применявшихся на самолетах автопилотов. Автопилоты разрабатывались коллективом ОКБ-118 главного конструктора Е.Ф. Антипова. Однако эти системы могли только удерживать самолет-снаряд в заданном угловом положении, никак не реагируя на воздействие атмосферных факторов, прежде всего ветра. Лучшая точность достигалась при замере скорости самолета относительно земли. В дополнение к автопилотам стали устанавливать радиолокационные устройства – доплеровские измерители скорости и угла сноса. Относительно небольшая высота полета почти всех корабельных крылатых ракет практически исключила применение систем астрокоррекции. Некоторые ракеты в процессе программного полета корректировались командами, поступающими по радиоканалу с борта стреляющего корабля.
С 1960-х гг. вместо простых автопилотов на ракетах стали внедряться инерциальные навигационные системы, определяющие положение летательного аппарата по результатам обработки замеряемых высокоточными акселерометрами ускорений. Однако при характерном для крылатых ракет длительном времени полета в инерциальных системах накапливалась неприемлемо большая ошибка. Поэтому на современных стратегических крылатых ракетах инерциальные системы корректируются радиолокационными устройствами, определяющими профиль рельефа местности под ракетой, либо посредством других устройств коррекции.
Для поражения движущихся кораблей на крылатые ракеты устанавливаются головки самонаведения (ГСН), как правило активные радиолокационные или тепловые (инфракрасные). Вначале использовались активные радиолокационные ГСН, определяющие положение цели коническим сканированием луча. Однако при знании противником частоты этого сканирования они относительно легко подавлялись активной помехой. В дальнейшем появились так называемые моноимпульсные головки самонаведения, не столь подверженные подобному противодействию. Тем не менее задача обеспечения помехоустойчивости осталась актуальной. Поэтому ряд ракет оснащался как радиолокационными, так и инфракрасными ГСН, а также комбинированными головками самонаведения, сочетающими оба физических принципа в единой аппаратуре.
Разработка систем управления для первых крылатых ракет осуществлялась КБ-1 Минрадиопрома. В дальнейшем основной объем работ выполняли две организации, в разные годы входившие в ведомства судостроительной и радиоэлектронной промышленности, – московский НИИ-10 (до 1936 г. Всесоюзный государственный институт телемеханики и связи, в дальнейшем ВНИИ РЭ, ныне ОАО «МНИИРЭ «Альтаир») и ленинградский НИИ-49, ведущий свою родословную отОстехбюро изобретателя В.И. Бекуари, с 1937 по 1939 г. именовавшийся Ленинградским филиалом НИИ-20, а в настоящее время – НПО ЦНИИ «Гранит» Тематика создания ГСН постепенно перешла от московского КБ-1 к ленинградскому НПО «Ленинец», а затем к выделившемуся из последнего ОАО «Радар-ММС».
Как уже отмечалось, в 1940- 1950-е гг крылатые ракеты назывались самолетами-снарядами. Большинство из них оснащалось общепринятыми и в пилотируемой авиации турбореактивными двига телями (ТРД). Однако функционирование на крылатой ракете накладывало на них ряд специфических требований. В частности, при работе стартовых ускорителей ракеты двигатель подвергался воздействию больших продольных перегрузок. В последние десятилетия применительно к ракетам, стартующим из-под воды, предъявлялись требования по сокращению времени запуска и выхода на режим ТРД с минут до нескольких секунд. С другой стороны, использование ТРД на одноразовом летательном аппарате позволяет на порядки сократить ресурс работы двигателя, применив в нем упрощенные конструктивные решения и дешевые материалы. Значительные габариты первых крылатых ракет позволили для начала использовать на них минимально модифицированные самолетные двигатели, в том числе отработавшие свой ресурс в пилотируемой авиации.
В доработку самолетных двигателей для морского ракетостроения, а затем и в создание специальных турбореактивных двигателей для корабельных крылатых ракет наибольший вклад внесло уфимское ОКБ-26 главного конструктора С.А. Гаврилова.
Особое место занимает создание для стратегических, а затем и для тактических крылатых ракет малогабаритного двухконтурного двигателя Р-95А-300 коллективом конструкторов Московского моторостроительного КБ «Союз» во главе с О.А. Фаворским.
Уже упомянутая задача быстрого запуска и выхода на режим двигателя крылатой ракеты не создает серьезных проблем при использовании прямоточного воздушно-реактивного двигателя, не имеющего в своем составе компрессора, турбины и других инерционных элементов. Вдобавок прямоточный двигатель проще, дешевле, обладает высокой топливной экономичностью на больших скоростях. Но при этом он неустойчиво работает при значительных изменениях высоты и скорости полета, при выходе ракеты на большие углы атаки при маневрировании. Кроме того, он работоспособен только на больших скоростях, что требует применения на ракете мощных стартово-разгонных двигателей.
Длительное время ведущая роль в создании прямоточных воздушно-реактивных двигателей принадлежала М.М. Бондарюку В настоящее время основным разработчиком этих двигателей является Тураевское МКБ «Союз»
При малой дальности полета показатели топливной экономичности отходят на второй план В этом случае оправдано применение ракетных двигателей. В частности, на катерной ракете П-15 и ее модификациях применялся ЖРД С2.102 разработки коллектива ОКБ-2 главного конструктора А.М. Исаева. Этот двигатель весил намного меньше всех отечественных ТРД того времени и стоил многократно дешевле. Однако в качестве горючего и окислителя на ракете использовались агрессивные, токсичные и пожароопасные компоненты. В результате применение жидкостных двигателей на отечественных крылатых ракетах ограничилось только П-15 и ее модернизациями.
Также не получили широкого распространения в качестве маршевых и твердотопливные ракетные двигатели, обладающие еще худшей топливной экономичностью в сравнении с жидкостными и вдобавок характеризующиеся тяжелой конструкцией. Они использовались на первых крылатых ракетах, стартующих из-под воды: тяжелые прочные двигатели соответствовали повышенным нагрузкам при подводном старте.
Но наряду с этим твердотопливные двигатели обладали и важным преимуществом: при их использовании с минимальными затратами обеспечивалась большая тяга, а включались они практически мгновенно. Поэтому они ставились практически на всех крылатых ракетах в качестве стартовых или стартово-разгонных, обеспечивая наклонный старт под малым углом к горизонту и быстрый разгон до скоростей, на которых достигалась достаточная подъемная сила крыла, становились эффективными аэродинамические органы управления и начинал устойчиво работать маршевый двигатель.
Практически все используемые в крылатых ракетах твердотопливные двигатели были созданы коллективом главного конструктора И.И. Картукова в КБ-2 завода №81, ныне МКБ «Искра».
Первоначально разработка пусковых установок для крылатых ракет велась по образу и подобию корабельной артиллерии. В частности, первая поступившая на вооружение пусковая установка СМ-59-1 для ракет КСЩ представляла собой подобие универсальной палубно-башенной артиллерийской установки СМ-2, в которой вместо спаренных 130-мм орудий установили ферменную направляющую для старта ракет. Наподобие орудийного ствола направляющая специальным механизмом поднималась по углу возвышения для проведения старта. Вся установка, как и СМ-2, не только наводилась по курсу, но и стабилизировалась по трем осям гидравлическим приводом. Ракеты, как и артиллерийский боезапас, хранились в погребе и поочередно подавались на пусковую установку для старта.
Постепенно пусковые установки освобождались от решения не свойственных им задач, доставшихся «по наследству» от артиллерийских башен. При этом часть ранее исполняемых ими функций передавалась ракете и ее системе управления Для начала исключили силовую стабилизацию пусковой установки: поступавшие от корабельных гиросистем данные об углах качки и рыскания, движении центра масс вводились в виде электрических сигналов в бортовую систему управления ракеты. Следующим шагом стал отказ от наведения пусковой установки по курсовому углу, вместо этого ракета сама осуществляла послестартовый разворот в направлении цели. Далее отказались и от подъема пусковой установки на угол старта ракеты: она просто фиксировалась в данном положении на корабельных конструкциях. Параллельно шел процесс отказа от перезаряжения пусковых установок ракетным боезапасом, первоначально
