были прекращены. Фактически «Снарк» так и не поступил на вооружение ВВС США.

«Снарк» летал почти с той же скоростью, что и современный ему стратегический бомбардировщик Б-52. Но, в отличие от Б-52, он не мог маневрировать, ставить активные и пассивные помехи радиолокаторам ПВО и использовать кормовую артиллерийскую установку.

Наиболее же перспективной была крылатая ракета с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, который на высоте 18-25 км мог развивать скорость, в три раза превышающую звуковую. Но прямоточный двигатель мог работать только при большой скорости полета, поэтому крылатой ракете нужна была разгонная ступень. Таким образом, крылатая ракета с прямоточным двигателем представляет баллистическую ракету с жидкостно-реактивным двигателем в качестве первой ступени и крылатую ракету в качестве второй ступени. К такой схеме стратегической крылатой ракеты почти одновременно пришли конструкторы США и СССР.

В 1947 г. фирма «Норт-Америкен Авиэшн Инкорпорей-шен» (позже получившая название «Рокуэлл Интернэшенел») начала разработку двухступенчатой крылатой ракеты «Нава-хо». Первая, разгонная ступень ее имела ЖРД на базе двигателя ракеты ФАУ-2, работавший на жидком кислороде и этиловом спирте и развивающий тягу в 34 тонны. Вторая степень имела ПВРД, развивавший маршевую скорость порядка 1300 км/час Дальность крылатой ракеты должна была составлять 805 км.

Впоследствии проект «Навахо» был пересмотрен, и фирма «Рокетдайн» в 1955 г. начала разработку нового ускорителя с ЖРД на керосине и жидком кислороде тягой 61,3 т.

В окончательном варианте разгонная ступень представляла собой сигару с тремя трапециевидными стабилизаторами в хвостовой части. Маршевая ступень была построена по аэродинамической схеме «утка» с треугольным низкорасположенным крылом, имевшим стреловидность 60°. Вертикальное хвостовое оперение состояло из двух трапециевидных линей.

Два ЖРД разгонной ступени работали в течение 45 с, развивая тягу до 122 т. Затем включались два прямоточных двигателя маршевой ступени, и разгонная ступень отделялась.

Запуск ракеты «Навахо» (SM-64A) производился вертикально со специальной пусковой установки на мысе Канаверал в штате Флорида. Внешне ПУ была очень похожа на ПУ баллистических ракет средней и большой дальности.

Вот хронология пусков крылатых ракет «Навахо»:

06 ноября 1956 г. - Ракета упала через 26 с после пуска.

22 марта 1957 г. - ПВРД не включился.

25 апреля 1957 г. - Взрыв на стартовом столе.

26 июня 1957 г. - Отказ ПВРД вскоре после его включения.

12 августа 1957 г. - Отказ ПВРД через 56 с после включения.

18 сентября 1957 г. - Полет в течение 17 мин 55 с. 13 ноября 1957 г. - Полет в течение 75 с после старта.

10 января 1958 г. - Достигнута дальность 1990 км. 25 февраля 1958 г. - Взрыв через 20 с после старта.

11 сентября 1958 г. - Отказ ПВРД в полете.

18 ноября 1958 г. - Ракета упала после включения ускорителя.

Решением Министерства обороны США от 11 июля 1957 г. разработка проекта «Навахо» была приостановлена, однако программа летных испытаний продолжена для получения «необходимых данных о характеристиках крылатых аппаратов при полете на больших скоростях». Однако интересных данных получено не было. Семь запусков оказались полностью неудачными, и только в четырех был испытан (да и то не по полной программе) ПВРД. После двух последних неудачных полетов все последующие старты были отменены.

Американцы окончательно решили отказаться от стратегических крылатых ракет в пользу баллистических ракет «Атлас» и «Титан».

В СССР разработка крылатых ракет с ПВРД началась в конце 1940-х годов. Уже в 1951 г. в ОКБ-1 под руководством СП. Королева был разработан аванпроект двухступенчатой крылатой ракеты дальностью 1300 км. Схема ракеты классическая для баллистических ракет - внизу первая ступень, сверху вторая ступень. Принципиальной же разницей было то, что первая ступень оснащалась однокамерным азотно-кислот-но-поршневым ЖРД, а вторая - прямоточным воздушно-реактивным двигателем.

Стартовый вес ракеты составлял 5930 кг, длина 13,6 м, вес боевой части 500 кг. Стартовая ступень весом 850 кг имела ЖРД с тягой 7850 т и должна была отделяться на высоте 20 км. На этой высоте включался маршевый прямоточный двигатель, и ракета переходила в горизонтальный полет со скоростью 3160 км/час.

31 января 1953 г. Королев утвердил эскизный проект новой крылатой ракеты большей дальности. Стартовый вес ракеты должен был составлять 7874 кг. В качестве разгонной ступени предполагалось использовать двигательный отсек баллистической ракеты Р-Н. На стыке разгонной и маршевой ступеней был сделан кольцевой проток для запуска прямоточного двигателя до разделения ступеней. Новая крылатая ракета проектировалась не как боевая, а как экспериментальная для отработки технических решений для межконтинентальных крылатых ракет.

Согласно Постановлению Совмина от 13 февраля 1953 г. была начата разработка двухступенчатой крылатой ракеты с дальностью полета 8000 км. ОКБ-1 было слишком занято работами над баллистическими ракетам, да и Королев презрительно относился к «крылаткам». Результатом этого стало Постановление Совмина № 957-409 от 20 мая 1954 г. о передаче работ по стратегическим крылатым ракетам Министерству авиационной промышленности. В связи с этим из ОКВ-1 в МАП ушел ряд разработчиков крылатых ракет - А.С. -Будник, И.И. Моишеев, И.М. Лисович и др.

Межконтинентальная крылатая ракета разрабатывалась в двух вариантах - более легкую (весом 60 т) делал СА. Лавочкин в ОКБ-301, а более тяжелую (весом около 152 т) делал В.М. Мясищев в ОКБ-23. Научным руководителем обоих этих проектов был назначен М.В. Келдыш.

Крылатая ракета Лавочкина получила название «Буря» и индекс «350», а крылатая ракета Мясищева - «Буран». Кроме того, «Буран» имел заводской индекс «40», его стартовая ступень - индекс «41», а маршевая - «42». Обе ракеты имели сходные конструктивные схемы. Оба аппарата были двухступенчатыми. Треугольное крыло маршевой ступени имело стреловидность 70° с прямой задней кромкой. Сравнительно тонкое крыло было «пустым», то есть не заливалось топливом.

Для обоих аппаратов сверхзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели разрабатывались в ОКБ-670 М.М. Бондарюка. Жидкостные двигатели стартовой ступени «Бурана» делало ОКБ-456 В.П. Глушко, а для «Бури» -ОКБ A.M. Исаева.

ЦАГИ занималось вопросами аэродинамики, а НИИ М.В. Келдыша - тепловыми процессами новых сверхзвуковых аппаратов. Маршевые ступени крылатых ракет должны были летать на большой высоте со скоростью почти в три раза превышающей скорость звука. Нагрев поверхностей планера до температуры свыше 200°С исключал возможность ри-менения привычного дюралюминии в конструкция фюзеляжа и крыла. Потребовалось освоить такие новые тогда для авиастроителей материалы, как нержавеющая сталь и титан, а также разработать конструктивные средства борьбы с деформациями планера при нагреве.

Впервые в истории управляемых ракет в стратегической крылатой ракете была применена автономная система управления с астрокоррекцией. Применить обычную инерциальную систему наведения в стратегической крылатой ракете было невозможно, так как с учетом дальности стрельбы вероятное отклонение от точки прицеливания составило бы десятки километров. Поэтому во всех американских и советских крылатых ракетах была принята инерциальная система наведения с астрокоррекцией.

Суть астрокоррекции заключается в том, что специальная оптическая система автоматически находит две определенные звезды, а затем автоматически следит за ними. Таким образом, постоянно производится замер «высоты» звезды над горизонтом и на карте строится так называемая окружность равных высот. Пересечение таких окружностей для двух звезд дает точное положение ракеты в данный момент. Далее данные передаются автопилоту, который производит коррекцию курса ракеты, а по достижении географического места цели переводит ракету в пикирование.

Ракеты с системой астрокоррекции должны лететь на максимальной высоте, насколько позволяют возможности воздушно-реактивного двигателя. На высоте 18-25 км звезды днем видны так же ярко, как и ночью, и система астрокоррекции может работать круглосуточно независимо от погодных условий.

В СССР работы по созданию системы астрокоррекции велись с 1947 г. В рамках НИИ-88 была создана лаборатория, занимавшаяся автоматической астрокоррекцией, ей руководил И.М. Лисович. Позже это подразделение было переведено в НИИ-1.

Со второй половины 1952 г. по 1954 г. опытная система астрокоррекции испытывалась на самолете Ил-12, а с 1954 г. по 1955 г. - на бомбардировщике Ту-16. В полете на 4000 км система имела ошибки в пределах 3,3-6,6 км. Причем полет проходил на высоте около 10 км, а на высотах вдвое больших система, соответственно, должна была работать лучше.

Крылатая ракета «Буря» была двухступенчатой. Маршевая ступень оснащалась прямоточным двигателем РД-012. Стартовая ступень состояла из двух боковых ускорителей. Ускоритель имел цилиндрическую форму с заостренной передней частью и состоял из топливных баков и четырехкамерного ЖРД С2.1100 (позже С2Л150), разработанного в ОКБ-2 НИИ-88. В топливные баки каждого ускорителя заправлялось 20840 кг окислителя и 6300 кг горючего. В струе газов ЖРД располагались газовые рули, обеспечивающие управление ракетой на начальном участке полета. При наборе скорости управление полетом осуществлялось воздушными рулями. На ускорителях устанавливались горизонтальные рули и стабилизаторы. Ускорители общим весом 64760 кг симметрично располагались под крыльями маршевой ступени и крепились к ее фюзеляжу на четырех узлах каждый.

Маршевая ступень «Бури» построена по нормальной самолетной схеме с треугольным крылом, имеющим стреловидность по передней кромке 70° и тонкий сверхзвуковой профиль. В передней части цилиндрического фюзеляжа маршевой ступени находился сверхзвуковой диффузор с центральным телом, в котором размещалась боевая часть. В хвостовую часть фюзеляжа вел воздухопровод, окруженный кольцевыми баками с топливом. Сверхзвуковой ПВРД диаметром 1700 мм стыковался с воздухопроводом и питался топливом с помощью тур- бонасосного агрегата и регулятора подачи топлива, которые устанавливались в специальном отсеке. Турбонасосный агрегат также приводил в работу генератор мощностью 25 кВт. Фюзеляж заканчивался обтекателем сопла ПВРД и крестообразным хвостовым оперением с аэродинамическими рулями. Система астронавигации находилась в охлаждаемом приборном отсеке в средней верхней части фюзеляжа, а датчики этой системы прикрывались специальным куполом из жаростойких кварцевых пластин.

Межконтинентальная ракета «Буря» стартовала вертикально непосредственно со стрелы установщика специального пускового устройства на железнодорожной платформе конструкции Новокраматорского машиностроительного завода им. В.И. Ленина (главный конструктор В.И. Капустинский). После старта ракета разгонялась ускорителями до скорости ЗМ и достигала высоты 18-20 км.

Первые 50 секунд полета управление ракетой осуществлялось с помощью газовых рулей. Через 50 секунд, когда ракета набрала достаточную скорость и могла управляться аэродинамическими рулями, газовые рули отстреливались. На 80-й секунде полета начинал работать прямоточный маршевый двигатель, а «боковушки» отстреливались.

После того как скорость достигала ЗМ, и ПВРД выходил на режим максимальной тяги, происходила расцепка ускорителей и маршевой ступени. Далее полет маршевой ступени до района цели шел с постоянной скоростью 3,15-3,2М и с постоянным аэродинамическим качеством на сверхзвуковом ПВРД. На маршевом участке полет корректировался с помощью системы автоматической астронавигации «Земля». За время полета до цели ракета поднималась до высоты 25,5 км. При приближении к цели маршевая ступень должна была переводиться автопилотом в крутое пикирование на цель, и при этом отделялось центральное тело с боевым ядерным зарядом.

В конце августа 1954 г. был закончен эскизный проект межконтинентального самолета-снаряда «Буря». В ноябре 1956 г. закончилась отработка двигателя РД-Д12У. В 1956 г. начались наземные испытания опытного образца «Бури». Параллельно на двух заводах - № 301 в г. Химки и № 18 в Куйбышеве - была запущена в производство первая серия ракет для летных испытаний. Всего было изготовлено 19 ракет.

Представим кратко хронологию летных испытаний «Бури» на полигоне Капустин Яр.

31 июля 1957 г.: включился стартовый ЖРД, но ракета так и осталась на пусковом столе - один из ускорителей не вышел на режим номинальной тяги и автоматика заблокировала команду «старт».

1 сентября 1957 г.: восстановленная ракета доставлена на старт и подготовлена к пуску. В момент старта от ракеты неожиданно отделились газовые рули. Так как вектор тяги стартовых ЖРД не проходит через центр тяжести ракеты, то стартовики создают вращательный момент, который уравновешивается газовыми рулями. После отстрела рулей ракета под действием этого момента силы медленно описала «мертвую петлю» и упала в нескольких десятках метров от пусковой установки, вызвав на полигоне сильнейший пожар.

После этого пуска элементная схема отстрела газовых рулей была изменена, и преждевременный их отстрел не наблюдался.

31 октября 1957 г.: второй пуск. Отказ ЖРД одного из ускорителей.