенствования технологии их изго

товления и сборки с целью уменьшения стоимости производства.

В связи с этим в КР AGM86B ряд металлических деталей с механи

ческой обработкой заменили на штампованные и литые детали из

композиционных материалов. Хвостовое оперение, рули управле

ния, выполненные из эпоксидного графитопластика, а также но

вая технология изготовления и сборки корпуса ракеты из четырех

литых отсеков уменьшили стоимость планера КР на 30%. Был сни

жен и вес основных частей КР на 16–50%.

Контракт с корпорацией «Дженерал Дайнэмикс» на разработку

КР AGM86 для ВВС был подписан в 1976 г. Надо сказать, что

стратегическая крылатая ракета (СКР) ALCM AGM86 (Air

Ground Missile – снаряд класса «воздух–поверхность») разраба

тывалась под самолетыносители В52 и В1 с 1974 г. Первона

чально КР AGM86 рассматривалась не только как СКР, но и как

ложная цель, средство разведки и средство, помогающее бом

бардировщику прорвать систему ПВО. Отстрелочные ракеты

планировалось оснащать парашютной системой спасения.

Ракета разрабатывалась на базе управляемой ракеты СРЭМ

(SCAD), которая имела также кодовое обозначение AGM86А. От

разработки ракеты СРЭМ американцы впоследствии отказались.

В соответствии с требованием ВВС, КР должна была размещаться

в бомбоотсеках самолетов на пусковых установках револьверного

(поворачивающегося) типа, предназначенных для управляемых

393Крылатые стратегические «евроракеты»

ракет СРЭМ. В связи с этим ее длина не могла превышать 4,4 м, а

диаметр – 0,64 м. Выполнив эти требования, фирма рассчитала,

что дальность полета ракеты не превысит 1200 км. Поэтому новая

ракета AGM86 создавалась в двух вариантах: обычная – ALCMA

(AGM86А) и повышенной дальности – ALCMB (AGM86В).

В отличие от ракеты AGM86А, КР AGM86В имела размах кры

льев на 47 см больше, более длинный фюзеляж (на 40 см), свар

ной бак для жидкого топлива, рассчитанного на длительное хра

нение ракеты, более совершенные бортовые батареи и систему

охлаждения приборного отсека, стреловидность крыльев в 25

(стреловидность крыльев ракеты AGM86А составляла 35

В различных работах сведения о летнотехнических характерис

тиках этих ракет заметно различаются. Вероятнее всего, это свя

зано с постоянным усовершенствованием конструкции самих

ракет. Так, например, в начале разработки КР AGM86В было

заявлено, что дальность ее полета составляет 2200 км

337

. После

завершения стадии экспериментальной разработки для этой ра

кеты указывалась другая дальность полета – 2500 км

338

В 1977 г. МО США дало указание разрабатывать в первую оче

редь КР AGM86В. Работы по ракете AGM86А было решено

приостановить, так как дальность ее полета была недостаточной

для того, чтобы бомбардировщик В52 оставался вне зоны огня

ПВО противника.

Таблица 13.1

Летно(технические характеристики крылатых ракет, разработанных в США

в конце 1960(х – 1970(х годах

394

Беспилотные летательные аппараты

337

Русаков Ю.Г., Кириллова Ю.В. Стратегические ракеты иностранных госу

дарств. М.: ГОНТИ1, 1977.

338

Новичков Н.Н. Развитие крылатых ракет самолетных схем. Диссертация кан

дидата технических наук. М.: Институт истории естествознания и техники, 1982.

SCAD BGM BGM BGM AGM AGM AGM AGM

109 109 109 109 109 86A 86B

TASM SLCM GLCM TALCM MPASM (ALCMA) (ALCMB)

Начало разработки, г. 1968 1972 1972 1977 1977 1977 1974 1977

Первый полет, г. – 1976 1976 1979 1979 1980 1976 1979

Начало производства, г.

– 1982 1982 1982 – 1982 – 1981

Оперативная

готовность, г. – 1982 1983* 1983* – 1983* – 1982

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».

395Крылатые стратегические «евроракеты»

SCAD BGM BGM BGM AGM AGM AGM AGM

109 109 109 109 109 86A 86B

TASM SLCM GLCM TALCM MPASM (ALCMA) (ALCMB)

Окончание

производства, г. – 1987* 1988* 1985* – 1987* – 1988*

Свертывание

программы, г. 1974 1995* 1995* 1995* 1980 1995* 1976 1995*

Стартовый вес, кг 860 1441 1441 1441 1270 1000 862 1360

Вес полезной

нагрузки,кг 120 454 123 123 123 350 123 123

Вес двигателя, кг 43 64 64 64 66 66 58,7 64

Вес топлива, кг – 195 550 550 550 106 413 600

Вес стартовых

двигателей, кг – 297 297 297 – – – –

Длина фюзеляжа, м 4,0 5,54 5,54 5,54 6,08 4,9 4,3 6,32

Размах крыла, м 3,0 2,54 2,54 2,54 2,54 2,3 2,9 3,65

Диаметр фюзеляжа, м 0,63 0,52 0,52 0,52 0,52 0,52 0,63 0,63

Дальность полета, км

500–700 450–700 2500 2500 2500 500–1000 1200 2500

Высота полета, км

1,0 0,01–0,1 0,05–0,15 0,05–0,15 0,05–0,15 0,05–0,15 0,05–0,15 0,05–0,15

Скорость, км/ч

700–800 700–800 700–800 700–800 700–800 800 700–800 700–800

Тип маршевого двля ТРДД ТРДД ТРДД ТРДД ТРДД ТРД ТРДД ТРДД

Их число и тяга, тс 1 х 0,22 1 х 0,17 1 х 0,17 1 х 0,17 1 х 0,27 1 х 0,3 1 х 027 1 х 0,27

Тип стартового двля – РДТТ РДТТ РДТТ – – – –

Их число и тяга, тс – 1 х 3,32 1 х 3,32 1 х 3,32 – – – –

Система управления

«TERCOM» +

инерционная

Радолокация

+ инерцная

«TERCOM» +

инерционная

оптическая

«TERCOM» +

инерционная

оптическая

«TERCOM» +

инерционная

оптическая

«TERCOM» +

инерционная

оптическая

«TERCOM» +

инерционная

оптическая

«TERCOM» +

инерционная

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

396

Беспилотные летательные аппараты

дународное соглашение об ограничении дальности полета КР и

какаято из сторон это соглашение нарушит. В мае 1977 г. ВВС

планировали закупить 2357 ракет ALCM

339

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 КР

340

. Тяжелый стратегический бомбардировщик В52

397Крылатые стратегические «евроракеты»

339

Русаков Ю.Г., Кириллова Ю.В. Стратегические ракеты иностранных госу

дарств. М.: ГОНТИ1, 1977.

340

Данилов Р. Модернизация американского бомбардировщика В52. Зарубеж

ное Военное Обозрение. 1980, № 10. С. 53–56.

Стратофортресс предназначался для ведения боевых действий

с применением как обычных, так и ядерных вооружений с

1955 г. Серийное производство различных модификаций само

лета продолжалось до 1962 г. Всего было построено 744 самоле

та В52. Модернизация самолета началась в 1965 г., когда была

поставлена задача его боевого использования на малых высо

тах, и закончилась в 1975 г.

Среди прочего оборудования в бомбоотсеке была установлена

пусковая установка револьверного типа на восемь управляе

мых ракет. Под крыльями на двух пилонах подвешивалось

12 ракет СРЭМ. Такое переоборудование бомбардировщиков

позволило вдвое увеличить количество ядерных боеприпасов

на борту каждого бомбардировщика при оптимальной боевой

загрузке (8 УР СРЭМ и 4 ядерные бомбы) и более чем втрое при

максимальной (20 УР СРЭМ) по сравнению с ранее применяв

шейся загрузкой (две УР Хаунд Дог и четыре ядерные бомбы).

В табл. 13.2 приведены основные характеристики бомбарди

ровщиков В52G и В52H

341

3 и 10 февраля 1976 г. самолет В52 совершил два перелета с

ракетой FTM1 из Сиэтла на полигон УайтСандс (шт. Нью

Мексико) и обратно. Таким образом проверялась эффектив

ность полигонных средств слежения за самолетом и ракетой.

5 марта 1976 г. на полигоне УайтСандс были проведены

первые летные испытания ракеты ALCM, при которых ис

пользовался экспериментальный образец FTM1. Самолет с

ракетой прилетел в воздушное пространство полигона из

Сиэтла. Ракета была выброшена из бомбового люка носите

ля на высоте 3 км.

После включения двигателя ракета совершила запрограммиро

ванный спуск, чтобы продемонстрировать возможность подхода

к цели на малой высоте. Полет продолжался 10 мин 40 с. Ракета

пролетела 130 км со скоростью 0,65М.

398

Беспилотные летательные аппараты

341

Данилов Р. Модернизация американского бомбардировщика В52. Зарубеж

ное Военное Обозрение. 1980, № 10. С. 53–56.

Таблица 13.2

Основные характеристики бомбардировщиков В52G и В52H по состоянию на 1980 г.

В52G В52Н

Год принятия на вооружение 1958 1961

Максимальный взлетный вес (пустого), т 221 (78,6) 227 (78,6)

Количество и тяга двигателей, кг 8 х 6240 8 х 8200

Максимальная скорость полета на высоте 11 км, км/ч 960 1050

Крейсерская скорость полета на высоте 11 км, км/ч 820 820

Перегоночная дальность, км 17 000 18 000

Практический потолок, м 16 000 17 000

Длина и высота фюзеляжа, м 47,9 х 12,4 47,9 х 12,4

Размах крыла, м 56,4 56,4

Количество пушек, калибр, мм

(боекомплект – 1200 снарядов) 4 х 20 1 х 20

(шестиствольная)

Подвесная боевая нагрузка 20 УР AGM69A или 20–23 УР

КР AGM86B и 30 бомб AGM69A

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

399Крылатые стратегические «евроракеты»