ОАО ВОЕННО-ПРОМЫШЛЕННАЯ КОРПОРАЦИЯ
НПО МАШИНОСТРОЕНИЯ
«...мы в США постоянно уделяли особое
внимание работам конструкторского бюро
В.Н. Челомея из-за его нестандартных и эф-
фективных решений...»
Уильям Перри,
министр обороны США
в 1994-1997 гг.
Посвящается
конструкторам-разработчикам, расчетчикам, испытателям,
экспериментаторам, технологам и организаторам производ-
ства, рабочим и руководителям Научно-производственного
объединения машиностроения и предприятий его кооперации,
участникам совместных работ - всем тем, кто создал образец
системы оружия со стратегической крылатой ракетой «Мете-
орит» - выдающееся техническое достижение, по характери-
стикам намного опередившее свое время...
Г.А. Ефремов
А.И.Киселев
А. Г. Леонов
И.В. Харламов

ЯРКИИ след крылатого
«МЕТЕОРИТА»

УДК [623.4:629.76](47+57)(091)
ББК 68.541 (2)-1
Я74
ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
Г.А. Ефремов, А.И. Киселев,
А.Г. Леонов, И.В. Харламов
Яркий след крылатого «Метеорита»
В книге использованы фотографии и рисунки из архива ОАО «ВПК «НПО машиностроения».
Все авторские права защищены. Перепечатка, размножение (электронное копирование, фотографирование,
ксерокопирование и другие виды копирования) любых материалов книги запрещены без разрешения владельца
авторского права.
Яркий след крылатого «Метеорита» / Г. А. Ефремов [и др.]. - М.: Бедретдинов и Ко, 2012. - 248 с.: илл. -
ISBN 978-5-901668-36-8.
I. Ефремов Г. А.
Агентство CIP РГБ
Эта книга - личные воспоминания участников проектирования, изготовления, отработки и испытаний комплек-
сов ракетного оружия со сверхзвуковой крылатой ракетой стратегического назначения, универсальной по целям и
унифицированной по носителям - «Метеорит-М» морского и «Метеорит-А» авиационного базирований.
В ней собраны уникальные материалы специалистов, разработавших ракетную систему, опередившую по своим
параметрам время. Выпуск книги приурочен к 35-й годовщине выхода Постановления правительства СССР о соз-
дании этих комплексов для вооружения подводных лодок и самолетов-носителей.
Книга будет полезна как профессионалам, так и широкому кругу читателей, интересующихся историей и вопро-
сами разработки вооружений.
ISBN 978-5-901668-36-8
© ОАО «ВПК «НПО машиностроения», 2012
Создателям комплекса ракетного оружия с КР «Метеорит»
Эта книга - рассказ о коллективе, созданном и дли-
тельное время возглавляемом Генеральным конструк-
тором академиком Владимиром Николаевичем Че-
ломеем, его делах, его нетрадиционных подходах к
разработке уникальных образцов ракетно-космической
техники, среди которых ракетный комплекс с крылатой
ракетой большой дальности «Метеорит».
Многие комплексы с баллистическими и крылаты-
ми ракетами, различные космические аппараты, соз-
данные уникальным многопрофильным предприятием
«НПО машиностроения», опередили свое время, ста-
ли венцом научно-технической мысли, надежным сред-
ством защиты Отечества.
Мне посчастливилось весьма близко общаться с вы-
дающимся конструктором ракетной техники В.Н. Чело-
меем, его достойным преемником Г.А. Ефремовым и
другими участниками разработки ракетных комплексов
для флота.
Приступив в послевоенные годы к созданию крыла-
тых ракет для ВМФ, коллектив, возглавляемый В.Н. Че-
ломеем, разработал в конце 50-х годов крылатую ра-
кету большой дальности П-5, предназначенную для
нанесения ударов по береговым объектам. В этом комплексе впервые в мире был реализо-
ван старт из контейнера подводной лодки с раскрытием крыла в полете. Это выдающееся
достижение в области создания крылатых ракет морского базирования в дальнейшем было
широко использовано в отечественном и мировом ракетостроении.
В последующие годы был сдан на вооружение ряд комплексов противокорабельных ра-
кет для ВМФ. Благодаря их высоким летно-техническим характеристикам (старт из надво-
дного и подводного положения носителя, сверхзвуковая скорость полета, загоризонтная
дальность стрельбы) ВМФ в 70-80-е годы по боевым возможностям этого ракетного ору-
жия вышел на первое место в мире.
В 70-е годы в ответ на развертывание США крылатых дозвуковых ракет нового поколе-
ния «Томагавк» в ЦКБМ началась разработка ракетных комплексов со сверхзвуковой кры-
латой ракетой большой дальности нового поколения «Метеорит», предназначенной в том
числе для размещения на атомных подводных лодках в качестве одного из средств сохра-
нения баланса стратегических ядерных сил.
Приступив к созданию КР «Метеорит», В.Н. Челомей и его коллектив нашли новые техни-
ческие решения в выборе аэродинамической схемы, материалов, силовой установки. К раз-
работке системы управления были привлечены самые передовые научные коллективы. Эта
ракета на маршевых высотах полета являлась практически неуязвимой для средств проти-
воракетной обороны.
В ходе выполнения большого объема наземной и летной отработки были в основном под-
тверждены высокие тактико-технические требования к ракете. Однако после принятия меж-
дународного соглашения по сокращению стратегических наступательных вооружений ра-
боты по теме были прекращены.
И хотя комплексы с КР «Метеорит» так и не были развернуты, считаю, что опыт и знания,
приобретенные коллективом ЦКБМ (НПО машиностроения) при создании ракеты, о которых
рассказывается в этой книге, будут еще долго востребованы и помогут следующим поколе-
ниям создателей новых видов вооружений.
Желаю коллективу НПО машиностроения больших творческих успехов и процветания.
Адмирал Ф.И. Новоселов,
заместитель Главнокомандующего ВМФ
(1986-1992 гг.)
Читателю книги о «Метеорите»
В моей конструкторской и жизненной судьбе участие,
а длительное время и руководство работой по совершен-
но новому, прорывному комплексу ракетного оружия со
сверхзвуковой дальней малогабаритной унифицирован-
ной по видам старта ракетой «Метеорит» сыграли огром-
ную роль.
Будучи в должности заместителя генерального кон-
структора и занимаясь в 1976-1977гг. решением проблем
летной отработки ракеты «Цранит», мне, тем не менее,
пришлось подключиться к работам и по комплексам с кры-
латой ракетой «Метеорит». В марте 1983 г. меня вызвал
генеральный конструктор В.Н. Челомей и предложил воз-
главить эту тему. Он сказал: «Работа в тяжелом положе-
нии, прошу тебя взяться за нее. Я предложу министру об-
щего машиностроения С. А. Афанасьеву твою кандидатуру
в качестве главного конструктора этого направления».
Я дал согласие и затем, после выхода в мае 1983 г. при-
каза министра, эта работа стала моей главной загрузкой
(хотя я не был освобожден и от других проектных работ
по тематике ЦКБМ). Я понимал, что Владимир Николае-
вич оказал мне особое доверие, назначив именно главным конструктором направления,
что было единственным случаем в истории нашей организации...
Положение с «Метеоритами» действительно было трудным - за период с 1977по 1983год,
после 8 произведенных пусков ракета еще не летала, освоен был лишь участок старта. Тем
не менее слаженное и активное взаимодействие коллектива главных конструкторов, отве-
чавших за разработку новых бортовых систем крылатой ракеты «Метеорит» и элементов
комплекса - В. И. Кузнецова, Ю.А. Козко, В.М. Иевлева, А.А. Саркисова, Я.Е. Айзенберга,
Г. И. Лящева, В.Ф. Потапова, руководителей завода им. М.В. Хруничева - А. И. Киселева и
Ю.П. Городничева и многих других позволяли верить в успех дела.
Даже критически относившиеся к возможности достижения высоких характеристик ком-
плекса по точности и невидимости В. Г. Сергеев и А. В. Чуркин не могли зародить в нас со-
мнений.
В декабре 1984 г. мне пришлось стать генеральным конструктором НПО машиностро-
ения, заменив на этом посту ушедшего из жизни В.Н. Челомея. Не могу не отметить, что
при сохранившейся моей ответственности за все работы НПО машиностроения тему «Ме-
теорит» далее успешно вели в роли главных конструкторов А.Ф. Богданов (1985-1986 гг.),
О.Я. Артамасов (1986-1991 гг.) и главный ведущий конструктор Б.М. Денисов.
Значительный вклад в определение облика комплекса, его проекта, компоновки и отра-
ботки внесли Н.М. Ткачев, В.А. Модестов, В.И. Уткин, В.В. Витер, А.В. Хромушкин, Б.Д. Ба-
раночников и многие другие выдающиеся инженеры и производственники нашего пред-
приятия.
Основная компоновка ракеты «Метеорит» была выполнена в проектном комплексе Алек-
сандром Георгиевичем Леоновым, который на момент написания этой книги является ге-
неральным директором-генеральным конструктором ОАО «ВПК «НПО машиностроения» -
теперь уже головной организации корпорации. Александр Георгиевич горячо поддержал
мою инициативу по созданию книги и принял в ее подготовке активное участие.
Несмотря на задержки в работе по комплексу, вызванные абсолютной новизной и слож-
ностью многих научных и технических решений, результат был достигнут и подтвержден се-
рией успешных пусков в 1980-1991 гг. Лишь политические причины и начавшееся сокраще-
ние ядерных стратегических вооружений СССР и США остановили развертывание нового
вида оружия.
В соответствии с установленным в советское время порядком за непринятый на воору-
жение комплекс никого из разработчиков не поощряли и не награждали. Поэтому первая и
важнейшая задача настоящей книги - отдать долг памяти тысячам ученых, инженеров и ра-
бочих, создавших такое замечатель-
ное по новизне оружие. Ведь сколько
было проделано тяжелейшей рабо-
ты, пережито ошибок, сколько выго-
воров, проработок, требовательных
заседаний коллегии Министерства
общего машиностроения и Военно-
промышленной комиссии Совета ми-
нистров СССР... Пусть книга будет
утешительной наградой всем участ-
никам этого выдающегося техниче-
ского проекта.
Другая цель написания этой кни-
ги - показать высочайший потенци-
ал, достигнутый в те годы фирмой,
основанной В.Н. Челомеем.
В последнее время выходят в свет
объемные монографии, в которых по-
казаны достижения различных фирм
и организаций в области создания
целого ряда систем вооружений, в
том числе ракетно-космических. Пу-
бликации носят открытый характер
(в разумных пределах) и позволяют
ознакомиться с самыми передовы-
ми технологиями, с предпосылками
и условиями технического, полити-
ческого, экономического характера
при создании систем вооружения.
Как правило, по ходу повествования
Апрель 2011 г. Два генеральных конструктора НПО машино-
строения - ГА. Ефремов (с 1984 по 2007 г.) и А.Г. Леонов (с 2007 г.)
обсуждают материалы будущей книги о «Метеоритах»
отмечаются высококлассные специалисты и ученые, решившие сложнейшие проблемы при
создании, принятии на вооружение и эксплуатации систем вооружений.
Для ОАО «ВПК «НПО машиностроения», естественно, назрела необходимость и появи-
лась возможность рассказать об одном из уникальных явлений в отечественном ракетном
вооружении - стратегических ракетных комплексах с крылатой ракетой дальнего действия
«Метеорит». В этой книге рассказывается об оригинальных технических решениях, выра-
ботанных в процессе создания КР «Метеорит», отдается дань уважения специалистам, вло-
жившим свой профессиональный опыт и знания в эту масштабную работу.
Создание ракеты «Метеорит» - это целая эпопея. Уникальность решенных инженерно-
технических задач в области старта и сверхзвукового полета на большую дальность, си-
стем управления и наведения с использованием электронных карт местности, обеспе-
чения малой радиолокационной заметности ракеты и многих других задач не утратили
актуальности и в наше время.
Уверен, что эта книга будет отличным пособием для студентов, аспирантов и молодых
работников Оборонно-промышленного комплекса. Книга призвана также показать читате-
лям, особенно молодому поколению ракетостроителей, как от правильно поставленной за-
дачи через огромный труд достигается успех в самых сложных делах. Уверен, что опыт и
результаты работ по «Метеориту» должны быть сохранены и использованы в последующих
перспективных разработках ракетного оружия.
Почетный генеральный директор -
почетный генеральный конструктор
ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
Г.А. Ефремов
РАКЕТА'МЕТЕОРИТ’—ДОСТО	СТО^
В РЯДУ КРЫЛАТЫХ РАКЕТ КБ В.Н. ЧЕЛОМЕЯ
Крылатыми ракетами, или как их тогда на-
зывали «самолетами-снарядами», одним
из первых начал заниматься коллектив
конструкторского бюро под руководством Вла-
димира Николаевича Челомея. Этот коллектив
был образован в 1944 г. на базе известнейше-
го авиационного конструкторского бюро «коро-
ля истребителей» Н.Н. Поликарпова.
Коллектив В.Н. Челомея унаследовал луч-
шие черты авиационного конструирования -
изящество технических решений, высокую
технологичность, культуру веса и надеж-
ность работы. Эти традиции впоследствии
всегда отличали конструкторские разработ-
ки, рождающиеся в КБ, основанном и разви-
вающемся под руководством В.Н. Челомея.
Владимир
Николаевич
Челомей,
генеральный
конструктор
авиационной
и ракетно-
космической
техники
В КБ В.Н. Челомея (1955-1966 гг. - ОКБ-52;
1966-1983 гг. - ЦКБМ; с 1983 г. - НПО маши-
ностроения), начиная с 50-х годов, был разра-
ботан и технически реализован целый ряд кры-
латых ракет с различными видами маршевого
двигателя - от ПВРД до РДТТ и ТРД. Эти раке-
ты явились одним из основных видов ракетного
оружия для подводных лодок (ПЛ), надводных
кораблей (НК), береговых пусковых наземных
установок и самолетов-ракетоносцев.
НПО машиностроения разработало широ-
ко известные комплексы крылатых ракет для
ПЛ и НК и в настоящее время несущих вахту по
защите рубежей России, такие как «Малахит»,
«Базальт», «Прогресс», «Гранит» и ракетные
комплексы 4-го поколения.
Большой опыт разработки крылатых ра-
кет различного базирования дал возможность
коллективу КБ В.Н. Челомея создать в конце
70-х - начале 80-х годов комплекс ракетно-
го оружия (КРО) стратегического назначения
большой дальности.
Генеральный конструктор В.Н. Челомей был
инициатором разработки системы ракетного
оружия со сверхзвуковыми дальними крыла-
тыми ракетами, получившего имя «Метеорит»
(по традиции КБ разрабатываемым ракетам
давали имена твердых и красивых геологиче-
ских структур: «Аметист», «Базальт», «Гранит»,
«Малахит» и теперь «Метеорит»).
Создание КР «Метеорит» пришлось на 70-
80-е годы, когда США уже имели ряд дозву-
ковых крылатых ракет малой и средней даль-
ности.
Достигнутые к середине 70-х годов XX ве-
ка уровни развития стратегических систем на
базе баллистических ракет наземного и мор-
ского базирования СССР и США обеспечива-
ли способность стратегических ядерных сил к
нанесению обоюдного уничтожающего удара
в любых, в том числе и в самых сложных усло-
виях.
8
• ЯРКИЙ СЛЕД -
ч	КРЫЛАТОГО «МЕТЕОРИТА»
Однако развертывание в США систем кос-
мического базирования для раннего обнару-
жения и уничтожения баллистических ракет
как стартовавших, так и находящихся на стар-
товых позициях, а также совершенствование
систем ПВО и ПРО при одновременном ши-
рокомасштабном размещении стратегических
крылатых ракет с дозвуковой скоростью поле-
та на всех возможных типах носителей (авиа-
ция, подводные лодки, надводные корабли и
наземные пусковые установки) привело к из-
менению качественных аспектов примерного
паритета ударного потенциала СССР и США,
исторически сложившегося при значительной
асимметрии по отдельным видам вооружений.
В первой половине 70-х годов XX века США
решили начать разработку и развертывание
нового вида стратегического оружия - малога-
баритных крылатых ракет для оснащения ими
подводных лодок и тяжелых бомбардировщи-
ков. Крылатые ракеты морского базирования
получили обозначение «Томагавк», а авиаци-
онного базирования - ALCM.
Наиболее значительным преимуществом об-
ладали США в области военно-морских и воен-
но-воздушных сил. Это преимущество усугу-
блялось различиями военно-географического
положения СССР и США, а также наличием
военных баз вокруг СССР, расположенных в
странах НАТО. Этим в значительной степени
определялась позиция, занятая США на пере-
говорах об ограничении стратегических воору-
жений, стремившихся обеспечить себе одно-
сторонние преимущества.
Крылатые ракеты различного вида бази-
рования не попадали в разряд ограничений и
поэтому только по морским КР США планиро-
вали иметь до 4000 ракет с дозвуковой скоро-
стью полета и оснащенных как ядерными, так и
обычными боевыми частями.
Ракета «Томагавк» по размерам близка к
обычной торпеде, ее турбореактивный двига-
тель обеспечиваетей дальность полета -2500 км
и более при скорости до 900 км/ч и высоте мар-
шевого полета 150-200 м. По мнению стратегов
США, принятие на вооружение этих ракет по-
зволяло поддерживать военно-политическое и
экономическое превосходство в мире относи-
тельно дешевым и эффективным оружием.
Американская сторона правильно оценила,
что к началу XXI века при сохранении темпов
советского кораблестроения и медленного
темпа работ по ракетам большой дальности
создание со стороны ВМФ адекватной угрозы
объектам на территории США представляет
значительные проблемы. Считалось, что от-
меченная выше асимметрия флотов не позво-
лит СССР добиться численного равенства по
этому виду вооружений без принятия чрезвы-
чайных мер, неприемлемых с экономической
и политической точек зрения. Даже при чис-
ленном равенстве однотипных дозвуковых ра-
кет паритет не будет обеспечен в силу разли-
чия военно-географического положения двух
стран.
В соответствии с принятым принципом па-
ритета и в СССР в дополнение к МБР и БРПЛ
была поставлена задача создать подобный
вид оружия.
Необходимо было определить, какими так-
тико-техническими характеристиками должны
обладать комплексы со стратегическими даль-
ними крылатыми ракетами. Огромная разница
в географии США и СССР, в размещении баз
Крылатая ракета
«Метеорит»
носителей КР, а также в возможностях ПВО
требовали серьезного анализа тактики и стра-
тегии новых систем оружия. Предложения вы-
рабатывались в КБ Минавиапрома (СМКБ «Но-
ватор» и МКБ «Радуга» - главные конструкторы
Л.В. Люльев и И.С. Селезнев.)
К 70-м годам у СССР было значительное ко-
личество крылатых ракет морского, авиаци-
онного и наземного базирования, способных
поражать наземные цели, однако эти раке-
ты имели дальность стрельбы до нескольких
сотен километров. Для сохранения ядерного
баланса необходимо было найти эффектив-
ный ответ, которым стала разработка дальней
сверхзвуковой стратегической крылатой раке-
ты нового поколения «Метеорит».
Со стороны СССР в ответ на действия США
естественно было ожидать принятия адек-
ватных мер. Симметричный ответ - созда-
ние аналогичных дозвуковых КР Х-55 (КР
авиационного базирования, разработчик КБ
«Радуга» им. А.Я. Березняка) и «Гранат» (КР
морского базирования, разработчик СМКБ
«Новатор») - был малоэффективен и не обе-
спечивал паритета.
При сравнении отечественных дозвуковых
ракетных систем с американскими генераль-
ный конструктор В.Н. Челомей понимал, что
симметричные системы США и СССР с дозву-
ковыми крылатыми ракетами не могут иметь
сравнимую боевую эффективность при оди-
наковых дальностях стрельбы и количестве на
носителях. Отечественную группировку крыла-
тых ракет необходимо дополнить необычным
национальным отличием, а именно: увеличе-
нием в 2 раза по сравнению с дозвуковыми КР
дальности полета, сверхзвуковой скорости по-
лета, а также в силу более высокой стоимости
таких ракет по сравнению с дозвуковыми весь-
ма (до 10 раз) превосходящей боевой эффек-
тивности.
В.Н. Челомей предложил вариант создания
сверхзвуковой КР большой дальности полета и
универсальной по видам носителей (морской,
авиационный и наземный). Эти предложе-
ния были поддержаны организациями заказ-
чика - Центральным институтом вооружений
ВМФ и Центральным институтом вооружений
ВВС. Это объяснялось тем, что создание наря-
ду с дозвуковыми КР сверхзвуковых КР боль-
шой дальности, имеющих на порядок более
высокую эффективность, давало возможность
асимметричного ответа при значительно мень-
ших затратах на создание группировки ком-
плексов вооружений. Решением руководства
СССР было определено реализовать две ветви
ответа - создание дозвуковых и сверхзвуковых
КР большой дальности полета. С политической
точки зрения развертывание смешанной груп-
пировки значительно меньшей численности
по сравнению с американской должно демон-
стрировать приверженность принципу «разум-
ной достаточности» и отсутствие агрессивных
намерений.
Сверхзвуковую ракету в 70-80-х годах под
силу было создать только КБ В.Н. Челомея, ко-
торое к этому времени приобрело большой
опыт создания сверхзвуковых КР, как страте-
гических - П-5, так и противокорабельных -
П-35, П-6, «Базальт», «Гранит». По представле-
нию В.Н. Челомея, наибольшей эффективности
СССР мог достичь только сочетанием сверх-
звуковых дальних крылатых ракет и более де-
шевых малогабаритных дозвуковых КР.
После выхода Постановления ЦК КПСС и
Совета Министров СССР по разработке ПКР
«Гранит» с дальностью действия около 500 км
в 1972-1975 гг. были практически сразу же
развернуты интенсивные поисковые работы по
КР следующего поколения с дальностью дей-
ствия порядка 2000 км.
Создание даже дозвуковых КР с дальностя-
ми полета до 2500 км, размещаемых в торпед-
ных аппаратах подводных лодок и в бомбоот-
секах самолетов, представляло собой сложную
задачу. Но сложность и новизна сверхзвуко-
вых крылатых ракет с дальностью полета око-
ло 5000 км была на порядок выше. К тому же ко
всем трудностям создания сверхзвуковых ра-
кет добавлялась новая задача - коррекция тра-
ектории полета высоко и длительно летящей
ракеты (высота полета ~ 22-25 км).
В эти годы главное направление работ было
нацелено на определение облика оптимальной
двигательной установки и решение проблем
системы управления с коррекцией траектории
в процессе полета ракеты.
Берясь за задачу создания стратегическо-
го комплекса «Метеорит» с унифицированной
единой крылатой ракетой как морского, так
и авиационного базирования, коллектив КБ
В.Н. Челомея имел достаточный накопленный
к тому времени задел по двигателестроению,
средствам высотной коррекции траектории
полета и средствам снижения радиолокацион-
ной и оптической заметности ракет.
Это мнение, как показал ход работ, было
несколько завышено. В действительности по
ходу создания ракет «Метеорит» пришлось
вести ряд научно-исследовательских опытных
работ.
В.Н. Челомей хорошо понимал, что слепое
повторение в СССР американских дозвуковых
крылатых ракет морского, наземного и авиа-
10
'	ЯРКИН СЛЕД
КРЫЛАТОГО «МЕТЕОРИТА»
ционного базирования было шагом вчерашне-
го дня и не давало реального преимущества.
Слишком отличными, не в пользу нашей стра-
ны, были и географическое положение СССР,
и возможность защиты территории средства-
ми ПВО, ПРО и ПЛО.
В конце 1975 - начале 1976 годов В.Н. Че-
ломей, обсудив свои взгляды с руководством
ВМФ и ВВС СССР С.Г. Горшковым, П.Г. Кото-
вым, П.С. Кутаховым, М.Н. Мишуком, в экс-
тренном порядке поставил перед коллективом
ЦКБМ задачу по определению технического
облика ракетного комплекса с ракетой «Мете-
орит». Задача усложнялась заданными В.Н. Че-
ломеем габаритами ракеты в предстартовом
положении - ее необходимо было разместить
в цилиндре диаметром 1650 мм при длине 10-
12 м. Масса ракеты не должна была превышать
6-8 т. Для сравнения необходимо вспомнить,
что в 50-60-х годах в США, и в СССР разраба-
тывались стратегические сверхзвуковые кры-
латые ракеты «Буря», «Буран» (СССР) и «Нава-
хо» (США). Эти ракеты имели массу 100-150 т,
их диаметр на старте был более 6 м при дли-
не 27-32 м. Такие ракеты могли иметь только
наземное базирование, ни о каком размеще-
нии на подводных лодках, бомбардировщиках
и речи быть не могло.
Именно поэтому аналитики из ГШ ВМФ вос-
приняли предложенную В.Н. Челомеем концеп-
цию сверхзвуковой высотной малозаметной
стратегической крылатой ракеты «Метеорит»,
унифицированной по носителям и способам
базирования и универсальной по поражаемым
целям, как эффективный ответ в направлении
создания востребованного и очень своевре-
менного вооружения.
Спустя некоторое время на предприятие при-
был целый «десант» офицеров из военных на-
учных институтов и управлений Министерства
обороны для совместного написания тактико-
технических требований. Такое решение было
принято, чтобы все вопросы можно было ре-
шать в рабочем порядке при подготовке со-
вместного документа - тактико-технического
задания. Это заметно сократило время на-
писания и согласования ТТХ. Параллельно в
ЦКБМ развернулись работы по выпуску эскиз-
ного проекта.
Разработка этого комплекса для базирова-
ния на атомных подводных лодках и тяжелых
бомбардировщиках была определена Поста-
новлением ЦК КПСС и СМ СССР от 9 декабря
1976 года. Этим же постановлением ЦКБМ бы-
ло назначено головной организацией по созда-
нию комплексов с унифицированной крылатой
сверхзвуковой высотной малозаметной раке-
той «Метеорит» и бортовой системы управле-
ния (СУ) ракетой.
Для КР были заданы очень высокие требова-
ния:
•	большая дальность полета;
•	высокая скорость полета;
•	предельная величина отклонения от цели -
несколько сотен метров;
•	низкая радиолокационная заметность.
Габариты страте-
гических крылатых
ракет
11

РАКЕТЛГМЕТЕОРИТ» -	r*
ДОСТОЙНОЕ МЕСТО В/ЯДУ КРЫЛАТЫХ РАКЕТ КБ В.Н. ЧЕЛОМЕЯ
Руководители и
специалисты ФГУП
«НПО машинострое-
ния» возле КР «Мете-
орит» на МАКС-2007,
г. Жуковский, 2007 г.
Особенно заманчивым представлялся ком-
плекс авиационного базирования. При прове-
дении одной дозаправки самолета-носителя
его дальность увеличивалась на 46%, а при ис-
пользовании для посадки аэродромов Аркти-
ки - на 73%. Это позволяло бомбардировщикам
не входить в зону ПВО Североамериканско-
го континента. Подавление узлов ПВО способ-
ствовало повышению эффективности дозвуко-
вых КР, летящих во втором эшелоне ответного
удара. Кроме того, большая дальность полета
давала возможность «обслуживать» объекты на
южной границе вероятного противника.
Комплекс морского базирования предпо-
лагалось разместить на ПЛАРБ, которые в со-
ответствии с договором по СНВ должны быть
выведены из боевого состава. Состояние но-
сителей, количество изготовленных и от-
работанных ракет с учетом достигнутых ре-
зультатов и произведенных затрат позволили
получить максимальный положительный эф-
фект.
Введение в состав ВМФ СССР одной
ПЛ со стратегической крылатой ракетой
«Метеорит-М»:
•	эквивалентно по эффективности залпа ~5
ПЛ с дозвуковыми стратегическими кры-
латыми ракетами;
•	демонстрирует широкую возможность раз-
вертывания сверхзвуковых высотных КР,
что заставит противоположную сторону
вложить значительные средства в разви-
тие ПВО и ПРО во втором высотном эше-
лоне;
•	будет способствовать изменению позиции
США на переговорах о СНВ;
•	позволяляет ввиду больших габаритов пу-
сковой установки (ПУ) иметь потенциаль-
ную возможность дальнейшего повышения
эффективности вооружения, что исклю-
чалось при размещении СКР в габаритах
торпедного аппарата.
Размещение СКР «Метеорит» на назем-
ной ПУ также имело определенные преиму-
щества. Такой комплекс при базировании
в западных районах СССР держал бы «под
прицелом» любой объект в странах НАТО в
Западной Европе.
Кроме того, одной из ветвей дальнейшего
развития комплекса наземного базирования
-	! I ---------Т'-г.............. " ------------------ 12 ........i -.......................  "	1 -=
было создание противокорабельной ракеты,
оснащенной обычной боевой частью (ОБЧ)
и радиолокационной ГСН. Такой комплекс
значительно отодвигал рубежи маневриро-
вания кораблей возможного противника от
границ СССР на Северном и Дальневосточ-
ном ТВД.
Другим направлением развития стало соз-
дание на основе ракеты «Метеорит» комплек-
са высокоточного оружия, оснащенного ОБЧ,
и доведением точности до нескольких десят-
ков метров.
При разработке такого сложного наукоемко-
го оружия, как высокоточные и малоуязвимые
для средств ПВО крылатые ракеты «Метео-
рит», важным являлось обеспечение основных
тактико-технических характеристик - даль-
ность, скорость, высота полета, маневрен-
ность и при этом высокая точность попадания
с боеприпасом с минимальным отклонением
от точки прицеливания.
Задачи определялись также требования-
ми размещения боекомплектов ракеты «Ме-
теорит» на атомных подводных лодках и су-
ществующих самолетах-носителях. Габариты
ракет, особенно в стартовом положении, и
их масса очень сильно ограничивались - по
сравнению с проектами 50-х годов более чем
в 20 раз.
Создание комплекса оружия с крылатой ра-
кетой «Метеорит» было делом многих орга-
низаций и решалось на уровне задач страны.
Для того чтобы создать такой комплекс ору-
жия, потребовалась мощнейшая организа-
ция структурного взаимодействия государ-
ственных систем: Совета Министров в лице
ВПК, Министерства обороны со всеми входя-
щими структурам ВМФ и ВВС; Минобщема-
ша, Минрадиопрома, Минсудпрома и других
министерств; огромного количества отрасле-
вых научно-исследовательских организаций и
институтов; многих профильных КБ, заводов,
предприятий - разработчиков и изготовите-
лей; многих воинских частей и испытательных
полигонов Минобороны.
Всего для решения задачи создания ком-
плекса оружия с КР «Метеорит» было задей-
ствовано в той или иной степени своего уча-
стия свыше 1200 предприятий и организаций
страны.
Мобилизация огромного количества мате-
риально-технических и интеллектуальных ре-
сурсов была возможна только в условиях цен-
трализованной плановой экономики, которая
позволяла сосредоточить все ресурсы для
решения неотложных задач, встающих перед
ней на определенных исторических этапах.
При разработке комплекса оружия с КР
«Метеорит» ЦКБМ была поручена координа-
ция усилий всех участвующих в работе смеж-
ников, разработка, изготовление матери-
альной части и испытания. Непосредственно
представители ЦКБМ участвовали в работах
на всех этапах разработки, отработки, летно-
конструкторских и государственных испыта-
ний образцов.
Выверенная десятилетиями работа огром-
ного механизма экономической мощи страны,
опыт организации разработок и производства
видов вооружений позволили в сравнительно
короткий срок создать уникальный вид воору-
жения в качестве адекватного ответа на требо-
вания времени.
Сейчас трудно представить себе всю мо-
билизующую мощь для решения конкретных
организационных и инженерных задач, ког-
да для этого требовалось выпустить решение
ВПК или как минимум межминистерское ре-
шение, выполнение которых отслеживалось
строжайшим образом. И если где-то проис-
ходил сбой в работе целостного механизма,
усилия на его устранение направлялись не-
замедлительно.
От выхода Постановления о развертывании
работ в декабре 1976 года до первого пуска КР
«Метеорит» в мае 1980 года была разработана
документация, изготовлены опытные образцы,
произведены автономные испытания до пер-
вого старта ракеты из пусковой установки в по-
лигонных условиях.
Особенно необходимо подчеркнуть, что раз-
мещение на АПЛ КР «Метеорит» с крылом пло-
щадью 22 м2 потребовало выполнить его тро-
екратно складывающимся - крыло как бы
«оборачивало» фюзеляж. При сложенных кры-
льях и оперении КР «умещалась» в диаметр
описанной окружности 1650 мм.
Компоновочная схема ракеты была выпол-
нена по схеме «бесхвостка» с управляемым
передним горизонтальным оперением (ПГО),
с двигателем, расположенным в задней части
ракеты и размещенным снизу фюзеляжа регу-
лируемым воздухозаборником с особым алго-
ритмом приводов панелей, регулирующих ве-
личину площади воздухозаборника.
Некоторые оригинальные конструкторские
решения в области аэродинамики, комплекс
устройств и управления работой маршево-
го двигателя, реализованные в ракете «Ме-
теорит», нашли свое отражение в некоторых
разработках сверхзвуковых самолетов, на
многие конструкторские решения было полу-
чено большое количество авторских свиде-
тельств.
13
Старт ракеты с ПЛ при ее движении под во-
дой проводился из пускового контейнера с
раскрытием крыла и оперения после выхода
ракеты из-под воды, а при старте с самолета-
носителя - после схода ракеты с пускового
устройства - все эти технические решения ре-
ализованы на ракете «Метеорит».
Для достижения заданных ТТХ ракеты наи-
более приемлемым было использование
ТРД.
Чрезвычайно трудная инженерная зада-
ча обеспечения герметичности внутренне-
го тракта маршевого двигателя (МД) была
решена оригинальными техническими наход-
ками. Опыт ЦКБМ в разработке космических,
как беспилотных, так и пилотируемых систем,
разработка жидкостных баллистических ракет
шахтного базирования определили возможно-
сти оригинальных решений герметизации при
создании ракеты «Метеорит».
Применение ТРД на ракете, стартующей из-
под воды, всегда вызывало недоумение. Как,
ТРД на ракете из-под воды?... Для версии ра-
кеты авиационного базирования эта проблема
не стояла, но было много других специфических
проблем - обледенение, длительное выхолажи-
вание топлива (керосина) в баке и т.д.
Вопрос маршевого двигателя вообще вы-
зывал обеспокоенность генерального кон-
структора. Дело в том, что сверхзвуковую ра-
кету «Метеорит» Минавиапром, отвечающий
за дозвуковые крылатые ракеты и в том числе
двигатели для них, считал конкурентом своих
разработок.
Благодаря давним, устоявшимся хорошим
отношениям с нами Уфимское конструктор-
ское бюро машиностроения (главный кон-
структор С.А. Гаврилов), традиционно ра-
ботавшее с ЦКБМ еще со времени создания
двигателей ТРД для ракет П-5, П-6, оно взя-
лось после проработок за создание маршево-
го двигателя для ракеты «Метеорит».
Минавиапром потребовал от В.Н. Челомея
внести в Постановление ЦК КПСС и СМ СССР
детальные характеристики этого двигате-
ля. Для ракеты «Метеорит» требовался ма-
логабаритный высотный, с очень высокими
эксплуатационно-техническими характери-
стиками, короткоресурсный температурно-
напряженный двигатель. Трудность заключа-
лась в том, что только после выхода поста-
новления начиналась разработка эскизного
проекта с детальными, как и положено, рас-
четами и проектированием всей маршевой
двигательной установки, и можно было уве-
ренно определить ее летно-технические ха-
рактеристики.
Ничего не поделаешь, пришлось по пред-
варительным оценкам заказывать характери-
стики маршевого двигателя для ракеты. Но
на этом проблемы с МД еще далеко не кончи-
лись, и генеральному конструктору вопрос о
характеристиках маршевого двигателя здоро-
во потрепал нервы. Было все: и «застрявшие»
в горле «трансзвука» ракеты, и переживания о
достаточности тяги на маршевой высоте и при
сверхзвуковой скорости
Ракета оснащалась высокоточной инерци-
альной системой управления полетом с до-
полнительной автономной бортовой системой
коррекции траектории, обеспечивающей вы-
сокую степень точного наведения на цель.
Высокотехнологичные разработки, вне-
дренные на ракете, позволили значительно по-
высить боевые параметры ракеты «Метеорит»,
включая комплекс мероприятий, снижающих
ее радиолокационную заметность.
Отдельные технические решения, реализо-
ванные на ракете, до настоящего времени не
имеют аналогов в мире, не утратили своего
значения и могут быть применены даже в буду-
щих проектах ракет.
Изготовление ракеты было организовано
на одном из лучших самолето- и ракетострои-
тельных заводов страны - заводе им. М.В. Хру-
ничева в Москве.
Одной из заслуг В.Н. Челомея является соз-
дание творческой обстановки в коллективе,
когда необходимо решить такую большую и
сложную задачу, как создание нового образца
ракетного оружия.
В.Н. Челомей всегда старался окружить
себя помощниками из числа неординарных
личностей, которые, что называется, с пол-
оборота включались в процесс создания но-
вой конструкции. В его команде было работать
трудно, но интересно, и люди всегда тяну-
лись к нему. Целая плеяда соратников и уче-
ников, воспитанных в его коллективе, спло-
ченная общей идеей, как правило, с учетом
проб и ошибок, неудач и достижений решала
сложнейшие задачи. Люди, близко стоявшие к
В.Н. Челомею, как говорится, входившие в его
круг, это Г.А. Ефремов, С.Б. Пузрин, А.И. Эй-
дис, В.В. Сачков, М.И. Лифшиц, В.Е. Самойлов
и многие другие - так называемая «реутовская
команда», вложили непосредственно часть
своей души в разработку тех проектов, кото-
рые явились вехами на пути создания в НПО
машиностроения ряда комплексов с крылаты-
ми ракетами для вооружения ВМФ.
Следует сказать, что и руководители и кол-
лективы филиалов № 1 и № 2 ЦКБМ внес-
ли существенный вклад в достижения фирмы
14
В.Н Челомея. Это Д.А. Полухин - руководитель
филиала № 1, В.М. Барышев- руководитель
филиала № 2 и многие-многие другие сотруд-
ники этих филиалов.
Непосредственное руководство работами по
конструированию комплексов «Метеорит-М»
и «Метеорит-А» выполнял руководящий ор-
ган, «правая рука» генерального конструкто-
ра - группа ведущих конструкторов ЦКБМ.
Сначала это была группа главного ведущего
конструктора Б.М. Денисова, затем главного
конструктора по тематическому направлению
А.Ф. Богданова, а после его смерти - главного
конструктора направления О.Я. Артамасова.
Группа главного ведущего конструктора со-
стояла из личностей, каждый представлял со-
бой высококвалифицированного специалиста
в той или иной области конструкции ракеты, и
все вместе представляли слаженный коллек-
тив, способный решать задачи, сформулиро-
ванные В.Н. Челомеем, затем претворять их в
конструкторские решения, участвовать в их от-
работке и испытаниях, обеспечивая конечный
результат.
В состав группы главного ведущего кон-
структора входили: С.А. Альперович, В.Г. Би-
денко, М.Б. Гуревич, И.В. Харламов, А.В. Горя-
йнов, В.И. Алферов, И.А. Нуварьев,О.И. Козлов,
Е.Д. Безрук, В.П. Рохмаков, А.С. Ерхов, В.А. Кор-
ниенко, В.В. Янченко, В.Ф. Есиновский,
В.В. Свешников, И.С. Сметанкин, С.А. Разува-
ев, В.Н. Проводин.
Необходимую помощь в координации ра-
бот, составлении и согласовании с вышесто-
ящими организациями различных графиков,
отчетных и плановых документов выполня-
ла группа координации и планирования, куда
входили Э.Л. Жилин, А.А. Баскаков, В.С. Ма-
каров, И.А. Финагин, Б.Г. Ляпунов, В.А. Вы-
бранец.
С начала 30-х годов на предприятиях, изго-
тавливающих военную продукцию, был вве-
ден так называемый «институт военных пред-
ставительств» - представителей родов войск,
заказывающих военную продукцию. Надо от-
метить, что присутствие этой структуры поло-
жительно сказывалось на качестве выпускае-
мого вооружения. «Недреманное государево
око» зорко следило за качеством продукции,
начиная с разработки документации и закан-
чивая приемкой готовой продукции, постав-
ляемой в войска. Эта служба не подменяла
собой отдел технического контроля, суще-
ствующий на каждом предприятии, но служба
представителей заказчика отслеживала изго-
товление изделия на всех стадиях производ-
ства, испытаний и отработки на предмет со-
ответствия заданным тактико-техническим
требованиям.
ЦКБМ с самого рождения всегда тесно вза-
имодействовало с представителями заказчи-
ка, и эта совместная работа обеспечивала ре-
шение подчас возникавших очень серьезных
вопросов.
Большой вклад в создание представитель-
ства заказчика на ЦКБМ внес назначенный Ми-
нистерством обороны и командованием ВМФ
один из первых военпредов на фирме В.Н. Че-
ломея - инженер-полковник П.П. Павлов.
С самого начала разработки и отработки
комплексов ракетного оружия с КР «Метео-
рит» непосредственное участие в ее создании
принимал коллектив представительства за-
казчика: Л.Ф. Беляев, В.А. Бирулин, А.А. Лев-
ченко, Ю.В. Преснов, С.А. Разуваев, Б.И. Язы-
ков, С.М. Полежаев, В.И. Ступак, Н.И. Стэпур,
В.А. Малинин.
Большой объем наземных и стендовых от-
работок был выполнен в сжатые сроки. Про-
веденные летные испытания подтвердили
правильность выбранных технических реше-
ний и обеспечение заданных характеристик.
Было выполнено несколько десятков пусков
ракеты с различных носителей, подтвердив-
ших тактико-технические требования заказ-
чика, в том числе и условия безопасности
старта ракеты.
Таким образом, по своим ТТХ и ЛТХ, под-
твержденным результатами многочисленных
испытаний, унифицированная сверхзвуковая
высотная крылатая ракета «Метеорит» много-
функционального комплекса большой дально-
сти значительно превосходила стратегические
крылатые ракеты отечественного и зарубеж-
ного производства. Ракета «Метеорит» - бес-
спорно высокое достижение в развитии воору-
жений нашей страны.
Интересна оценка разработок НПО маши-
ностроения, высказанная министром обороны
США, бывшим руководителем DARPA Уилья-
мом Перри при посещении в 1992 г. НПО ма-
шиностроения: «...мы в США постоянно уделя-
ли особое внимание работам конструкторского
бюро В.Н. Челомея из-за его нестандартных и
эффективных решений...»
Практически весь объем испытаний и от-
работок, необходимый для сдачи на вооруже-
ние и в серийное производство комплекса с КР
«Метеорит», был выполнен, однако, как уже от-
мечалось ранее, в силу сложившихся внешне-
политических и экономических условий начала
90-х годов работы по теме были прекращены,
комплекс не был принят на вооружение ВМФ и
ВВС страны.
Дмитрий
Александрович
Полухин,
первый
заместитель
генерального кон-
структора ЦКБМ,
начальник
филиала № 1
Владимир
Михайлович
Барышев,
заместитель
генерального
конструктора
ЦКБМ,
начальник
филиала № 2
15
До создания стратегической КР «Метеорит»
в СССР уже разрабатывались крылатые раке-
ты дальнего действия (КРДД). После испыта-
ния малогабаритной боевой части с ядерным
зарядом встал вопрос о создании для нее но-
сителя. В результате проведенных исследо-
ваний были определены два направления:
одно на основе межконтинентальных балли-
стических ракет, а другое на основе крылатых
ракет.
Постановлением СМ СССР № 957-409 от
20.05. 1954 г. по крылатому направлению раз-
рабатывались параллельно с некоторым сдви-
гом по времени два варианта:
•	вариант ОКБ-301 С.А. Лавочкина «Буря»;
•	вариант ОКБ-23 В.М. Мясищева «Буран».
Научным руководителем обоих проектов был
назначен академик АН СССР М.В. Келдыш.
Разработка межконтинентальной крылатой
ракеты (МКР) «Буря» опережала разработку
МКР «Буран». В 1957 г. по «Буре» была уже
построена ракета, а по «Бурану» только за-
кончили проектирование, и чертежи пошли в
производство. В конце 1957 г. руководством
СССР было принято решение о прекращении
работ по МКР «Буран», так как полагали, что
государство «не потянет» сразу два проекта
с близкими характеристиками.
Следует отметить, что в США также разра-
батывалась межконтинентальная крылатая ра-
кета «Навахо», характеристики которой были
близки к характеристикам МКР «Буря». Испы-
тания МКР «Навахо» были начаты в конце 1956
года, однако в мае 1957-го ВВС США закрыли
программу как бесперспективную.
Летные испытания «Бури» продолжались
с августа 1957 по декабрь 1960 г. Решением
правительства в 1960 г. работы по програм-
ме МКР «Буря» были прекращены. О причи-
не закрытия темы можно сказать, что к началу
полета «Бури» уже имелись большие дости-
жения у С.П. Королева по МБР Р-7, и весь
мир об этом знал. С другой стороны, в 1960 г.
имелись готовые ракеты на различные даль-
ности полета, разработанные в КБ В.Н. Че-
ломея и М.К. Янгеля. Поскольку денежных
СРАВНИТЕЛЬНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ МКР «БУРЯ», «НАВАХО» И «БУРАН»
Характеристики	«Буря»	«Навахо»	«Буран»
Стартовый вес, кг	98280	135000	175480
Вес полезной нагрузки, кг	2350	2250	3500
Длина, м	19,9	25,1	27,4
Ускорители: количество тяга, тс окислитель горючее	2 ~ 137 Азотная кислота «Тонка»	1 181,4 Жидкий кислород Этиловый спирт	4 ~ 280,3 Азотная кислота «Тонка»
Маршевая ступень: вес, кг длина, м диаметр, м размах крыла, м число СПВРД	33522 18,0 2,2 7,75 1	20,7 1,83 8,72 2	60000 23,3 2,35 11,35 1
Система управления	Инерциальная с астрокоррекцией	Инерциальная с астрокоррекцией	Инерциальная с астрокоррекцией
Проектируемая дальность полета, км	8000	8000	8000
Достигнутая дальность, км	6500	3200	-
Высота полета, км	17,5-25,5	22-24	17-26
Скорость полета, число М	3,1-3,2	3,25	3,1
Начало разработки, год	1954	1950	1954
Начало летных испытаний	01.07.1957 г.	06.11.1956 г.	-
Число пусков/из них аварийных	19/3	11/10	-/-
Окончание испытаний	16.12.1960 г.	18.10.1958 г.	-
Закрытие темы	Декабрь 1960 г.	Июль 1957 г.	Ноябрь 1957 г.
16
средств не хватало, тратиться на МКР с ана-
логичной дальностью полета, да еще недове-
денную, у прагматика Н.С. Хрущева пропало
желание.
Следует подчеркнуть, что МКР «Буря» для
того времени была выдающимся достижени-
ем. При ее разработке было применено не-
сколько важнейших оригинальных техниче-
ских решений, которые опередили свое время:
в «ОКБ-670» под руководством М.М. Бонда-
рюка были созданы сверхзвуковой прямоточ-
ный воздушно-реактивный двигатель (СПВРД)
РД-012 диаметром 1700 мм, стенд для огневых
испытаний ДУ и оригинальная система управ-
ления. Результаты, достигнутые в процес-
се разработки и испытаний МКР, в дальней-
шем нашли широкое применение в авиации,
ракетной и космической технике. Проектные
решения по РД-012 легли в основу разрабо-
ток многих СПВРД, примененных в зенитных и
крылатых ракетах, которые стоят на вооруже-
нии. Решения по длительной тепловой защите
МКР нашли применение в космической техни-
ке и в МБР.
Проектные решения,
воплощенные
в металл:
КР «Метеорит-А»
(слева) и
КР «Метеорит-М»
(справа)
17

ОСНОВНЬ ИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ]
И ВЫБОРА ТЕХНИЧЕСКОГО ОБЛИКА *
РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР «МЕТЕОРИТ»
Зарождение проекта
История зарождения проекта «Метеорит» не-
посредственно связана с работами, которые
инициировало и проводило с 1971 г. руковод-
ство Военно-морских сил США, связанными с
изучением возможности создания стратеги-
ческой крылатой ракеты с подводным стартом
и большой дальностью полета. Работы велись
по двум вариантам: первый предусматривал
разработку тяжелой КР с подводным стартом
и большой дальностью полета, размещаемой
на борту ПЛ в пусковых установках снятых БРК,
второй предполагал разработку более легкой
КР, стартующей из торпедного аппарата ПЛ.
В ЦКБМ - одном из основных разработчиков
крылатых ракет для вооружения кораблей ВМФ
страны и разработчиком первых отечествен-
ных КР с подводным стартом, информация о
первых достижениях в США вызвала активиза-
цию аналогичных исследований в целях подго-
товки технических предложений для заказчика.
Техническое и идеологическое руководство ис-
следованиями и разработками в области кры-
латых ракет большой дальности, а в дальней-
шем и проектом КР «Метеорит» осуществлял
генеральный конструктор ракетно-космических
систем В.Н. Челомей. Стояла задача дать до-
стойный ответ на создание потенциальным про-
тивником нового вида стратегического оружия.
Командование ВМФ СССР предлагало соз-
дать стратегическую крылатую ракету в габа-
ритах торпедного аппарата. Но В.Н. Челомей
выдвинул другую концепцию создания страте-
гического оружия - с высокоскоростной крыла-
той ракетой, стартующей из ПУ АПЛ в подводном
положении, обладающей малой заметностью
и дальностью полета до 5000 км. Разработ-
ка дозвуковой маловысотной крылатой ракеты,
предназначавшейся для размещения в торпед-
ных аппаратах ПЛ, которая по своим тактико-
техническим характеристикам не уступала бы
американскому аналогу - КР «Томагавк», была
поручена Свердловскому МКБ «Новатор».
Новый комплекс оружия с крылатой ра-
кетой должен был превосходить по своим
тактико-техническим характеристикам и эф-
фективности не только все ранее создаваемые
отечественные КР, но и разрабатываемые пер-
спективные зарубежные аналоги. Поиск ре-
шений на уровне изобретений ставил перед
проектными и расчетными подразделениями
ЦКБМ очень трудные и неординарные задачи.
Ракета как двухсредный летательный аппарат
должна стартовать из подводного положения
ПЛ, лететь на марше с высокой сверхзвуковой
скоростью на большую дальность и при этом
лететь по заранее проложенному маршруту и
профилю полета, автономно проводить кор-
рекцию траектории и наводиться на цель на
большом удалении от старта без применения
внешних средств навигации (наземных, кос-
мических и др.), должна быть оснащена тех-
ническими средствами, обеспечивающими
эффективное преодоление комплексов проти-
вовоздушной обороны.
Основные принципы, заложенные в техниче-
ский облик ракеты «Метеорит», предназначен-
ной для выполнения задач на большой дально-
сти полета, определялись:
•	выбором предельных габаритно-массовых
характеристик ракеты с учетом примене-
ния ее на существующих и перспективных
морских и авиационных носителях;
•	выбором аэродинамической схемы, учи-
тывающей основные требования, предъяв-
ляемые к стратегическим сверхзвуковым
крылатым ракетам дальнего действия: обе-
спечение высоких летно-технических ха-
рактеристик, получение максимального аэ-
родинамического качества на маршевом
участке полета и обеспечение необходи-
мой статической и динамической устойчи-
вости на всех режимах полета;
18
•	оснащением ракеты техническими сред-
ствами, повышающими боевую эффектив-
ность ее применения.
В процессе проектирования КР «Метео-
рит» проводились исследования и разработка
ее альтернативных вариантов конструктивно-
компоновочных и аэродинамических схем ис-
полнения. Результаты исследований оценива-
лись как по основным проектным параметрам,
так и по расчетным параметрам нагрузок, на-
дежности, выбору материалов, технологии из-
готовления ракеты и элементов комплекса. С
этой целью проводились предварительные экс-
пертные консультации в профильных НИИ и ор-
ганизациях ряда министерств и ведомств, где
оказывалась помощь в выборе предпочтитель-
ных рассматриваемых вариантов с дальней-
шим углублением разработки. Так, в качестве
вариантов применения маршевого двигателя
на КР были рассмотрены ТРД и СПВРД, а в ка-
честве стартово-разгонной ступени - РДТТ и
ЖРД. На основании анализа результатов ис-
следований был принят окончательный вари-
ант схемы, на базе которой в дальнейшем была
спроектирована универсальная ракета «Мете-
орит» - двусредный летательный аппарат.
Полученные расчетные летно-технические и
габаритно-массовые характеристики принято-
го варианта схемы ракеты позволяли рассмо-
треть возможность оснащения ею в составе РК
как морских носителей - ПЛ пр.651, 675, так и
авиационных - самолетов-ракетоносцев даль-
ней авиации Ту-22М, Ту-95 с размещением КР
на внешней подвеске.
Первоначально проектированием «Мете-
орита» занимались Н.А. Кузюрин, Ю.Г. Вит-
ков, М.А. Хомяков, В.М. Плачков, С.В. Шитов,
Б.Д. Грибанов, Т.Л. Волкова.
В 1976 г. предприятием ЦКБМ было подго-
товлено техническое предложение по созда-
нию комплексов морского и авиационного ба-
зирования с заявленными характеристиками на
универсальную стратегическую сверхзвуковую
крылатую ракету дальнего действия, которое
было одобрено Правительственной комиссией.
Следует отметить также, что для прове-
дения работ по комплексу «Метеорит» не-
обходимо было особенно тщательно сфор-
мировать общее ТТЗ, увязать между собой
требования многочисленных частных тех-
нических заданий к каждой входящей в ком-
плекс составной части, агрегату, разработать
программы отработки их функционирова-
ния и надежности в целях обеспечения каче-
ственного и надежного выполнения в задан-
ные сроки поставленной задачи изготовления
образцов КР «Метеорит».
Возглавили разработку комплекса замести-
тель главного конструктора С.Б. Пузрин, на-
чальник проектного отдела Г.А. Ефремов, за-
меститель начальника проектного отдела по
тематике Н.М. Ткачев, заместитель начальника
проектного отдела В.П. Гогин и главный веду-
щий конструктор О.Я. Артамасов.
В проектный сектор разработчиков входи-
ли специалисты Г.И. Родин, Е.М. Алексеев,
В.Ф. Климов, Е.М. Стулов, Б.П. Грыжин, А.Г. Ле-
онов, А.Н. Страхов, С.Ф. Марков, Ю.В. Шумов,
Группа работников
проектного конструк-
торского бюро ЦКБМ
(1974 год).
Верхний ряд
слева направо:
Кузнецов ГД.,
Назаров С.С.,
Барский М.С.,
Дегтерев Ю.С.,
Царев В.М.,
Кузюрин И.А.,
Стулов Е.М.,
Коростелев Б.В.,
Гончаров А.П.
Средний ряд
слева направо:
Гогин В.П.,
Ильичев А.В.,
Мучников В.М.,
Петрулевич В.И.,
Вершков Ф.А.,
Фролов С.В.,
Башина Л.М.,
Беляев Ю.В.
Нижний ряд
слева направо:
Хрусталева З.С.,
Григоръев Н.В.,
Ткачев Н.М.,
Шеметова З.А.,
Ефремов Г.А.,
Егорова BE.,
Васильева Л.В.
19
А.В. Свинцов, А.Б. Максичев, В.А. Свентицкая,
Т.П. Фотченкова, Е.В. Мельникова, С.Л. Мали-
нина.
Исследовательскими работами в НИЛ зани-
мались Б.Н. Натаров, В.Н. Натаров, А.В. Ильи-
чев, В.П. Лобжанидзе, Н.С. Пекарева. В сек-
тор МЦИХ входили С.С. Назаров, В.Д. Юняев,
В.В. Першин, А.З. Генин.
Пусковые установки КР «Метеорит» разраба-
тывали А.М. Мироненков, С.М. Котов, В.И. Бо-
рисов, Ф.А. Базаров, Л.И. Морозов, Б.М. Васи-
льев, И.П. Маркова.
Над конструкцией двигательных устано-
вок работали Н.В. Григорьев, П.А. Резников,
А.П. Гончаров, В. Мучников, А.Н. Соловьев,
А.И. Карамавров, Е.М. Федин.
Тепловые расчеты осуществляли Ф.А. Верш-
ков, Т.А. Попова-Быстрицкая, С.В. Фролов.
Разработка боевого оснащения была поручена
В.Г. Хохлову и С. Д. Бунакову.
В сектор конструкции и прочности входи-
ли А.Г. Вятлев, М.С. Патрик, Ю.В. Назаров,
Е.Г. Муковский, А.Ю. Кречетов. В развитие кон-
струкции КР «Метеорит» наземными комплек-
сами управления занимались Ю.В. Беляев,
О.Ф. Гордеев и Ю.Г. Карпенко.
Документальная фиксация событий на пред-
приятии, а также фото- и киносъемка при на-
турных испытаниях выполнялись сотрудника-
ми отдела 130.
Этот отдел 130, также имевший в своем шта-
те талантливых художников-дизайнеров, гото-
вил большой объем иллюстративных матери-
алов и технических описаний. Так называемые
«плакаты», схемы, графики неизменно выполня-
лись на высоком профессиональном уровне, что
всегда свидетельствовало об ответственности
сотрудников за выполненную работу. В боль-
шой и сплоченный коллектив отдела входили:
Б.Г. Гибнер, В.А. Быстров, Г.Я. Глоба, О.В. Тю-
рин, С.В. Степанов, Ю.А. Власов, И.Ф. Кули-
ков, В.М. Михайлов, А.С. Панов, А.Л. Шмелев,
Б.А. Рязанцев, Ю.К. Матвеев, Л.В. Баримова и
многие другие.
Важную роль в обеспечении работ по ком-
плексам СКР «Метеорит» сыграл помощник
В.Н. Челомея - ведущий конструктор ЦКБМ
В.П. Царев.
Эскизное проектирование КР «Метеорит»
было завершено в конце 1977 г. и в полной
мере отразило все технические задачи и про-
блемы, которые предстояло выполнить кон-
структорским подразделениям совместно с
научно-производственной базой при созда-
нии уникальной стратегической сверхзвуко-
вой КР. В 1980 г. было освоено производство
первых образцов для проведения статических
испытаний и в том же году проведены первые
летные испытания с пусками КР с наземного
стенда.
Технические новации
и решения, реализованные
в конструкции КР «Метеорит»
В целях получения высоких летных харак-
теристик и для полета на больших высотах КР
«Метеорит» обладает относительно большой
площадью крыла. Решая задачу обеспечения
приемлемых стартовых габаритов, позволя-
ющих применять ракету с различных носите-
лей, в ее конструкцию внедрена система скла-
дывания крыла и оперения с автоматическим
раскрытием их в полетное положение после
старта. Крыло выполнено многозвенным и
многосекционным, сложено и зафиксировано
в исходном стартовом положении.
Одним из критериев совершенства всей кон-
струкции ракеты при условии равенства значе-
ний основных проектных параметров - дально-
сти, скорости, высоты полета - может служить
отношение веса полезной нагрузки ракеты,
включающего вес боевого снаряжения, а так-
же вес специальных бортовых технических
средств и систем, предназначенных для повы-
шения боевой эффективности применения, к
стартовому весу ракеты.
Учитывая габариты ракеты и необходимость
размещения большого объема электрорадио-
аппаратуры, системы управления и многих
других агрегатов и устройств, был достигнут
очень высокий процент заполнения внутренних
объемов отсеков ракеты, особенно приборно-
го отсека Ф2 - до -95%.
Для сравнительной оценки рассматривае-
мый критерий КР «Метеорит» и МКР разработ-
ки 50-60-х годов составляет:
•	«Буря» - 2,3%;
•	«Навахо» -1%;
•	«Буран» - 1,9%;
•	«Метеорит-М» - 2,6%;
•	«Метеорит-А» - 5%.
В целях снижения нагрузок от гидростати-
ческого давления, действующих на ракету при
подводном старте с ПЛ, и как следствие сниже-
ния массы планера ракеты в конструкцию ракеты
внедрена система наддува объема канала воз-
духозаборника и двигательного отсека ракеты
газовой смесью непосредственно из кольцевого
зазора пусковой установки ПЛ при предстарто-
вой подготовке. При этом рассматриваемая си-
стема поддерживает постоянным значение пе-
репада давления наддува отсека по отношению
к забортному на всех участках подводной траек-
20

тории ракеты - с момента ее подготовки к старту
в ПУ до выхода на водную поверхность.
Для обеспечения старта из подводного или
надводного положения и для дальнейшего дви-
жения на начальном участке полета ракеты до
запуска маршевого двигателя разработана уни-
версальная стартово-разгонная ступень (СРС)
на базе ЖРД и агрегатов, заимствованных с се-
рийной МБР. Основной вклад в принятые тех-
нические решения при создании СРС с ЖРД
внес коллектив КБ «Салют» (филиал № 1 ЦКБМ).
Особенностью стартово-разгонной ступени яв-
ляется то, что, выполняя свою функциональ-
ную задачу в составе ракеты, СРС практически
не увеличивает предельные стартовые габари-
ты маршевой ступени ракеты. Конструкция СРС
совместно с маршевой ступенью образует инте-
гральные обводы, обладает хорошими эксплу-
атационными свойствами в ПУ. СРС имеет до-
ступные узлы связи, раскрепления с планером
ракеты и с пусковой установкой, надежно функ-
ционирующие в условиях подводного старта.
КОМПОНОВОЧНАЯ СХЕМА КРЫЛАТОЙ РАКЕТЫ "МЕТЕОРИТ-М"
КОМПОНОВОЧНАЯ СХЕМА КРЫЛАТОЙ РАКЕТЫ "МЕТЕОРИТ-А"
Маршевая ступень:
1-	планер; 2 - отсек боевого снаряжения; 3 - приборный отсек с БАСУ; 4 - блок СНРК; 5 - антенна СНРК; 6 - бортовой цифровой
управляющий комплекс; 7 - доплеровский измеритель скорости; 8 - блок силовых коммуникаций; 9 - ЭГС системы регулирования
ВЗ; 10 - вертикальное оперение; 11 - агрегаты системы терморегулирования; 12 - комплекс командных приборов; 13 - обтекатель
донный; 14-маршевый двигатель; 15 - твердотопливный турбостартер; 16 - электроразъем связи с носителем; 17- топливный
бак маршевой ступени; 18 - питательный бак; 19 - агрегаты ПГС; 20 - электрогенераторы
Стартово-разгонная ступень:
21 - передний блок СРС; 22 - бак «Г»; 23 - бак «О»; 24 - задний блок СРС; 25 - силовой цилиндр автомата раскрытия крыла;
26 - стартовый ПРД; 27-ЖРД стартово-разгонной ступени; 28 - обтекатель воздухозаборника; 29 - обтекатель хвостовой
21
УЖИЯ С КР «МЕТЕОРИТ-
&
• ТйТГЛ♦ IЛ • н>
СКОГО QI
РАКЕТНО1
Молодые сотруд-
ники проектного
конструкторского
отдела КО-1 ЦКБМ-
участники разра-
ботки проекта КР
«Метеорит».
Верхний ряд
слева направо:
Свинцов А.В.,
Грыжин Б.П.,
Леонов А.Г.,
Страхов А.Н.,
Мельников В.Ю.,
Шумов Ю.В.,
Косых В.С.
Нижний ряд
слева направо:
Марков С.Ф.,
Фотченко В.А.,
Мельникова Е.В.,
Родин Г.И.,
Свентицкая В.А.,
Макушкин С.А.,
Стулов Е.М.
Обеспечение высоких летно-технических
характеристик КР на большой сверхзвуковой
скорости и дальности полета непосредственно
связано с выбором силовой установки и двига-
теля, обладающего приемлемыми расходны-
ми характеристиками по топливу на маршевом
участке полета.
В результате исследований в качестве марше-
вого двигателя на ракете был выбран ТРД. Такое
решение обосновывалось рядом преимуществ
перед применением СПВРД. В первую очередь
это давало возможность расширения диапазона
стартовых условий применения для различных
видов базирования, позволяло снизить началь-
ную стартовую массу ракеты за счет снижения
потребной скорости разгона до запуска марше-
вого двигателя. Одновременно с целью повы-
шения эффективности оружия с КР необходимо
было создать двигатель, который обеспечивал
возможность варьирования скоростью и высо-
той полета ракеты в широком диапазоне.
Маршевый двигатель КР «Метеорит» созда-
вался на основании требований, изложенных в
ТЗ на разработку ТРД КР-23 и сформирован-
ных проектным подразделением ЦКБМ.
Двигатель КР-23 - короткоресурсный, пред-
назначен для эксплуатации и одноразового
применения в составе крылатой ракеты в ши-
роком диапазоне полетных условий с обеспе-
чением предельной дальности полета. Его
конструкция отличается высокой теплонапря-
женностью, повышенной механической на-
грузкой, относительно малыми габаритами и
весом, простотой в производстве и надежно-
стью в эксплуатации. На двигателе применена
электронная система регулирования, позволя-
ющая максимально использовать возможно-
сти двигателя во всем диапазоне полетных ре-
жимов. На ТРД КР-23 для осуществления его
надежного ускоренного запуска при пусках ра-
кет с любого типа носителя применен твердо-
топливный турбостартер, сбрасываемый по-
сле применения.
С целью получения высоких значений аэро-
динамического качества ракеты и коэффици-
ентов восстановления давления на входе в ТРД
в качестве входного устройства силовой уста-
новки был реализован подфюзеляжный пло-
ский многоскачковый регулируемый воздухо-
заборник с горизонтальным расположением
клиньев. При этом конструкция воздухозабор-
ника обеспечивает его полную герметизацию
от внешней среды как при хранении и пред-
стартовой эксплуатации на всех видах носите-
лей КР, так и при движении ракеты на подво-
дном участке при старте с ПЛ.
При создании ракеты были предложены
принципиально новые решения. К разработке
предлагалась стратегическая крылатая ракета
с очень высокими летно-техническими харак-
теристиками и дальностью полета, размещае-
мая в контейнерах ПЛ пр. 651,675, вооруженных
22
•jj ” ин
Председатель
Комиссии при Совете
Министров СССР
по военно-
промышленным
вопросам
Л.В. Смирнов, ми-
нистр общего маши-
ностроения
С А. Афанасьев,
генеральный
конструктор
В.Н. Челомей и
директор машзавода
им. М.В. Хруничева
А.И. Киселев в цехе
завода
ракетами П-6 и П-5Д. В середине 1970-х годов
продолжалось интенсивное строительство ПЛ и
было построено несколько десятков лодок этих
проектов, что открывало широкие возможности
по оснащению их комплексом «Метеорит-М».
Учитывая, что ракета имела большую дальность
полета, для обеспечения заданной высокой точ-
ности потребовалось проведение коррекции
бортовой инерциальной системы. В качестве
такого корректирующего устройства впервые
предлагалось использовать коррекцию по ра-
диолокационным картам местности. Преодо-
ление ПВО и ПРО противника обеспечивалось
созданием многофункционального комплекса,
включающего средства радиотехнической за-
щиты - станцию активных помех, две буксиру-
емые ложные цели и приемные устройства сиг-
налов облучения радиолокационных станций
противника, а также средства снижения эф-
фективной поверхности рассеивания - мате-
риалы и покрытия и, кроме того, принципиаль-
но новое устройство снижения эффективной
поверхности рассеивания ракеты - электрон-
ные средства обеспечения радионевидимости,
применить которые позволяла большая высо-
та полета ракеты. Принцип действия этих элек-
тронных средств основан на использовании яв-
ления поглощения электромагнитной энергии
от облучающей радиолокационной станции.
В.Н. Челомей, с его талантом видеть и вне-
дрять все новое, перспективное в разработ-
ках различных образцов ракетно-космической
техники, предложил в середине 1970-х го-
дов принципиально новые средства достав-
ки ядерных боевых зарядов - стратегическую
сверхзвуковую высотную унифицированную
по носителям крылатую ракету, существен-
но превосходящую по боевой эффективности
ракету аналогичного назначения, созданную в
США, позволяющую максимально использо-
вать возможности двигателя во всем диапазо-
не полетных режимов.
Сергей
Георгиевич
Горшков,
Главнокомандующий
ВМФ с 1956 по 1985 гг.
23
CHI
СТРОЕНИЯ И ВЫБОРА
РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР «МЕТЕОРИТ-
СОСТАВ КОЛЛЕКТИВНОГО ОРГАНА ТВОРЧЕСКИХ РЕШЕНИЙ И ЗАДАЧ
ПО СОЗДАНИЮ КОМПЛЕКСА С КР «МЕТЕОРИТ»
Челомей В.Н.,
генеральный
конструктор
ЦКБМ
Ефремов Г,А.,
главный конструктор комплекса
«Метеорит» (1983-1985 гг.), генеральный конструктор
ЦКБМ, НПО машиностроения (1984-2007 гг.)
Киселев А.И.,
генеральный директор
машзавода
им М.В. Хруничева
Полухин ДА.,
первый заместитель
генерального
конструктора ЦКБМ,
начальник филиала № 1
Барышев В.М.,
заместитель генерального
конструктора ЦКБМ,
начальник филиала № 2
Айзенберг Я.Е.,
заместитель
главного конструктора
КБ «Электроприбор»
Бровиков В.Н.,
директор
Таганрогского
НИИ связи
Быстрова И.Б.,
заведующая сектором ВНИИ НП,
главный разработчик
тяжелого топлива
Гаврилов С.А.,
главный конструктор
Уфимского конструкторского
бюро машиностроения
24

ТЕОРИТА»
Горский ДА,,
заместитель главного
конструктора ММ3
«Опыт» им. А.Н. Туполева
Иевлев В.М.,
главный конструктор
электронных систем
НИИ тепловых процессов
Климов В.Т.,
начальник
ЖЛИиДБ
Голубев П.В.,
главный конструктор
Томского НИИ
электромеханики
Конопатов АД.,
главный
конструктор
КБХА
Кузнецов В.И.,
главный конструктор
НИИ прикладной
механики
Козелков В.П.,
главный
конструктор
ЖРД КБ ХА
Козко ЮА.,
главный конструктор
системы радиокоррекции
НИИТП
Парняков С.П.,
главный конструктор
Киевского завода
«Арсенал»
Пейгин Б.З.,
главный конструктор допле-
ровского измерителя скорости
Рыбинского КБ приборостроения
Марголин О.Я.,
главный
конструктор ПЛ
ЛПМБ «Рубин»
Потапов В.Ф.,
главный конструктор пусковой
установки ПЛ, КБ специального
машиностроения
Радченко ЕД.,
директор
ВНИИНП
Сергеев В.Г.,
главный конструктор
КБ «Электроприбор»
Судоплатов Н.Н.,
главный конструктор
радиовысотомера, УПКБ «Деталь»
25
ГОСУДА иная поддер:
СОЗДАНИЯ КОМПЛЕКСОВ МВ
РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР «МЕТЕОРИТ»
Сегодня, во втором десятилетии XXI ве-
ка, современному молодому читателю
важно рассказать о существовавших в
советское время механизмах государственной
организации работ по сложным техническим
проектам в области обеспечения обороны стра-
ны. В частности, таким как комплексы «Метео-
рит» со стратегической крылатой ракетой.
После утверждения упомянутого ранее По-
становления Центрального Комитета КПСС
и Совета Министров СССР задача создания
комплексов крылатых ракет «Метеорит-М» и
«Метеорит-А» становилась государственной.
Во исполнение постановления были выпу-
щены решения Комиссии при Совете Мини-
стров СССР по военно-промышленным вопро-
сам, в которых детализировались основные
задачи, утверждались планы-графики со сро-
ками выполнения работ, которые систематиче-
ски и жестко контролировались. Подключались
предприятия промышленности и организации
Минобороны, необходимые для выполнения
работ, создавались межведомственные ко-
ординационные советы, советы главных кон-
структоров и т.д.
Началась слаженная совместная работа
всех участников - от промышленности, нау-
ки и государственных органов власти разно-
го уровня: конструкторских бюро, НИИ, заво-
дов кооперации оборонной промышленности,
всех девяти министерств, занимавшихся во-
просами оборонной промышленности, Комис-
Визит Главнокоманду-
ющего Военно-Морским
Флотом С.Г. Горшкова
и министра общего
машиностроения
С А. Афанасьева
в ЦКБМ,
г, Реутов, ноябрь 1977 г.

сии Президиума Совета Министров СССР по
военно-промышленным вопросам , Госплана
СССР, Совета Министров СССР, а также аппа-
рата ЦК КПСС.
Работа всех участников была строго регла-
ментирована, действовала мощная структура
управления, контроля и спроса, но одновре-
менно и принятия незамедлительных мер по
решению возникающих или текущих проблем.
Сейчас, после многих лет реформ, приходит-
ся сожалеть, что таких механизмов страна ли-
шилась, а новые пока не стали действенными,
например, головные предприятия оборонной
промышленности после заключения контрак-
тов по Гособоронзаказу остались практически
беспомощны в отношении координации вы-
полнения НИОКР.
Итак, после выхода постановления мини-
стерство оборонной промышленности, а так-
же многие органы государственной исполни-
тельной власти, власти республик, областей,
краев и ряда городов также получили поруче-
ния руководства страны принимать все необ-
ходимые меры по реализации проекта.
По мере возникновения вопросов выходи-
ли решения ВПК, ход работ находился под
постоянным контролем министра общего ма-
шиностроения С.А. Афанасьева, много сил
отдавшего созданию новых ракетных ком-
плексов, и под контролем коллегии главных
управлений Минобщемаша. Решение важней-
ших проблем также находило отражение в но-
вых постановлениях ЦК КПСС и Совета Мини-
стров СССР.
Всего в делах головного предприятия по
темам «Метеорит» в НПО машиностроения
хранится более 100 документов органов го-
сударственной власти СССР, связанных с ор-
ганизацией работ по созданию комплексов.
Министр обороны СССР Д.Ф. Устинов, на-
значенный на эту должность в 1976 г., прово-
дил детальные рассмотрения хода работ, и его
указания как члена Политбюро ЦК КПСС имели
большое значение для решения проблем.
Так, в апреле 1979 г. у Д.Ф. Устиновым было
рассмотрено и поддержано предложение ге-
нерального конструктора ЦКБМ В.Н. Челомея
и министра общего машиностроения С.А. Афа-
насьева об ускорении начала летных испыта-
ний ракет «Метеорит» на два года - с 1981 на
1979 год, что существенно активизировало ра-
боты по созданию комплексов.
Весомую поддержку оказывали Главно-
командующий Военно-Морским Флотом
С.Г. Горшков, Главнокомандующий Военно-
Воздушными Силами П.С. Кутахов, другие ру-
ководители ВМФ и ВВС страны.
Сергей
Александрович
Афанасьев,
министр общего
машиностроения
с 1965 по 1983 гг.
Вспоминает В.П. Павлов (заместитель на-
чальника отдела крылатых ракет 28 ЦНИИ МО):
«Постановление на разработку отече-
ственных комплексов «Метеорит» морского
и воздушного базирования вышло в декабре
1976 года. В памяти сохранились отдельные
моменты, предшествовавшие развертыванию
работ по созданию этих комплексов.
Примерно за месяц до выхода постановле-
ния на комплексы «Метеорит» по инициативе
В.Н. Челомея состоялось совещание со спе-
циалистами заказывающих управлений и НИИ
ВМФ и ВВС. От флота на нем присутствова-
ли Е.Б. Свечников, В.П. Павлов и человек IQ-
12 от ВВС. Запомнился яркий содержательный
доклад Владимира Николаевича по ракете, ее
летно-техническим характеристикам и спосо-
бам применения. Затем Владимир Николае-
вич попросил высказать наше мнение по ком-
плексам. Представители ВМФ поддержали
создание комплексов «Метеорит» с ракетами,
имеющими высокие тактико-технические ха-
рактеристики.
Кроме того, было отмечено, что создание
двух типов КР в нашей стране - высотной ско-
ростной («Метеорит») и низковысотной («Гоа-
нат») - существенно осложнит задачу обе-
спечения ПВО территории США. Начались
вопросы. Их задавал в основном мой непо-
средственный начальник - начальник Управле-
ния НИИ ВМФ Е.Б. Свечников. Я внимательно
Я С КР «МЕТЕОРИТ
ОСУДАР1
ОМПЛЕ
ЦЗРЖКА
РАКЕТНОП
Павел
Степанович
Кутахов,
Главнокомандующий
Военно-Воздушными
Силами
слушал и наблюдал за Владимиром Николае-
вичем. Этих вопросов было много, и наконец,
когда Е. Б. Свечников начал задавать очередной
вопрос, Владимир Николаевич с присущим ему
остроумием сказал: «Уважаемый Евгений Бо-
рисович, мне кажется, что я утомил Вас своими
ответами». После этого вопросы закончились.
Политическое руководство страны и коман-
дование ВМФ придавали большое значение
быстрому развертыванию работ по комплек-
сам «Метеорит» и «Гоанат» со стратегически-
ми крылатыми ракетами (так они в то время на-
зывались).
Перед НИИ вооружения ВМФ была поставле-
на задача до 1 января 1977 г. разработать, со-
гласовать с предприятиями-разработчиками и
представить на утверждение два проекта ТТЗ
на эти комплексы.
Уже 11 декабря 1976 г., через 2 дня после
подписания постановлений ЦК КПСС и СМ
СССР на разработку этих комплексов, я при-
был в Москву, где был ознакомлен с этими осо-
бо важными документами, запомнил основные
тактико-технические характеристики ракет и
снова вернулся в Ленинград.
В НИИ ВМФ были в оперативном порядке
развернуты работы по проектам ТТЗ.
Большой вклад в эту работу внес замести-
тель начальника института по научной работе
контр-адмирал К. К. Франтц, который возглав-
лял направление крылатых ракет для ВМФ.
В январе 1978 г. в НИИ ВМФ состоялось
рассмотрение материалов и согласование
проекта заключения ВМФ на эскизный проект
по комплексу «Метеорит» морского базирова-
ния.
На пленарном заседании НТС института от
ВМФ присутствовали: заместитель Гпавноко-
мандующего ВМФ по кораблестроению и во-
оружению П.Г. Котов, начальник УРАВ ВМФ
Ф.И.Новоселов, начальники НИИ ВМФ. Про-
водил заседание начальник института воору-
жения ВМФ Н.И. Боравенков. От ЦКБМ при-
была большая группа специалистов во главе
с генеральным конструктором В.Н. Челоме-
ем, который выступил с основным докладом
по создаваемому комплексу.
Хорошо помню, как Н.И. Боравенков, обра-
щаясь к Владимиру Николаевичу, сказал, что,
как правило, при защите эскизного проекта
основной доклад занимает 25-30 минут. Вла-
димир Николаевич ответил, что постарается
уложиться в это время, но... его доклад про-
должался в течение двух часов. Все это время
присутствующие с огромным вниманием слу-
шали Владимира Николаевича, пораженные
глубокими знаниями излагаемого докладчи-
ком материала, пониманием проблем при соз-
дании комплекса, новыми техническими реше-
ниями, закладываемыми при его создании, и
вообще его блестящим умением докладывать.
Было много вопросов к специалистам ЦКБМ
и смежных предприятий, в основном связан-
ных с обеспечением коррекции ракеты в поле-
те и ее эксплуатацией.
Возник только один спорный момент: Вла-
димир Николаевич долго не соглашался на
включение в состав ракетного комплекса на-
земного оборудования. Но этот вопрос вско-
ре был снят, Владимир Николаевич согласил-
ся с доводами военных о включении комплекса
наземного оборудования в состав комплекса
«Метеорит».
Вскоре мне было поручено основное вни-
мание сосредоточить на работах по созданию
ракетного комплекса «Гоанат». Я был введен в
состав Государственной комиссии по его ис-
пытаниям.
Головным разработчиком комплекса было
Свердловское МКБ «Новатор» (главный кон-
структор Л. В. Люльев).
Это была интересная работа. Многое при-
шлось осваивать впервые, в том числе и пре-
образование точных топографических карт
местности по районам возможных боевых дей-
ствий в цифровые карты рельефа местности,
необходимые для осуществления коррекции
полета ракеты на цель.
28
ТЕОРИЯ’
В марте 1983 г., после успешного завер-
шения испытаний комплекса «Гранат», я на
непродолжительное время был подключен к
проведению испытаний комплекса «Метео-
рит» в качестве заместителя председателя
Госкомиссии Е.М. Кутового. В это время пу-
ски проводились с наземного стенда полиго-
на Капустин Яр (начальник полигона Н.В. Ма-
зяркин).
Техническое руководство испытаниями от
ЦКБМ в разное время осуществляли А.Ф. Бог-
данов, О.Я. Артамасов, С.А. Альперович, кото-
рыми было налажено деловое партнерство со
всеми службами полигона и Госкомиссией.
Испытания шли не просто.
Основными участниками НИОКР по
«Метеорит-М» от НИИ вооружения ВМФ бы-
ли: К.А. Шауб, Е.М. Кутовой, Л.А. Арутюнов,
Ю.С. Болоткин, Л.Н. Василец, Л.Н. Головеш-
кин, Ю.И. Голубцов, Н.Г. Дурил ин, Л.Н. Елагин,
А.Р. Залялютдинов, Е.В. Куприянов, В. В. Ле-
бедев, В.А Минин, Б. Г. Судаков, В. Г. Тарары-
ков, Н.И. Трапезников, В.П. Павлов - на этапе
разработки и согласования ТТЗ ВМФ, рассмо-
трения материалов эскизного проекта, а также
участия в летных испытаниях в период 1984-
1985 гг.
На заседаниях Госкомиссии и Совета глав-
ных конструкторов, которые, как правило,
проводил В.Н. Челомей, подробно рассма-
тривались основные проблемные вопросы,
связанные с технологией производства ракет
на заводе-изготовителе - ЗИХ(сварка топлив-
ных баков, трещины конструкции и др.), кор-
рекцией ракеты по радиолокационным кар-
там местности (главный конструктор системы
Ю.А. Козко), обеспечением заданных характе-
ристик по незаметности и так далее».
Руководство и аппарат Минобщемаша СССР
относились к работам по стратегическим ком-
плексам «Метеорит» ответственно и требова-
тельно.
Заместитель министра общего машиностро-
ения Н.Д. Хохлов, начальник Первого главно-
го управления В.Д. Крючков были постоянно в
курсе дел как головного предприятия - ЦКБМ,
так и всей кооперации. Быстро и решительно
откликались в Минобщемаше на просьбы о по-
мощи .Так, уже в феврале 1977 г., в самом нача-
ле разработки эскизных проектов комплексов,
приказом С.А. Афанасьева в качестве головно-
го предприятия по системам управления ра-
кет и комплексов было подключено НПО элек-
тромеханики (г. Харьков, главный конструктор
В.Г. Сергеев), имеющее большой опыт работ
по созданию систем управления стратегиче-
ских ракетных комплексов.
Затем потребовалось вместо указанного в
постановлении завода «Прогресс» (г. Сама-
ра) подключить в качестве головного завода -
изготовителя ракет один из лучших ракето-
самолетостроительных заводов страны - завод
имени М.В. Хруничева (г. Москва), - и это ре-
шение также было быстро оформлено.
Главные управления Минобщемаша при-
борных направлений (начальники А.П. Зубов,
А.Е. Шестаков, В.А. Фролов и др.) старались
решать срочные вопросы в подведомственных
организациях и на предприятиях.
Наиболее масштабные вопросы, такие как
создание самолета-лаборатории Ил-76 МД
для отработки системы радиолокационной
коррекции траектории полета ракеты «Мете-
орит» (после трагической гибели самолета-
лаборатории Ту-134) или выбор АПЛ пр. 667А
для проведения испытаний и последующе-
го их перевооружения, принимались реше-
ниями Военно-промышленной комиссии по
представлению Минобщемаша и Миноборо-
ны СССР совместно с другими ведомствами.
При создании комплекса оружия авиацион-
ного базирования с СКР «Метеорит-А» весь-
ма непросто складывались отношения двух
генеральных конструкторов - В.Н. Челомея и
А.А. Туполева.
Дело в том, что, разрабатывая целый ряд
крылатых ракет для вооружения носителей
ВМФ, Владимир Николаевич вкладывал в по-
нятие «комплекс оружия» ракету, ее пусковую
установку, средства обеспечения подготовки
и пуска ракеты - все, размещаемое на носи-
теле.
В ВВС существовало другое представле-
ние о «комплексе оружия», и это мнение горя-
чо отстаивал Алексей Андреевич Туполев. Оно
заключалось в том, что «комплекс оружия» -
это носитель совместно с ракетой, пусковой
установкой, средствами подготовки и пуска
ракет.
Это разное понимание термина «комплекс
оружия» вызвало большой спор и серьезные
разногласия между В.Н. Челомеем и А.А. Тупо-
левым.
Спор в кабинете Владимира Николаевича
велся на «повышенных тонах» и принял весь-
ма жесткий характер. Очевидно, во всем этом
сказывалась большая игра личных амбиций.
И только благодаря высокой личной культу-
ре и тонкому владению методами «диплома-
тии» инцидент был исчерпан, однако лично
В.Н. Челомей и А.А. Туполев больше не встре-
чались. Свидетелем спора был Г.А. Ефремов.
После этого все контакты между предприятия-
ми и все деловые связи Владимир Николаевич
29
поручал вести своему заместителю, главно-
му конструктору комплексов с СКР «Метеорит»
Г.А. Ефремову.
Взаимоотношения между Владимиром Ни-
колаевичем Челомеем и Андреем Николаеви-
чем Туполевым начали складываться в далеком
1944 году, сразу после назначения В.Н. Чело-
мея главным конструктором. Для работы его
КБ была выделена часть заводской территории
на авиазаводе в Тушино. При осмотре терри-
тории В.Н. Челомей обнаружил в ангаре один
из разрабатываемых самолетов А.Н. Туполева
и распорядился отбуксировать его на свобод-
ный участок летного поля, освободив таким об-
разом ангар для своих работ.
Это указание было выполнено, что вызвало
большое неудовольствие А.Н. Туполева, кото-
рое могло иметь в те времена далеко идущие
последствия, и наложило отпечаток на буду-
щие взаимоотношения между фирмами.
Прошли годы, при необходимости сотрудни-
чества в процессе разработок новых проектов
старые обиды и недоразумения забывались -
новые проблемы рождали новые требования,
деловые рабочие отношения диктовало новое
время...
Руководство ЦКБМ и других конструктор-
ских бюро и заводов регулярно испытывало
«пресс» министра общего машиностроения и
ЦК КПСС, но, помимо наказаний, следовали и
меры поддержки, подключение необходимых
сил и средств.
И все же главными действующими лицами
в новой работе оставались инженеры, уче-
ные, производственники всей кооперации,
возглавляемой генеральным конструктором
ЦКБМ В.Н. Челомеем, много сил отдавшим
решению возникавших проблем. По его лич-
ному признанию, он не ожидал таких слож-
ностей в начале работ: например, оказыва-
лось, что выполнение ТТЗ по конструкции
теплонапряженной ракеты или по системе
радиокоррекции и средствам обеспечения
радионезаметности и защиты требовало
проведения новых, дополнительных научно-
исследовательских работ.
В.Н. Челомей всегда отличался работоспо-
собностью и жесткой требовательностью к
своим подчиненным и ближайшим соратникам.
На себе испытали накал страстей заместите-
ли генерального конструктора ЦКБМ А.И. Эй-
дис, М.И. Лифшиц, В.В. Сачков, Г.А. Ефремов,
В.Е. Самойлов и заместители главного кон-
структора В.А. Модестов, В.В. Витер, Д.А. Ми-
насбеков и многие другие.
В настоящее время трудно представить то
напряжение, которое испытывали все участ-
ники работ при создании комплексов «Мете-
орит».
Отработка комплекса шла трудно. Напри-
мер, за три первых года летных испытаний
(1980-1982 гг.) было проведено 8 пусков на
полигоне Капустин Яр, которые дали лишь ре-
зультаты по начальному участку полета - стар-
ту и запуску в полете маршевого турбореактив-
ного двигателя. Решение сложных вопросов
динамики расцепки стартово-разгонной сту-
пени и ракеты затягивалось и осложнялось де-
фектами и отказами материальной части дви-
гателя и самой ракеты. При испытаниях ракета
«застряла» при переходе скорости звука (М=1).
Это была проблема...
В итоге в марте 1983 г. В.Н. Челомей вызвал
к себе Г.А. Ефремова и заявил: «Герберт Алек-
сандрович, дела идут плохо, предлагаю тебе
возглавить все работы по направлению «Ме-
теоритов». Я предложил министру С.А. Афана-
сьеву назначить тебя главным конструктором
направления...»
Такое назначение было случаем экстраор-
динарным, но отказать Владимиру Николаеви-
чу Г.А. Ефремов не мог. В мае 1983 г. решением
коллегии и приказом С.А. Афанасьева это назна-
чение состоялось. Не следует думать, что этим
решением с генерального конструктора была
снята ответственность за ход работ, но все опе-
ративные вопросы и проработки в госструктурах
на Г.А. Ефремова навалились сполна...
Надо сказать, что до этого решения В.Н. Че-
ломей строго придерживался, как он гово-
рил, такого правила - главный конструктор на
«фирме» только один - это В.Н. Челомей. Но
ввиду огромного объема задач, отсутствия не-
обходимого времени для удержания в одних
руках всей информации о работах он вынужден
был принять решение о назначении Г.А. Ефре-
мова главным конструктором по комплексам
«Метеорит». В результате ответственность за
все удачи и неудачи по отработке комплексов
«Метеорит-М» и «Метеорит-А» взвалил на свои
плечи Г.А. Ефремов.
В 1983 г., после реализации чрезвычайно-
го режима работы маршевого турбореактив-
ного двигателя были впервые получены поло-
жительные результаты по летно-техническим
характеристикам ракеты - скорости, высоте и
дальности полета.
Но достижение требуемой точности и ра-
диозаметности были еще впереди. Первый
успех в достижении точности ракеты был полу-
чен лишь в конце 1986 г., после огромной ра-
боты главного конструктора системы коррек-
ции по радиолокационным картам местности
Ю.А. Козко и его сподвижников.
30
Территория
предприятия
в 1970-е годы
После ухода из жизни В.Н. Челомея на долж-
ность генерального конструктора по всей тема-
тике предприятия был назначен Герберт Алек-
сандрович Ефремов.
Трудно рассказать обо всем, что связано с
созданием комплексов «Метеорит». Остается
надежда, что опыт прошлых лет по организации
этих работ будет еще много раз анализировать-
ся и использоваться для становления новых
действенных организационно-экономических
схем работ при создании новых, высокоэффек-
тивных систем и комплексов оружия.
31

Состав ракетного комплекса
Ракета «Метеорит» создавалась как основ-
ной элемент комплекса ракетного оружия мор-
ского (с КР «Метеорит-М») и авиационного (с
КР «Метеорит-А») базирований с КР, универ-
сальной по целям и унифицированной по носи-
телям.
В состав комплекса ракетного оружия мор-
ского базирования входит КР «Метеорит-М»,
пусковая установка для ПЛ, система подго-
товки и пуска КР, в том числе система подго-
товки полетного задания, оборудование для
погрузочно-разгрузочных работ, транспортно-
такелажный корсет для перевозки КР, обору-
дование ТП и СП.
Комплекс ракетного оружия авиационно-
го базирования состоит из КР «Метеорит-А»,
авиационной пусковой установки - держателя
балочного (ДБ), средств подъема КР для под-
вески на ДБ, системы подготовки полетного
задания, оборудования для такелажных работ,
транспортно-такелажного корсета для транс-
портировки КР, оборудования для ТП и СП.
Транспортно-такелажный корсет - техноло-
гическое оборудование, позволяющее транс-
портировать заправленную ракету от завода-
изготовителя до места установки на носитель.
Назначение комплексов
и выбор носителей
ВМС США в 1971 г. инициировали рабо-
ты по изучению возможности создания стра-
Ракета «Томагавк»
тегической крылатой ракеты с ядерным бое-
вым зарядом с подводным стартом. При этом
рассматривались два варианта крылатых ра-
кет для ПЛ: с размещением в пусковых уста-
новках баллистических ракет и размещени-
ем в торпедных аппаратах. В июле 1972 г. был
выбран легкий вариант крылатой ракеты под
торпедные аппараты - уже упоминавший-
ся «Томагавк». Были одобрены два вариан-
та перспективных проектов фирм «Дженерал
Дайнемикс» и «Линч-Темко-Боут». После де-
монстрационных пусков ракет этих фирм был
выбран вариант фирмы «Дженерал Дайне-
микс» - ракета BGM-109. Продолжались пу-
ски ракет с задействованием рельефометри-
ческой системы коррекции TERCOM. В январе
1977 г. был принят проект единой крылатой
ракеты, которым предусматривалось, что ВВС
и ВМС США будут вести разработку крылатых
ракет на общей технологической базе. В мар-
те 1980 года состоялись первые летные испы-
тания серийной ракеты с борта эсминца УРО
Spruance, а в июне того же года был выполнен
успешный пуск серийной ракеты «Томагавк» с
ПЛ Sturgeon.
Летные испытания серийных крылатых ракет
морского базирования продолжались в тече-
ние 3 лет, за это время было проведено более
100 пусков, и в марте 1983 г. было объявлено
о принятии ракеты на вооружение и начале ее
массового производства.
Комплексы ракетного оружия со сверхзвуко-
выми стратегическими высотными малозамет-
ными для РЛС крылатыми ракетами имели не-
оспоримые преимущества перед дозвуковыми
низколетящими крылатыми ракетами.
Комплексы ракетного вооружения (КРВ) со
стратегической унифицированной сверхзвуко-
вой крылатой ракетой «Метеорит» предназна-
чались для поражения важных наземных объ-
ектов стратегического значения вероятного
противника в тесном взаимодействии с ракет-
32
f.U Н|1:Л»
ТЕОРИТА”
ными войсками стратегического назначения,
стратегической авиацией и подводными лод-
ками с баллистическими ракетами.
В отдельных случаях при необходимости
комплекс мог использоваться для поражения
наземных целей в ходе проведения ВМФ опе-
раций на театре военных действий. Этим ком-
плексом предполагалось вооружать как под-
водные лодки, так и надводные корабли и
самолеты стратегической авиации.
Был рассмотрен вариант использования в
качестве носителя для КР «Метеорит-М» АПЛ
пр. 949, однако после тщательной проработ-
ки вопроса специалисты пришли к выводу,
что это потребовало бы внесения значитель-
ных изменений в конструкцию ПЛ. Поэтому
было принято решение переоборудовать для
этой цели один из ракетных подводных крей-
серов стратегического назначения (РПК СН)
пр. 667А.
Крылатая ракета предусматривалась к ис-
пользованию также в составе стратегического
комплекса «Метеорит-А» с авиационных носи-
телей Ту-95МА, переоборудуемых из самоле-
тов Ту-95МС.
Основные разработчики
Отработка комплекса «Метеорит-М» про-
водилась с ПЛ пр. 667М, боекомплект ко-
торой составлял 12 ракет. Выходу в свет
Постановления предшествовали оперативно-
тактические и военно-экономические иссле-
дования, проведенные в НИИ вооружения
ВМФ и 30 ЦНИИ ВВС в период 1974-1976 гг.
(НИР «Заря-2», «Рассвет», «Метан»). В про-
ведении НИР, в которых была показана це-
лесообразность создания стратегических
комплексов ракетного вооружения с дозвуко-
выми и сверхзвуковыми ракетами, активное
участие принимали сотрудники НИИ воору-
жения ВМФ: Е.Б. Свечников, Л.А. Меркулов,
К.А. Шауб, В.П. Павлов и многие другие. По-
добные исследования проводились и в ор-
ганизациях промышленности (ЦНИИмаш,
ЦКБМ и др.).
В создании комплекса «Метеорит-М» при-
нимало участие большое количество предпри-
ятий. В числе основных были:
•	ЦКБМ, МОМ (головной разработчик) - ге-
неральный конструктор В.Н. Челомей;
•	система управления комплекса - до 1978 г.
ЦКБМ, а затем, с 1978 г., КБ «Электропри-
бор», МОМ (г. Харьков) - главный кон-
структор В.Г. Сергеев;
•	КБ «Мотор», МАП (маршевый двигатель) -
генеральный конструктор С.А. Гаврилов;
•	НИИ тепловых процессов, МОМ (электрон-
ные средства защиты) - главный конструк-
тор В.М. Иевлев;
•	НИИ точных приборов, МОМ (система на-
ведения по радиолокационным картам) -
главный конструктор Ю.А. Козко;
•	ВНИИ экспериментальной физики (спец-
боеприпас) - главный конструктор С.Г. Ко-
чарянц.
По постановлению ЦК КПСС и СМ СССР из-
готовителем ракет был определен завод «Про-
гресс» (г. Куйбышев), затем было принято
решение изготовление ракет проводить на за-
воде им. М.В. Хруничева (г. Москва) - дирек-
тор А.И. Киселев.
Переоборудование ПЛ пр. 667А по проекту
667М было проведено под руководством глав-
ного конструктора О.Я. Марголина.
Доработка самолета Ту-95МС в Ту-95МА
проходила на Таганрогском авиазаводе им.
Г.М. Бериева при участии ММ3 «Опыт» (ны-
не ОКБ «Туполев»), в работах участвовали:
А.С. Кирсанов, Д.А. Антонов, Д.А. Горский,
Л.А. Малкее, Л.М. Орлов и многие другие.
Этапы разработки КР «Метеорит»
Разработка КР проводилась в несколь-
ко этапов: обоснование, разработка и выдача
тактико-технического задания ВМФ; разработ-
ка эскизных проектов; рабочее проектирова-
ние; летно-конструкторские испытания:
•	с наземного стенда на 4 Государственном
центральном полигоне МО (г. Капустин Яр,
Астраханской обл.), начальник полигона
Н.В. Мазяркин;
•	с погружаемого стартового комплекса в 31
Научно-испытательном центре ВМФ (мыс
Фиолент, Севастополь) начальник полиго-
на Б.Е. Соловьев;
ПЛ проекта 949
33
•	с ПЛ пр. 667М, «К-420», на 21 Государ-
ственном центральном морском полигоне
ВМФ (в районе Северодвинска на Белом
море), начальник полигона О.Д. Бобырев;
•	с СН Ту- 95МА из ЖЛИиДБ, г. Жуковский
МО; начальник В.Т Климов.
Государственные испытания с ПЛ пр. 667М
на 21 ГЦМП ВМФ и с наземного стенда на
4 ГЦП МО проводились в 1988-1989 гг.
При создании комплекса авиационного ба-
зирования с ракетой «Метеорит-А» большая
работа была также проведена сотрудника-
ми 30 ЦНИИ МО и в/ч 25965 А.С. Цымбалом,
А.И. Аюповым, Б.А. Закатюрой, И.Н. Федоро-
вым и многими другими.
Основные
тактико-технические
характеристики комплексов
Основные ТТХ комплексов «Метеорит-М» и
«Метеорит-А» были определены в Постановле-
нии ЦК КПСС и СМ СССР и в ТТЗ ВМФ и ВВС,
которые в основном были подтверждены в про-
цессе летно-конструкторских испытаний и на
Государственных испытаниях:
Состав комплексов
В состав комплексов входят:
•	крылатая ракета;
•	корабельная часть комплекса, вклю-
чая корабельную аппаратуру системы
управления (КАСУ) в составе корабель-
НЕКОТОРЫЕ ПАРАМЕТРЫ
ТТХ КР «МЕТЕОРИТ-М» И «МЕТЕОРИТ-А»
Стартовая масса ракеты, кг: «Метеорит-М» «Метеорит-А»	-12000 -6400
Длина ракеты, мм	12100
Диаметр фюзеляжа, мм	780
Диаметр описанной вокруг КР окружности (со сложенными крыльями), мм	1650
Размах крыла, мм	5100
Система управления	Автономная, инерциальная с коррекцией по радиолокационным картам местности
Маршевый двигатель	Турбореактивный на топливах: керосин, децилин или бицелин. Стартово-разгонная ступень с двумя жидкостными ракетными двигателями общей массой 6233 кг
ной вычислительной системы (КЦВС),
аппаратуры предстартовой подготов-
ки и пуска ракет (АПП и П), аппаратуры
управления корабельными системами по-
вседневного и предстартового обслужи-
вания (АУ КСППО); на самолете Ту-95МА-
самолетная система управления «Лира»;
•	корабельные системы повседневного и
предстартового обслуживания (КСППО);
•	пусковые установки; для самолета
Ту-95МА - специальный держатель балоч-
ный (ДБ);
•	корабельная система документирования
(КСД); самолетная система документиро-
вания (ССД);
•	комплекс наземного оборудования (КНО);
•	погрузочный агрегат (ПА);
•	учебно-тренировочные средства (УТС);
•	наземный вычислительный комплекс под-
готовки полетных заданий (НВК ППЗ)
«Кольцо». Для самолета Ту-95МА - ком-
плекс «Угорь».
Основным элементом ракетного комплек-
са является стратегическая высокоскорост-
ная высотная крылатая ракета. Она состоит
из маршевой (собственно ракета) и стартово-
разгонной ступеней.
Маршевая ступень включает основные си-
стемы и агрегаты:
•	планер;
•	боевое снаряжение (БС);
•	бортовую аппаратуру системы управления
(БАСУ);
•	двигательную установку (ДУ);
•	многофункциональный комплекс защиты
(МФКЗ) ракеты от средств перехвата про-
тивника;
•	пневмогидравлическую систему (ПГС);
•	систему терморегулирования;
•	систему управления воздухозаборником.
Компоновка ракеты выполнена по схеме
«бесхвостка» со стреловидным крылом ма-
лого удлинения. На носовой части большого
удлинения расположен поворотный дестаби-
лизатор. На нижней поверхности хвостовой
части фюзеляжа расположен киль с рулем на-
правления. В нижней части фюзеляжа раке-
ты - плоский регулируемый воздухозаборник
маршевого двигателя.
Было применено многозвенное складыва-
ние крыла и киля, что позволило разместить
ракету с размахом крыла 5,1 м в контейнере
диаметром 1,65 м.
В носовой части размещались: боевое сна-
ряжение, бортовая система управления, мно-
гофункциональный комплекс защиты, система
терморегулирования, электрооборудование.
34

теоритя
В хвостовой части - маршевый турбореактив-
ный двигатель, топливная, пневмогидравличе-
ская системы и пиротехнические средства.
Боевое оснащение ракеты - специальная
боевая часть (СБЧ).
Бортовая аппаратура системы управления -
автономная с коррекцией от бортовых радио-
технических средств.
БАСУ включает:
•	инерциальную навигационную систему
(ИНС);
•	радиовысотомер (РВ);
•	бортовой цифровой вычислительный ком-
плекс (БЦВК);
•	доплеровский измеритель скорости и угла
сноса (ДИСС);
•	систему корректировки траектории полета
с наведением по радиолокационным кар-
там местности (СНРК) «Кадр».
БАСУ обеспечивает:
•	послестартовый разворот ракеты в преде-
лах ±60°;
•	стабилизацию и управление полетом ра-
кеты на подводном и воздушном участках
траектории по заданному перед пуском
маршруту;
•	хранение и обработку радиолокационной
информации;
•	хранение информации о районах коррек-
ции, вводимых из корабельной цифровой
вычислительной системы (КЦВС);
•	маневрирование ракеты по курсу и вы-
соте.
Корабельная часть комплекса предназна-
чена для: решения задач, обеспечивающих
боевое применение ракетного оружия; выра-
ботки исходных данных стрельбы и ввода их
на борт ракеты; проведения регламентных
проверок ракет; предупреждения несанкци-
онированных пусков ракет; документирова-
ния информации о регламентных проверках,
предстартовой подготовке и старте ракет;
формирования донесений о результатах ра-
кетной стрельбы.
Аналогичные функции на самолете Ту-95МА
выполняла самолетная система управления
«Лира». Система «Лира» обеспечивает подго-
товку и выполнение пуска ракеты с самолета,
включая проведение предстартовой проверки
ракеты, выработки ИД стрельбы и введение ПЗ
в БАСУ ракеты.
В цифровой вычислительной системе, вхо-
дящей в КАСУ и в ССУ «Лира», хранится инфор-
мация о целях, цифровых картах местности,
определяются опорные участки местности для
данного маршрута и передаются в бортовую
систему управления ракеты.
Комплекс наземного оборудования пред-
назначен для транспортировки ракет, выпол-
нения погрузочно-разгрузочных работ, хране-
ния ракет, проведения регламентных работ,
подготовки и выдачи ракет на подводные лод-
ки и СН и проведения ремонтных работ с ра-
кетами.
Учебно-тренировочные средства предна-
значались для подготовки личного состава к
боевому применению ракетного комплекса.
На наземных комплексах «Кольцо» - для
«Метеорита-М» и «Угорь» - для «Метеорита-А»
осуществлялась подготовка полетных и бое-
вых заданий.
Траектория полета ракеты
Траекторию полета КР можно подразделить
на следующие участки:
•	начальный для ракеты морского базирова-
ния «Метеорит-М», на котором движение
ракеты осуществлялось с помощью СРС
(подводный и воздушный), во время рабо-
ты СРС осуществлялся запуск ТРД с помо-
щью порохового турбостартера на около-
звуковой скорости;
•	разгон и выход на маршевую высоту;
•	маршевый полет с постепенным набором
высоты до 24 км с коррекцией траектории
и возможностью обхода зон ПВО против-
ника;
•	пикирование на цель с маршевой высоты.
Коррекция траектории по радиолокационным
картам местности осуществлялась на участках
коррекции, которых могло быть от 3 до 10.
35
РАСЧЕТЕ! ОРЕТИЧЕСКОЕ ОБЕСПЕЧЕН
АЭРОДИНАМИКА, БАЛЛИСТИКА, ДИНАМ!
УПРАВЛЕНИЕ
Как это начиналось
Формирование облика ракеты «Метеорит»
в соответствии с требованиями ТТХ, с учетом
мнения всех участвующих в проектных работах,
всех разработчиков систем ракеты (компонов-
щиков и весовиков, прочнистов и технологов,
аэродинамиков и материаловедов), требова-
ний, порой полностью взаимоисключающих -
все это находило приемлемые решения в ре-
зультате бесконечных бурных конструктивных
обсуждений и дискуссий.
Было предложено несколько компоновочных
схем ракеты и наконец утверждена схема, ко-
торая реально была воплощена в конструкцию
КР «Метеорит».
Эту схему предложила группа первоначаль-
ной разработки проектного комплекса.
В отделении 02 в 1974-1975 гг. о начале раз-
работки «Метеорита» знал ограниченный круг
лиц, куда входили поначалу лишь В.А. Моде-
стов, в то время начальник отдела баллистики,
и Ю.С. Широков, ведущий специалист в том же
отделе.
Ю.С. Широков был привлечен к рабо-
те комплексной группы специалистов и вы-
полнял оценочные расчеты по досягаемой
дальности будущего «Метеорита». Специ-
альная группа работала в отдельной комна-
те на шестом этаже корпуса 24, комната бы-
ла оснащена шифрозамком. В начале 1976 г.
к проекту были подключены многочисленные
специалисты расчетно-теоретического ком-
плекса, сегодня это отделение 02 (аэроди-
намики и баллистики).
Вот как вспоминает об этом А.Ф. Фролов,
бывший начальник сектора в отделе дина-
мики.
«Примерно в марте 1976 г. заместитель
главного конструктора С. Б. Пузрин на про-
изводственном совещании в своем кабинете
сказал своим коллегам следующее: «Сегодня
на совещании у Владимира Николаевича рас-
сматривали разработки на перспективу, и в
результате мозгового штурма появился заме-
чательный проект». Он назвал основные ис-
ходные данные «Метеорита»: максимальная
дальность - свыше 5000 км, скорость - сверх-
звуковая, ракета - крылатая.
К расчетам и формированию исходных дан-
ных по новому проекту немедленно приступи-
ли аэродинамики. Первоначальные сравни-
тельные расчеты различных аэродинамических
схем (главным образом по аэродинамиче-
скому качеству) проводил А.А. Давтян под ру-
ководством заместителя начальника отдела
аэродинамики Я.М. Натензона, расчеты харак-
теристик воздухозаборника - Ю.М. Миронов
под руководством начальника отдела Н.И. Ла-
рина. Затем к расчетным и эксперименталь-
ным работам в разное время были подключены
Л.Ф. Кадулин, Л.Б. Вавилова, Л.В. Масленни-
кова, Ю.А. Прохорчук, С.Н. Асанин, А.Н. Воево-
дин, С.Э. Кочубей, А.Н. Ширяев, Ю.Д. Белозе-
ров, Ю.А. Полежаев, В.А. Рудаков, Г.М. Аксенов,
И.А. Котюкова, Н.В. Спирина, А.Е. Рогачев,
Д.А. Любимов, Ю. Шорин, И.В. Шушура, В.В. Ги-
рин.
В отделе баллистики к работам по КР «Ме-
теорит» были привлечены секторы, которыми
руководили В.А. Лакеев, В.Х. Раскин, А.С. Шу-
няев, Е.А. Зайцев, а также сектор Р.Л. Крепе,
выделившийся вскоре в отдельную научно-
исследовательскую лабораторию, которую
возглавил Л.А. Бондаренко. Сектор В.А. Лаке-
ева занимался расчетами, ориентированными
на штатное изделие; сектор В.Х. Раскина - рас-
четами, связанными с проведением и анали-
зом результатов летных испытаний; сектор
А.С. Шуняева - вопросами комплексирования
навигации с использованием радиолокацион-
ных ориентиров; сектор Е.А. Зайцева - расче-
тами в обеспечение проектирования модифи-
каций КР «Метеорит».
36
-	ЯРКИЙ..
КРЫЛАТОГО -МЕТЕОРИгл
В разное время в разработке КР «Метео-
рит» участвовали работники отдела балли-
стики А.В. Гончар, А.И. Глазков, М.Ю. Тумин,
С.А. Афанасьев, С.Н. Евглевский, Г.А. Боженик,
А.И. Бородкин, А.Ю. Галкин, А.А. Венедиктов,
А.Е. Лукьянова, И.И. Шуба, Г.Е. Афанасьева,
Л.А. Козлова, В.А. Егоров, В.А. Мартынов.
Для обеспечения решения задач динамики
полета, а также для курирования вопросов раз-
работки системы управления в КБ «Электро-
прибор» в составе отдела динамики (началь-
ник И.С. Чистяков) был создан сектор 02-20-01
под руководством А.Ф. Фролова.
Основной состав сектора (М.М. Салахов,
Т.С. Галочкина, Т.В. Володина, Г.И. Лысен-
ко, А.Н. Ширяев, А.И. Грачев, А.Н. Лошкарев,
Г.Р. Зарецкая, Р.А. Крылова, О.Г. Махотки-
на, Г.В. Щурик, Т.Г. Короткова, А.В. Родюков,
М.М. Сахаров, И.Н. Горева) проводил анализ
полноты и корректности исходных данных по
изделию для проектирования системы управле-
ния, разрабатывал математическое обеспече-
ние для анализа и синтеза дискретной системы
стабилизации в постоянном взаимодействии
со специалистами КБ «Электроприбор», про-
водил математическое моделирование про-
цессов стабилизации, готовил методические
материалы и расчетную документацию для
проведения и анализа результатов стендовых
и летных испытаний.
При анализе короткопериодического дви-
жения изделия впервые учитывалась его про-
странственная упругая динамическая схема,
разработанная подразделением 03, и впер-
вые алгоритмы стабилизации были цифровы-
ми. Эти обстоятельства существенно услож-
няли расчеты. Для решения поставленных
задач были разработаны новые программы на
ЦВМ для переходных процессов и частотного
анализа. Кроме того, тоже впервые было про-
ведено моделирование переходных процес-
сов на цифроаналоговом стенде под руковод-
ством М.А. Качкова, а затем Ю.П. Генерозова
(исполнители Н.В. Грачева, С.В. Вишнякова,
Э.Н. Никитина), работа продолжилась на ком-
плексном стенде «Весна» с использовани-
ем элементов реальной аппаратуры (рулевые
приводы с имитацией нагрузочных момен-
тов). Кроме того, для уточнения частотных
характеристик бортовой аппаратуры бы-
ла организована группа в составе предста-
вителей ЦАГИ (ответственный М.Ч. Зинчен-
ков) и ЦКБМ (ответственный А.Ф. Фролов).
Частотные характеристики бортовой аппара-
туры снимались с помощью мобильного из-
мерительного комплекса ЦАГИ на террито-
рии КБ «Электроприбор». В дальнейшем в
контрольно-испытательном центре (КИЦ) с
помощью того же измерительного комплекса
представителями ЦАГИ были сняты частотные
характеристики изделия.
Проведенные мероприятия позволили убе-
диться в правильном выборе структуры конту-
ра стабилизации и его настроек.
Возросший объем решаемых задач потре-
бовал расширения состава исполнителей в от-
деле. К работе вместе с сектором 02-20-01 в
1981 г. были подключены специалисты сек-
тора 02-20-03 (В.Л. Максимова, В.В. Боря-
чок, С.Н. Купцов, Н.Н. Нечаева, А.Н. Быстрый,
Р.С. Евтропова, В.Н. Катышева) под руковод-
ством начальника сектора Г.Г. Плавника. Им
была поставлена задача провести исследова-
ние стабилизации изделия на участке рабо-
ты СРС с учетом всего спектра возмущений (в
том числе ветровых), а также провести иссле-
дование динамики отделения переднего и за-
дних блоков СРС с формированием требова-
ний к характеристикам движения изделия для
обеспечения успешного отделения этих агре-
гатов.
К работам по динамике старта изделия с раз-
личных носителей, а также отделения элемен-
КР «Метеорит» в
цехе предприятия
37
:6е ЗЕСПЕЧЕНИЬ^®
СТИКА, ДИНАЯИКА, УПРАВЛЕНИЕ
тов и раскрытия поверхностей привлекались
специалисты сектора 02-20-04 А.И. Авдоченок,
Г.Г. Грюнблат, Т.П. Гусарова, К.П. Кузьмен-
ко, Ю.М. Лукьянов, И.В. Неглинский, Н.Г. Пла-
хунова под руководством начальника сектора
В. В. Шибаева, а также специалисты сектора 02-
20-02 А.И. Дударев, И.С. Дмитриев, Н.Л. Лав-
ров, О.Н. Хромушина под руководством на-
чальника сектора В.П. Шаронова.
В подготовке и проведении летных испыта-
ний авиационного варианта ракеты участвова-
ли начальник сектора В.А. Коротков и специа-
листы В.А. Паршков и Л.Г. Плавник.
Расчеты параметров газогидродинами-
ки «мокрого» старта проводили Ю.Л. Якимов,
Н.В. Савушкина, А.Г. Масленников, Л.А. Бонда-
ренко, В.И. Тонкоглас, Ю.Р. Сабиров, П.А. Пе-
тросян.
Проектированием аэродинамических, ги-
дродинамических и других моделей зани-
мался специализированный конструкторский
отдел под руководством И.В. Пронина (а по-
ка он в течение нескольких лет был секрета-
рем парткома предприятия, отделом руко-
водил В.А. Юрлов). Активными участниками
работ были также К.Ф. Кириллов, П.Е. Мыз-
дриков, И.Я. Агеев, Ю.А. Хрянин, Э.В. Синици-
на, И.Д. Шатохин, В.Д. Богачев, Е.Я. Кудряв-
цев, В.Ф. Агеев, Н.В. Свирин, Ф.Д. Ходунов.
Большой объем работ выполнила также кон-
структорская группа КБ «Салют» под руковод-
ством В.В. Годовикова. Изготовление моделей
проходило в специализированном цехе № 6 у
Р.В. Васильева.
Проектирование
Работа над проектом потребовала макси-
мальных творческих и организационных уси-
лий большого коллектива. Многие технические
решения, найденные при разработке комплек-
са «Метеорит», неоднократно использовались
в дальнейшем. По времени проект совпал с по-
явлением вычислительной техники нового по-
коления, во многом изменившей технологии
расчетов, особенно в области аэро-, газо- и ги-
дродинамики, где появилась возможность чис-
ленно решать краевые задачи для систем урав-
нений в частных производных. Несмотря на то,
что в конечном итоге успешно разработанный
ракетный комплекс не был принят на воору-
жение, огромный методический задел, разре-
шенные вопросы философии проектирования,
понятые физические явления, конструкторские
находки до сих пор составляют бесценный ма-
териал, определяющий фундамент для новых
разработок.
Маршевая ступень
Аэродинамическая схема КР «Метеорит»
разительно отличается от всего ранее разра-
ботанного как в нашем КБ, так и в других. В
основу принятых проектных решений были по-
ложены габариты пускового контейнера и до-
стижимые характеристики перспективного
турбореактивного двигателя, от которого за-
висели основные параметры маршевого ре-
жима полета, определяющего его дальность.
Исходя из этих характеристик стало ясно, что
полет должен проходить на высоте 22-25 км с
числом Маха около трех, а величина аэродина-
мического качества должна превышать 5. Со-
вокупность этих данных означала, что площадь
несущих поверхностей такого летательного ап-
парата должна превышать 20 м2. Эта величина
поначалу шокировала, ее называли «малогаба-
ритной двухкомнатной квартирой», почти все
были уверены, что такое крыло невозможно
втиснуть в габариты контейнера.
Многочисленные параметрические расче-
ты после перебора нескольких вариантов схем
сосредоточились на «бесхвостке» с плоским
подфюзеляжным воздухозаборником, обеспе-
чивающим высокое значение коэффициента
восстановления давления на входе в марше-
вый двигатель.
Каждая консоль крыла имела три линии
складывания. Вдоль задней кромки крыла
разместили четыре элевона: большие - для
управления по тангажу на первых складыва-
емых панелях крыла (корневые элевоны), ма-
лые - для управления по крену на вторых па-
нелях (концевые элевоны). Впоследствии, в
процессе оптимизации управления КР, эти
функции были «перемешаны», то есть обе па-
ры использовали для управления в каналах
крена и тангажа на различных участках траек-
тории полета. Наличие плоского подфюзеляж-
ного воздухозаборника внесло свои особен-
ности. На режиме маршевого полета, то есть
при числах Маха больше 2, КР была статиче-
ски устойчива, однако имела значительный
момент тангажа на кабрирование, природа
которого в основном связана с конфигураци-
ей потока перед воздухозаборником и в его
канале. Таким образом, отклонение элевонов,
необходимое для балансировки КР, вызывало
дополнительную подъемную силу, что харак-
терно для статически неустойчивых летатель-
ных аппаратов. При не слишком больших углах
отклонения рулей это приводит к повышению
аэродинамического качества, а при увеличе-
нии балансировочных отклонений рулей - к
его уменьшению. В связи с большим влияни-
38
ем аэродинамического качества на достижи-
мую дальность полета было принято важное
конструктивное решение: установить вблизи
носовой части дополнительный орган управ-
ления - дестабилизатор, отклонение которо-
го позволило бы оптимизировать отклонение
элевонов. Впоследствии выяснилось, что без
дестабилизатора задачи старта с самолета-
носителя и пикирования на цель вряд ли мог-
ли бы быть решены.
Для повышения аэродинамического каче-
ства маршевого полета в районе примыкания
передней кромки крыла были сделаны специ-
альные наплывы. Их задачей было увеличение
размера плоской поверхности перед входом в
воздухозаборник, а также образование пары
мощных вихрей над консолями крыла, что не-
сколько повышало подъемную силу. Впослед-
ствии также выяснилось благоприятное влия-
ние наплывов на характеристики устойчивости
по крену.
Для уменьшения степени курсовой неустой-
чивости и для управления в канале рыскания
под фюзеляжем был установлен складывае-
мый киль с рулем направления. Для авиацион-
ного и морского вариантов линии складывания
киля были разные, что обусловливалось раз-
ными геометрическими ограничениями: в мор-
ском варианте линия складывания была ни-
же стартовика, а в авиационном ее пришлось
располагать выше, чтобы при взлете и посадке
носителя не задевать землю. В авиационном
варианте пришлось сделать складываемый
примерно пополам руль направления и даже
сделать небольшой складываемый участок пе-
редней кромки киля, чтобы избежать сопри-
косновения со сложенным крылом.
Большая площадь крыла обусловила и до-
статочно большую площадь аэродинамических
рулей и вместе с тем значительные аэродина-
мические шарнирные моменты. При дозвуко-
вых скоростях аэродинамический фокус ру-
лей располагается примерно на 25% их хорды,
а на сверхзвуковых - ближе к ее середине. Та-
ким образом, невозможно близко совместить
положение оси вращения рулей на протяжении
всего полета. После определения потребной
площади рулей рассматривались два основных
варианта геометрии аэродинамических рулей:
с классической самолетной компенсацией и по
схеме «клин-клин».
Первая схема вызывала сомнение в связи
с тем, что при отклонении руля его затуплен-
ная передняя кромка выходила в поток, вызы-
вая дополнительное сопротивление, зато при
неотклоненных рулях или при малых углах от-
клонения рули составляли по геометрии поч-
ти единое целое с поверхностью крыла (киля -
для руля направления).
Вторая схема предполагала ромбовидный
профиль руля, характерный для сверхзвуко-
вого полета, и ромбовидное сужение той ча-
сти крыла, которая находится перед передней
кромкой руля. Эта схема предпочтительнее при
значительных углах отклонения, однако име-
ет большее сопротивление при неотклоненных
рулях. Выбор был сделан в пользу первого ва-
рианта, и последующие испытания аэродина-
мических моделей подтвердили его правиль-
ность.
Постоянным предметом заботы и головной
болью аэродинамиков являлась правильная
оценка аэродинамических шарнирных момен-
тов. Для несущих поверхностей таких разме-
ров проблема шарнирных моментов серьезно
обостряется. По результатам предваритель-
ных расчетов были определены максимальные
эксплуатационные шарнирные моменты аэро-
динамических рулей (500 кГм для корневых
элевонов и 350 кГм - для концевых элевонов
и руля направления). Величина максимально-
го шарнирного момента, который должен быть
преодолен автоматом раскрытия крыла (АРК),
была оценена в 2000 кГм. Выбор этих проект-
ных параметров осложнялся еще и организаци-
онными проблемами. Для того чтобы получить
оценку максимального шарнирного момента,
необходимо рассчитать аэродинамические ха-
рактеристики, спроектировать траектории по-
лета во всем диапазоне условий применения,
определить для них потребные отклонения ру-
лей на балансировку, а также на стабилизацию
с учетом всех возмущений и разбросов харак-
теристик КР (аэродинамика, характеристики
разгонного и маршевого двигателей, массово-
инерционные характеристики, ветровые и дру-
гие атмосферные возмущения и т.п.).
В этих условиях обострился вопрос о том,
кто же будет ответственным за конечный ре-
зультат, выражаемый в килограммометрах
потребного момента, - аэродинамики, дина-
мики или баллистики? По одной логике ответ-
ственными должны быть те, кто выдает конеч-
ный результат, моделируя движение с учетом
всех возмущений, то есть динамики. По дру-
гой - это должны быть те, кто определяет наи-
более критичные исходные данные, то есть
аэродинамики. Вопросы персональной ответ-
ственности были весьма болезненны, так как
угроза наказания за ошибки была реальной и
подтверждалась время от времени оргвывода-
ми на всех уровнях технической и администра-
тивной иерархии. После исчерпания взаимных
аргументов в ожесточенных спорах В.А. Моде-
39
стов поручил заместителю начальника отде-
ления Ю.А. Подзолко подготовить положение
о разработке исходных данных по шарнирным
моментам органов управления. Это положе-
ние было утверждено, ответственность была
возложена на отдел аэродинамики. По поло-
жению, они должны были поделить распола-
гаемые шарнирные моменты между задачами
балансировки и стабилизации, рассчитать их
для всех траекторий и утвердить получивший-
ся «бутерброд» у руководства отделения.
Стартово-разгонная ступень
В соответствии с распределением работ
и ответственности в этом проекте стартово-
разгонная ступень разрабатывалась в КБ «Са-
лют». Одним из самых сложных и критичных
режимов полета являлось отделение СРС.
Фактически таких отделений было два. Пер-
вым сбрасывался передний блок (ПБ), распо-
ложенный под носовой частью КР. Он занимал
всю длину от носка фюзеляжа до входа в воз-
духозаборник. После выработки топлива из ба-
ка он сбрасывался с помощью пары двигателей
отделения. Дальнейший разгон осуществляет-
ся с помощью задних блоков СРС.
Задние блоки СРС в соответствии с эскиз-
ным проектом должны были обеспечить раз-
гон КР до числа М = 1,3, преодолев трансзву-
ковые скорости, на которых запас тяги ТРД
минимален (это было ясно на основе опыта
предыдущих проектов - КР «Базальт» и «Гра-
нит»). Отделение задних блоков СРС осущест-
влялось с помощью пиротолкателей, опира-
ющихся на нижнюю поверхность корпуса в
районе топливного бака. При этом механи-
ческая связь пары блоков СРС в их передней
части разрывалась, а в задней части - сохра-
нялась, так что задние блоки при отделении
раскрывались V-образно. Это обеспечивало,
по идее конструкторов КБ «Салют», безудар-
ное отделение блоков, между которыми в ис-
ходном положении располагался киль с ру-
лем направления. Другой важнейший аспект
надежности отделения - обеспечение устой-
чивости полета маршевой ступени КР в про-
цессе отделения переднего и задних блоков
СРС - в течение некоторого времени оставал-
ся упущенным из внимания специалистов. Де-
ло в том, что наилучшие условия для безудар-
ного отделения характеризуются большими
углами отклонения отделяемых элементов от
первоначального положения. При этом обра-
зуются аэродинамические силы, заведомо от-
водящие блоки от маршевой ступени. К этому
и стремились специалисты КБ «Салют».
В ЦКБМ не было на тот момент достаточно-
го практического опыта определения параме-
тров аэродинамической интерференции (вза-
имного влияния) ЛА и отделяемых элементов
при больших скоростях и скоростных напорах,
поэтому возмущающие моменты, действующие
на маршевую ступень, определить расчетным
путем было невозможно. Поиск публикаций на
эту тему в отечественной и зарубежной литера-
туре также не дал хороших результатов. Стало
ясно, что для определения аэродинамических
характеристик КР при отделении переднего и
задних блоков необходимо проводить экспе-
риментальные исследования. Методология та-
ких экспериментов оказалась сложной и вызы-
вала много дискуссий со специалистами ЦАГИ
и ЦНИИмаш. Необходимо было спроектировать
модель, на которой можно было бы реализовать
достаточное количество взаимных положений
моделей отделяемых элементов и маршевой
ступени и обеспечить измерение сил и момен-
тов, действующих на оба объекта. Количество
вариантов взаимного положения умножалось
неопределенностью априорного знания аэро-
динамических характеристик и как следствие,
траекторий отделения. Для каждого положения
необходимы были соответствующие поддер-
живающие устройства, сопрягаемые механи-
чески с тензоэлементами для измерения сил и
моментов. Дополнительные проблемы возника-
ли из-за необходимости моделирования струй
двигателей отделения ПБ. Во-первых, ряд спе-
циалистов ЦНИИМаш полагал, что моделиро-
вание струй сжатым воздухом неправильно, так
как струя холодного воздуха отличается от горя-
чей по конфигурации и протяженности. Исполь-
зование же пороховых модельных двигателей
для маломасштабной модели осложняло экспе-
римент еще больше.
В результате к началу летных экспериментов
пришли без ясного понимания этих процессов
и без сколько-нибудь достоверных исходных
данных по аэродинамическим характеристи-
кам в процессе отделения. Во-первых, не бы-
ло достаточного времени на все необходимые
исследования, во-вторых, не было и убеди-
тельных аргументов для остановки процес-
са проектирования, ход которого определялся
жесткими сроками.
Из-за отсутствия исходных данных по возму-
щающим моментам при отделении СРС не бы-
ли сформулированы и ограничения на параме-
тры траектории полета. Программа управления
КР была оптимизирована для достижения мак-
симальной скорости разгона, а на момент от-
деления ПБ угол атаки составлял примерно 5°.
Это требовало значительного отклонения со-
40
пел СРС для парирования аэродинамического
момента статически неустойчивой маршевой
ступени с задними блоками. Остающийся за-
пас управляемости был по расчетам динами-
ков достаточен для стабилизации ракеты.
Отделение переднего блока СРС было впер-
вые практически реализовано при пуске изде-
лия № 52011. Величина возмущающего момен-
та при отделении оказалась слишком большой,
и ракета, потеряв стабилизацию, опрокинулась
по тангажу. Негативный психологический эф-
фект этой неудачи был усилен неудачей преды-
дущего, первого, пуска, когда ракета не вышла
из контейнера. Анализ телеметрической ин-
формации с целью выяснения причин поте-
ри устойчивости и получения количественных
данных по аэродинамическим характеристи-
кам проходил в чрезвычайно нервной обста-
новке под жестким прессом руководства всех
уровней, каждый их которых подвергался дав-
лению сверху.
В результате анализа была определена ве-
личина возмущающего момента как функция
времени. Его величина существенно превыша-
ла возможности стабилизации ракеты, и стало
ясно, что необходимо менять и условия отделе-
ния, и некоторые элементы конструкции СРС.
Были приняты и организационные меры, в том
числе кадровые изменения. В.А. Модестову
был объявлен выговор, а начальник сектора от-
дела аэродинамики Л.Ф. Кадулин отстранен от
занимаемой должности с формулировкой «за
недостаточность экспериментальных работ по
определению аэродинамических характери-
стик изделия». Конечно, сегодня ясно, что про-
счет был допущен многими участниками этой
работы, и отстранение от должности одного
из них имело характер «принесения жертвы»,
но жесткая система персональной ответствен-
ности предполагала выявление конкретно-
го виновника. Лев Федорович Кадулин, не со-
гласившись с формулировкой приказа, все же
перешел на должность ведущего инженера в
том же секторе и еще долго и полезно рабо-
тал над проектом, оказывая помощь и переда-
вая опыт новому начальнику сектора Ю.А. Про-
хорчуку.
В результате анализа данных о пуске был
сделан вывод, что потеря стабилизации и по-
следовавшее аварийное прекращение полета
были обусловлены неблагоприятным сочета-
нием целого ряда факторов.
Во-первых, значительным аэродинамиче-
ским возмущающим моментом, действовав-
шим на ракету в процессе отделения перед-
него блока СРС. Тщательный анализ показал,
что величина возмущающего момента опреде-
ляется не столько взаимным расположением
КР и ПБ, сколько воздействием струй двигате-
лей отделения ПБ. Это было неожиданно, ведь
специалисты КБ «Салют» позаботились о том,
чтобы струи не воздействовали на поверхность
ракеты при отделении. Тем не менее, было
очевидно, что возмущающий момент действу-
ет именно синхронно с работой двигателей от-
деления ПБ. Срочно проведенные в ЦНИИмаш
экспериментальные исследования, в которых
струи двигателей отделения имитировались
сжатым воздухом, подтвердили такое влияние.
С участием специалистов ЦНИИмаш Б.С. Кир-
насова, А.И. Воронина на основе проведенных
экспериментальных исследований были сфор-
мированы дополнительные исходные данные
по возмущаюшим моментам, действующим на
маршевую ступень ракеты в процессе отделе-
ния переднего блока с работающими двигате-
лями отделения. Теория этого явления была
разработана инженером отдела аэродинами-
ки С.Н. Асаниным. Он показал, что струя, вы-
брасываемая в направлении, перпендикуляр-
ном набегающему потоку, разворачиваясь под
его воздействием, порождает присоединен-
ные и свободные вихри, которые, располага-
ясь над поверхностью крыла, создают пони-
женное давление над крылом и увеличивают
момент тангажа ракеты. Были проведены си-
стематические эксперименты и расчеты, по
результатам которых было принято решение
об увеличении угла «развала» сопел двигате-
лей отделения, что способствовало уменьше-
нию возмущающего момента. Теоретические
основы расчета интерференции струй и несу-
щих поверхностей ЛА впоследствии были из-
ложены в диссертационной работе С.Н. Асани-
на, которую он несколько лет спустя успешно
защитил под руководством начальника отде-
ления ЦНИИмаш В.И. Лапыгина.
Вторым важным фактором, повлекшим ава-
рийную ситуацию, была признана неправиль-
ная программа набора высоты, загрузившая
почти до предела органы управления КР и не
оставившая запаса управления. В условиях
большой неопределенности процесса отде-
ления ПБ это было недопустимо. С формаль-
ной точки зрения к динамикам, баллистикам
и разработчикам системы управления не бы-
ло повода предъявлять претензий, так как они
в рамках имеющихся исходных данных опти-
мальным образом распорядились возможно-
стями изделия. Это уже вопрос философии
проектирования, и заместитель главного кон-
структора В.А. Модестов поставил задачу так
выбрать программу полета и условия разде-
ления, чтобы свести к минимуму воздействие
41
труднопрогнозируемых параметров. Двад-
цать лет спустя в частной беседе, вспоминая
эти события, он говорил, что главной ошибкой
был именно выбор неправильной программы
полета. В последующих проектах он всегда
добивался, чтобы при отделении значитель-
ных элементов конструкции в полете угол ата-
ки приводился к нулю.
Аварийный пуск изделия № 52011 привел к
остановке работ в ожидании уточненных дан-
ных по аэродинамическим возмущающим мо-
ментам. В срочном порядке были проведены
дополнительные испытания моделей в аэро-
динамических трубах ЦНИИмаш и ЦАГИ. Важ-
но было, что величина возмущающего момента
при отделении ПБ как функция времени была
определена на основе полученных данных в пу-
ске и могла быть использована для моделиро-
вания движения маршевой ступени и выбора
настроек системы стабилизации. Однако ста-
ло ясно, что нельзя продолжать летные испы-
тания, не уточнив возмущающий момент при
отделении задних блоков СРС, происходящий
при большем скоростном напоре.
Проблемы динамики
Анализ параметрических испытаний моде-
лей в аэродинамической трубе ЦАГИ Т-112 по-
казал, что величина возмущающего момента
при ранее принятой схеме разделения (бло-
ки разводятся V-образно с активным разво-
ротом по тангажу) превосходит возможности
органов управления маршевой ступени при
любой программе управления. Было предло-
жено для следующего пуска, в котором возму-
щающий момент будет уточнен, изменить кон-
струкцию СРС так, чтобы избежать больших
углов относительного разворота задних бло-
ков и по тангажу, и по рысканию, обеспечив от-
носительное движение, максимально близкое
к поступательному. Но и в этом случае, как по-
казало численное моделирование, запаздыва-
ние реакции системы управления маршевой
ступени приводило к потере стабилизации. В
связи с этим в результате «мозгового штур-
ма» при участии ведущих специалистов отде-
ления с привлечением расчетов, проведенных
в секторе 02-20-01, было принято решение о
введении упреждающей команды на отклоне-
ние корневых элевонов для создания момен-
та на кабрирование, компенсирующего возму-
щающий момент. Это решение требовало от
аэродинамиков достаточно точных данных об
импульсе возмущающего момента, чтобы не
опрокинуть маршевую ступень самой упрежда-
ющей командой.
В результате расчетов были выбраны: мо-
мент выдачи упреждающей команды, ее дли-
тельность и настройки (параметры) системы
стабилизации, которые были реализованы в
алгоритмах разработчика системы управле-
ния - КБ «Электроприбор».
Вероятность успешного отделения задних
баков с учетом всех допусков на параметры
КР «Метеорит-М» и систему управления оказа-
лась равной 98%.
Еще больше обостряли обстановку непро-
стые отношения с КБ «Электроприбор». Для
принятия решения о том, как продолжать ра-
боту, в Харькове состоялось большое совеща-
ние с участием заместителя министра общего
машиностроения О.Д. Бакланова. На нем были
утверждены новые исходные данные и принято
решение об отделении задних блоков СРС при
числе Маха полета 0,8.
В КБ «Электроприбор» на стенде полуна-
турного моделирования, как всегда, необхо-
димо было провести «электронный пуск», т.е.
проверить функционирование всех алгорит-
мов от начала до конца полета. Но время то-
ропило! Для выполнения директивных сро-
ков пуска было принято совместное решение
провести электронный пуск не в сквозном
режиме, а параллельно на участке полета
разгонной ступени и после ее отделения. Эта
работа была выполнена и было выдано поло-
жительное заключение.
Первый после доработок пуск был прове-
ден в назначенный срок, однако ракета при от-
делении задних блоков СРС потеряла устойчи-
вость. Анализ телеметрической информации
показал, что в одном такте счета бортовой вы-
числительной машины не успела сформиро-
ваться упреждающая команда на отклонение
рулей. Этот дефект не был выявлен до полета
из-за параллельного проведения электронно-
го пуска на двух участках.
Для повышения надежности стабилизации
при отделении переднего и задних блоков СРС
в следующих пусках совместно со специали-
стами ЦНИИмаш (Ц.В. Соловьев и другие) бы-
ли введены ограничения на ветровые возму-
щения. Для реализации этих ограничений на
стартовой позиции проводились измерения
скорости ветра, и при превышении ограниче-
ний пуск запрещался. В дальнейшем в углу-
бленные исследования динамики ракеты на
участке работы СРС были внедрены методы
статистического расчета возмущенного дви-
жения. Это позволило при допустимом уровне
вероятности обеспечения стабилизации сни-
зить ограничения на ветровые воздействия
вплоть до полного их снятия.
Последующие летные испытания в целом
подтвердили данные о возмущающих момен-
тах при отделении блоков СРС и позволили
уточнить их, а также полностью подтвердили
правильность решения о выдаче упреждающей
команды на отклонение элевонов до выдачи
команды на отделение задних блоков разгон-
ной ступени. Анализ показал также, что вели-
чина импульса возмущающего момента близка
к предельно допустимой по управляемости. В
связи с этим было принято решение об отказе
от разгона до сверхзвуковой скорости с помо-
щью СРС, как это было предусмотрено эскиз-
ным проектом. Это привело к необходимости
полета маршевой ступени в трансзвуковом ди-
апазоне скоростей, дополнительным затратам
топлива маршевой ступени и соответственно к
уменьшению дальности полета.
Преодоление «горла»
трансзвуковых скоростей
Трансзвуковые скорости характерны мини-
мальным уровнем избытка тяги (превышение
тяги над аэродинамическим сопротивлением).
Это обстоятельство было известно из опыта
проектирования предыдущих ракетных ком-
плексов - «Базальта» и «Гранита». По аналогии
с программой управления набором высоты КР
«Гранит» была принята программа, в которой
трансзвуковое «горло» преодолевается в гори-
зонтальном полете на высоте около 4 км. Это
позволяет исключить из баланса продольных
сил проекцию силы тяжести ракеты.
Трансзвуковой диапазон чисел Маха чрез-
вычайно сложен для расчетов и эксперимен-
тальных исследований, так как большинство
параметров подвергаются довольно резким
изменениям при небольших изменениях числа
Маха, в особенности сопротивление и аэроди-
намический фокус. При числе Маха, близком
к единице, сопротивление летательного аппа-
рата имеет максимальное значение, кроме то-
го, максимальным образом сказываются даже
мелкие неровности поверхности (ступеньки,
сварные швы, головки винтов, волнистость
и шероховатость поверхности, мелкие кон-
структивные детали). В конструкторской и тех-
нологической документации были заложены
жесткие требования ко всем типам неровно-
стей поверхности, а также к отклонениям гео-
метрии КР от теоретического контура. Черте-
жи всех деталей, образующих внешний контур
ракеты, подлежали обязательному согласова-
нию с отделом аэродинамики. Расчет дополни-
тельного сопротивления, обусловленного про-
изводственными отклонениями, проводился
по методике, разработанной в ЦАГИ Г.А. Фе-
доренко.
При изготовлении первых изделий количе-
ство различных отступлений от требований
технических условий и конструкторской доку-
ментации было чрезвычайно велико. Техноло-
ги завода им. М.В. Хруничева жаловались на
сложную геометрию обводов ракеты, говори-
ли, что обеспечить все требования невозмож-
но. Основными факторами, вносящими глав-
ный вклад в дополнительное сопротивление,
были шероховатость поверхности, ступеньки
по стыкам панелей крыла, сварные швы фю-
зеляжа, выступающие головки винтов, мелкие,
но многочисленные элементы конструкции,
выходящие за теоретический контур ракеты
или, наоборот, образующие ниши. Ступеньки и
сварные швы в принципе можно было заравни-
вать шпаклевкой, однако были сомнения в том,
что она удержится в полете в условиях интен-
сивной вибрации и механического и теплового
воздействий потока воздуха.
Выступающим элементам конструкции пы-
тались по возможности придать обтекаемую
форму, а для наиболее значительных ниш (на-
пример, такелажные лючки) сделать захлопы-
вающиеся в полете крышки, но это удавалось
сделать далеко не всегда. Действовал и психо-
логический фактор. При рассмотрении меро-
приятий по устранению какого-либо дефекта
сравнивали трудоемкость и время, необходи-
мые на это, с величиной дополнительного со-
противления, порождаемого этим дефектом
в полете, выражаемым в процентах от полно-
го сопротивления ракеты. А она могла состав-
лять десятые и даже сотые доли процента. В
условиях дефицита времени зачастую прини-
мали решение пропустить дефект из-за незна-
чительности его влияния в виде исключения с
предложением разработать технологические
мероприятия для предотвращения повторения
дефекта в будущем.
Впервые скорость звука была достигнута в
полете изделия № 52018. В предполетном мо-
делировании, проводимом баллистиками, но-
минальный избыток тяги составлял около 20%.
В полете он оказался нулевым, то есть сопро-
тивление оказалось равным тяге, и дальней-
шего разгона и набора высоты не произошло.
Ракета, как выражались на профессиональ-
ном сленге, «застряла в горле трансзвука»,
возникла скандальная ситуация, срочно тре-
бовавшая детального анализа и разработки
мероприятий.
Анализу подвергались тяга маршевого дви-
гателя и аэродинамическое сопротивление ра-
кеты. Непосредственным измерениям в поле-
43
ОПТИЧЕСКОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ^ 1
IKA, БАЛЛИСТИКА, ДИНАМИКА УПРАВЛЕНИЕ
те поддается только разность этих величин,
выражаемая продольной перегрузкой ракеты.
Тяга маршевого двигателя определяется соб-
ственно двигательными характеристиками и
аэродинамическими характеристиками возду-
хозаборника ракеты. В свою очередь, сопро-
тивление определяется как коэффициентом
лобового сопротивления, так и балансировоч-
ным сопротивлением, обусловленным откло-
нением рулей в полете.
Величина коэффициента лобового сопро-
тивления, принятая в баллистических рас-
четах, была подтверждена испытаниями ис-
полнительной модели маршевой ступени
масштаба 1:6 в аэродинамической трубе ЦАГИ
Т-109. Модель в максимальной степени отра-
жала подробности внешней геометрии ракеты,
включая наиболее заметные конструктивные
детали, обеспечивала внутренний проток воз-
духа через воздухозаборник и средства из-
мерения внутреннего сопротивления модели
(мерные шайбы и датчики давления внутрен-
него потока), регулируемые панели плоско-
го подфюзеляжного воздухозаборника, откло-
няемые аэродинамические рули (корневые и
концевые элевоны и дестабилизатор). Силы
и моменты измерялись с помощью внешних
трубных весов. В целом модель, спроектиро-
ванная в КБ «Салют» конструкторской группой
В.В. Годовикова, обеспечивала возможность
получения достоверных данных об аэродина-
мических характеристиках ракеты. Единствен-
ным замечанием, высказанным в отчете ЦАГИ
по результатам испытаний, была недостаточ-
ная точность определения сопротивления вну-
треннего тракта модели, составлявшего около
половины суммарного сопротивления, изме-
рявшегося трубными весами.
Аэродинамические характеристики возду-
хозаборника также имели экспериментальное
подтверждение в испытаниях крупномасштаб-
ной модели в аэродинамической трубе ЦАГИ
СВС-1. Модель была спроектирована в спе-
циализированном конструкторском отделе 24
ЦКБМ, которым в то время руководил В.А. Юр-
лов. Модель позволяла весьма точно измерять
коэффициенты расхода воздуха и восстанов-
ления полного давления на входе в маршевый
двигатель.
Разработчики маршевого двигателя также
утверждали, что нет сомнений в его тяговых
характеристиках. Таким образом, необходи-
мо было объяснить, куда делся избыток тяги
в 20%.
Часть его была найдена в повышенном рас-
ходе рулей на балансировку ракеты в полете.
Анализ отклонения рулей показал, что на ра-
кету действует момент тангажа на кабрирова-
ние, превышающий расчетный. Величина мо-
мента не соответствовала экспериментальным
данным, полученным при испытаниях испол-
нительной модели в аэродинамической трубе
Т-109, которые в свою очередь показали вели-
чину момента тангажа, существенно превосхо-
дящую расчетные значения. Природа момента
связана с особенностью геометрии ракеты.
Поток, входящий в воздухозаборник, откло-
нялся сначала вниз под влиянием клиновидных
панелей регулируемого воздухозаборника, а
затем разворачивался в противоположном на-
правлении его нижней губой. При этом на ра-
кету действовала пара сил, создающая момент
тангажа даже при нулевой подъемной силе. С
учетом того, что коэффициент расхода возду-
ха был меньше единицы на большинстве режи-
мов полета, то есть не весь воздух проходил по
такой изогнутой траектории (часть его уходила
ниже губы или по сторонам вертикальных щек),
в расчете трудно было учесть такие детали,
особенно при числах Маха, близких к единице.
Таким образом, отличие расчетов от результа-
тов модельных испытаний было понятно, а вот
почему последние не соответствовали данным
летных испытаний - не совсем.
Сейчас, по прошествии многих лет, мож-
но увидеть одну неточность расчетной схемы
в математической модели ракеты. Тяга двига-
теля в баллистических расчетах трактовалась
как вектор, приложенный к донному срезу ра-
кеты, где расположено сопло маршевого дви-
гателя, в направлении оси двигателя (пример-
но под углом 5,5° к строительной горизонтали
фюзеляжа). Однако тяга является разностью
входного и выходного импульсов потока, про-
ходящего через воздухозаборник, внутренний
канал и маршевый двигатель. Поскольку их на-
правления и точки приложения не совпадают, а
линии действия не проходят через центр масс
ракеты, необходимо было учитывать оба эти
импульса, тем более что величина выходного
импульса маршевого двигателя существенно
превышает его тягу. Но в то время никто не об-
ратил на это внимание, и повышенный момент
тангажа приписали аэродинамическим харак-
теристикам.
Часть дефицита тяги была объяснена, но это-
го было недостаточно. С легкой руки В.Х. Рас-
кина в повседневном общении появилось сло-
восочетание «недостаток избытка тяги». Этот
недостаток оставалось списывать только на
повышенное аэродинамическое сопротивле-
ние, связанное с качеством внешней поверх-
ности ракеты. На очередном летном изделии
был проведен тщательный обмер всех неров-
44
' 1; ।: нрйп
ЕОРИТЛ»
ностей, шероховатости, волнистости поверх-
ности, составлена подробная карта замеров,
пересчитаны все конструктивные детали, по-
рождающие дополнительное сопротивление.
По методике Г.А. Федоренко и с его непосред-
ственным участием проведен расчет соответ-
ствующего дополнительного сопротивления,
которое составило более половины «недостат-
ка избытка тяги», зафиксированного в полете.
Были рассмотрены все карточки разрешения,
и по результатам этого рассмотрения сделан
вывод, что большинство производственных от-
клонений необоснованно были пропущены без
доработок, а дополнительное сопротивление,
вызванное ими, не учтено в Расчете аэродина-
мическом. Ответственность за это была воз-
ложена на начальника отдела аэродинамики
Н.И. Ларина, он был отстранен от должности,
новым начальником отдела назначили П.А. Пе-
тросяна (1983 г.).
Началась работа по исправлению выявлен-
ных недостатков. В.Н. Челомей особенно не-
годовал по поводу высокой шероховатости по-
верхности, которая являлась одним из главных
факторов дополнительного сопротивления.
Было принято решение шлифовать всю окра-
шенную поверхность шкуркой. В те дни мож-
но было увидеть доктора наук И.С. Епифанов-
ского, трущего шкуркой поверхность крыла
очередного изделия и на основе собственно-
го опыта дающего рекомендации по шлифов-
ке. Вопреки ранее высказанным утверждениям
о невозможности устранения повышенной ше-
роховатости с помощью шлифования был до-
стигнут значительный эффект, и ее уровень в
основном был доведен до требований ТУ. Учи-
тывая исключительную важность контроля ше-
роховатости поверхности и неудобство и не-
оперативность использования слепков для
этой цели, был приобретен английский прибор
для автоматического измерения размера ше-
роховатости Surtronic. Достаточно было при-
ложить его к поверхности, нажать на кнопку,
и через несколько секунд на дисплее появля-
лась величина шероховатости. Прибор был пе-
редан не в ОТК, а в отдел аэродинамики, где он
успешно использовался много лет.
Для выравнивания многочисленных ступе-
нек, сварных швов, следов сотовой конструк-
ции на поверхности крыла стали использовать
шпаклевку, предварительно убедившись на
виброиспытаниях, что она не отваливается при
механических воздействиях. Значительные
ступеньки по стыкам отсеков и различных дета-
лей выравнивали герметиком «Виксинт». Осо-
бое внимание уделялось выступающим и запа-
дающим относительно теоретического контура
конструкторским деталям. Все они были обме-
рены и обсчитаны с точки зрения дополнитель-
ного сопротивления. По возможности пред-
лагались доработки, облагораживающие их
обводы. Так, отдельные обтекатели узлов по-
ворота складываемого крыла, располагавши-
еся вдоль линий складывания, были объеди-
нены в единые обтекатели на каждой линии.
Разрабатывались крышки многочисленных
лючков, что заставило считать шарнирные мо-
менты пружин, необходимые для их закрытия в
полете.
По поручению В.А. Модестова была состав-
лена подробная таблица всех элементов, соз-
дающих дополнительное сопротивление, с
оценкой его величины до и после доработки,
причем он требовал выражать его в килограм-
мах сопротивления в режиме трансзвуковых
скоростей. Такую таблицу подготовил и обнов-
лял ежедневно в течение месяца, пока шли до-
работки, С.Н. Асанин. В.А. Модестов называл
ее «разблюдовкой», и каждый день в тот пери-
од начинал с ее изучения, сравнивая с вчераш-
ним вариантом, а потом шел докладывать ру-
ководству.
Основным мероприятием, обеспечившим
решение проблемы «горла трансзвука», было
форсирование тяги, которое называли «чрез-
вычайным режимом работы маршевого дви-
гателя», сокращенно ЧР, а также изменение
программы набора высоты полета маршевой
ступени. Этому изменению предшествовали
споры о философии управления. В.А. Моде-
стов первоначально настаивал на программе, в
которой максимизируется избыток тяги, выра-
жаемый в килограммах, то есть по абсолютной
величине. В.Х. Раскин, руководивший секто-
ром в отделе баллистики, настаивал на контро-
ле относительного избытка тяги, выраженного
в процентах от тяги. Эта идеология впослед-
ствии переросла в сложную программу управ-
ления на основе контроля целого ряда полетных
параметров и измерений в двигательной авто-
матике (температуры заторможенного потока
и давления на входе в двигатель). Все контро-
лируемые параметры с помощью процедуры
комплексирования, основанной на априорных
моделях корреляции наблюдаемых параме-
тров, превращались в программное значение
высоты, зависящее от конкретных, сложив-
шихся в полете атмосферных условий и изме-
ряемых избытков тяги. По существу, именно
этот закон управления обеспечил достижение
поразительно высокой дальности полета.
Много лет спустя в частной беседе, заме-
ститель генерального конструктора В.А. Моде-
стов на вопрос, мог бы он поверить в то время,
45
когда проектировали противокорабельную ра-
кету «Гранит», что ракета, размещаемая в кон-
тейнере тех же габаритов, сможет улететь на
порядок дальше, ответил кратко: «Ни за что бы
не поверил».
После проведения мероприятий по улучше-
нию качества внешней поверхности ожидали
значительного уменьшения аэродинамическо-
го сопротивления в трансзвуковом диапазоне
скоростей (примерно на 7%), а с учетом реа-
лизации ЧР маршевого двигателя избыток тя-
ги должен был достигать 30%. Это давало
возможность продолжать летные испытания.
Полет изделия № 52033, вышедшего на режим
маршевого полета (число Маха 2,8, высота 22
км), ознаменовал начало нового этапа проек-
тирования, когда пошла борьба за километры
дальности, килограммы массы, потребовав-
шая огромных усилий многих специалистов в
режиме рутинной работы.
В отделах баллистики и аэродинамики тща-
тельно анализировали телеметрическую ин-
формацию, полученную в пусках. Необходимо
было как можно точнее определить энергети-
ческие характеристики, поскольку допуск на
незнание в чистом виде съедал располагаемую
дальность, которую должны были вычислять
алгоритмы расчета досягаемости (так называ-
емые баллистические фильтры). В ЦКБМ был
объявлен конкурс предложений по уменьше-
нию массы ракеты за счет совершенства кон-
струкции. Интересно, что одно из предложе-
ний, не требовавшее никаких конструктивных
мероприятий, было дано аэродинамиками. За-
метив, что в баллистических расчетах при ве-
роятностном розыгрыше допусков (складывать
допуски так называемым «бутербродом» было
расточительно: все аэродинамические харак-
теристики считались некоррелированными)
допуски принимались не зависящими от числа
Маха полета. То есть если коэффициент лобо-
вого сопротивления увеличен на какую-то до-
лю максимального допуска, то это увеличение
задавалось постоянным в течение всего поле-
та. Аэродинамические характеристики на позд-
нем этапе были определены на основе экспе-
риментальных данных, получаемых для разных
чисел М в независимых экспериментах. Было
принято решение считать коэффициент кор-
реляции между значениями аэродинамиче-
ских характеристик при числах Маха, меньших
и больших 2, равным нулю. Это позволило уве-
личить гарантированную дальность на 140 км.
Сегодня такое решение может показаться про-
стым и очевидным, однако это было возможно
только при условии тесного сотрудничества и
взаимопонимания баллистиков и аэродинами-
ков, при том что суровая жизнь зачастую рас-
полагала к «глухой обороне» и защите своих
запасов (отстранение от должностей Л.Ф. Ка-
дулина и Н.И. Ларина было свежо в памяти).
Интересно, что после набора статистики по
избыткам тяги обнаружился дефицит, пример-
но совпадающий по величине с ожидаемым
эффектом уменьшения сопротивления за счет
улучшения качества поверхности. Невозможно
было определить, что это означает: то ли тяга
в режиме ЧР меньше расчетной, то ли сопро-
тивление больше. Поскольку так сложилось,
что именно в отделе аэродинамики своди-
ли баланс тяги и сопротивления, по результа-
там анализа нескольких летных испытаний бы-
ла определена величина, которую выразили в
привычных для аэродинамиков безразмерных
коэффициентах, отнеся дефицит к скоростно-
му напору и характерной площади ракеты. На-
звали эту величину, однако, поправкой к из-
бытку тяги. Почему то, что ожидали получить от
уменьшения сопротивления, не было реализо-
вано, осталось непонятным. Возможно, просто
тяга маршевого двигателя в режиме ЧР была
меньше расчетной, возможно, методика ЦАГИ
завышала эффект качества поверхности, а мо-
жет быть, вся нанесенная шпаклевка все-таки
отваливалась в полете, обнуляя эффект вырав-
нивания поверхности.
Следует отметить, что борьба за улучшение
качества велась и в направлении совершен-
ствования технологии изготовления изделий.
Была налажена система контроля качества из-
готовления летных изделий на производстве.
Наряду с постоянными представителями ЦКБМ
на заводе им. М.В. Хруничева специалисты от-
дела аэродинамики регулярно участвовали в
осмотре изготовленных изделий и даже от-
дельных агрегатов. Для объективного контро-
ля качества изготовления были разработаны
карты замеров многочисленных геометриче-
ских параметров, все отклонения рассматри-
вались, составлялись карточки разрешения на
все отступления от требований КД, принима-
лись решения по каждому отклонению. В от-
деле аэродинамики были назначены специа-
листы, постоянно участвовавшие в осмотрах
и рассмотрении КР, имеющие право самосто-
ятельного принятия решения на месте. Разу-
меется, в сложных случаях решение принима-
лось только после соответствующих расчетов
и обсуждений в отделе. В разное время этими
представителями были А.А. Давтян, С.Э. Кочу-
бей, А.Н. Воеводин.
Были даже попытки заставить представи-
телей отдела аэродинамики ЦКБМ подписать
карточку разрешения без проведения дора-
46
ЕОРИТД"
боток, поскольку на это уходило много време-
ни и срывались сроки изготовления. Однажды
С.Э. Кочубею до 11 часов вечера не подписы-
вали пропуск на выход с завода, надеясь за-
ставить таким образом сдаться. Он сумел до-
звониться Г.А. Ефремову и получил поддержку
в своих требованиях. Забраковать изготовлен-
ные агрегаты было почти невозможно, в основ-
ном принимались решения об исправлении де-
фектов после сборки изделия путем нанесения
шпаклевки, герметика, запиливания отдель-
ных деталей и тому подобное. Эти предложе-
ния фиксировались в карточках разрешения,
одновременно разрабатывали мероприятия
для предотвращения подобных дефектов в бу-
дущем.
События, связанные с «горлом трансзвука»,
имели еще одно следствие. На основе секто-
ра 22-04 отдела аэродинамики, которым руко-
водил Ю.М. Миронов, а предметом деятельно-
сти была аэродинамика входных и выходных
устройств крылатых ракет, была создана от-
дельная лаборатория 08-80 в структурном от-
делении двигателей. Это подытожило мно-
голетние разговоры о том, что раздельное
проектирование воздухозаборника и двигате-
ля порождает недоразумения.
Экспериментальная отработка
Объем наземной экспериментальной от-
работки аэродинамики КР «Метеорит» был
беспрецедентным. Максимально возможный
объем экспериментальных исследований все-
го, что можно исследовать до полета, вообще
является традицией и фирменным отличием
стиля проектирования ЦКБМ, заложенным с
самого начала. В отделе аэродинамики экспе-
риментальной отработкой руководил Я.М. На-
тензон, ранее много лет работавший в КБ
С.А. Лавочкина, где также уделяли большое
внимание экспериментам. Опыт авиационно-
го проектирования был очень кстати в разра-
ботке ракеты, вполне сравнимой по сложности
с самолетом. Никто не сдерживал инициатив
Я.М. Натензона, в результате можно сказать,
что ни один параметр в аэродинамическом
расчете не остался без обоснования опытны-
ми данными. Всего было спроектировано, из-
готовлено и испытано более 50 моделей раз-
личного назначения.
Испытания были проведены в аэродина-
мических трубах Т-109, Т-102, Т-103, Т-108,
Т-116, Т-114 ЦАГИ, Т-1 и Т-5 филиала ЦАГИ,
У-3, У-4, У-6 ЦНИИмаш. Несмотря на то что в
ЦКБМ были и специализированный конструк-
торский отдел 24, которым в то время руково-
дил В.А. Юрлов, и специализированный цех 6
(начальник Р.В. Васильев), производственных
мощностей для своевременного проектирова-
ния и изготовления моделей не хватало, поэто-
му ряд моделей был спроектирован конструк-
торской группой В.В. Годовикова в КБ «Салют»
и там же изготовлен. Особо следует отметить
исполнительные модели маршевой ступени
для аэродинамических труб Т-109 и Т-102, на
которых были воспроизведены все детали гео-
метрии ракеты.
Большое количество режимов полета, набор
параметров, варьируемых в испытаниях (углы
атаки и скольжения, число Маха, коэффициент
расхода воздуха через воздухозаборник, углы
отклонения корневых и концевых элевонов, ру-
ля направления и дестабилизатора), обусло-
вили и огромный объем экспериментов, и ко-
лоссальное количество данных, которые надо
было обработать, осмыслить и превратить в
формализованные исходные данные по аэро-
динамическим характеристикам.
В связи с этим на начальном этапе проек-
тирования использовались упрощенные ма-
ломасштабные модели, которые можно было
быстро изготовить и испытать к началу летных
испытаний ракеты. Испытания исполнитель-
ных моделей завершались уже в ходе летных
испытаний. Это породило организационную
проблему. Изменение исходных данных вызы-
вало острую негативную реакцию у всех, кому
они направлялись, так как в условиях дефицита
времени необходимо было заново повторять
расчеты, выбирать параметры управления.
Руководство КБ «Электроприбор», ссыла-
ясь на утвержденную технологию разработ-
ки алгоритмов системы управления, при по-
лучении изменений исходных данных ставили
через Министерство общего машиностро-
ения и ЦК КПСС вопрос о смещении сроков
сдачи очередной версии СУ на месяцы. Та-
кой формальный подход приводил к запре-
ту выдачи уточнений, что не устраивало ис-
полнителей и руководителей среднего звена
КБ «Электроприбор», понимавших, что объек-
тивная необходимость заставит всех вносить
исправления в алгоритмы, в том числе и не
хотевших зря тратить силы и время. Так сло-
жилась особая практика передачи уточненных
данных «в рабочем порядке», когда предста-
вители ЦКБМ приезжали в Харьков и от руки
вписывали в технические документы исправ-
ления (зачеркивая что-то и дописывая новые
данные на обороте страниц). Можно особо от-
метить начальника лаборатории В.Г. Сухоре-
брого, начальников секторов О.М. Белохина и
А.М. Быкова, с которыми был налажен тесный
47

•АСЧЕ'
ОБЕСПЕЧЕНА:
!ТИКА, ДИНАМИКА, УПРАВЛЕНИЕ
рабочий контакт. Они заранее предупрежда-
ли, до какой даты можно привозить уточнения
(пока алгоритмы не отдавали на «прошивку»),
и принимали данные без лишних формально-
стей. Конечно, это являлось нарушением при-
нятого порядка, но без этого было бы трудно
добиться успеха в совместном деле.
Надо отметить также чрезвычайную стро-
гость специалистов КБ «Электроприбор» при
приеме исходных данных. Они тщательно их
изучали и задавали большое количество уточ-
няющих вопросов, не допуская неоднозначных
формулировок. Эта въедливость, казавшаяся
некоторым чисто человеческой вредностью,
избавила от многих недоразумений, связанных
с толкованием текстов и формул в исходных
данных. Специалисты отдела аэродинамики,
прошедшие школу сотрудничества с харьков-
чанами, навсегда восприняли новый стиль из-
ложения технической информации.
В отделе аэродинамики анализом экспери-
ментальных данных и разработкой на их основе
исходных данных для расчетов траекторий, ди-
намики полета, прочности, шарнирных момен-
тов органов управления и автоматов раскрытия
крыла и оперения, распределения давления
занимался целый ряд квалифицированных
специалистов: Я.М. Натензон, Л.Ф. Кадулин,
А.А. Давтян, Л.Б. Вавилова, Ю.А. Прохорчук,
Л.В. Масленникова, С.Н. Асанин, А.Н. Воево-
дин, С.Э. Кочубей.
В проведении экспериментальной отработ-
ки, начиная с выдачи технических заданий на
проектирование моделей и кончая выпуском
отчетов по результатам испытаний, специали-
сты ЦКБМ тесно сотрудничали с коллегами из
других организаций: Г.С. Бюшгенсом, В.А. Ми-
келадзе, М.Ф. Притуло, М.Н. Миргазовым,
Л.А. Поздоровкиным, Т.И. Окербломом, З.А. Се-
ровой, А.А. Шканаевым из ЦАГИ, Ю.А. Демья-
новым, В.И. Лапыгиным - из ЦНИИмаш, многие
другие внесли существенный вклад в получе-
ние достоверных и полных данных по аэроди-
намическим характеристикам.
Важнейшим элементом аэродинамического
проектирования является определение аэро-
динамических характеристик по результатам
летных испытаний. Это финальная стадия ис-
следований, на которой возможно уточнение
данных по аэродинамическим характеристи-
кам, полученным ранее теоретическими мето-
дами и средствами наземной эксперименталь-
ной отработки. Данные, получаемые в полете,
обладают максимальной достоверностью по
сравнению с другими источниками информа-
ции, однако их объем ограничивается инфор-
мативностью самих процессов, протекающих
в полете. Так, при равномерном прямолиней-
ном движении ракеты, характерном для нор-
мального маршевого полета, можно извлечь
минимальное количество содержательной ин-
формации, например, разность между тягой и
сопротивлением, величину подъемной силы
при единственном значении угла атаки, балан-
сировочное отклонение рулей, характеризую-
щее разность моментов статической устой-
чивости и управляющего момента рулей. Для
экспериментального определения зависимо-
стей аэродинамических параметров от усло-
вий полета необходимы участки с переменны-
ми условиями. Маневры, которые выполняет
ракета в соответствии с программой полета,
как правило, не дают много информации, так
как разработчики системы управления под-
бирают настройки управления, исключающие
чрезмерно динамичные процессы. Более ин-
формативными являются нештатные режимы
полета, когда происходит резкое и нерегуляр-
ное изменение углов атаки, скольжения и от-
клонения рулей.
В процессе разработки крылатых ракет пред-
ыдущих поколений делались попытки задавать
программные отклонения рулей для реализа-
ции возмущений, которые могли бы позволить
определять аэродинамические характеристи-
ки. Однако с этим связана и опасность опроки-
нуть нормально летящую ракету при неудачном
выборе параметров таких возмущений, поэто-
му применить их на практике не решались.
В период работ по КР «Метеорит» в отделе
аэродинамики разрабатывались методология
и технология идентификации аэродинамиче-
ских характеристик на основе телеметрической
информации, получаемой в полете. Автором и
разработчиком этого весьма тонкого и полез-
ного инструмента был А.Н. Ширяев, первона-
чально работавший в отделе динамики полета,
а затем переведенный в отдел аэродинамики.
Метод определения аэродинамических харак-
теристик был основан на нелинейном фильтре
Калмана, с помощью которого определялись
коэффициенты сил и моментов как функции
времени наряду со значением определяющих
параметров, таких как число М, углы атаки и
скольжения. На втором этапе проводился по-
иск функциональных зависимостей аэродина-
мических характеристик от определяющих па-
раметров на основе априорных представлений
о характере этих зависимостей.
С помощью этой методологии удалось
определить характеристики устойчивости и
управляемости, индуктивного сопротивления
рулей и других параметров. Но получаемые
таким образом данные давали лишь фрагмен-
48
тарные представления об аэродинамических
характеристиках, поскольку в нормальном по-
лете мало информативных маневров. Была
поставлена задача планирования специаль-
ных маневров для систематического изуче-
ния аэродинамических характеристик в ходе
летных испытаний. В КБ «Электроприбор» бы-
ло выдано задание на введение программных
отклонений аэродинамических рулей в про-
цессе маршевого полета, и в очередной вер-
сии алгоритмов системы управления они бы-
ли реализованы. К сожалению, как и раньше,
ни в одном пуске КР «Метеорит» не решились
задействовать эти программы, опасаясь ава-
рийных ситуаций.
Тем не менее накопленный практический
опыт вывел на совершенно новый уровень тех-
нологию извлечения максимума информации
об аэродинамических характеристиках из те-
леметрической информации. В результате
был разработан программный комплекс уни-
версальной ЭВМ «БЭСМ-6», который с успе-
хом использовался в работе над всеми после-
дующими ракетами, разрабатываемыми в НПО
машиностроения. Впоследствии, когда появи-
лись персональные компьютеры, было разра-
ботано автоматизированное рабочее место,
позволяющее в считанные часы получать дан-
ные по аэродинамическим характеристикам.
Интересно, что в ряде случаев определение
сил и моментов, действующих на ракету в по-
лете, имело целью не аэродинамические ха-
рактеристики, а выявление причин нештатной
работы. Так, наличие нерасчетных моментов,
действующих на ракету в полете, всегда под-
вергалось тщательному анализу. В одном из
пусков при отделении задних блоков СРС про-
изошло разрушение корпуса топливного ба-
ка под действием усилия толкателей, распо-
ложенных в передней части блоков. После
отделения возникли возмущающие моменты
по тангажу, крену и рысканию, соотношение
которых заставило предположить, что в огра-
ниченной области в месте стыка крыла с кор-
пусом, снизу, появилась область повышенно-
го давления, действующего на корпус и крыло.
Была высказана гипотеза, что причиной тако-
го повышения давления могло быть истечение
топлива через щель в стенке бака с мгновен-
ным его испарением и образованием местного
препятствия для набегающего потока. Незави-
симо от этого, анализируя поведение давле-
ния в топливном баке, двигателисты пришли к
выводу о нарушении герметичности бака. Сум-
мируя наблюдения и анализируя их возмож-
ные причины, пришли в конечном итоге к опре-
деленному выводу о разрушении корпуса под
действием толкателей СРС и реализовали кон-
структивные мероприятия, исключившие впо-
следствии возможность разрушения бака.
Подводный старт
Работы по подводному старту КР
«Метеорит-М» начались в 1976 г. в секторе ги-
дродинамики (начальник сектора Р.Л. Крепе)
отдела баллистики. В 1985 г. на основе это-
го сектора была создана лаборатория ги-
дродинамики, ее возглавил Л.А. Бондарен-
ко. К этому времени на основании обобщения
20-летнего опыта работы по темам «Аметист»,
«Малахит» и «Гранит» была создана уникаль-
ная научно-методическая база для проведе-
ния разработок по «мокрому» старту. Сле-
дует отметить докторскую диссертацию
Ю.Л. Якимова, кандидатскую диссертацию
Л.А. Бондаренко, отчеты сотрудников сектора
Р.Л. Крепе - В.И. Тонкогласа, Ю.Р. Сабирова,
П.А. Петросяна, Н.В. Савушкиной, Т.С. Пан-
ченко, В.И. Мартынова.
Вместе с этим ЦКБМ впервые на изделии
«Метеорит-М» столкнулось с проблемой вы-
сокого давления в контейнере, возникающего
при запуске разгонного ЖРД с большой тягой
(22 т) в «мокром» наклонном старте из «глухо-
го» контейнера. В связи с этим сотрудниками
сектора Р.Л. Крепе Ю.Л. Якимовым, Л.А. Бонда-
ренко, Н.В. Савушкиной, А.Г. Масленниковым,
Ю.Р. Сабировым совместно со специалиста-
ми отделения 08 П.М. Соколовым, В.В. Гово-
ровым, специалистами-разработчиками ЖРД
из филиала № 1 была проработана схема «мо-
крого» старта со сложной циклограммой по-
следовательного запуска нескольких старто-
вых устройств. Вначале запускался пороховой
аккумулятор давления с малым расходом, в
результате чего в воде вокруг ракеты обра-
зовывалась сжимаемая газоводяная смесь,
в которую запускались два ПРД, каждый с тя-
гой по 6,5 т. При этом величина давления, дей-
ствующего на корпус ракеты, не превосходи-
ла допустимого уровня. Ракета разгонялась
до требуемой скорости 15-20 м/с. Основные
жидкостные реактивные двигатели разгонной
ступени запускались перед выходом ракеты из
пусковой установки на пути примерно 10 м. Ка-
меры ЖРД имели возможность поворачивать-
ся в плоскостях тангажа и рыскания. При этом
осуществлялось управление и стабилизация
КР по всем трем каналам. Мощные управляю-
щие усилия, которые создавали два двигате-
ля ЖРД, позволили (в отличие от КР «Аметист»,
«Малахит» и «Гранит») не раскрывать в воде
аэродинамические поверхности.
49
Несмотря на то, что КР «Метеорит-М» (со
сложенными крыльями, с передним баком, за-
крывающим воздухозаборник, со стартовым
ЖРД) представляла собой плохо обтекаемое
тело сложной геометрии с одной плоскостью
симметрии, эффективное управление соплами
позволило в значительной степени снять боль-
шинство проблем движения в воде.
В экспериментальной отработке газоди-
намики старта согласно сложившейся коо-
перации участвовали научные институты и
организации: НИИ механики МГУ (Ю.Л. Яки-
мов, Г.А. Константинов, Г.И. Шоломович,
Л.А. Бармина, Л.И. Жигачев, Г.Л. Бойко), КБСМ
(В.И. Жук, А.М. Сукачев), ЛМИ (И.Н. Молча-
нов), филиал ЦАГИ (М.Г. Щеглова, Г.В. Ма-
хортых, В.И. Огнев, Н.А. Шульман, О.П. Шоры-
гин, А.А. Болдырев), ЦНИИмаш (В.А. Хотулев),
ЦНИИ им. академика А.Н. Крылова (Ю.В. Оле-
нин).
В гидроканале ЦАГИ были проведены испы-
тания гидродинамических моделей масштаба
1:6 с целью определения гидродинамических
характеристик изделия. Кавитационные ис-
пытания проводились в ЦНИИ им. академика
А.Н. Крылова в г. Ленинграде на модели мас-
штаба 1:28. В каждой из этих организаций, где
имелись газодинамические стенды, проводи-
лись модельные эксперименты, позволяющие
изучить отдельные аспекты «мокрого» старта.
Газодинамические расчеты подтвердились в
экспериментах, проводимых в ЛМИ и в КБСМ.
В ЛМИ проводились маломасштабные испы-
тания (1:10-1:15), позволявшие оператив-
но менять условия эксперимента и находить
оптимальные решения в части газодинамики
старта.
На втором этапе проводились испытания на
газодинамических стендах КБСМ: СМ-Э175
и СМ-Э246 моделей масштаба 1:5. Стенд
СМ-Э175 позволял отрабатывать надводный
старт «Метеорита», а стенд СМ-Э246 - подво-
дный во всем диапазоне стартовых глубин.
Однако комплексное моделирование всех
тепловых и газодинамических процессов не-
возможно было проводить на моделях. Спе-
циально для отработки старта и подводного
движения КР «Метеорит» ЛПМБ «Рубин» спро-
ектировало притапливаемый стенд с имитаци-
ей всех конструкций пусковой установки, ци-
стерн замещения, упругих направляющих в ПУ,
удерживающих устройств, КАСУ с управлени-
ем циклограммой, баки с горючим и окислите-
лем, системы безопасности работы с токсич-
ными компонентами и т.п.
Первый пуск с плавстенда, как и все после-
дующие, был на редкость удачными в части
подводного старта и движения в воде. Впо-
следствии все полученные на испытаниях ре-
зультаты практически без изменений были
приняты к использованию для старта с подво-
дной лодки.
Для анализа управляемого движения КР
«Метеорит-М» в воде в секторе гидродинами-
ки была создана отдельная группа (начальник
группы Ю.Р. Сабиров). В это время в секторе
появились талантливые и энергичные инже-
неры - В.И. Мартынов, С.И. Солодченков, ко-
торые занимались динамикой управляемо-
го движения. Их усилиями был сформирован
комплекс исходных данных для формирования
контура управления и стабилизации подводно-
го движения для использования при проекти-
ровании системы управления движением.
По вопросам разработки алгоритмов КАСУ
для подводной лодки пр. 667М была органи-
зована серия встреч со специалистами ЛПМБ
«Рубин». В этих встречах и консультациях по
порядку проведения работ с ПЛ принима-
ли участие практически все специалисты от-
дела динамики ПЛ от ЛПМБ «Рубин». Осо-
бо хотелось бы отметить вклад в разработку
комплекса следующих специалистов ЛПМБ
«Рубин»: А.А. Голланда, С.Л. Карлинского,
В.В. Овечкина, А.В. Лалазарова. Первый пуск
КР «Метеорит-М» с борта ПЛ состоялся в Ба-
ренцевом море 26 декабря 1983 г., а за ним по-
следовала серия из 21 испытательного пуска.
Авиационный старт
К моменту начала работы над авиацион-
ным вариантом КР «Метеорит» специфическо-
го опыта проектирования ракет, стартующих
с самолета-носителя, было немного. Для спе-
циалистов отделения аэродинамики и балли-
стики основными задачами были определение
безопасных условий старта и совместно с раз-
работчиками системы управления поиск опти-
мального управления ракетой во всех условиях
применения.
Первоначально в ТЗ был задан довольно
широкий диапазон высот и скоростей полета
самолета-носителя Ту-95МА на момент стар-
та ракеты. Задача осложнялась тем, что в ис-
ходном положении в момент старта крыло и
киль ракеты, на которых располагались аэро-
динамические рули, находились в сложенном
положении, и единственным органом управ-
ления оставался дестабилизатор, не предна-
значенный для динамичной работы. Поэтому
пришлось разрабатывать дополнительный хво-
стовой отсек, снабженный тремя цельнопово-
ротными рулями и собственной гидравликой.
После завершения раскрытия крыла и включе-
50

ния гидравлической системы маршевой ступе-
ни хвостовой отсек сбрасывался.
Необходимо было определить аэродинами-
ческие характеристики ракеты в процессе рас-
крытия крыла и киля, а также учесть влияние
близости самолета-носителя на все аэродина-
мические характеристики. Для решения первой
задачи была доработана исполнительная мо-
дель маршевой ступени, предназначенная для
испытаний в аэродинамической трубе ЦАГИ
Т-102, и оперативно проведены испытания.
Влияние самолета первоначально пытались
определить с помощью расчетных данных по
скосам потока воздуха, обтекающего крыло.
Расчеты были проведены в ЦАГИ, однако вос-
пользоваться ими оказалось непросто. Вели-
чина скоса (отклонения потока, обтекающего
препятствие) существенно изменялась вдоль
хорды крыла, а длина ракеты превосходила
длину хорды, поэтому на разные элементы ра-
кеты воздействовал поток, по-разному ско-
шенный. Стало ясно, что необходимые данные
может дать только непосредственный экспе-
римент.
Таким образом, необходимо было испытать
модель ракеты, расположенной под крылом
модели самолета-носителя, во всем диапазо-
не их взаимного положения, реализуемого при
старте. Выбор масштаба моделирования, та-
ким образом, определялся размером модели
самолета, которую можно было расположить в
рабочей части аэродинамической трубы. Мо-
дель самолета, на которой имелась и винтомо-
торная группа, работающая от электродвига-
телей, была позаимствована в МКБ «Радуга».
Модель ракеты изготовили в двух вариантах: с
раскрытым и сложенным крылом. Для реали-
зации всего разнообразия вариантов положе-
ния ракеты относительно самолета изготовили
сложную по геометрии державку, а модель ра-
кеты снабдили тензовесами, разработанными
в отделе 24. На модели самолета установили
модель АПУ. Программа испытаний получилась
очень большой, так как было много независимо
варьируемых параметров: углы атаки и сколь-
жения самолета, угол атаки ракеты, относи-
тельное расстояние между ракетой и самоле-
том, частота оборотов винтов самолета.
Много времени было потрачено на поиск
формы представления характеристик аэроди-
намической интерференции. В конечном итоге
на основе проведенных экспериментов соста-
вили многомерную матрицу величин поправок,
которые необходимо было прибавлять к коэф-
фициентам сил и моментов изолированной ра-
кеты. Достоверность сформированных таким
образом исходных данных изначально вызы-
вала беспокойство в силу малого размера мо-
дели, значительного влияния державки, отсут-
ствия достаточного опыта. Поэтому с самого
начала было принято решение провести еще
испытания динамически подобных моделей
ракеты, сбрасываемых в различных условиях
с модели самолета-носителя. Необходимый
диапазон значений скоростного напора моде-
лировался изменением скоростного напора в
аэродинамической трубе, а также массой мо-
дели. Всего было изготовлено около двух де-
сятков моделей различной массы с раскрытым
и сложенным крылом, с отклоняемым дестаби-
лизатором.
В процессе испытаний изменяли отклоне-
ние дестабилизатора с целью подобрать наи-
лучшее значение, при котором обеспечива-
ется максимально спокойное отделение как
с раскрытым, так и со сложенным крылом.
Сбрасываемые модели улавливались специ-
альной сеткой, расположенной под моделью
самолета-носителя.
В процессе испытаний удалось выбрать угол
установки дестабилизатора, при котором обе-
спечивалось удовлетворительное движение
модели. При неудачном выборе угла модели
двигались непредсказуемо и даже ударялись
о крыло модели самолета. Приходилось на ме-
сте ремонтировать побитые модели и сбрасы-
вать их снова.
Другой проблемой, потребовавшей усилий
многих специалистов, было раскрытие кры-
ла и киля в процессе отделения от самолета.
В предварительных расчетах на этапе эскиз-
ного проектирования аэродинамический шар-
нирный момент, препятствующий раскрытию
крыла, был оценен в 2000 кГм. При пусках с на-
земного стенда и из-под воды крыло раскры-
валось в условиях малых скоростей полета, и
усилий автомата раскрытия крыла (АРК) было
достаточно.
Для экспериментального измерения шар-
нирных моментов раскрытия крыла и киля бы-
ла спроектирована специальная модель, снаб-
женная тензометрированными элементами на
каждом шарнире многозвенной конструкции.
Это обеспечило наличие достоверных данных
по коэффициентам аэродинамических шар-
нирных моментов. Автоматы раскрытия кры-
ла и киля разрабатывали конструкторы КБ «Са-
лют». В отделе аэродинамики были проведены
предварительные расчеты шарнирного мо-
мента относительно первой линии складыва-
ния с учетом кинематической схемы раскрытия
и шарнирных моментов, действующих относи-
тельно двух других шарниров. В крайних режи-
мах максимальная величина препятствующего
51
шарнирного момента составила 2850 кГм. Спе-
циалисты КБ «Салют» не принимали такие дан-
ные, утверждая, что АРК не обеспечивает рас-
крытие крыла. Такая же проблема возникла и с
раскрытием киля. После затяжной переписки и
совещаний расчет динамики раскрытия крыла
был поручен отделу динамики ЦКБМ. В секто-
ре А.Ф. Фролова были разработаны детальная
динамическая схема и математическая модель
полной системы, включающая уравнения вну-
тренней баллистики АРК, упругодинамическую
модель раскрывающегося крыла с учетом па-
раметров полета ракеты, на основе которой
было проведено математическое моделирова-
ние.
Проблемы динамики
авиационного старта
Одной из сложнейших задач динамики при
разработке КР «Метеорит-А» является отде-
ление КР от самолета-носителя при одно-
временном раскрытии крыла и безусловном
обеспечении безопасности СН. Крыло площа-
дью около 20 м2, оборудованное устройством
раскрытия, с точки зрения механики раскры-
тия представляет собой 3-звенный механизм,
корневая часть которого поворачивается на
угол 90° (от корпуса КР) усилием от штока.
Шток является выходным звеном сложного
механизма, в котором давление на поршень
штока создается газом от сгорания пирозаря-
да (ПЗ), а постоянная скорость движения што-
ка обеспечивается перетеканием жидкости в
гидроцилиндре.
Математическая модель горения ПЗ и мо-
дель силового воздействия газа на поршень
штока была выдана заместителем начальника
отдела 08-08 Э.М. Альперовичем. Уравнения
силового воздействия на шток при перетека-
нии жидкости в гидроцилиндре были предо-
ставлены филиалом №1 ЦКБМ - КБ «Салют».
Аэродинамическое влияние СН на КР разрабо-
тано отделом аэродинамики конструкторского
бюро им. А.Н. Туполева. Алгоритмы управле-
ния аэродинамическими рулями разработа-
ны КБ «Электроприбор». Уравнения движения
КР «Метеорит-А» и все динамические связи
были составлены начальником НИС 02-20-01
А.Ф. Фроловым. Программа расчета динами-
ки КР разработана и отлажена инженерами-
программистами Р.А. Крыловой и Г.Р. За-
рецкой. Анализ результатов расчета провели
А.Ф. Фролов, Т.С. Галочкина, О.Г. Махоткина.
Расчет динамики КР «Метеорит-А» при от-
делении от СН проведен в широком диапазоне
скоростей и высот полета СН. Оказалось, что
аэродинамическое воздействие на крыло мо-
жет как помогать, так и препятствовать раскры-
тию крыла. В первом случае есть такие сочета-
ния скорости полета (V) и высоты полета (/7),
при которых крыло раскрылось, а пирозаряд
не сгорел, что чревато повышением давления в
камере сгорания ПЗ. Во втором случае есть та-
кие сочетания V и /7, при которых ПЗ сгорел, а
крыло не раскрылось. По результатам расчета
была выбрана область параметров V и Н, при
которых обеспечивалось раскрытие крыла за
время 1,05±0,02 с при допустимом давлении в
камере сгорания ПЗ и безусловном обеспече-
нии безопасности СН.
По результатам расчета было составлено
заключение на первый пуск, согласованное с
ММ3 «Опыт», ЦАГИ, ЖЛИиДБ и КБ «Электро-
прибор». Анализ телеметрии при пусках КР
«Метеорит-А» подтвердил результаты расче-
тов. В итоге было принято решение о сужении
диапазона высот полета самолета-носителя
при старте КР «Метеорит».
Первый пуск КР авиационного варианта вы-
зывал естественное беспокойство у всех, свя-
занных с этой разработкой. В.Н. Челомей с
пристрастием расспрашивал начальника от-
дела динамики И.С. Чистякова обо всех дета-
лях предполетной отработки. Один из вопро-
сов был сформулирован так: «На какое крыло
возникнет крен ракеты сразу после отделе-
ния?» Вопрос явно был направлен на выясне-
ние, насколько детально исследованы процес-
сы старта. Владимир Николаевич успокоился,
только когда собственными глазами увидел от-
четы ЦАГИ о совместных испытаниях аэроди-
намических моделей ракеты и самолета.
Анализ телеметрической информации, полу-
ченной при сбросе макета ракеты с внутренней
подвески самолета (сброс ракеты имитировал
аварийный сброс), показал, что аэродинами-
ческие характеристики, полученные по резуль-
татам испытаний моделей, удовлетворитель-
но подтверждаются данными телеметрии. При
пуске первого летного авиационного изделия
№ 62001 параметры динамики ракеты практи-
чески совпали с номинальными расчетными.
Во всех последовавших пусках этот вывод был
подтвержден.
При пуске одного из изделий возникла ава-
рийная ситуация: после отделения от самолета
в результате отказа гидравлической системы
ракета осталась без управления аэродинами-
ческими рулями. Под действием аэродинами-
ческого момента тангажа на кабрирование ра-
кета вышла на угол атаки порядка 90°, а затем
в силу аэродинамической устойчивости при
больших углах атаки отклонилась в противо-
52
КРЫЛА'
1ТЕ0РИТА»
положном направлении на угол такого же по-
рядка, и только выйдя на угол атаки минус 80°,
опрокинулась по крену. Фактически была ис-
полнена фигура высшего пилотажа - извест-
ная «кобра» Пугачева. По результатам этого
аварийного пуска была получена информация
о безопасности старта для самолета-носителя.
Причина устойчивости ракеты по крену в таком
широком диапазоне углов атаки, возможно,
связана с особенностью формы крыла, име-
ющего в районе примыкания передней кром-
ки к фюзеляжу наплывы, на которых образуют-
ся интенсивные вихри, взаимодействующие со
всей поверхностью крыла.
Проблемы аэроупругости
Принятая конструктивная схема с крылом
большой площади и аэродинамическими руля-
ми, расположенными у задней кромки крыла,
обладала потенциально опасным свойством:
при больших нагрузках на отклоненные эле-
воны возникают упругие деформации крыла,
которые создают аэродинамический момент,
противоположный управляющему. Это приво-
дит к потере эффективности органов управле-
ния. При недостаточной жесткости крыла яв-
ления статической аэроупругости могут даже
изменить знак управляющего момента (так на-
зываемый реверс управления). Об этой уязви-
мости схемы «бесхвостка» знали специалисты
ЦАГИ, получившие опытные данные для само-
лета Ту-144, выполненного по той же аэроди-
намической схеме.
Сложность проблемы состоит еще в том, что
если аэродинамические характеристики мож-
но начинать исследовать с того момента, как
определена геометрия летательного аппара-
та, то характеристики аэроупругости - только
после того, как достаточно подробно прорабо-
тана конструктивная схема ракеты и определе-
ны ее жесткостные характеристики. В методи-
ческом аспекте сложность заключается в том,
что определение характеристик аэроупругости
возможно при одновременном и взаимно увя-
занном расчете распределения аэродинами-
ческой нагрузки по поверхности ЛА, зависяще-
го от формы упругодеформированного тела, и
расчете упругих деформаций, определяемых
этими нагрузками.
В организационном плане также была
проблема, заключающаяся в том, что аэро-
динамические характеристики определяли в
отделе аэродинамики, а параметры упругоди-
намической схемы - в отделении прочности.
Первоначально характеристики аэроупруго-
сти были приведены в рамках упругодинами-
ческой схемы и оказались «невидимыми» для
баллистиков, которые ведут расчеты траекто-
рий без учета процессов стабилизации в ба-
лансировочном режиме. Сама достоверность
характеристик статической аэроупругости
также вызывала сомнения, поскольку еще не
был реализован методологический подход,
синтезирующий расчеты упругости и аэроди-
намики.
Потребовалось время на осмысление про-
блемы, а летные испытания уже начинались, и в
процессе предполетного моделирования спе-
циалисты КБ «Электроприбор» столкнулись с
эффектом потери стабилизации из-за значи-
тельного уменьшения эффективности аэроди-
намических рулей при больших скоростных на-
порах. В обсуждении, состоявшемся по этому
поводу в Харькове, В.А. Модестов и А.В. Хромуш-
кин приняли решение исключить малодостовер-
ные данные из математической модели объекта
управления. Одновременно в ЦКБМ были акти-
визированы усилия в этом направлении.
В результате консультаций со специалиста-
ми ЦАГИ было принято решение о разработке
программы расчета характеристик аэроупру-
гости на ЭВМ, основанной на линеаризован-
ных уравнениях, описывающих аэродинамику
ЛАс помощью дискретных вихрей. Такая схема
позволяла формировать матрицу влияния де-
формаций отдельных элементов ЛА на аэро-
динамические силы, действующие на эти эле-
менты. Совместно с линейными уравнениями,
описывающими упругие деформации, свя-
занные с распределенными нагрузками, по-
лучалась математически корректно замкну-
тая задача определения аэродинамических
характеристик упругодеформированного те-
ла. Конечно, представление летательного ап-
парата в виде плоской фигуры приводило к
весьма приближенному результату, поэтому
в итоге использовался не сам конечный ре-
зультат, а относительное изменение аэроди-
намических сил и моментов, обусловленное
упругими деформациями. В такой постановке
можно было рассчитывать на адекватные ре-
зультаты.
Разработка такого программного комплек-
са была организована в отделе 03-20 под ру-
ководством В.И. Никитенко, а непосредствен-
ным исполнителем был Ю.М. Ватрухин. Следуя
традиции экспериментального подтвержде-
ния данных, полученных в расчетах, было при-
нято также решение о проектировании упруго-
подобных аэродинамических моделей для
испытаний в аэродинамической трубе. К это-
му времени уже шли испытания крупномас-
штабной исполнительной модели в аэродина-
53
мической трубе ЦАГИ Т-109, поэтому сделали
две упругоподобные модели того же размера,
но разной жесткости, и испытания проводили
в той же трубе. Методически полученные экс-
периментальные данные использовались так
же, как расчетные, определяя поправки к аэро-
динамическим характеристикам в виде коэф-
фициентов, которые умножали на соответ-
ствующие аэродинамические коэффициенты
твердого тела. Полученные таким образом ис-
ходные данные вошли особой главой в Расчет
аэродинамический.
Тем временем шли летные испытания, и в
двух пусках (в которых пикирование на точ-
ку прицеливания было реализовано по раз-
ным программам и как следствие с разными
величинами скоростного напора) были полу-
чены опытные данные по аэродинамическим
характеристикам устойчивости и управляе-
мости, противоречащие друг другу. Убедив-
шись, что это не является следствием каких-
либо методических ошибок, аэродинамики
выпустили отчет, в котором, по-существу, на-
писали, что не могут установить причину не-
стыковки. После получения данных по харак-
теристикам аэроупругости некоторое время
спустя это противоречие разрешилось, а ис-
ходные данные для баллистических расчетов
и расчета динамики полета были скорректи-
рованы.
Влияние аэроупругости оказалось так ве-
лико, что не удавалось реализовать програм-
му пикирования для всего диапазона условий
применения, так как не хватало управляюще-
го момента всех элевонов для парирования
момента тангажа, величина которого суще-
ственно увеличивалась при выключении мар-
шевого двигателя и переходе в режим авто-
ротации. Потребовались, с одной стороны,
конструктивные мероприятия по увеличе-
нию жесткости крыла и с другой - пересмотр
идеологии управления на конечном участ-
ке полета. Управление по крену и по танга-
жу осуществлялось корневыми элевонами,
а концевые элевоны, потеря эффективно-
сти которых была особенно заметна, откло-
нялись по специальной программе, создавая
максимально возможный момент тангажа на
пикирование, насколько позволяли распола-
гаемые усилия рулевых приводов и аэроди-
намические шарнирные моменты элевонов.
Особенность эффекта аэроупругости состо-
ит в том, что уменьшение управляющего мо-
мента связано с деформацией всего крыла,
на котором образуется распределенная си-
ла, компенсирующая силу, действующую на
отклоненный элевон. Поэтому уменьшение
управляющего момента не сопровождает-
ся уменьшением шарнирного момента руля.
Дестабилизатор также отклонялся по коман-
де на пикирование на максимально возмож-
ный угол - 20°. Надо отметить, что если бы
дестабилизатор, изначально предназначен-
ный для минимизации сопротивления аэро-
динамических рулей, не был установлен, пи-
кирование пришлось бы делать предельно
пологим с малыми скоростями, что суще-
ственно ухудшило бы характеристики эф-
фективности.
Полученные в процессе работы над «Ме-
теоритом» знания и методический задел
в части учета эффекта статической аэро-
упругости были использованы во всех по-
следующих проектах НПО машиностроения.
Ю.М. Ватрухин успешно защитил диссерта-
цию по этой теме.
Шарнирные моменты
аэродинамических рулей
Шарнирные моменты аэродинамических ру-
лей - это вечная головная боль аэродинами-
ков. Они не всегда поддаются точному расче-
ту, но и экспериментальное их определение
бывает сопряжено с трудностями. При разра-
ботке КР «Метеорит» эти трудности состояли в
том, что элевоны расположены на тонком кры-
ле, поэтому не хватало толщины конструкции,
чтобы разместить тензоэлементы в пределах
аэродинамического контура модели. В резуль-
тате вблизи элевонов возникли выпуклости,
которые могли повлиять на величину измеря-
емого момента.
Проблемы аэроупругости, описанные вы-
ше, потребовали отклонения элевонов на
пределе допустимых шарнирных моментов.
Это сделало чрезвычайно актуальной про-
блему определения шарнирных моментов
органов управления ракеты в полете. Для
определения шарнирных моментов необхо-
димо было измерить в полете усилия в тягах
рулевых приводов с помощью тензоэлемен-
тов, наклеенных на эти тяги. Для повыше-
ния точности замеров были спроектированы
специальные утонченные тяги. Производить
измерения можно было только на ракетах
с авиационным стартом, поскольку вода,
имевшаяся в пусковых контейнерах, могла
попасть на тензоэлементы, находящиеся в
негерметичной полости.
Была также проблема с нагревом тензодат-
чиков в полете, влияющим на тензодатчики из-
за тепловой деформации тяг. Поэтому потре-
бовалась установка датчиков температуры как
54
ЮРИТА»
Л. I
Протокол совещания
по организации изме-
рений усилий в тягах
рулевых приводов,
написанный
ГА. Ефремовым,
1984 г.
можно ближе к месту размещения тензодатчи-
ков. Вопросы организации измерений в связи
с их важностью, срочностью и сложностью об-
суждались у Г.А. Ефремова, который лично на-
писал протокол совещания с соответствующи-
ми поручениями.
Наклеивание датчиков с подбором под-
ходящего термостойкого клея было поруче-
но отделу 200, а их тарировка при вариациях
температуры конструкции в требуемом диапа-
зоне - Р.И. Яцковскому (сектор 342 отдела 3).
В результате шарнирные моменты были уточ-
нены по результатам измерений в полете, что
позволило уменьшить допуск на незнание и
выбрать оптимальную программу управления
на участке пикирования. Как и во многих дру-
гих случаях, эта работа оставила важный ме-
тодический задел, который неоднократно ис-
пользовался в последующих проектах.
Буксируемые ложные цели
Проектирование буксируемых ложных це-
лей (БЛЦ) неожиданным образом преврати-
лось в очень сложную проблему. Идея состоя-
ла в том, чтобы при возникновении опасности
обстрела средствами ПВО противника БЛЦ,
располагавшаяся в контейнере, помещенном
в центроплан крыла, выбрасывалась на бук-
сировочном тросе (сложенном в бухту), ко-
торый разматывался на довольно большую
длину. Проблема была в том, что при свобод-
ном разматывании троса БЛЦ набирала такую
скорость, что обрывала трос. Была постав-
лена задача: обеспечить разматывание тро-
са с большой, но ограниченной скоростью без
применения механизмов, для размещения ко-
торых не было свободного объема в контей-
нере, и затормозить относительное движение
55
Отработка буксируе-
мой ложной цели на
самолете МиГ-25
БЛЦ по окончанию размотки, не допустив об-
рыва троса.
Предложенная конструкция содержала спе-
циальный амортизатор в виде неупругой спи-
рали, которая при растяжении снижала нагруз-
ку на трос. Стабилизацию скорости размотки
троса было решено осуществлять с помощью
герметика, которым обмазывался трос при
укладке, причем трос укладывали с закрут-
кой, препятствующей образованию петель при
размотке. Простота конструкции обернулась
сложностью отработки. Был изготовлен специ-
альный стенд, на котором проводились много-
численные сбросы, но результаты были неудо-
влетворительными.
В связи с возникшей проблемой была ор-
ганизована творческая бригада из представи-
телей различных подразделений. Возглавил
ее конструктор А.В. Головня, а от расчетно-
теоретического комплекса в нее вошли В.В. Ги-
рин и М.М. Салахов. А.В. Головня специальным
приказом генерального директора получил се-
рьезные полномочия, позволявшие ему давать
задания участникам комплексной бригады, ми-
нуя руководителей подразделений, в которых
они работали.
Математическое моделирование процес-
са выхода БЛЦ натолкнулось на трудности, по-
скольку аэродинамическая сила, действующая
на разматывающийся трос, зависела в расче-
тах от его формы. Математическая модель си-
стемы трос-БЛЦ, учитывающая слабину троса,
аэродинамические силы, действующие на из-
гибающийся при размотке трос, движение БЛЦ
под действием аэродинамических сил и силы
натяжения непрямолинейного троса в принци-
пе могла быть сформулирована, однако в ней
должны были присутствовать дифференци-
альные уравнения в частных производных, со-
вершенно непривычные для специалистов по
динамике полета. Начальник отделения дина-
мики И.С. Чистяков наотрез отказался от про-
ведения расчетов динамики системы с бес-
конечным числом степеней свободы. Таким
образом, движение самой БЛЦ, которую трос
тянул с неизвестной по величине и направле-
нию силой, выглядело неопределенным.
С учетом этих трудностей и невозможностью
на наземном стенде реализовать условия по-
лета было принято решение об испытаниях си-
стемы выброса БЛЦ на самолете МиГ-25. Для
этого на самолете был установлен контейнер с
БЛЦ, а самолет снабжен кинокамерой, позво-
лявшей зафиксировать процесс выхода. До-
полнительная киносъемка должна была произ-
водиться с самолета, летящего параллельным
курсом. Было проведено несколько испытаний,
которые каждый раз приводили к обрыву тро-
са. Материалы киносъемки показали, что трос
при размотке имеет значительный изгиб, не-
избежно приводящий к возникновению значи-
тельной аэродинамической силы, ускоряющей
его размотку. В этих условиях и движение БЛЦ
происходило со значительными колебаниями,
56
так что на момент полной размотки положения
БЛЦ и троса становились неопределенными.
Наконец, БЛЦ была испытана в пуске КР
«Метеорит». Анализ телеметрической инфор-
мации показал, что после выдачи команды на
сброс БЛЦ сопротивление ракеты несколько
увеличилось, и добавка к сопротивлению при-
мерно соответствовала собственному сопро-
тивлению БЛЦ. Сама величина добавки была
настолько мала по сравнению с сопротивлени-
ем ракеты, что возможно было говорить только
о ее порядке.
По-видимому, в данном случае было приме-
нено не совсем удачное техническое решение,
и это также является важным методологиче-
ским итогом.
Комплексированная навигация
Точность инерциальной системы была не-
достаточна для выполнения заданных требо-
ваний по точности попадания в точку прицели-
вания. Система «Кадр» обеспечивала привязку
к местности в дискретных точках с помощью
ориентиров, расположенных вдоль траекто-
рии. Повышение точности возможно было до-
стичь путем комплексирования информации.
Прямолинейный подход, при котором на
каждом участке визирования уточняется весь
вектор навигационных параметров, был труд-
но реализуем в связи с явно недостаточной
производительностью бортовой вычислитель-
ной машины. Эффективный метод сокращения
размерности задачи был предложен В.Х. Рас-
киным и реализован в системе управления КР
«Метеорит». Основная идея заключается в том,
что вместо определения полного навигацион-
ного вектора по результатам каждого сеанса
визирования радиолокационных ориентиров
определялись всего два параметра: прогноз
промаха в точке прицеливания по дальности
и по боковому отклонению. Это делалось на
основе заранее вычисленных (при подготов-
ке полетного задания) частных производных
конечного промаха по навигационным ошиб-
кам в промежуточных точках. Сама процедура
вычисления опиралась на адекватную модель
ошибок инерциальной системы наведения,
разработанную в КБ «Электроприбор».
В этой методологии есть определенное
единство со способом управления (с учетом
комплексированных результатов измерений
параметров полета и атмосферы), применен-
ным для управления высотой полета. И в том,
и в другом случае используются фильтр Кал-
мана и адекватная модель ошибок измерений.
Разработанный в рамках проекта «Метеорит»
методический задел неоднократно с успехом
применялся в последующих разработках НПО
машиностроения.
57

ПРОБЛЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ
ВИБРОТЕПЛОПРОЧНОСТИ,
АЭРОУПРУГОЙ ДИНАМИЧЕСКИ
УСТОЙЧИВОСТИ КР «МЕТЕОРИТ»
Ракета «Метеорит» имела самолетную
схему «бесхвостка» с раскрывающимися
крыльями, имеющими три линии скла-
дывания и управляемые горизонтальные де-
стабилизаторы. «Метеорит-М» совместно со
стартово-разгонной ступенью (СРС) для ва-
риантов базирования на надводных кораблях,
подводных лодках и самоходных пусковых
установках размещалась в пусковом контейне-
ре на направляющих. «Метеорит-А» без пуско-
вого контейнера размещалась на авиационном
пусковом устройстве под крыльями самолета-
носителя ТУ-95МА.
Обеспечение вибротеплопрочности такой
сложной системы на разнообразные случаи на-
гружения потребовало от конструкторов, рас-
четчиков и экспериментаторов решения новых
задач, разработки и внедрения новых техноло-
гий как в расчетно-теоретических исследова-
ниях, так и в экспериментальной отработке.
Далее приведены некоторые наиболее
важные результаты решения проблем обе-
спечения вибротеплопрочности ракеты «Ме-
теорит» на этапах проектирования, назем-
ной экспериментальной отработки и летных
испытаний, которые были решены в научно-
исследовательском отделении прочности
(НИО-3) предприятия.
Обеспечение вибротеплопрочности
ракеты «Метеорит»
Расчетно-теоретические работы
Расчет напряженно-деформированного со-
стояния несущей конструкции ракеты «Мете-
орит» проводился на нагрузки различных рас-
четных случаев с целью определения запасов
прочности.
Основными случаями нагружения ракеты
были:
•	наземная транспортировка;
•	подводный взрыв;
•	старт ракеты с подводной лодки и с
самолета-носителя;
•	движение по направляющим;
•	разгон;
•	раскрытие крыльев;
•	отделение стартово-разгонной ступени;
•	маршевый полет;
•	маневр;
•	пикирование;
•	полет с самолетом-носителем;
•	посадка с самолетом-носителем.
Кроме основных случаев нагружения, рас-
сматривались нагрузки при работе створок
окна перепуска, панелей воздухозаборника,
нагружение коллектора маршевого двигате-
ля, шторок, обтекателя двигателя, нагружение
дестабилизатора от рулевого привода и т.д.
Совместно с ЦАГИ было проведено освоение
комплекса программ по расчету напряженно-
деформированного состояния, устойчиво-
сти конструкций сложной конфигурации мето-
дом конечного элемента. Комплекс программ,
имеющих название «Отсек», был внедрен и с
его помощью проведены расчеты на прочность
основных элементов конструкции ракеты «Ме-
теорит»: носового отсека Ф2 с подсечкой, хво-
стового отсека Ф4А с учетом совместной рабо-
ты рамы маршевого двигателя (МД) и оболочки,
отсека Ф4Б для металлического, неметалличе-
ского и сотового вариантов оболочки, тоннеля
воздухозаборника, всех силовых шпангоутов
сложной формы и т.д.
Расчет прочности элементов конструкции
для многих случаев нагружения проводился с
учетом нагрева. На этапе рабочего проектиро-
вания была разработана конструкторская до-
кументация, обеспечивающая запас прочности
т| > 1 для всех элементов конструкции и раке-
ты в сборе.
Большой вклад в проведение расчетов на-
грузок, статической прочности и теплопроч-
ности элементов конструкции ракеты и ракеты
58
в сборе внесли: А.В. Хромушкин, В.В. Сапро-
нов, О.И. Зубкова, Е.В. Вейхман, А.А. Тарасов,
В.И. Никитенко, В.И. Демидов, Г.С. Егоров,
Л.А. Шаповалов, С.С. Кудинов, А.М. Марков,
Ю.Б. Подносов, В.И. Алашеев, И.В. Тирков,
Л.С. Демидов, Г.В. Гончаров, В.И. Шулаков,
В.Я. Лозовик, А.Х. Арасланова, Г.Н. Будилова,
Д.А. Ивашкина, В.С. Захаренков и другие.
В 1989 г. группа ученых и инженеров НПО
машиностроения, КБ «Салют» (бывший фи-
лиал № 1 ЦКБМ), ЦАГИ и Гос НИИАС бы-
ли удостоены Государственной премии за
разработку и внедрение конечно-элемент-
ных методов расчета в авиационной и ракет-
но-космической промышленности. В числе
награжденных были сотрудники НИО-3:
А.В. Хромушкин, Л.С. Демидов, Ф.Х. Юнусов,
а также Л.В. Белюстин из отделения 07 (про-
ектирование корпуса ракеты).
Испытания по подтверждению
прочности конструкции
Статические
и теплопрочностные испытания
Проверка фактической статической прочно-
сти и теплопрочности элементов конструкции
и ракеты в сборе проводилась в объеме ком-
плексной программы экспериментальной от-
работки на стендовой базе ЦКБМ, КБ «Салют»,
НИИТП.
Статические и теплопрочностные испытания
проводились на 5 стендовых изделиях в вариан-
тах морского и авиационного базирования.
На стендовой базе ЦКБМ было испытано бо-
лее 50 элементов конструкций на различные
случаи нагружения, причем часть испытаний
проводилась с одновременным воспроизведе-
нием температурных полей при реальном по-
лете ракеты.
Проверена была фактическая прочность и
устойчивость ракеты в сборе на расчетные ве-
личины нагрузок автономного полета, а так-
же на нагрузки, действующие при совместной
эксплуатации ракеты со стартово-разгонной
ступенью и ракеты с авиационной пусковой
установкой самолета-носителя.
На стендовой базе КБ «Салют» проводи-
лась экспериментальная отработка стартово-
разгонной ступени, крыльев и киля.
Одним из важнейших этапов наземной от-
работки ракеты были теплопрочностные испы-
тания изделий и их элементов в условиях, мак-
симально приближенных к полетным. В ЦКБМ
была создана уникальная стендовая база, по-
зволяющая воспроизвести практически все
Испытания факти-
ческой прочности
и устойчивости
ракеты со стартово-
разгонной ступенью
условия нагружения, возникающие на всей
траектории полета ракеты.
Для проведения теплопрочностных испы-
таний отсеков ракеты «Метеорит» с внутрен-
ним давлением провели доработку существу-
ющей установки теплопрочностных испытаний
(УТПИ-3), которая была аттестована как броне-
камера и сдана в эксплуатацию.
В 1983 г. на УТПИ-3 были успешно прове-
дены испытания по проверке герметичности в
условиях нагрева и нагружения носовых отсе-
ков Ф1 и Ф2 в сборе с имитатором бакового от-
сека ФЗ ракеты «Метеорит».
В работах по сдаче в эксплуатацию и про-
ведении испытаний на УТПИ-3 принимали ак-
тивное участие Е.В. Вейхман, В.Т. Андронов,
Д.А. Жеребков, А.К. Колесников, Н.В. Розов,
В.В. Семашко, А.М. Кацнельсон, Г.И. Васильев,
С.А. Харченко, Б.М. Хохлов, В.М. Федосеенко,
О.И. Зубкова, Ю.Б. Подносов, В.И. Шулаков и
другие сотрудники.
В НИИ ТП на тепловой газоструйной уста-
новке Ц-9Н был испытан баковый отсек ФЗБ с
тоннелем воздухозаборника в составе стендо-
вой ракеты с имитаторами отсеков Ф4А, Ф4Б
и имитатором отсека ФЗА с целью подтверж-
Испытания носовых
отсеков Ф1 и Ф2 в
сборе с имитатором
бакового отсека на
УГПИ-З
59
ИБРОТЕГШОПРОЧНОСТИ,
ХСКОЙ УСТОЙЧИВОСТИ КР -МЕТЕОРИТ
БЕСПЕЧ;
Испытания бакового
отсека ФЗБ с тонне-
лем воздухозаборника
на тепловой газо-
струйной установке
Ц-9Н
дения расчетной прочности конструкции кор-
пуса отсека ФЗБ при нагреве внешним и вну-
тренним газовыми потоками при создании
перепадов давления на конструкцию отсека,
соответствующих наиболее нагруженному слу-
чаю полета. Конструкция отсека ФЗБ и тонне-
ля воздухозаборника выдержала испытания на
прочность при максимальном эксплуатацион-
ном давлении и температурах, соответствую-
щих условиям полета с температурой тормо-
жения потока То = 613 К.
При проведении таких испытаний была ре-
шена задача проверки теплостойкости неме-
таллических отсеков и специальных покрытий
конструкции ракеты при воздействии скорост-
ного потока и температуры.
Наконечники
и демпфирующие
устройства
На установке Ц9Н также были проведены те-
плопрочностные испытания 2 стендовых ракет
(№ 62010 и 50103) с работающим маршевым
двигателем.
Целью испытаний стендовой ракеты № 62010
являлись подтверждение прочности конструк-
ции отсека ФЗБ при теплосиловом нагружении
и работоспособности теплоизоляционного по-
крытия отсека Ф4 в условиях полета по траек-
тории с температурой нагрева tH = 270°С, а так-
же подтверждение эффективности доработки
топливной системы.
Целью испытаний стендовой ракеты
№ 50103 являлось подтверждение прочности
конструкции ракеты в сборе при теплосиловом
нагружении в условиях полета по траектории с
температурой нагрева tH = 350°С и с нагревом
конструкции от маршевого двигателя. Также
были проведены проверки работоспособно-
сти резинотехнических деталей в отсеке ФЗБ
в условиях, имитирующих штатные нагрузки, и
проверка теплоизоляционных покрытий тонне-
ля и отсеков ФЗБ и Ф4.
Обе стендовые ракеты были препарированы
термопарами и датчиками давления.
При испытаниях ракеты № 62010 с выдержи-
ванием температуры торможения набегающе-
го потока То = 540 К и То = 580 К в конце полета
продолжительность испытаний, составлявшая
4160 с, была превышена на 1000 с, а на раке-
те № 50103 при температуре торможения То =
623 К продолжительность испытаний была пре-
вышена на 700 с.
Результаты испытаний стендовых ракет
№ 62010 и 50103 - положительные.
В работах на установке Ц9Н активное участие
принимали сотрудники отделения А.В. Хро-
мушкин, Е.В. Вейхман, Г.П. Антонов, А.А. Сер-
мягин, В.Я. Лозовик, а от НИИ ТП - В.Н. Калаш-
ник.
В 1985 г. после очередного натурного ис-
пытания по программе ЛКИ было зафиксиро-
вано разрушение бакового отсека маршевой
ступени ракеты в зоне действия толкателей
отделения задних блоков СРС. Была органи-
зована отраслевая комиссия для определения
причин выявленного разрушения. В комис-
сию, кроме специалистов НПО машиностро-
ения, входили специалисты КБ «Салют», за-
вода им. М.В.Хруничева, НИИТМ, ЦНИИМВ,
ЦНИИмаш. Комиссией было предложено про-
вести полноразмерные испытания по отделе-
нию задних блоков СРС от маршевой ступени
с заправленным баком. Такие испытания бы-
ли организованы и проведены в статическом
зале НПО машиностроения. На толкатели на-
клеели тензорезисторы для измерения из-
60
менения усилий во времени. После анализа
результатов измерений было выявлено, что
максимальное усилие, развиваемое толкате-
лем при отделении задних блоков СРС в 1,75
раза выше нагрузок, заданных для проектиро-
вания бака. Причиной этого превышения ока-
зался зазор величиной 5 мм между штока-
ми и наконечником толкателя. В этом зазоре
толкатель разгонялся, и при ударе возникало
ударно-импульсное воздействие, превышаю-
щее нагрузку, принятую для разработки бака.
Было принято решение о введении демпфи-
рующего устройства для снижения динами-
ческих нагрузок. Для выбора характеристик
демпфирующего устройства были проведены
исследования на специальной ударной уста-
новке.
По результатам исследований решени-
ем Межведомственной комиссии в конструк-
цию толкателя введен стальной демпфирую-
щий элемент и уменьшен установочный зазор
в толкателе между штоками и наконечником с
5 до 1 мм. Таким образом, была ликвидирова-
на причина разрушения бака, и в дальнейших
натурных испытаниях разрушение бака в зоне
толкателей не наблюдалось.
В решении вопросов, связанных с отделени-
ем задних блоков СРС, большая заслуга при-
надлежит сотрудникам отделения А.В. Хро-
мушкину, В.В. Сапронову, В.И. Демидову,
В.И. Никитенко, Г.А. Иванько, А.С. Шумскому,
А.В. Боброву, В.В. Парамонову Б.М. Хохлову,
Ю.К. Кузнецову, Р.И. Яцковскому.
Одной из технологических трудностей при
изготовлении бака из высокопрочного алю-
миниевого сплава 1201 являлись образо-
вание трещин при сварке и необходимость
подварок в сварных швах. Специалисты за-
вода им. М.В. Хруничева заявили, что не-
возможно провести 100%-ный рентгенокон-
троль всех сварных швов бака для проверки
их качества из-за сложности конструкции.
В 1986 г. в одном из летных испытаний за-
фиксировано разрушение бака на маршевом
участке полета. Созданной комиссией была
высказана версия о разрушении бака из-за
некачественной сварки. Для подтверждения
этой версии в виброзале НПО машиностро-
ения провели вибропрочностные испытания
заправленного бака с наддувом. В ходе ис-
пытаний бак потерял герметичность в рай-
оне сварного шва. После этого на заводе
им. М.В. Хруничева был внедрен 100%-ный
рентгеноконтроль всех сварных швов бака.
В дальнейших летно-конструкторских испы-
таниях нарушения герметичности бака не на-
блюдалось.
По результатам экспериментальной отра-
ботки проводилась доработка элементов кон-
струкции ракеты:
•	введена новая схема герметизации отсе-
ков Ф1 и Ф2;
•	увеличена толщина части оболочки отсе-
ка Ф2;
•	увеличена жесткость опорной рамы и
рамы-кожуха для размещения оборудова-
ния в отсеке Ф1;
•	установлены демпфирующие элементы в
толкатели;
•	усилен отсек ФЗ в зоне действия нагрузок
от толкателей СРС;
•	введены балки для усиления плоской части
воздушного тоннеля и ряд других измене-
ний.
Схема ударной
установки для
испытаний
наконечников:
1	- электрозамок;
2	- упор;
3	- наконечник;
4	- датчик перемеще-
ния наконечника;
5	- ударник;
6	- направляющий
трос;
7	- резиновая про-
кладка;
8	- тензодинамометр;
9	- датчик перемеще-
ния тензодинамо-
метра;
10	- основание;
11	- балки
61
ИБРОТЕПЛОПРсЧНОСТи"
СКОЙ УСТОЙЧИВОСТИ КР «МЕТЕОРИТ
Носовая часть
ракеты с систе-
мой вибрационного
возбуждения
Схема динамических
испытаний
Указанные доработки были внедрены на
стендовой ракете № 50103 и затем проведены
контрольные испытания. Результаты этих ис-
пытаний положительные.
Объем проведенных расчетно-теоретичес-
ких работ, автономных испытаний элементов
конструкции, комплексных стендовых испыта-
ний был достаточен для обоснованного заклю-
чения о статической прочности и теплопрочно-
сти ракеты «Метеорит».
Большой вклад в обеспечение наземной экс-
периментальной отработки статической проч-
ности и теплопрочности ракеты в сборе внесли
А.В. Хромушкин, В.В. Сапронов, О.И. Зубко-
ва, Е.В. Вейхман, В.И. Демидов, С.С. Куди-
нов, Г.В. Гончаров, А.М. Марков, В.В. Семаш-
ко, Г.И. Васильев, С.А. Харченко, Н.В. Розов,
Ю.Б. Подносов, И.И. Лопухов, А.М. Кацнель-
сон, И.К. Шотниев, В.М. Фролов и другие.
Динамические испытания
Отработка вибрационной прочности кон-
струкции ракеты и вибрационной стойкости
аппаратуры была проведена в НПО машино-
строения на стендовом изделии № 50201.
Схема испытаний представлена на рисунке
ниже.
На этом же изделии проверялась ударо-
прочность конструкции и ударостойкость
аппаратуры при воздействии стартовых на-
грузок. Испытания были проведены на спе-
циальном универсальном ударном стенде
(УУС).
Самый мощный в мире универсальный удар-
ный стенд был введен в эксплуатацию в 1985 г.
Государственный комитет СССР по делам изо-
бретений и открытий выдал авторское свиде-
тельство на изобретение УУС В.Н. Челомею,
Г.А. Иванько и А.В. Хромушкину, кроме того,
стенд защищен более чем 30 авторскими сви-
детельствами.
Дополнительно на ракете № 62023 были
проведены ударные испытания на стартовые
нагрузки при наличии внутреннего давле-
ния в ракете. По результатам вибрационных
и ударных испытаний сделано заключение
о динамической прочности ракеты «Метео-
рит».
В обеспечение динамической прочности ра-
кеты «Метеорит» существенный вклад внес-
ли А.В. Хромушкин, С.А. Панов, В.П. Викулин,
В.И. Никитенко, Г.М. Затравкин, Г.А. Ивань-
ко, А.С. Шумский, А.Г. Старшинов, Г.А. Каза-
ков, А.Н. Резниченко, В.Г. Гетман, А.В. Бобров,
А.Н.Вишняков, С.А. Скирдов и другие.
62
Контрольно-проверочная аппаратура
Обеспечение аэрогидроупругой
устойчивости при полете ракеты
и движении в воде при подводном
старте
Ракета «Метеорит» по своей конструктив-
ной компоновке имела крылья большой пло-
щади и сложную систему механизации крыла.
У каждого крыла было три линии складыва-
ния и два элевона. Все это определяло отно-
сительно низкую поперечную жесткость кры-
ла. При полете ракеты как с дозвуковой, так и
со сверхзвуковой скоростью конструкция кры-
ла под действием аэродинамических нагрузок
деформируется и появляются дополнитель-
ные углы атаки, изменяющие распределение
аэродинамического давления на поверхности
летательного аппарата. Таким образом, воз-
никает взаимовлияние упругих деформаций
конструкции и аэродинамического нагруже-
ния - так называемые явления аэроупругости.
К ним относятся дивергенция крыла, реверс
элевонов и флаттер. Аналогичные проблемы
возникают и при движении ракеты в воде при
подводном старте.
Все эти явления аэрогидроупругости оказа-
лись в полной мере присущи крылатой ракете
«Метеорит».
Решение вопросов, связанных с аэроупру-
гими явлениями, велось в тесном сотрудниче-
стве со специалистами ЦАГИ: В.Н. Поповским,
Г.А. Амирьянцем, Д.Д. Евсеевым, Б.Д. Брянце-
вым, М.Ч. Зиченковым, Л.С. Ишковым.
На первом этапе для расчета динамических
характеристик ракеты в потоке были исполь-
зованы алгоритм и программа расчета, осно-
ванные на методе полиномов, разработанном
д.т.н. В.Г. Буньковым (ЦАГИ).
На этапе рабочего проектирования не-
обходимо было разработать новые, более
точные методики и алгоритмы проведения
расчетов, спроектировать, изготовить и про-
вести испытания аэродинамических моделей
ракеты в аэродинамических трубах ЦАГИ,
использовать новые подходы к эксперимен-
тальному исследованию ракеты.
Так, сотрудник отделения Ю.М. Ватру-
хин развил алгоритм А.В.Бунькова, доба-
вив новые возможности расчета, и разра-
ботал новый комплекс программ «Икарус».
Этот комплекс позволил проводить расчеты
не только динамических характеристик в по-
токе, но и определять коэффициенты, учи-
тывающие влияние упругости конструкции
на аэродинамические характеристики раке-
ты на дозвуковых и сверхзвуковых режимах
полета.
Методика построения математических мо-
делей крылатых ракет сложной силовой схе-
мы, учитывающих явления аэроупругости, со-
стоит из трех этапов:
•	формирование матрицы жесткости и инер-
ционной матрицы упругого изделия мето-
дом многочленов;
•	формирование матрицы аэродинами-
ческой жесткости и демпфирования при
Универсальный
ударный стенд
63
tf ^ИБРОТСПЛОПРСЧНОСТИ, "
[ЕСКОЙ УСТОЙЧИВОСТИ КР «МЕТЕОРИТ
Аэродинамическая
схематизация
ракеты «Метеорит».
Площадь в плане раз-
бита на 100 панелей
аэродинамическом воздействии на изде-
лие с помощью панельного метода;
• расчет динамического и статического по-
ведения упругого изделия при аэродина-
мическом воздействии на различных ре-
жимах полета.
В расчете ракета аппроксимируется упру-
гими поверхностями: 1 - корневая часть кры-
ла; 2 - средняя часть крыла; 3 - концевая часть
крыла; 4 - корневой элевон; 5 - концевой эле-
вон; 6 - корпус; 7 - маршевый двигатель; 8 - де-
стабилизатор. Упругие поверхности соединены
упругими элементами, имитирующими упругие
связи между элементами конструкции.
Были разработаны совместно с ЦАГИ тех-
нические задания на упругоподобные и ди-
намически подобные модели для продувок в
аэродинамических трубах. Модели спроек-
тировали и изготовили в КБ «Салют», жест-
костные и частотные испытания проводи-
лись в НПО машиностроения, а продувки
проходили в ЦАГИ. Всего было изготовлено
шесть моделей, из которых две - для пред-
варительных исследовательских испытаний
и четыре исполнительные - для зачетных ис-
пытаний. Упругоподобные модели были вы-
полнены в том же масштабе, что и жесткие
аэродинамические. Все эти модели испыты-
вались в одной и той же сверхзвуковой трубе
Т-109 ЦАГИ с целью обеспечения идентичных
условий испытаний.
Для управления ракетой КБ «Электропри-
бор» (г. Харьков) разрабатывалась цифро-
вая автоматизированная система управления.
Создание системы управления упругой ракеты
с элевонами на крыльях и сверхзвуковой ско-
Упругомассовая
схематизация
ракеты «Метеорит»
силовая схема крыла
64
'М
ЕТЕОРИТЧ-
ростью полета потребовало создания матема-
тической модели (названной упругой динами-
ческой схемой) для учета всех особенностей
поведения упругого изделия в потоке, ранее
нигде не применявшейся
Одной из особенностей поведения раке-
ты «Метеорит» в полете было существенное
влияние упругости конструкции на аэродина-
мические характеристики ракеты. По расчету
в области эксплуатационных напоров возни-
кал реверс элевонов, что приводило к потере
управляемости ракеты.
Для выявления причин такого явления бы-
ли проведены жесткостные испытания кры-
ла. Необходимо было определить матри-
цу податливости, при этом измерялись не
только линейные перемещения, но и угло-
вые деформации по направлению потока.
Особенность упругого поведения крыла со-
стояла в том, что жесткость его конструкции
при нагружении оказалась нелинейной. Не-
обходимо было сформировать матрицы по-
датливости для двух состояний крыла: нена-
груженного и предварительно нагруженного.
Эта трудоемкая и кропотливая работа по-
зволила откорректировать расчетную схему
крыла и провести расчетный анализ возмож-
ных конструктивных мероприятий, увеличи-
вающих его крутильную жесткость. По ре-
зультатам исследований была предложена
доработка путем введения дополнительного
узла крепления средней части крыла в рай-
оне элевонов к его корневой части. Эффек-
тивность проведенной доработки конструк-
ции крыла подтверждена при жесткостных
испытаниях штатной ракеты № 62005.
Эксперимент подтвердил увеличение кру-
тильной жесткости крыла при введении до-
полнительного узла. За эту доработку коллек-
тив сотрудников отделения - Ю.М. Ватрухин,
Т.Е. Катаева, В.И. Никитенко, А.В. Хромуш-
кин - получил авторское свидетельство на изо-
бретение. Уточненные исходные данные были
направлены разработчику системы управле-
ния. Результаты моделирования на полунатур-
ном стенде подтвердили эффективность про-
веденного мероприятия.
Коэффициенты, учитывающие влияние
упругости на аэродинамические характери-
стики, полученные расчетным способом, не-
обходимо было подтвердить при продувках
упругоподобных моделей ракеты в аэродина-
мических трубах.
Две упругоподобные модели были вы-
полнены с разными коэффициентами подо-
бия по жесткости. Сравнение аэродинамиче-
ских коэффициентов, полученных из продувок
в аэродинамических трубах моделей, включая
жесткие модели, позволило определить коэф-
фициенты, учитывающие влияние упругости на
аэродинамические коэффициенты и подтвер-
дить результаты расчета.
Другой особенностью ракеты «Метеорит»
была аэроупругая динамическая неустой-
чивость, вызванная взаимовлиянием тонов
упругих изгибных колебаний крыльев и изгиб-
ных колебаний корпуса ракеты на участке на-
бора высоты. Этот вид флаттера, называемый
«свинячим хвостиком» в связи с характером
поведения частот колебаний изделия в по-
токе, очень трудно устраняется. На графике
(см. с. 66) приведены характерные изменения
частот собственных колебаний ракеты в по-
токе с увеличением скоростного напора для
различных чисел М. По оси ординат отложена
частота собственных колебаний, а по оси аб-
сцисс - аэродинамическое демпфирование.
Расчеты выполнены для различных значений
конструкционного демпфирования 0 = 0,025 и
0 = 0,05.
Из результатов расчета следовало, что
наиболее эффективным мероприятием по
обеспечению безопасности от флаттера
было наличие в конструкции достаточного
демпфирования.
Поэтому знание фактического спектра ча-
стот, форм и декрементов колебаний было не-
Упругие деформации
крыла, замеренные
при эксперименте до
и после введения до-
полнительного узла
65
14
ИБРОТЕПЛОП!
:ской устойчш
ОСТИ КР «МЕТЕОРИТ»
kifci;(i!i»< .is. - . . .
-------М=0,9;--------М-1,3;---------М=1,7
Характерные
изменения частот
собственных колеба-
ний ракеты в потоке
с увеличением ско-
ростного напора для
различных чисел М
Общий вид аппарату-
ры «Продера»
обходимо, чтобы можно было сделать конкрет-
ные выводы. Получить экспериментальные
динамические характеристики ракеты было
важно не только для анализа аэроупругой ди-
намической неустойчивости, но и для выбора
коэффициентов настройки цифровой системы
управления.
Первая информация о фактических часто-
тах собственных колебаний крыла была полу-
чена как только на заводе им. М.В. Хруниче-
ва был изготовлен первый экземпляр крыла.
Группа специалистов отделения - С.А. Па-
нов, В.И. Никитенко, Ю.А. Журавлев - с ап-
паратурой выехала на завод им. М.В. Хру-
ничева и в течение суток провела частотные
испытания консоли крыла, получив очень
ценную информацию. Следует отметить,
что частота изгибных колебаний крыла бы-
ла низшей в спектре частот изделия. Полный
спектр частот и форм колебаний ракеты «Ме-
теорит» получили позже при частотных испы-
таниях первого летного изделия (№ 52011) в
феврале 1980 г. Испытания были проведены
совместно с бригадой ЦАГИ с использовани-
ем французской аппаратуры «Продера». Эта
аппаратура позволяла проводить частотные
испытания методом многоточечного возбуж-
дения. В результате были получены точные
частоты и формы колебаний.
Проведение таких частотных испытаний -
принципиально новый подход к испытаниям
по сравнению с одноточечным возбуждени-
ем. Эти испытания не только давали каче-
ственно новые результаты, но и сокращали
время проведения и анализа испытаний в
разы.
В.Н. Челомей высоко оценил возможности
аппаратуры «Продера» и решил приобрести ее
для предприятия, что и было сделано.
После запуска аппаратуры «Продера» бы-
ла проведена работа по ее освоению и сдаче
в эксплуатацию. В этой работе принимали уча-
стие В.А. Тарасов, Г.М. Затравкин, С.Н. Белов,
В.В. Сильвестров.
Частотные испытания ракеты в сборе с СРС
проводились на стендовой ракете № 50201 в
июне-июле 1982 г. Кроме того, на всех лет-
ных изделиях 1 -го этапа ЛКИ (в общем числе
18: № 52012-52020, № 52031-52039) прово-
дились частотные испытания аэродинамиче-
ских органов управления с целью контроля
стабильности их частотных характеристик.
Следует отметить, что частоты и формы ко-
лебаний ракеты, полученные расчетным пу-
тем и экспериментально, имели довольно хо-
рошую сходимость. В таблице приведены
частоты собственных симметричных колеба-
ний ракеты «Метеорит», полученные расче-
том, и частоты, определенные при частотных
испытаниях.
Таким образом, упругая динамическая
схема с точки зрения динамических харак-
теристик была подтверждена эксперимен-
тально.
Во время одного из первых пусков «Мете-
орита» на участке набора высоты возникли
66
ЕТЕОРИТА»
СОБСТВЕННЫЕ СИММЕТРИЧНЫЕ КОЛЕБАНИЯ РАКЕТЫ
№ п/п	Форма колебаний	Частота, Гц	
		расчет	эксперимент
1	Изгиб крыла I тон	11,6	11,4
2	Изгиб корпуса I тон	14,4	14,4
3	Колебания двигателя	21,3	20,6
4	Кручение крыла I тон	27,9	25,7
5	Колебания корневого элевона	34,8	35,0
6	Изгиб корпуса II тон	38,1	36,1
7	Изгиб крыла II тон	43,3	39,2
8	Колебания концевого элевона	40,8	41,0
аэроупругие колебания ракеты, но в силу не-
линейности упругих характеристик крыла эта
неустойчивость проявилась в виде автоколе-
бательного режима на частоте ~ 14 Гц с огра-
ниченной перегрузкой ~ 1 g и ограниченным
временем действия. Для определения допу-
стимости этого автоколебательного режима
в будущих пусках было принято решение от-
- расчет, -------- эксперимент
Расчетные и экспери-
ментальные формы
симметричных соб-
ственных колебаний
ракет
67
тэтотЕплопзрфшбсти,41’
СКОЙ УСТОЙЧИВОСТИ КР «МЕТЕОРИТ-
Динамически
подобная модель
22ДМ19 для иссле-
дования частотных
характеристик
в потоке
Крепление модели
22ДМ19 на боковой
стенке рабочей части
аэродинамической
трубы
(фото внизу слева)
Возбуждение
колебаний при испы-
таниях динамически
подобной модели
(фото внизу справа)
работать ракету в наземных условиях на этом
режиме (синусоидальное вибрационное воз-
действие на частоте колебаний I тона верти-
кального изгиба корпуса ъ = 14 Гц с уровнем
нагружения1 д). В результате была подтверж-
дена прочность и работоспособность ракеты
на этот случай нагружения.
Для получения заключения о безопасно-
сти от флаттера ракеты «Метеорит» на всех
этапах эксплуатации совместно с ЦАГИ бы-
ли проведены уникальные частотные испыта-
ния исполнительной динамически подобной
модели 22ДМ17 в аэродинамической трубе
Т-109 в условиях, моделирующих свободный
полет.
Динамически подобная модель 22ДМ19 для
исследования частотных характеристик в пото-
ке была уникальной.
На ней впервые в нашей стране прово-
дились частотные испытания модели в до-
звуковом и сверхзвуковом потоках. Модель
крепилась на боковой стенке рабочей части
аэродинамической трубы Т-109 с помощью
жестких стоек.
При испытаниях осуществлялось два вида
возбуждения: внешнее и внутреннее.
Возбуждение колебаний осуществлялось
сосредоточенными силами, приложенными на
консолях крыльев, с помощью специально раз-
работанных устройств.
Возбуждение колебаний через элевон про-
изводилось с помощью внутри модельного
электродинамического возбудителя. На сред-
ства возбуждения подавались специальным
образом сформированные полигармониче-
ские сигналы, а система вибродатчиков реги-
стрировала реакцию модели.
В результате были получены эксперимен-
тальные амплитудно-фазочастотные харак-
теристики модели в потоке для разных чисел
М полета, которые использовались для кор-
ректировки математической модели ракеты
«Метеорит», необходимой для проведения
анализа аэроупругой устойчивости и уточне-
ния упругой динамической схемы ракеты для
выбора коэффициентов настроек цифровой
автоматической системы управления.
Большой вклад в разработку упругих дина-
мических схем, внедрение новых методов рас-
чета по исследованию явлений аэроупругости,
в анализ результатов жесткостных и частотных
испытаний элементов конструкции и всей раке-
ты в целом внесли А.В. Хромушкин, А.А. Тара-
сов, В.И. Никитенко, В.Н. Кириченко, Ю.М. Ва-
трухин, Л.В. Новикова, Т.В. Пазина.
68
Обеспечение ударостойкости
ракеты «Метеорит», размещаемой
на ПЛ, к воздействию подводных
взрывов
Одним из важнейших требований ТТТ было
обеспечение ударостойкости крупногабаритной
ракеты в условиях ее размещения на ПЛ в пуско-
вой установке ограниченных габаритов.
В предшествующих ракетных комплексах, раз-
мещаемых на ПЛ, разрабатываемых как в НПО
машиностроения, так и другими организациями,
эта задача решалась путем введения системы
амортизации (СА) ракеты в пусковой установ-
ке. Дополнительный вес амортизируемой части
ПУ составлял до 40 % от веса ракеты, что требо-
вало соответствующей энергоемкости системы
амортизации, и, кроме того, ПУ занимала значи-
тельную долю объема контейнера ПЛ, ограничи-
вая тем самым габариты ракеты, помещаемой в
эту ПУ. Для обеспечения старта требовались до-
полнительные механизмы фиксирования систе-
мы амортизации. Зазоры в стартовых опорах ра-
кеты, необходимые для исключения возможного
заклинивания при загрузке ракеты в ПУ и старте,
из-за наличия технологических допусков, ухуд-
шают параметры точности прицеливания при
подготовке к стрельбе.
Наилучшие результаты, обеспечивающие
минимальные ходы системы амортизации, по-
лучаются при использовании системы амор-
тизации на базе пневмогидравлических демп-
фирующих устройств. Однако наличие таких
демпферов конструктивно выливается в меха-
низмы больших габаритов, которые, кроме то-
го, требуют профилактических проверок, что в
походных условиях ПЛ приводит к непреодоли-
мым трудностям.
Генеральным конструктором ЦКБМ акаде-
миком В.Н. Челомеем была поставлена задача
обеспечить ударостойкость ракеты за счет ис-
пользования внутренних резервов ее конструк-
ции путем упругого раскрепления ракеты в ПУ
в поперечном направлении на упругих направ-
ляющих. Этот путь позволил практически весь
объем ПУ использовать под размещение раке-
ты с учетом зазоров на ее упругие колебания
при нагружении от подводного взрыва.
При выборе оптимальной схемы раскрепле-
ния необходимо было обеспечить снижение
уровня нагрузок на ракету при ударном воздей-
ствии до значений, не превышающих нагрузок
при старте и полете и не требующих упрочне-
ния корпуса ракеты. При этом было необходимо
обеспечить безударный выход ракеты из ПУ при
ограниченных зазорах между корпусом ракеты
и выступающими элементами конструкции ПУ
и контейнера ПЛ. Кроме того, важным требова-
нием при разработке конструкции узлов поясов
раскрепления ракеты в ПУ было отсутствие вы-
ступающих конструктивных элементов на раке-
те, которые вызывали бы дополнительное аэро-
динамическое сопротивление.
Для решения поставленной задачи на пред-
приятии провели большой объем конструктор-
ских проработок и исследовательских работ. В
результате были разработаны алгоритм по вы-
бору оптимальной схемы упругого раскрепле-
ния ракеты в ПУ, обеспечивающего допусти-
мый уровень нагружения ракеты при заданном
ударном воздействии, и технические решения,
обеспечивающие поступательное поперечное
движение ракеты относительно ПУ.
Была разработана расчетная схема раке-
ты для определения нагрузок в поперечном
направлении, представленная в виде упругих
балок, соединенных между собой упругими свя-
зями, и упругих связей ракеты с ПУ с линейными
характеристиками. Нагружение ракеты задает-
ся через кинематическое движение узлов 48 и
49, моделирующих движение среднего и край-
них сечений ПУ.
На основе выбранной схемы упругого раскре-
пления ракеты разработали соответствующие
конструктивные элементы. На ракете было вве-
дено дополнительное переднее раскрепление,
отводимое непосредственно перед стартом, а в
средней части корпуса установлено по два узла
в центроплане крыла. Механизмы раскрепления
средней части ракеты также отводились непо-
средственно перед стартом. Четвертый пояс по-
перечного раскрепления ракеты был установлен
в хвостовой части на отделяемой донной крыш-
ке, закрывающей выходное сечение маршевого
Расчетная схема
ракеты для опреде-
ления нагрузок в по-
перечном направлении
69
I вибротеплопрочности"
СКОЙ УСТОЙЧИВОСТИ КР «МЕТЕОРИТ
Абсолютные попереч-
ные перемещения
ПУ и ракеты в поясах
раскрепления при
ударном воздействии
от подводного взрыва
двигателя. Упругий элемент этого пояса был вы-
полнен как консольный балочный участок, выпол-
няющий также функцию направляющей для этого
узла при старте. Таким образом, эта схема рас-
крепления ракеты обеспечила отсутствие на ней
выступающих частей на участке маршевого по-
лета, так как узлы раскрепления в средней ча-
сти корпуса закрывались конструкцией консолей
крыла после их раскрытия в воздухе.
Раскрепление СРС осуществлялось пу-
тем расположения стартовых опор в поход-
ном положении на упругих участках направ-
ляющих. При этом зазоры в поясах опор были
минимально возможными, обеспечивая высо-
кую точность прицеливания ракеты при под-
готовке к стрельбе, что особо важно для ракет
с большой дальностью полета. При старте по
мере выхода изделия из ПУ стартовые опоры
перемещались на жесткие участки направляю-
щих. Необходимое распределение жесткостей
Пояса раскрепления ракеты
между поясами раскрепления ракеты обеспе-
чивало ее поперечное поступательное смеще-
ние как при ударном воздействии, так и при
качке. Такое условие исключало дополнитель-
ную погрешность прицеливания при подготов-
ке стрельбы.
Анализ абсолютных поперечных перемеще-
ний ПУ и ракеты в поясах раскрепления при
ударном воздействии от подводного взрыва
показал, что реализация предложенного ака-
демиком В.Н. Челомеем способа обеспечения
ударостойкости ракеты на основе схемы упру-
гого раскрепления позволила решить постав-
ленную задачу размещения стратегической
ракеты «Метеорит» на ПЛ в ПУ заданных габа-
ритов с обеспечением заданного уровня уда-
ростойкости.
Основной объем исследовательских и рас-
четных работ был проведен В.И. Алашеевым.
Активное участие в этих работах принимали
А.В. Хромушкин, А.А. Тарасов, В.И. Никитенко,
Д.Д. Боев.
Обеспечение прочности комплекса
«самолет-носитель - авиационная
пусковая установка - крылатая
ракета «Метеорит»
Одним из заданных видов базирования ра-
кеты «Метеорит» является авиационное бази-
рование на самолетах-носителях Ту-95МА. Че-
тыре ракеты «Метеорит-А» размещались на
«авиационных пусковых устройствах» (АПУ)
под крылом самолета-носителя, по 2 ракеты
под каждым крылом.
Анализ нагрузок, действующих на ракету при
эксплуатации на СН, показал, что одним из наи-
более тяжелых случаев нагружения ракет явля-
лась посадка СН с системой «АПУ-ракета».
На начальном этапе анализа этого случая ис-
ходными данными для расчетов по определению
нагружения как узлов крыла СН, к которым осу-
ществляется крепление АПУ, так и ракеты явля-
лись кинематические параметры движения кон-
солей крыла в сечениях расположения узлов
подвески АПУ (4 и 16 нервюры) при посадке СН.
Полученные при таком подходе нагрузки на
ракету значительно превышали допустимые.
Для снижения нагрузок на ракету до допусти-
мого уровня необходимо было вводить специ-
альную систему амортизации в узлах подвески
АПУ, что существенно усложняло и утяжеляло
систему подвески.
Такой подход к определению нагружения си-
стемы «СН-АПУ-ракета» был признан некор-
ректным, так как в этом случае не учитывалось
влияние на динамическое нагружение крыла
70
КР
и параметры его колебаний от узлов подвески
двух АПУ с ракетами большой массы. Для учета
этого фактора в расчетах по определению нагру-
зок была использована расчетная модель само-
лета Ту-95МС, учитывающая упругие свойства
фюзеляжа и крыльев самолета и динамические
характеристики шасси при посадке самолета с
вертикальной составляющей скорости. Эта мо-
дель была разработана в ОКБ «Радуга», являю-
щемся основным смежником ОКБ «Опыт» по во-
оружению крылатыми ракетами Ту-95МС. По
договоренности между руководством ОКБ «Ра-
дуга» и генеральным конструктром Г.А. Ефремо-
вым вычислительная программа, учитывающая
все эти факторы была предоставлена для осво-
ения и последующего использования сотрудни-
ками отделения при расчете нагружения ракет
«Метеорит-А» и узлов подвески АПУ на консолях
крыла самолета Ту-95МС при посадке.
После совместного с представителями ОКБ
«Опыт» анализа результатов расчета нагрузок
при посадке ОН, полученных с использованием
вычислительной программы ОКБ «Радуга», вы-
явилась необходимость местного упрочнения
конструкции крыла ОН в зоне подвески АПУ к
16-йнервюре, что и было проведено наТу-95МС,
которому присвоили обозначение Ту-95МА.
Для проведения уточненных расчетов ди-
намических нагрузок на элементы системы
«СН-АПУ-ракета» при посадке ОН необходи-
мо было уточнить параметры расчетной схемы
сложной упругой системы «СН-АПУ-ракета» в
части учета реальных жесткостей узлов крыла
самолета, к которым крепится АПУ.
Методически экспериментальные и расчет-
ные работы по определению местной жестко-
сти узлов крыла самолета в точках крепления
АПУ и их влияние на нагружение элементов ра-
кеты состояли из трех этапов:
•	автономные частотные испытания систе-
мы «АПУ - габаритно-весовой макет раке-
ты» (ГВМ), проведенные в НПО машино-
строения;
•	частотные испытания систем «АПУ - ГВМ
ракеты» и «АПУ - весовой макет ракеты»,
подвешенных к крылу самолета, прове-
денные в ЖЛИиДБ в г. Жуковском;
•	летные испытания (посадка самолета с
подвешенными системами «АПУ-ракета»).
Целью первого этапа испытаний было опре-
деление собственных частот системы «АПУ -
ГВМ ракеты» и уточнение параметров рас-
четной схемы этой системы по результатам
испытаний.
ГВМ ракеты по своим массово-инерционным
характеристикам соответствовали штатному
предстартовому состоянию ракеты. Жесткост-
ные характеристики отличались от штатных
тем, что секции бака ГВМ были заполнены сме-
сью гравия керамзитового с водным раствором
цемента и песка. При этом также были выдер-
жаны весовые соотношения по секциям бака
для предстартового состояния ракеты.
При проведении испытаний первого этапа
система «АПУ - ГВМ ракеты» была закрепле-
на на штатных узлах АПУ на стенде. Связи АПУ
с ГВМ - штатные. Исходя из анализа получен-
ных результатов, были определены жесткости
узлов связей ракеты с АПУ и АПУ со стендом, а
также уточнены значения изгибных жесткостей
баковых отсеков ГВМ и АПУ.
Целью второго этапа испытаний было опре-
деление собственных частот и форм колебаний
системы «АПУ - ГВМ ракеты», подвешенной под
крылом самолета Ту-95МА на внешней (16-я нер-
вюра) подвеске, и системы «АПУ-ВМ ракеты»,
подвешенной на внутренней (4-я нервюра) под-
веске, и определение местных податливостей
узлов подвески систем на крыле самолета.
Расчетный анализ результатов проведенных
частотных испытаний системы «АПУ-ракета» на
крыле самолета Ту-95МА и автономных испыта-
ний системы «АПУ-ракета» позволил определить
приведенные местные жесткости узлов подвески
АПУ к крылу самолета на 4-й и 16-й нервюрах.
В рамках третьего этапа были проведе-
ны контрольные расчеты динамики посад-
ки системы «самолет Ту-95МА - АПУ - ракета
«Метеорит-А», которые показали, что нагруже-
ние ракет и консолей крыла при посадке СН с
учетом полученных экспериментальных дан-
ных на первом и втором этапах имеют доста-
точную прочность.
В расчетных и экспериментальных рабо-
тах по обеспечению авиационного базирова-
ния ракеты «Метеорит» принимали участие
А.В. Хромушкин, В.И. Алашеев, В.И. Никитен-
ко, С.А. Панов, А.Г. Старшинов, В.Г. Гетман,
В.П. Викулин, Г.М. Затравкин, А.Н. Резниченко,
А.Н. Вишняков, Г.Н. Вакалов и другие.
В процессе летно-конструкторских испыта-
ний были успешно осуществлены взлеты и по-
садки СН Ту-95МА со штатными ракетами, под-
вешенными на АПУ под крылом.
71
Воздухозаборник,
выходное устройство
и силовая установка
Задачи, которые необходимо было решить
при проектировании воздухозаборника (ВЗ),
выходного устройства (ВУ) и силовой установ-
ки (СУС) с ТРД, в целом, естественно, вытека-
ли из тех больших задач, которые ставились
перед ракетой, а именно:
•	большая дальность;
•	большой диапазон чисел М - от 0,4 до 3,0;
•	большая высота маршевого полета Н
20 км с числом М ~ 2,<Н-3,0;
•	обеспечение режима активного снижения
с обеспечением малой радиозаметности;
•	необходимость обеспечения высоких ха-
рактеристик ВЗ, ВУ и СУС в целом (так же
как оптимальных аэродинамических па-
раметров, минимально возможного со-
противления и высокого качества изде-
лия).
К воздухозаборнику предъявлялись требо-
вания:
•	получение самых высоких значений коэффи-
циента восстановления полного давления во
всем диапазоне режимов эксплуатации;
•	выбор рациональной компоновки, с тем
чтобы интеграция ВЗ с маршевым двига-
телем, с выходным устройством и лета-
тельным аппаратом в целом была самой
оптимальной;
•	получение наибольшего коэффициента
расхода ВЗ и минимального коэффициен-
та сопротивления;
•	получение самых экономичных параме-
тров ВЗ и СУС в целом на маршевом поле-
те с М = 2,9-S-3,0 на высоте Н > 20 км.
Для выходного устройства ставилась задача
обеспечения:
•	минимального выходного сопротивления
на маршевой высоте;
•	приемлемых величин сопротивления на
участке разгона;
•	необходимых параметров силовой уста-
новки при снижении.
Силовая установка в целом должна была
обеспечить:
•	надежный запуск ТРД;
•	максимальные тяговые характеристики на
режимах от запуска до прохождения транс-
звуковых скоростей;
•	оптимальные характеристики на участке
разгона и набора высоты;
•	высокую экономичность на марше;
•	устойчивое снижение на режиме авторота-
ции двигателя;
•	устойчивую работу силовой установки на
всех режимах эксплуатации изделия.
Перечисленные выше задачи к СУС в целом
и ее составляющим - ВЗ, ВУ, ТРД - по своей
сложности объединяются с задачами, которые
стоят при проектировании не только крылатых
ракет, но и иной боевой авиационной техники
(исключая задачи, связанные с наличием лет-
чиков на борту и обеспечением условий для
их участия в эксплуатации указанной техники).
При создании такого уникального летательно-
го аппарата в дополнение к этому необходимо
было сделать качественный скачок.
То, что ЦКБМ вместе со своими партнерами
(скажем, забегая вперед) справилось с этими
задачами, показывает, какой мощный потен-
циал имеет фирма, ведущая не только в Рос-
сии, но и во всем мире.
В решении задач, поставленных при созда-
нии ВЗ, ВУ и СУС, выбор компоновки силовой
установки, ее интеграция с летательным аппа-
ратом занимают особое место.
Подфюзеляжная компоновка ВЗ для КР
«Метеорит» была выбрана исходя из того, что
она позволяет поджать поток перед входом
в воздухозаборник, дает возможность сде-
лать воздухозаборник и всю силовую уста-
72
КРЫЛ,
новку более компактной (меньше площадь
входа в ВЗ).
Для обеспечения необходимого поджатия
потока перед ВЗ были сделаны подсечка фю-
зеляжа и наплывы. Тем самым было достигну-
то необходимое поджатие потока и достаточ-
ная его равномерность перед ВЗ.
Многорежимность (широкий диапазон чисел
М = 0,4^3,0 и высот Н = 0-24 км, меняющиеся
атмосферные условия) и требования высокой
эффективности силовой установки обуслов-
ливают применение регулируемого воздухо-
заборника. Как известно, регулирование ВЗ
очень сложная задача, и она проще решается
на плоских воздухозаборниках. Поэтому на КР
«Метеорит» был принят плоский регулируемый
воздухозаборник с горизонтальным располо-
жением тормозных поверхностей (панелей и
обечайки).
Вертикальное расположение тормозных по-
верхностей (по аналогии с американской «Валь-
кирией» или сверхзвуковым пассажирским са-
молетом «Конкорд») для КР «Метеорит» с его
значительно меньшими размерами выглядело
бы, по меньшей мере, нерациональным.
Действительно, вертикальное расположе-
ние тормозных поверхностей предполагает
либо применение двух двигателей, имеющих
раздельные каналы (два отдельных воздухо-
заборника), либо большую неравномерность
скорости потока на входе в двигатель на углах
скольжения (если применять один двигатель) -
и то и другое для КР «Метеорит» выглядело бы
странным.
Горизонтальное расположение тормозных
поверхностей, естественно, продолжая тор-
можение после торможения за счет фюзеляжа
(наплывы, подсечка), дает очевидное умень-
шение потерь полного давления.
На этом основании был принят и разработан
плоский воздухозаборник КР «Метеорит» с го-
ризонтальным расположением тормозных по-
верхностей.
Всем этим принятым решениям - выбору
подфюзеляжной компоновки, плоской схемы
воздухозаборника, горизонтальной схемы рас-
положения тормозных поверхностей - пред-
шествовала длительная и кропотливая работа,
исследования различных вариантов, которые
обосновали необходимость перечисленных
выше решений.
Выходное устройство ввиду его серьезного
влияния на эффективность силовой установки
в целом также подвергалось тщательному ис-
следованию.
В результате, для решения указанных ра-
нее задач было принято эжекторное выход-
ное устройство как обеспечивающее макси-
мальную эффективность силовой установки
на основном критическом режиме полета на
высоте 24 км с заданным диапазоном числа
М и имеющее приемлемые характеристики на
участке разгона и набора высоты.
Естественно, выбор компоновки и аэродина-
мической схемы ВЗ и СУС проводился с учетом
характеристик оптимально спроектированного
маршевого турбореактивного двигателя. Все
вышеописанное и определило выбор компо-
новки силовой установки КР «Метеорит» в це-
лом.
Подфюзеляжный плоский многоскачко-
вый регулируемый воздухозаборник располо-
жен в нижней части отсека ФЗ. Он состоит из
корпуса отсека ФЗА прямоугольного сечения,
системы панелей, образующих верхнюю по-
верхность воздухозаборника, и окон перепу-
ска воздуха с поворотными жалюзи. Три под-
вижные панели устанавливаются в требуемое
положение двумя гидравлическими рулевыми
агрегатами.
В решении задач обоснования выбора ком-
поновки и аэродинамической схемы ВЗ, ВУ и
ЛА, а также согласования их характеристик
с характеристиками МД непосредственное
участие принимали Н.В. Стариков, Ю.М. Ми-
ронов, А.Е. Рогачев, А.И. Новиков, Г.М. Аулов
и другие.
Управление
сверхзвуковым
воздухозаборником
Для обеспечения заданных характеристик
изделия по скорости потребовалось сложное
управление силовой установкой. Анализ про-
тотипов ЛА с аналогичными характеристиками
показал, что наиболее близко по управлению
ВЗ подходят уже находившиеся в эксплуата-
ции самолеты SR-71 и «Конкорд», а также про-
ходивший в то время испытания отечествен-
ный самолет ТУ-144.
«Конкорд» имел три контура управления
силовой установкой: сверхзвуковым возду-
хозаборником, регулятором подачи топли-
ва и выходным соплом. Это требовало слож-
ной системы управления силовой установкой
и большого объема наземных и летных испы-
таний.
SR-71 имел центральное тело для управле-
ния сверхзвуковым воздухозаборником, кото-
рое необходимо было перемещать по режимам
полета. Это требовало сложного конструктив-
ного исполнения и отработки в пилотируемом
полете.
73
Более всего подходил по конструктивному
исполнению и особенностям эксплуатации на-
шего изделия воздухозаборник и его система
самолета Ту-144. Конструкция ВЗ имела кли-
новидную форму - как бы разрезанное надвое
центральное тело. По режимам полета менял-
ся профиль центрального тела. У Ту-144 было
также предусмотрено изменение профиля, по-
ложения носка ЛА «клюва», что было неприем-
лемо для КР. Таким образом, за прототип был
выбран ВЗТу-144.
Особенности ВЗ как объекта управления
определялись особенностями его конструк-
ции и эксплуатации. Силовая установка ти-
па ТРД беспилотного летательного аппара-
та (БЛА), каким и являлась КР «Метеорит», с
режимами запуска, выхода на маршевый ре-
жим, маршевый режим, обеспечивающий
скорость полета М > 3 и режим авторотации,
должна иметь ВЗ смешанного сжатия. Эффек-
тивность регулирования ВЗ оценивается по
значениям максимальной скорости Vmax, ми-
нимального сопротивления Cxmin и максималь-
ной эффективной тяги Пэфтах- Непосредствен-
ное измерение этих параметров невозможно.
Поэтому для регулирования сверхзвукового
ВЗ возникла необходимость выбора параме-
тров, которые косвенно характеризовали бы
его работу и позволяли построить программу
регулирования в виде зависимости угла или
площади, обеспечиваемыми органами регу-
лирования, в функции параметра регулиро-
вания.
Вопрос о выборе конкретных параметров
режима определялся наличием измеритель-
ных средств достаточной точности. Получе-
ние данных о значениях фактического числа
оборотов пф, температуры торможения набе-
гающего потока Тн*, числа М является наибо-
лее простым, поэтому наибольшее распро-
странение получили программные системы,
работающие по одному из параметров сило-
вой установки (пф, TJ, по одному из параме-
тров полета (М, Тн*) или по комплексу таких
параметров.
Принятая структурная схема системы управ-
ления ВЗ включала в себя несколько контуров
управления:
•	второй и третьей панелями клина для обе-
спечения торможения потока с минималь-
ными потерями;
•	жалюзи в районе горла ВЗ для улучшения
характеристик потока путем слива погра-
ничного слоя;
•	перепуском перед двигателем для лучше-
го согласования режимов ВЗ и двигателя и
его противопомпажной защиты.
Таким образом, система имела четыре ор-
гана регулирования, управляемые пятью ис-
полнительными механизмами. В составе си-
стемы были датчики физических параметров:
Пф, Т*н, датчики давлений в различных сечени-
ях канала ВЗ, датчики положений штоков ис-
полнительных механизмов. Кроме того, в ней
используется информация от БСУ - высота и
скорость, замеряемые инерциальной систе-
мой навигации.
Недостатков программных систем, обу-
словленных косвенным учетом параметров
в ВЗ, лишены замкнутые системы, работа-
ющие по сигналам ВЗ, непосредственно ха-
рактеризующим режим его работы. Учи-
тывая, что запуск СУС обеспечивается при
регулировании ВЗ по ппр и для изделия, рас-
считанного на большую дальность полета,
разгон составляет по времени не более 10%,
а при снижении эффективного регулирова-
ния не требуется, для управления ВЗ была
выбрана структура программно-замкнутого
типа.
Циклограмма работы системы и алгорит-
мы, ее обеспечивающие, соответствуют ци-
клограмме работы изделия и силовой уста-
новки:
•	управление проходным сечением гор-
ла (Fr) в функции приведенных оборо-
тов при запуске маршевого двигате-
ля обеспечивает необходимые запасы
устойчивости и улучшение качества воз-
душного потока. При М < 1 (т.е. при до-
звуковом запуске) программа выдает
Fr = const;
•	окончание режима запуска определяет-
ся по достижению 0,9 ппр и дублируется по
временной команде от БСУ (t = 10 с от мо-
мента запуска МД). По этому признаку ВЗ
принимает конфигурацию канала, наибо-
лее удовлетворяющую режиму разгона на
трансзвуке;
•	до числа М = 1,6...1,8 ВЗ не регулируется -
на приводах поддерживаются постоянные
сигналы. Режим ЧР (чрезвычайный режим)
снижает запасы, что требует достаточно
точного выдерживания программы регу-
лирования ВЗ (обеспечение Fr = Frmax (раз-
гон I);
•	после достижения М = 1,6...1,8 система
обеспечивает регулирование канала ВЗ в
функции ппр и М (разгон II);
•	на крейсерском режиме ЦСРВ формирует
программы по четырем органам регули-
рования в функции числа Мм и приведен-
ной частоты вращения. Диапазон измене-
ния Мп = 2,5...3,2.
74
• при снижении с авторотирующим двигате-
лем для обеспечения аэродинамических
характеристик изделия и поддержания ре-
жима авторотации ВЗ управляется по ппр и
числу Мм.
Приемники статического и полного давле-
ний расположены на первой нерегулируемой
панели клина, а датчики абсолютного давле-
ния находятся в приборном отсеке.
Законы регулирования по каждому из орга-
нов и соответственно каждому исполнитель-
ному механизму, полученные в результате
продувок моделей и уточненные при испыта-
ниях на газодинамическом стенде, в общем
случае являются нелинейными. Законы по-
строены в координатах: ход штока исполни-
тельного механизма (ИМ) и Мм с расслоени-
ем по ппр.
С целью обеспечения надежности в алгорит-
мах использовались в том числе и расчетные
параметры пф, Т*н и М. После проведения всех
видов наземных испытаний и математического
моделирования была выбрана частота опроса
и выдачи решений. При этом была обоснована
возможность использования сравнительно низ-
кой частоты (до 10-20 Гц), что позволило сни-
зить требования к характеристикам ЦВМ. Для
программного контура удалось снизить частоту
до 4 Гц, что для регулирования сверхзвуковых
воздухозаборников было применено впервые.
Представленные законы регулирования
были реализованы в БЦВМ. Последующая
отработка и ЛКИ подтвердили правильность
выбора этих технических решений, в чем
несомненная заслуга специалистов - соз-
дателей СУС: В.М. Шпагина, С.А. Копьева,
О.М. Задумина, А.И. Сахно, Ю.И. Минаева,
Б.Г. Ермакова.
Выбор маршевого двигателя.
Доводка двигателя КР-23
Для обеспечения полета КР «Метеорит» с
заданными высокими характеристиками по
дальности, высоте и скорости были сформу-
лированы требования к маршевому двига-
телю, обеспечивающему соответствующие
тягово-экономические характеристики и усло-
вия работы.
Учитывая условия применения ракеты, а
также существующие на момент проектиро-
вания возможности производства двигателей
промышленностью, наиболее оптимальным
явился выбор высокотемпературного турбо-
реактивного двигателя с малым удельным рас-
ходом топлива, небольшой степенью повыше-
ния давления в компрессоре.
Разработчиком аналогичных двигателей яв-
ляется Уфимское конструкторское бюро ма-
шиностроения, в настоящее время - ОАО «НПП
«Мотор».
«Мотору» была поручена разработка двига-
теля по ТЗ ЦКБМ - КР-23. Руководителем «Мо-
тора» был С.А. Гаврилов, затем - А. А. Рыжов.
Непосредственно это направление работ воз-
главляли А.А. Саркисов, затем Н.А. Прохоров и
далее В.И. Большагин.
В разработке, испытаниях и доводке
двигателя КР-23 принимал участие боль-
шой коллектив высококвалифицированных
инженеров-конструкторов, расчетчиков и ис-
пытателей. Весьма активно участвовали в
этой работе и специалисты ЦКБМ из подраз-
делений проектантов, двигателистов, испы-
тателей, электриков, аэродинамиков, балли-
стиков и других.
От ЦКБМ работами руководили Д.А. Минас -
беков и С.В. Ефимов.
Владимир Николаевич Челомей постоянно
интересовался работой по двигателю, проводя
совещания с участием представителей УКБМ и
ЦИАМ. Нередко принимал непосредственное
участие в анализе имевших место отказов при
летных испытаниях.
Припоминается случай, когда после отказа
двигателя в полете в его кабинете был разо-
бран топливный насос-регулятор НР-93 ве-
дущим конструктором предприятия-разра-
ботчика В.А. Егоровым. Особо интересовали
Владимира Николаевича конструкция и рабо-
та баростатического регулятора расхода то-
плива. Он находил время посещать моторно-
испытательную станцию, интересовался не
только технологией испытаний двигателя, но
и проводил обсуждение его характеристик.
Работе двигателя и всей силовой установки
значительную часть своего времени уделял и
Г.А. Ефремов.
Зарубежные аналоги двигателя с такой ши-
ротой полетных условий отсутствовали. У нас
предшественниками двигателя КР-23, с кото-
рыми можно производить его сравнение, явля-
ются двигатели КР17-300 и КР21-300 для ракет
«Базальт» и «Гранит».
Так, по сравнению с двигателем КР21-300,
двигатель КР-23 имеет большую продолжи-
тельность работы (~ в 4 раза), обеспечивает
устойчивую работу на 7000 м выше, имеет мень-
шую удельную массу (на ~ 15%).
При разработке двигателя КР-23 широ-
ко использовался опыт создания двигателей
КР17-300 и КР21-300.
В КР-23 сохранена проверенная кон-
структивная одновальная схема двигателей
Сергей
Алексеевич
Гаврилов,
главный конструктор
Уфимского
конструкторского
бюро машиностроения
с 1961 по 1983 гг.
Алексей
Андреевич
Рыжов,
генеральный
конструктор
Уфимского
конструкторского
бюро машиностроения
с 1983 по 2000 гг.
Владимир
Иванович
Большагин,
заместитель главного
конструктора
Уфимского
конструкторского
бюро машиностроения
75
КР17-300 и КР21-300 с тремя опорами рото-
ра, применен компрессор, моделированный
на расход воздуха 56 кг/с вместо 48 кг/с. Та-
кой подход позволил существенно упростить
доводку двигателя и сосредоточить основное
внимание на решении новых задач, связан-
ных со спецификой его применения на раке-
те «Метеорит».
Двигатель был создан, прошел отработ-
ку и доводку на наземных и высотных стендах,
прошел ЛКИ в составе ракет «Метеорит-М»,
«Метеорит-А», в 1986 г. прошел государствен-
ные стендовые испытания и был принят для се-
рийного производства.
Маршевый турбореактивный двигатель
разработан УКБМ во исполнение Постанов-
ления ЦК КПСС и Совета Министров СССР по
техническому заданию, утвержденному ге-
неральным конструктором ЦКБМ и согласо-
ванному с Министерством авиационной про-
мышленности, ВВС и ВМФ. Отличительной
особенностью траектории ракеты, с одной
стороны, был длительный полет на высотах
более 20 км со скоростью, в три раза превы-
шающей звуковую, с другой - полет проходил
при условиях, соответствующих повышенным
значениям давления и температуры воздуха
на входе в двигатель. В качестве основного
топлива использовался децилин. При разра-
ботке двигателя приходилось решать во мно-
гом новые задачи, привлекать силы научно-
исследовательских институтов - ЦИАМ и
ЦАГИ.
Стендовая доводка двигателя была начата в
первом квартале 1978 г. За время доводки (до
11 апреля 1988 г.) было изготовлено 105 дви-
гателей.
Особенностью процесса создания двигате-
ля явилось то, что с целью ускорения отработ-
ки комплекса и своевременного выявления
недостатков его систем параллельно работам
по двигателю велись летно-конструкторские
испытания ракеты. Допуск двигателей на
летно-конструкторские испытания оформ-
лялся специальными заключениями в каждом
конкретном случае. Первый запуск первого
двигателя состоялся в апреле 1979 г. Первый
двигатель поставлен в первую ракету для про-
ведения летно-конструкторских испытаний в
1980 г.
Летно-конструкторские испытания четырех
ракет, проведенные в период 1980-1981 гг,
выявили необходимость разработки допол-
нительных мероприятий и проверки их как на
стендах предприятия, так и на стендах ЦИАМ с
имитацией эксплуатационных условий приме-
нения. Для обеспечения объема доводочных
работ на конец 1982 г. была создана база экс-
периментальной материальной части - 10 дви-
гателей.
В конце 1982 г. по результатам летных ис-
пытаний выявилась необходимость увели-
чения тяги на трансзвуковых скоростях по-
лета. Был введен режим ЧР (чрезвычайный
режим), что подняло температуру газа пе-
ред турбиной. Это привело к необходимо-
сти повторения ряда уже выполненных ранее
испытаний. Их объем был регламентиро-
ван специальным перечнем, утвержденным
12 февраля 1983 г. К маю 1983 г. все испыта-
ния, предусмотренные этим перечнем, УКБМ
были полностью выполнены. При проведении
экспериментально-доводочных работ для
предъявления двигателя на государствен-
ные стендовые испытания было выполнено
более 50 крупных работ в УКБМ, НПО маши-
ностроения и в научно-исследовательских
институтах.
В УКБМ был отработан и внедрен испыта-
тельный стенд с наддувом и подогревом возду-
ха и топлива на входе в двигатель, что позволи-
ло провести комплекс доводочных испытаний
со значительным сокращением загрузки стен-
дов ЦИАМ.
Для доводки конструкций коробок передач и
агрегатов в условиях высоких температур, со-
ответствующих эксплуатационным условиям
применения, в УКБМ был создан специальный
стенд.
Г осударственные стендовые испытания
двигателя начались 15 октября 1985 г. и закон-
чились 6 июня 1987 г. Сроки испытаний были
установлены приказом Главнокомандующего
ВВС.
Еще до завершения ГСИ началась подго-
товка к изготовлению и поставке двигателей
КР-23 по условиям серийного производства.
В качестве завода - изготовителя двига-
теля было определено Тюменское моторо-
строительное производственное объедине-
ние (ТМПО), которому был передан комплект
технической документации. Для конструк-
торского обеспечения организации серий-
ного производства на ТМПО был организо-
ван филиал УКБМ.
Руководителем филиала в период 1986—
1988 годов был назначен заместитель главно-
го конструктора - начальник Тюменского фи-
лиала УКБМ В.В. Скиба.
Был утвержден трехсторонний график обе-
спечения сборки и испытания двигателей на
ТМПО с участием УКБМ, Уфимского моторо-
строительного производственного объедине-
ния и ТМПО. Графиком устанавливались сро-
76
крыла:
ки постепенного перехода от изготовления
деталей и узлов для сборки КР-23 силами трех
предприятий до полного изготовления всех
деталей и узлов только на ТМПО.
В феврале 1989 г. был подписан акт о про-
хождении двигателем государственных стен-
довых испытаний.
Основными компоновщиками конструкции
двигателя были А.И. Юртов, Ю.В. Головкин,
Э.В. Останин, Л.М. Пылаев, И.П. Карпусь. Ис-
пытатели - Р.З. Сафин, М.Н. Еникеев. Техноло-
ги - М.А. Фасхутдинов, В.В. Середа, В.М. Лу-
цет. Отработка и анализ материалов летных
испытаний осуществлялись под бессменным
руководством Ю.А. Румянцева. Активное уча-
стие в доводке двигателя принимали пред-
ставители военной приемки А.К. Литвинов,
Г.А. Гладкий.
Создание и доводка двигателя были одним
из интереснейших творческих периодов рабо-
ты ЦКБМ.
Научно-технические проблемы,
решенные в процессе разработки
двигателя
Впервые в отечественной практике отрабо-
тано эжекторное сопло с внутренним сверхзву-
ковым соплом с центральным телом, работаю-
щее в широком диапазоне перепадов давления
на срезе сопла при жестком ограничении по
массе и габаритам.
При проектировании и разработке комплек-
са «Метеорит» впервые в практике оформле-
ния Технического задания на двигатель основ-
ные параметры двигателя - тяга, удельный
расход топлива, расход воздуха на стенде, тяга
и удельный расход топлива в двух точках траек-
тории полета, а также величина сухой массы -
были заданы в самом Постановлении ЦК КПСС
и СМ СССР на создание комплекса «Метео-
рит». Можно полагать, что это было сделано по
настоянию генерального конструктора В.Н. Че-
ломея в связи с уникальными характеристика-
ми летательного аппарата и необходимостью
обеспечения жестких требований к маршево-
му двигателю.
С трудностями, связанными с незыблемо-
стью заданных характеристик двигателя, пер-
выми столкнулись разработчики при проек-
тировании сопла двигателя, которое должно
было обеспечить работу при соотношении дав-
ления на входе и выходе из сопла я*с = 35.
На прототипах - КР17-300 и КР21-300 -
аналогичный параметр составлял величины
л*с = 12,5 и я*с = 17 соответственно, распола-
гаемое по жестким габаритным и массовым
ограничениям летательного аппарата значе-
ние соотношения давлений обеспечивалось
с расч 	8,7.
На эксплуатационном режиме с макси-
мальной скоростью и максимальной высо-
той полета располагаемое расчетное соотно-
шение давлений на сопле КР-23 составляет
л*сРасч- = 25,6. Принятое в первоначальной ком-
поновке сверхзвуковое сопло с центральным
телом по типу двигателей КР17-300 и КР21-
300 отличалось по требуемой тяге на суще-
ственную величину.
Высказывались различные предложения, в
том числе об увеличении расхода воздуха че-
рез двигатель, что было признано неприемле-
мым в связи с заданием величины этого пара-
метра в постановлении правительства.
В результате совместных исследований
У КБМ, ЦАГИ была разработана схема сверх-
звукового эжекторного сопла с центральным
телом.
Было исследовано 11 вариантов соплово-
го блока (центральное тело и обечайка соп-
ла) и 7 вариантов эжектора. Продуто 26 вари-
антов моделей эжекторного сопла на стендах
Т-58 и ТПД ЦАГИ на дозвуковых, трансзвуковых
и сверхзвуковых режимах. Относительный рас-
ход воздуха во втором контуре варьировался в
пределах 010%, Мп = 03, соотношение дав-
лений я*с = 2^30.
Исходный коэффициент тяги сопла был под-
нят на 1,5-2%, что в составе ракеты на макси-
мальной скорости Мп = 3,0 и Н = 25 км давало
прибавку тяги на 6-7%. Снизились расход то-
плива на 14,5%, температура газов перед тур-
биной на - 80 К.
Исследование проводилось под руковод-
ством Ю.С. Алексеева, Г.И. Лаврухина (ЦАГИ)
при участии Л.М. Муратовой.
Разработано сбрасываемое после запуска
пусковое устройство.
Внедрение сбрасываемого пускового
устройства существенно снизило полетный
вес двигателя. Сгорание твердого топлива
после команды «Запуск» происходило в те-
чение 3-6 с. Продукты сгорания через со-
пловой блок направлялись на лопатки тур-
бины пускового устройства и обеспечивали
раскрутку ротора двигателя. Часть продук-
тов сгорания направлялась в систему кре-
пления пускового устройства на фланце дви-
гателя.
После выгорания твердого топлива и паде-
ния давления в системе его крепления замки
открывались, и пусковое устройство отбрасы-
валось от двигателя струей газа из реактивно-
го сопла.

J КРЫЛА
^meteopht-j^
Работа по сбрасыванию пускового устрой-
ства велась под руководством Н.А. Прохо-
рова.
Первоначальная компоновка пускового ус-
тройства разработана А.Х. Валитовым, доводка
осуществлялась В.В. Скибой и В.В. Смирновым
на установках при штатных запусках двигателя
на открытом стенде.
Отработана конструкция коробки агрегатов,
обеспечивающая надежную работу в условиях
высоких окружных скоростей при температу-
ре масла до 330 °C и температуре окружающей
среды до 350 °C.
Работа велась под руководством В.П. Пе-
тракова. Компоновал коробку Л.М. Пылаев.
Отработка маслосистемы, обеспечива-
ющая высотность до 25 км при температу-
ре масла >300 °C с термостабильностью в
течение ресурса, велась под руководством
Е.А. Вавилова.
Для обеспечения высокой полноты сгора-
ния топлива в высотных условиях разработана
камера сгорания со специальной патрубковой
зоной смешения предельно короткой длины,
что позволило увеличить объем зоны горения
топлива.
Кроме высокой полноты сгорания топлива,
это гарантировало надежный запуск камеры
сгорания в высотных условиях.
Для эффективного дозирования топли-
ва в большом эксплуатационном диапазо-
не Qmax/Qmin = 30 был разработан трехконтур-
ный кольцевой коллектор внутреннего типа
с двенадцатью трехсопловыми центробеж-
ными форсунками. Особенностью коллекто-
ра является расположение первого контура
внутри третьего, что позволило исключить
перегрев топлива в первом малорасходном
контуре. Камера сгорания обеспечивала на-
дежную работу горячей части до темпера-
туры газа на выходе из камеры 1730 К, что
было подтверждено испытаниями на макси-
мальном режиме.
При разработке системы зажигания каме-
ры сгорания рассматривали два варианта: с
4 факельными воспламенителями с кисло-
родной подпиткой для обеспечения высот-
ности запуска и вариант пиротехнический
системы розжига, который включал три пи-
ротехнических воспламенителя УВП-93 и
один факельный для проведения технологи-
ческих запусков на стенде.
Внедрение пиротехнической системы роз-
жига позволило снизить массу камеры сго-
рания на 11 кг и обеспечить надежность за-
пуска с вероятностью безотказной работы
0,9999.
Разработка пиротехнической системы
розжига выполнена специалистами УКБМ
В.Ф. Архиповым, Р.Ш. Китаевой, Н.И. Моро-
зовой.
Пиросвеча УВП-93 разработана в НИИПХ
С.О. Кашниковым, В.Д. Серовым, А.Ю. Бидее-
вым, С.Ю. Цветковым.
Пайка дефлекторов к рабочим лопаткам тур-
бины.
Заметное место в доводке двигателя за-
нимает турбина, лопатка охлаждается с уста-
новленным во внутренней полости сварным
дефлектором. Дефлектор удерживается в ло-
патке буртом, с опорой в подошву замка ло-
патки.
При пуске ракеты № 52020 26 октября
1982 г. произошло разрушение лопаток тур-
бины из-за утяжки буртов дефлектора во вну-
треннюю полость лопатки, что было связано
с ее изготовлением с отклонениями от чер-
тежа. Была введена пайка дефлекторов к ра-
бочим лопаткам турбины. Это мероприятие
было проверено длительной наработкой -
более 100 ч.
Новый двигатель требовал разработки но-
вой САУ.
Приобретенный опыт проектирования эле-
ктронно-гидравлической системы автома-
тического управления двигателя КР21-300,
подтвердивший преимущество использова-
ния и высокую надежность электронных САУ
с обратными связями, однозначно опреде-
лил направление разработки САУ КР-23.
К реализации была принята электронно-
гидравлическая система автоматического
управления с гидромеханическим резервом,
выполняемая на базе электронного регулято-
ра непрерывного действия (аналогового) и то-
пливного насоса-регулятора.
Применение для управления двигателями
электронных регуляторов являлось на момент
создания САУ КР-23 новым перспективным
направлением развития систем управления.
Большого опыта проектирования подобных
систем еще не было. Использование анало-
гового регулятора отвечало уровню развития
электронной техники СССР, достигнутому на
рассматриваемый момент времени.
В качестве соисполнителей работ по соз-
данию САУ КР-23 были привлечены уфимское
АКБ «Молния» под руководством А.Н. Дегтя-
рева (для разработки электронного регуля-
тора с начальным присвоенным индексом
«Р-93») и московское АКБ «Темп» под руко-
водством Ф.А. Короткова (для разработки
топливного насоса-регулятора с начальным
присвоенным индексом «НР-93»).
78
Применение электроники позволяло осуще-
ствить программное управление двигателем,
а использование элементной базы с индексом
«ОС» (особо стабильные) обеспечивало при-
емлемую точность формирования заданных
программ управления.
Применение в структуре САУ обратных
связей по регулируемым параметрам обе-
спечивало высокую точность выполнения за-
данных программ управления, что повышало
тактико-технические характеристики ракеты
и являлось большим достоинством электрон-
ной САУ.
На основании расчетных характеристик дви-
гателя в качестве основной программы управ-
ления была выбрана зависимость частоты вра-
щения ротора двигателя от заторможенной
температуры воздуха на входе t/. Для повы-
шения эффективности использования двига-
теля в качестве второго регулируемого пара-
метра (параметра ограничения) была принята
температура газов за турбиной t4*.
При создании САУ КР-23 был выполнен
большой объем доводочных работ, связан-
ных с уточнением требований ТТЗ на двига-
тель и устранением недостатков агрегатов
Р-93 и НР-93, выявленных при испытаниях
двигателя на стендах УКБМ, ЦИАМ и в соста-
ве ракет.
При этом решались вопросы по обеспе-
чению устойчивости САУ во всем диапазоне
условий применения и приемлемости перехо-
дов с основного канала управления на резерв-
ный и обратно, по согласованию контролируе-
мых параметров Р-93 с наземной аппаратурой
контроля, повышению точности выдачи из Р-93
на телеметрию контролируемых параметров
двигателя и САУ.
В результате доводочных работ были уточ-
нены программа управления частотой враще-
ния ротора двигателя на максимальном режи-
ме, программа ограничения температуры газа
за турбиной и программа ограничения уско-
рения ротора двигателя на переходных режи-
мах, введена дополнительная программа ЧР,
уточнены характеристики электронной мо-
дели двигателя и логика работы системы ре-
жимного контроля, внедрены мероприятия,
повышающие помехоустойчивость Р-93. Мо-
дификации электронного регулятора со все-
ми реализованными уточнениями технических
требований и мероприятиями, повышающими
его работоспособность, был присвоен индекс
Р-93А.
Топливная автоматика двигателя должна
была надежно работать в весьма напряженных
эксплуатационных условиях:
•	высокая температура топлива на конечном
участке работы (до 190 °C);
•	высокая температура окружающего агре-
гат воздуха (до 350 °C);
•	низкая температура топлива и конструк-
ции двигателя с агрегатами при запуске
(минус 40 °C);
•	высокие перегрузки (особенно при пуске в
варианте «Метеорит-М»).
Топливная автоматика САУ двигателя по
функциональному применению входила в две
системы: в систему запуска наряду с пусковым
устройством и системой розжига камеры сго-
рания и в САУ - как резервная система и как
исполнительный механизм основной САУ.
Для отработки САУ двигателя, и в частности,
его топливной автоматики, на УКБМ была соз-
дана экспериментальная база, в состав кото-
рой входили:
•	безмоторный стенд по автономному ис-
пытанию агрегатов НР-93, позволяющий
определять основные характеристики
агрегата перед постановкой его на изде-
лие;
•	установка полунатурного моделирования,
выполненная на базе специализирован-
ной мощной аналоговой вычислительной
машины и быстродействующего управля-
емого привода для насоса-регулятора НР-
93. Эта установка позволяла полностью
автоматически (в замкнутой системе) мо-
делировать в реальном времени рабо-
ту двигателя на установившихся режимах
в различных внешних условиях с конкрет-
ным насосом-регулятором НР-93, при
этом топливорегулирующая аппаратура
(агрегат НР-93) работала, как в натурных
условиях (с точностью до влияния инер-
ционных нагрузок на элементы топливной
автоматики);
•	стенд для испытания двигателя, позволя-
ющий проводить испытания с запуском
двигателя от технологического пусково-
го устройства; с технологическим и основ-
ным подводом топлива, в том числе с про-
резкой мембраны перекрывного клапана
и имитацией прорезки за счет быстродей-
ствующего крана-имитатора перекрывно-
го клапана; с подогревом по специальной
программе топлива на входе в НР-93 и воз-
духа, обдувающего агрегат; с запуском при
начале работы на консервационном топли-
ве с переходом на основное топливо в про-
цессе запуска;
•	открытый стенд для испытания двигателя
при запуске со штатным пусковым устрой-
ством (и его отстрелом в процессе запу-
F
! УСТАНОВОК КРЫЛА
ОРИТ-Mu И, МЕТЕОРИТ

ска) и штатной системой пиророзжига ка-
меры сгорания, а также при изменении по
специальной программе угла наклона дви-
гателя в процессе запуска.
В апреле 1979 г. был изготовлен первый дви-
гатель и выполнен первый запуск.
В самом начале отработки двигателя агре-
гаты НР-93, полученные из МАКБ «Темп», про-
ходили проверку и предварительную под-
регулировку характеристик на безмоторном
стенде УКБМ перед постановкой на двига-
тель. Такой регламент позволял сократить ре-
гулировки при приемосдаточных испытаниях
(ПСИ).
В течение доводки двигателя производи-
лось непрерывное совершенствование ре-
гламента ПСИ, введение регулировки но-
вых параметров, сокращение неактуальных
проверок, одновременно производилась
корректировка технических требований для
ПСИ агрегатов НР-93 и РБ-93 в МАКБ «Темп»,
«стыковка» стендов МАКБ «Темп» и УКБМ, а
также согласование автономных характери-
стик агрегатов с характеристиками в соста-
ве двигателя.
В результате систематической работы
удалось добиться существенного (более чем
в 2 раза) сокращения трудоемкости и сро-
ков ПСИ двигателя. Новые агрегаты НР-93
поступали с требуемыми для двигателя ха-
рактеристиками, поэтому была аннулирова-
на за ненадобностью проверка и подрегули-
ровка на безмоторном стенде. Кроме того,
при проведении ПСИ двигателей не было по-
требности ни в одной регулировке агрегатов
НР-93 и РБ-93. Такой отличный результат
удалось сохранить и в серийном производ-
стве двигателей.
Следует также отметить очень важную осо-
бенность: все запуски двигателя в составе ра-
кет при наземных проверках, в процессе из-
готовления ракет, а также при пусках ракет
обеспечивались без специальной подрегули-
ровки топливной автоматики и САУ, т.е. выпол-
нялись с неизмененной регулировкой завода -
изготовителя двигателя.
Топливная автоматика двигателя была раз-
работана коллективом специалистов УКБМ,
основные работы выполнены начальниками
секторов и бригад Ю.М. Ахметовым, В.С. Дья-
коновым, Ю.Ф. Копейкиным, конструкторами
В.С. Фатиковым, Ю.Н. Наумовым, Е.В. Денисо-
вой, М.Х. Аюкасовым.
Основным агрегатом топливной автома-
тики двигателя являлся специальный на-
сос-регулятор НР-93. Разработка насоса-
регулятора НР-93 была произведена МАКБ
«Темп». Техническое задание было выдано
УКБМ в 1977 году.
Основной вклад в разработку насоса-
регулятора НР-93 внесли заместители глав-
ного конструктора МАКБ «Темп» И.Д. Пав-
лов и Ю.А. Дзарданов, ведущий конструктор
В.А. Егоров, конструктор С.И. Скотников. Для
оперативного решения вопросов по агрегату
НР-93 на УКБМ работал официальный посто-
янный представитель МАКБ «Темп», что по-
зволяло существенно ускорить доводочные
работы.
Газодинамическая устойчивость двигателя
обеспечивается согласованием достаточных
(заданных техническим заданием) распола-
гаемых запасов устойчивости компрессора с
уровнем возмущений, создаваемых в эксплу-
атации воздухозаборником ракеты.
На стенде предприятия в 1981 г. нача-
лись испытания первого двигателя совмест-
но с воздухозаборником ракеты, затем, в
1983 г., - второго двигателя. В процессе ис-
пытаний были исследованы: влияние возду-
хозаборника на работу двигателя и на распо-
лагаемые запасы устойчивости при разных
углах наклона панелей клина, влияние из-
менения углов наклона панелей клина 02 и 03
на параметры неравномерности и нестацио-
нарное™ потока на выходе из воздухозабор-
ника.
Экспериментально установлено, что при ра-
боте двигателя с воздухозаборником ракеты в
условиях Н = О, М = 0 при установке панели с
углом 03, соответствующим программе регули-
рования 03 = f(ппр), запасы устойчивости двига-
теля, в том числе на режиме ЧР, соответствуют
требованиям ТЗ (ДКу > 6% на максимальном
режиме).
При пуске ракеты № 52039 26 апреля 1984 г.
на 322,5 с произошел останов двигателя из-за
потери газодинамической устойчивости (ГДУ)
на режиме ЧР. Это произошло из-за сочетания
неблагоприятных факторов - минимального
запаса ГДУ двигателя и максимальных возму-
щений, создаваемых воздухозаборником ра-
кеты.
Предприятием была разработана Методика
контроля запасов устойчивости каждого выпу-
скаемого двигателя с помощью интерцептора,
устанавливаемого во входном устройстве. Ме-
тодика введена с ноября 1984 г. За период до
марта 1987 г. проверку гарантированного за-
паса ДКу > 11,82 (по ТЗ ДКу > 11 %) прошли бо-
лее 40 двигателей с положительными резуль-
татами. Средняя величина ДКу на режиме ппр =
94% составила 14,5%, минимальное значе-
ние - 13,2%.
80
Потеря газодинамической устойчиво-
сти при работе на режиме ЧР была отмече-
на еще на двух объектах при пуске № 52104
29 августа 1986 г. и № 62004 18 ноября
1986 г.
По результатам исследования причин по-
тери ГДУ было введено отключение чрезвы-
чайного режима работы МД при достижении
М = 1,37 ± 0,05. Включение ЧР производи-
лось по реализованной в системе управле-
ния режимной команде, соответствующей
М = 1,05-1,1.
НПО машиностроения разработан модифи-
цированный коллектор с восемью плоскими
пилонами поддержки кока, перфорированны-
ми 48 отверстиями диаметром 1,5 мм.
В работах по обеспечению газодинами-
ческой устойчивости принимали участие: от
УКБМ - М.А. Сидоркин, Ю.К. Гудков, от ЦИАМ -
Л.И. Семерняк, от НПО машиностроения -
А.Ф. Смирнов.
Одной из важных особенностей двигателя
было применение в качестве основного топли-
ва децилина (Т-10).
Децилин представляет собой смесь двух
изомеров углеводородного ряда с началом ки-
пения при температуре > 177 °C и выкипанием
98% при температуре < 200 °C.
Отработка примененного топлива (деци-
лин) проводилась на отсеках камеры сгора-
ния при испытании камеры сгорания на стен-
де ЦИАМ и испытаниях двигателей на стендах
предприятия.
Было выполнено несколько пусков ракет, за-
правленных децилином. Замечаний по работе
двигателя не было ни при испытаниях на стен-
дах, ни при пусках ракет. Нестабильная работа
двигателя проявилась на этапе Государствен-
ных стендовых испытаний.
На 99-й минуте программной наработки (по
ТЗ - 100 мин) произошло самопроизвольное
снижение и последующее колебание часто-
ты вращения ротора с периодическим перехо-
дом с управления основными регуляторами на
управление от резервной гидромеханической
системы.
Изменяемым параметром на этом участ-
ке программной работы является только
температура топлива на входе в двигатель.
В данном случае в течение предшествующих
5 мин температура топлива на входе в агре-
гат НР-93 находилась в пределах 180-196 °C.
Температура воздуха обдуваемого агрега-
та в подкапотном пространстве составляла
-350 °C.
В результате исследования указанной не-
стабильной работы двигателя было выявле-
но, что наиболее вероятной причиной является
попадание на вход агрегата НР-93 воздушно-
газовой фазы, выделявшейся из топлива
вследствие перегрева его на выходе из элек-
троподогревателя.
Были разработаны и внедрены мероприятия
по топливной системе стенда, исключающие
возможность образования воздушно-газовой
фазы за электроподогревателем:
•	улучшена теплоизоляция «горячей» маги-
страли топлива;
•	повышена эффективность системы удале-
ния воздуха, выделяющегося в секциях по-
догревателя;
•	исключено подмешивание холодного то-
плива в поток горячего;
•	расширен диапазон плавной регулировки
электроподогревателя.
Этап госиспытаний был продолжен, но де-
фект повторился при испытании второго ре-
зервного двигателя. Проведенными иссле-
дованиями было установлено, что причиной
снижения частоты вращения ротора двигате-
ля на конечном участке программной работы
является попадание в управляющие элементы
насоса-регулятора НР-93 выделяющейся га-
зовой фазы из топлива децилин, что связано с
особенностью физико-химических свойств де-
цилина при предельных температурах его при-
менения.
По результатам исследования:
•	спроектирована, изготовлена, смонтиро-
вана и отработана автономная стендовая
система подачи дегазированного топлива;
•	разработана методика дегазации топли-
ва;
•	отработана система наддува баков, обе-
спечивающая в диапазоне температур
170-190 °C давление топлива на входе в
двигатель на конечном участке в пределах
1,8-2,2 ата с изменением его по линейно-
му закону;
•	улучшена вентиляция полостей агрегата
НР-93 с целью исключения газовой фазы.
В результате проведенных исследований и
внедрения предложенных мероприятий двига-
тель прошел ГСИ без замечаний.
Решением СГК от 19.02.1983 была установ-
лена необходимость введения режима ЧР с
увеличением тяги на 10% сверх ТЗ в точке М =
1,2, Н = 5000 м.
НПО машиностроения оформлено допол-
нение к ТЗ по введению режима ЧР. Выпу-
щен перечень работ № 93Д-366, достаточный
для проведения первого испытания штат-
ной ракеты с введением режима ЧР и меро-
приятиями по обеспечению расчетной тра-
81

КРЬ
^метеорит-я;
ектории движения от 12 февраля 1983 г.
Летные испытания ракеты с режимами
ЧР планировалось провести в мае-июне
1983 г.
Был выполнен комплекс эксперименталь-
ных и ресурсных испытаний двигателя с режи-
мом ЧР. Доработаны насос-регулятор НР-93,
редуктор РБ-93 и электронный регулятор Р-93
для обеспечения режима ЧР.
Испытание первой ракеты с режимом ЧР
прошли на ракете № 52032 1 июля 1983 г. Вре-
мя работы составило 1244 с. Команда на «лик-
видацию» прошла из-за увеличения угла тан-
гажа.
Фактически задействование систем и агре-
гатов ракеты на начальном участке траекто-
рии в части, касающейся МД, а также включе-
ние элементов двигателя не соответствовали
принятой циклограмме из-за непрограммной
работы системы управления. Включение пи-
росвечей ПС1 и ПС2 прошло через 8,7 с после
команды «Запуск МД», команды на включение
ПС-3 и на включение пускового устройства не
выдавались.
Запуск двигателя прошел от авторотации
с работой камеры сгорания от электрическо-
го воспламенения. Двигатель вышел на ре-
жим ппр = 92% за время 9 с. Запуск проведен
в условиях Н = 0,96+2,0 км, М = 0,47+0,72. В
этом случае электрический воспламенитель,
устанавливаемый как технологический для
запусков на стенде, успешно сыграл роль
дублирующих систем розжига камеры сго-
рания. На 30 с (через ~18 с от начала ав-
торотации) произошло самопроизвольное
включение пускового устройства от нагре-
ва выхлопными газами, время работы соста-
вило 4,3 с с максимальным давлением Рттс =
145 ати.
На режиме ЧР двигатель работал 384 с в
диапазоне температур tn= +75...+254 °C. По
ТЗ время задействования ЧР 180-360 с в ди-
апазоне tn= +15...+110°С. Было подтвержде-
но получение тяговых характеристик в пре-
делах норм ТЗ.
При пуске ракеты № 52033 26 июля 1983 г. -
второй ракеты с режимом ЧР - подтверждени-
ем обеспечения тяговых характеристик двига-
теля явилось близкое к расчетному движение
ракеты по траектории.
Внедрение режима ЧР обеспечили спе-
циалисты НПО машиностроения И.Л. Про-
хоров, В.В. Скиба, Ю.М. Ахметов, В.С. Дья-
конов, В.А. Денисов, специалисты МАКБ
«Темп» В.А. Егоров, В.И. Зазулов, И.Д. Пав-
лов, специалисты АКБ «Молния» А.Н. Дегтя-
рев, А.М. Чернов.
Доводка конструкции двигателя
По результатам экспериментально-дово-
дочных работ и летных испытаний конструкция
двигателя постоянно совершенствовалась. Бы-
ли введены конструктивные изменения в сле-
дующие узлы и системы двигателя: компрес-
сор, камеру сгорания, турбину, реактивное
сопло, масляную систему, привод агрегатов,
коммуникации двигателя, пусковую турбину,
электрооборудование, систему регулирования
двигателя с топливным насосом-регулятором
НР-93 и электронным регулятором НР-93.
Дополнительно к изложенным в разделе
«Научно-технические проблемы и их решение»
надо отметить следующие усовершенствова-
ния, введенные по результатам летных испы-
таний:
•	непрорезание мембраны перекрывного
топливного клапана НР-93. Дефект устра-
нен введением перекрывного клапана с
увеличенным ходом и измененной кром-
кой ножа;
•	незапуск двигателя вследствие попада-
ния воздуха в пусковую топливную систему
двигателя. Дефект устранен исключением
дополнительных телеметрических маги-
стралей, связанных с пусковой топливной
системой и не проливаемых после стыков-
ки двигателя с ракетой;
•	неотделение пусковой турбины. Для устра-
нения дефекта введен дополнительный
фильтр на входе в дроссельный пакет. Ис-
ключена смазка и увеличены отверстия
дроссельного пакета. Для улучшения цен-
трации увеличена длина поршней замков
механизмов задержки и отстыковки;
•	потеря газодинамической устойчивости
двигателя.
Согласно расчетно-экспериментальным
данным ГДУ двигателя, даже после введения
режима ЧР (увеличение частоты вращения на
~2%) и следовательно снижения запаса устой-
чивости, его величина обеспечивала беспом-
пажную работу силовой установки.
Анализ случаев помпажа проводился с при-
влечением разработчиков двигателя - ЦИАМ и
ЦАГИ. По этому поводу создавались комиссии.
По просьбе В.Н. Челомея была создана меж-
ведомственная комиссия под председатель-
ством А.А. Саркисова - заместителя началь-
ника 3-го главного управления МАП (бывшего
заместителя главного конструктора УКБМ) с
участием главного конструктора УКБМ А.А. Ры-
жова, заместителей В.Н. Челомея: Г.А. Еф-
ремова, Д.А. Минасбекова, В.А. Модестова и
других.
82
Камера сгорания
двигателя КР-23:
1,2 и 3 - пиротехниче-
ские воспламенители;
4 - электровоспламе-
нителъ
Как ранее отмечалось, потеря ГДУ происхо-
дила из-за крайнего сочетания неблагоприят-
ных факторов.
Кроме отмеченных мероприятий по исклю-
чению потери ГДУ двигателя, в НПО машино-
строения были проведены работы по установ-
ке генераторов вихрей, уменьшающих уровень
неравномерности потока воздуха на входе в
двигатель, разработана системы ликвидации
помпажа и встречного запуска двигателя.
Эти работы не были завершены по причине
прекращения финансирования темы.
Испытательная база
С целью обеспечения проведения на стен-
дах Уфимского конструкторского бюро ма-
шиностроения предъявительских, приемо-
сдаточных, экспериментальных и ресурсных
испытаний двигателя была реконструирована
испытательная станция путем создания уста-
новки для получения подогрева и наддува воз-
духа на входе в двигатель. Для этого в сосед-
нем боксе расположили вспомогательный
двигатель-воздуходувку Д-2К, для создания
критического перепада на сопле устанавлива-
лась камера разрежения. Установка обеспечи-
вала проведение испытаний с частичной ими-
тацией эксплуатационных условий:
•	наддув на входе в двигатель до 2,5 ата;
•	подогрев воздуха на входе в двигатель до
температуры 350 °C;
•	подоргев топлива на входе в двигатель до
195 °C.
Суммарная наработка двигателей к началу
проведения Государственных испытаний со-
ставила 1434 ч, в том числе с наддувом и подо-
гревом воздуха и топлива на входе в двигатель
в течение 150 ч. За время доводки было изго-
товлено 105 двигателей.
Сбрасываемое в полете пусковое
устройство (на стенде)
Начало работы пускового
устройства
Отделение и сброс пускового
устройства
83
ГАЙОВОК КРЫЛА1
МЕТЕОРИТ-Ajp
Топливная система
В процессе проектирования, стендовой от-
работки и ЛКИ КР «Метеорит» разработчики
силовой установки и гидравлических систем
столкнулись с рядом технических трудностей,
обусловленных тактико-техническими требо-
ваниями на ракету, а именно:
•	дальностью и скоростью полета ракеты;
•	высокими (до 350 °C) температурными
воздействиями на агрегаты топливной и
гидравлической систем;
•	жесткими весовыми ограничениями на си-
стемы ракеты.
Основные проблемы заключались в высоких
температурах и длительности полета, при ко-
торых агрегаты обязаны сохранять свою рабо-
тоспособность.
Еще одна трудность заключалась в том, что
изделие должно было стартовать с ПЛ, назем-
ного стенда и самолета Ту-95МС. А старт ави-
ационного изделия мог состояться при тем-
пературе, близкой к минус 60 °C. При этой же
температуре при отмене пуска самолет должен
был садиться с полностью заправленным из-
делием и баллонами, заполненными гелиево-
азотной смесью.
Первая сложная задача, которую необходи-
мо было решить, - разработка баллонов высо-
кого давления для вытеснения топлива из бака
изделия - заключалась в том, что традицион-
но используемая нами сталь ЗОХГСА по всем
параметрам подходила идеально, но был один
существенный недостаток - при температурах,
близких к минус 60 °C, снижалась динамиче-
ская вязкость до критических значений, и в та-
ком состоянии баллоны при посадке самолета
с заправленным изделием становились потен-
циальной причиной аварии. При перегрузках,
возникающих при посадке, баллоны могли раз-
рушиться.
После консультаций с ЦНИИМВ было при-
нято решение изготавливать цилиндрическую
часть баллонов из стали ЭП678ВД, а торцевые
полусферы - из ЭП679ВД. Разработкой кон-
структорской документации на баллоны, ее со-
гласованием на предприятии и с головными
институтами занимался инженер-конструктор
1-й категории В.Д. Дорожка. Он же проводил
надзор за их изготовлением, отработкой и пра-
вильностью эксплуатации.
Баллоны прошли все виды испытаний, пред-
усмотренных КПЭО, работали с многократ-
ной зарядкой на многих стендовых изделиях,
успешно эксплуатировались при натурных ис-
пытаниях изделий. Замечаний по работе бал-
лонов не поступало.
Но были еще испытания на длительное хра-
нение и ускоренные испытания в среде соля-
ного тумана, которые имитировали условия
эксплуатации изделия в морских условиях. Ис-
пытания в соляном тумане баллоны не выдер-
жали. Происходило разрушение баллонов по
образующей обечайки.
Была создана комиссия, которая не нашла
другого выхода, как только разунифицировать
блок наддува топливной системы: для авиа-
ционного базирования оставить прежний бал-
лон, а для морского разработать новый из ста-
ли ЗОХГСА.
Работы по изделию уже давно закрыты, идет
работа по утилизации изготовленных изделий,
а баллоны продолжают свою службу в отделе
08-01, будучи задействованными на многих
стендах.
Трудной задачей оказалось создать ре-
дуктор, работающий в диапазоне темпера-
тур от минус 60 до плюс 350 °C с расходом
2,5-5 л/с. Чтобы обеспечить при этих усло-
виях необходимое давление топлива на вхо-
де в маршевый двигатель, абсолютное дав-
ление азота на выходе из редуктора должно
быть 2,4±2 кгс/см2.
В целях обеспечения заданной точности
поддержания давления в баке была принята
двухступенчатая схема регулирования и раз-
работаны два редуктора. Один понижал давле-
ние с 350 до 19 кгс/см2 при расходе на выходе
от 0,15 до 0,5 л/с. На редуктор накладывалось
ограничение по безрасходному режиму: аб-
солютное давление газа в емкости 0,2 л, при-
соединенной к выходу из редуктора (за счет
перетечек через клапанную пару), должно воз-
растать до величины не более 27 кгс/см2 за 10
мин выдержки.
Второй редуктор, присоединенный после-
довательно, выдавал абсолютное давление га-
за на выходе - от 22 до 12 кгс/см2. Температу-
ра газа на входе в редуктор - от минус 120 до
плюс 350 °C. Абсолютное давление газа на вы-
ходе из редуктора - 2,4 кгс/см2 при расходе га-
за на выходе от 0,15 до 3 л/с.
При работе на безрасходном режиме аб-
солютное давление газа в емкости объемом
0,4 л, присоединенной на выходе из редук-
тора, в течение 10 мин должна быть не более
3,8 кгс/см2. В связи с тем, что температура га-
за на входе в редуктор из-за глубокого дроссе-
лирования на первом редукторе падала до ми-
нус 120 °C, появилась необходимость работать
с гелиево-азотной смесью, точка росы которой
минус 60 °C.
Документация на редуктор была запуще-
на в цех 22 производства Опытного завода
84
I
ЕТЕОРИТЛ*
1Г3 {7: нийн
ЭЙ
ЦКБМ. Инженерное сопровождение при изго-
товлении и отработке редукторов вел разра-
ботчик КД инженер-конструктор 1-й категории
В.М. Чередниченко. Руководил разработкой и
дальнейшей координацией работ по редукто-
рам начальник сектора Г.И. Моруга. В связи со
сложностью конструкции редукторов изготов-
лением их руководил заместитель начальни-
ка цеха 22 В.С. Чикаревский. Подготовка про-
изводства была довольно трудоемкой, так как
для изготовления редукторов потребовалось
изготовить большое количество оснастки. Из-
готовление редукторов для конструкторских
испытаний шло долго и тяжело. Притирались!
Отработку редукторов проводила лаборато-
рия отдела 800 ЦКБМ, возглавляемая Н. Н. Уско-
вым. Испытания показали, что конструкция ре-
дуктора выбрана правильно, но при работе на
предельно высоких температурах были отме-
чены случаи зависания иглы.
Для борьбы с этим явлением совместно со
смежными организациями было разработано
высокотемпературное покрытие (высокотем-
пературная смазка ФТСП) для иглы и подпят-
ников рычагов редуктора, защищенное автор-
скими свидетельствами. Принятое решение
подтвердило свою эффективность, однако
при одном из натурных испытаний произошло
заклинивание иглы, и ракета была потеряна.
Сам факт заклинивания был подтвержден по-
сле обнаружения редуктора на месте падения
ракеты.
После этого случая вся технология прохож-
дения агрегата в производстве - от нанесения
покрытия до проверок функционирования в со-
ставе КР - была подвергнута инспекции.
Уместно будет отметить, что редукторы по-
добной конструкции изготавливали на ОМЗ
(г. Оренбург) для других КР по одинаковой тех-
нологии и никаких замечаний к их функцио-
нированию не отмечалось. В результате ин-
спекции было установлено, что на одной из
операций при нанесении покрытия была не вы-
держана температура ФТСП, а также при про-
ведении проверок в составе КР не выдержива-
лась точка росы для газа, т.е. в редукторе после
консервации ДУ оставалось недопустимое ко-
личество влаги. Сочетание этих двух факторов
и явилось причиной заклинивания иглы в про-
цессе хранения КР, проявившееся в полете.
Для устранения такого отказа в будущем
был ужесточен контроль за технологическими
операциями и введена операция контроля под-
вижности игл редукторов при заключительных
проверках на заводе-изготовителе. Как пока-
зали последующие натурные испытания, при-
нятые меры оказались эффективными.
Существенно повлиял на жизнь отдела 800 и
судьбы некоторых его руководящих сотрудни-
ков отказ при работе натурного изделия про-
сечного клапана топливной магистрали. Кла-
пан просечной 2161-100-3 разработки МАКБ
«Темп» ампулизирует топливную магистраль
и предотвращает попадание топлива в НР-93
маршевого двигателя. Клапан срабатывает
при подаче в рабочую полость перед поршнем
высокого давления от баллонов системы вы-
теснения топлива. При подаче топлива в маги-
страль надрезанная мембрана выкладывается
под воздействием потока, топливо поступает в
НР-93 маршевого двигателя.
Клапан прошел полный объем автономных
испытаний, испытаний в составе стендовых
изделий и был допущен для комплектации из-
делий для натурных испытаний. Конструкция
клапана не нова, аналогичный стоял на топлив-
ной магистрали изделия «Гранит», и все были
уверены в его надежности. Но при проведении
контрольно-выборочных испытаний поставоч-
ной партии один клапан не сработал, мембра-
на не была в достаточной мере надрезана и не
выложилась по потоку. Топливная магистраль
осталась перекрытой.
Замеры деталей клапана при его дефекта-
ции показали, что все детали выполнены на
крайних пределах допусков. Приняли, что от-
каз носит случайный характер и имеет единич-
ный случай, повтор которого практически не-
вероятен.
Партия клапанов еще до завершения КВИ
была передана на завод имени М.В. Хруниче-
ва и часть их поступила на сборку изделий. Од-
но из изделий поступило в ЦКБМ для прохож-
дения испытаний на моторно-испытательной
станции (МИС) с последующей отправкой на
полигон.
К моменту работы на МИС решение о воз-
можности пуска изделия должен был утвер-
дить В.Н. Челомей. Ознакомившись с матери-
алами дефектации, генеральный конструктор
усомнился в правильности принятого реше-
ния и дал указание запустить маршевый двига-
тель на МИС не через технологический штуцер
подачи топлива к НР-93, как это обычно дела-
лось, а по штатной циклограмме, т.е. с про-
резкой мембраны пускового клапана и с за-
питкой от топливного бака. Изменение запуска
маршевого двигателя на МИС влекло за собой
большое количество работ по восстановлению
топливной магистрали изделия, а время от-
правки на полигон оставалось неизменным.
Руководство проведением работ на МИС ре-
шило не проводить запуск маршевого двига-
теля с задействованием топливной системы
85
Г ДЙОВОК КРЫЛАТ
^МЕТЕОРИТ.Ау
изделия, а провести запуск через технологиче-
ский штуцер. Запуск прошел нормально, изде-
лие подготовили и отправили на полигон. Раке-
та была запущена, стартовый участок прошла
нормально, но после отделения СРС марше-
вый двигатель не запустился, и изделие пре-
кратило полет.
Изделие на полигоне было препарировано,
клапан из топливной магистрали вырезали и
продефектировали. Мембрана была надреза-
на, но не просечена и не выложена. В.Н. Чело-
мей оказался прав на 100% и, узнав, что его не
проинформировали о порядке работ на МИС,
принял жесткие административные меры. Пар-
тия клапанов была изъята, КД на клапан откор-
ректирована. В последующем нареканий к ра-
боте просечного клапана не поступало.
В процессе стендовых и начале летных ис-
пытаний возникла проблема с перегревом ра-
бочей жидкости в пневмогидросистеме (ПГС)
изделия.
Разработчиком первого «открытого» вари-
анта гидросистемы был ведущий конструктор
Н.Я. Лимаренко. С целью снижения темпера-
туры рабочей жидкости в систему был введен
теплообменник, который позволял сбрасывать
часть тепла от рабочей жидкости в топливо не-
посредственно на входе в НР-93. Согласовани-
ем применения теплообменника, испытаниями
ПГС и ТС с вмонтированным теплообменни-
ком занимался ведущий конструктор В.М. Су-
даков.
В связи с большими расходами в гидроси-
стеме в открытом баке наблюдался барботаж,
и на вход в гидронасосы НП-96АЗ поступала не
однородная, а насыщенная пузырьками воз-
духа рабочая жидкость, из-за чего наблюда-
лась неравномерность в работе гидронасоса
НП-96АЗ.
Схему гидросистемы пришлось переде-
лать, она стала «закрытой». Разработчиком
новой ПГС был ведущий конструктор Г.С. Рез-
ников. Основным разработчиком конструктор-
ской документации был молодой специалист,
инженер-конструктор 3-й категории В.В. Га-
сюнас. Теплообменник в системе остался, и
в процессе всех дальнейших стендовых и лет-
ных испытаний изделий замечаний по нему не
поступало. Новая ПГС функционировала без-
укоризненно. Были претензии к качеству изго-
товления теплообменников, качеству припай-
ки трубок внутри корпуса теплообменника. Но
в процессе изготовления совершенствовалась
технология, и качество теплообменников зна-
чительно улучшилось.
Во всех топливных системах крылатых ра-
кет одним из основных элементов являет-
ся топливозаборник. Тип топливозаборника
зависит от маневренности изделия. На дан-
ном изделии был применен инерционный за-
борник с сильфонным узлом, позволяющим
ему свободно перемещаться совместно с то-
пливом при наличии знакопеременных уско-
рений и обеспечивать непрерывную подачу
топлива к НР-93. Инерционный топливоза-
борник располагался в конусной части отсе-
ка отрицательных перегрузок. Топливо в от-
сек проходило через фильтрующую сетку,
имеющую абсолютную тонкость фильтрации
не более 70 мкм.
С целью сепарации газовых пузырей, кото-
рые могли содержаться в топливе и накапли-
ваться в верхней части отсека отрицательных
перегрузок, инженером-конструктором 1-й ка-
тегории В.А. Михайловым в лаборатории от-
дела 800 была проведена большая исследова-
тельская работа.
Попытались провести сепарацию с помо-
щью эжектирования. Специально был изготов-
лен отсек отрицательных перегрузок, эжектор,
собран гидравлический стенд, обвязан датчи-
ками, расходомерами и пр. Стенд имитировал
условия эксплуатации отсека при воздействии
отрицательных перегрузок в штатной топлив-
ной системе. При испытаниях был получен по-
ложительный результат, но появился побочный
отрицательный эффект - значительно увели-
чился нагрев топлива в баке, так как эжекти-
рующее топливо забиралось из тракта охлаж-
дения генератора постоянного тока (ГПТ) и
генератора синхронного тока (ГСТ), сбрасыва-
лось в бак и существенно поднимало темпера-
туру всего топлива, находящегося в топливном
баке. Если принять во внимание высокий аэро-
динамический нагрев изделия, такое явление
было недопустимо. Для его устранения в отсе-
ке отрицательных перегрузок установили сет-
ку с абсолютной тонкостью фильтрации около
40 мкм и большей капиллярной удерживающей
способностью. Это устраняло попадание газо-
вой фазы из отсека отрицательных перегру-
зок в топливную магистраль при функциониро-
вании изделия. Кроме того, топливо из тракта
охлаждения ГПТ и ГСТ стали сбрасывать в ем-
кость пускового топлива, т.е. непосредственно
на вход в НР-93.
Неоценимый вклад в решение проблемы
увеличения дальности полета изделия внес
заместитель начальника отделения 08, кан-
дидат технических наук Н.М. Кулаков. Благо-
даря его высокой квалификации, упорству в
работе в сотрудничестве со специализиро-
ванными институтами, в промышленность бы-
ло внедрено новое топливо - упоминавшийся
86
выше децилин, а также проведена огромная
работа по всей инфраструктуре, касающейся
хранения топлива, его дегазации и заправки.
При его участии были созданы новые, пер-
спективные, в том числе суспензионные ра-
кетные топлива. За создание новых углево-
дородных горючих в составе группы авторов
Н.М. Кулакову была присуждена Государ-
ственная премия СССР.
В 1979 г. решением начальника отдела
С.В. Ефимова была обновлена и утверждена
вышестоящим руководством структура отдела
из двух секторов.
Сектор, руководимый Г.И. Моругой, вел ра-
боты по топливной и пневмогидравлической
системам изделий.
Сектор, руководимый И.В. Крупчатнико-
вым, разрабатывал для изделий пиротехни-
ческие системы, пироагрегаты, газогенерато-
ры и др., разрабатывал ТЗ на двигатель ЗЛ14 и
ПАД ЗД75, ЗД76, курировал их изготовление и
отработку.
Разработку технических заданий на ПАД,
двигатели сброса вела группа в составе секто-
ра, руководимая В.В. Говоровым. Эта же груп-
па проводила расчеты ВБХ газогенераторов и
других пиротехнических агрегатов и систем.
Отдельно работала группа ведущих со-
трудников отдела - аналитическая группа, в
которую входили О.А. Зинчук, В.Ф. Калинин,
В.И. Лурье и Л.Н. Шафров. Аналитическая
группа внесла неоценимый вклад в разра-
ботку, изготовление, стендовую и летную от-
работку изделия, анализ результатов работы
систем изделия и выдачу рекомендаций по
улучшению качества и, главное, надежности
систем.
О.А. Зинчук долгое время был руководите-
лем представительства отдела на заводе им.
М.В. Хруничева. В группе с О.А. Зинчуком ра-
ботали Б.Ф. Вышелесский, В.М. Осипов. Эта
группа выполняла основную работу по кури-
рованию конструкторской документации в
процессе изготовления изделий, отслежива-
ла качество изготовления систем, участвова-
ла во всех видах заводских испытаний систем
как в автономных, так и в составе изделий. С
подключением других сотрудников отдела ве-
лись оперативная корректировка документа-
ции и решение сложных технических вопро-
сов, возникающих в процессе изготовления
изделий.
На эту группу, и в первую очередь на груп-
пу О.А.Зинчука, ложилась огромная ответ-
ственность, большая моральная и физи-
ческая нагрузка. Быть демпфером между
заводом и КБ очень сложно. Когда были из-
готовлены стендовые изделия и началась их
наземная отработка, Зинчук разрабатывал
комплексные программы испытаний, в том
числе и на МИС.
Нельзя не отметить значительный вклад в
отработку силовой установки, топливной си-
стемы и ПГС заместителя начальника отде-
Двигательная
установка и
гидравлическая
система питания
приводов
КР «Метеорит»:
1	- отсек отрицатель-
ных перегрузок;
2	- баллоны;
3	- секционированный
топливный бак;
4	- редукторы
87
ла (а впоследствии начальника отдела 08-08)
В.М. Степнова. Талантливый инженер, про-
шедший школу испытателя ракетных двигате-
лей в ЦНИИХМ, он глубоко вникал в существо
проблем, возникающих при отработке сило-
вых установок. В совершенстве владея инже-
нерной графикой, мог быстро изобразить на
доске эскиз любого сложного узла конструк-
ции, дать свое истолкование отказа и тут же
предложить конструктивное решение по его
устранению. Он неоднократно принимал уча-
стие в вертолетных экспедициях по поиску КР
в районах аварийного падения, приносивших
иногда неожиданную, но неоспоримую фак-
тическую информацию об истинных причинах
гибели изделия.
Моторно-испытательная
станция
Ракета «Метеорит» должна была обладать
уникальными техническими характеристика-
ми. Понимая сложность стоящих задач, В.Н.
Челомей поставил вопрос о необходимости
серьезной стендовой отработки маршевого
двигателя в составе ракеты. Такой отработ-
кой является испытание двигателя в услови-
ях, максимально приближенных к условиям
полета. Он считал, что для этого необходи-
мо серьезно реконструировать существую-
щую в ЦКБМ моторно-испытательную стан-
цию постройки 1960 года, создав на ее базе
уникальный стенд, позволяющий испыты-
вать двигатель на полное время полета со
скоростями и на высотах полета ракеты «Ме-
теорит».
По его заданию экспериментальный отдел
ЭО-800 (начальник отдела Д.А. Минасбеков)
разработал техническое задание на дора-
ботку МИС и в январе 1979 г. направил его в
ГИПРОНИИАВИАПРОМ (январь 1979 года).
П рое кт п ре дусматри вал двухконту рн ы й
подвод воздуха (один контур - в воздухоза-
борник двигателя), второй осуществлял на-
ружный обдув ракеты со скоростными напо-
рами и температурами, соответствующими
условиям полета «Метеорита». Наддув дол-
жен был осуществляться двумя специально
закупленными компрессорами Д-2К, уста-
новленными в дополнительно построенном
корпусе и соединенными специальными тру-
бопроводами со стендом существующей
МИС. Однако поставленная задача являлась
слишком громоздкой для реализации силами
ЦКБМ. Министерство общего машинострое-
ния было не в состоянии подключить к реали-
зации проекта еще какие-нибудь предприя-
тия, и В.Н.Челомей вынужден был отказаться
от его реализации.
В дальнейшем оборудование моторно-
испытательной станции было спроектировано
отделом 38 (начальник отдела В.И. Лазутин),
изготовлено силами ЦКБМ и включало следу-
ющие основные системы:
•	тележку для установки изделия с замером тя-
ги двигателя и замком удержания крыльев;
•	установку воздушного запуска маршево-
го двигателя КР-23, осуществлявшую рас-
крутку ротора двигателя до 4000-5000
оборотов в минуту (до начала процесса
воспламенения в камере сгорания);
•	стенд воздушного запуска двигателя, осу-
ществлявший подачу воздуха на раскрутку
ротора двигателя с расходом воздуха ~ до
3 кг/с;
•	установку подачи топлива в топливную си-
стему двигателя;
•	установку подачи масла на консервацию
двигателя;
•	систему измерения давления, температу-
ры, системы автоматики и другие системы.
Из всех систем, проектированных для за-
пуска двигателя, наиболее уникальной явля-
лась установка воздушного запуска маршево-
го двигателя, спроектированная под личным
руководством начальника отдела 38, талант-
ливого конструктора В.И. Лазутина. Имевшая
в своем составе пусковую турбину, установка
подстыковывалась к маршевому двигателю и
подаваемым на турбину воздухом раскручива-
ла двигатель до момента запуска. После этого
установка вместе с пусковой турбиной отсты-
ковывалась и выводилась из пламени выхлоп-
ной струи двигателя.
Создание этой установки, точность ее регу-
лировки определяли успешный запуск марше-
вого двигателя.
Установка воздушного запуска позволила в
стендовых условиях имитировать штатный за-
пуск двигателя с отбросом пускового устрой-
ства, что способствовало успешной работе
МИС.
Первые запуски маршевого двигателя ра-
кеты «Метеорит» на МИС показали значитель-
ные отличия этих испытаний ракет от всех
предшествующих. Неоднократные попадания
различных предметов (болтов, кусочков кон-
тровочной проволоки и др.) в компрессор дви-
гателя, выводившие его из строя, потребова-
ли значительного повышения культуры сборки
ракеты на заводе им. М.В. Хруничева и подго-
товки ее на моторно-испытательной станции
(вплоть до установки сетки на воздухозабор-
ник). И только неоднократное проведение ме-
роприятий по культуре производства позво-
лило добиться положительных результатов и
успешно отработать 70 ракет «Метеорит-М» и
«Метеорит-А».
Все работы проводились под руководством
начальника отдела 800 (впоследствии заме-
стителя главного конструктора, заместителя
генерального конструктора) Д.А. Минасбекова
Участники работ - А.Е. Борзунов, В.Д. Ис-
тратов, М.А. Кардопольцев, Б.М. Королев,
Е.М. Кременец, М.И. Кулаков, Г.Г. Кучеров,
А.Н. Ларионов, Д.А. Минасбеков, В.Ф. Нович-
ков, А.Ф. Припадчев, В.А. Свиридов, Ю.Н. Стой-
ник, А.И. Филиппов, А.М. Хомутов.
Высокоэффективные горючие
для КР «Метеорит»
Дальнейшее развитие и модернизация ра-
кетной и оборонной техники требовали реше-
ния все более сложных задач, и в частности,
создания высокоэффективных жидких углево-
дородных горючих с весьма жесткой совокуп-
ностью оптимальных физико-химических ха-
рактеристик.
Доступные в больших масштабах углеводо-
родные горючие нефтяного происхождения не
удовлетворяли новым, повышенным требова-
ниям по всем ключевым показателям.
Большая роль в обеспечении тактико-
технических показателей крылатых ракет от-
водится энергетическим свойствам горючего
(объемным теплотам сгорания).
Горючее, применяемое для маршевых дви-
гателей крылатых ракет, составляет 50-60%
от массы ракеты и в связи с этим является
одним из главных факторов, определяющих
массовые и габаритные характеристики это-
го вида оружия. Учитывая малые объемы, вы-
деляемые на носителях крылатых ракет для
их размещения, становится очевидным, что
объемная теплотворная способность исполь-
зуемого горючего приобретает доминирую-
щее значение.
Решениями правительства (№ 1021-351,
1022-352 от 09.02.1980 г.) и Комиссии по
военно-промышленным вопросам (№ 64 от
25.02.1980 г.) перед рядом научно-исследо-
вательских организаций была поставлена
задача создания жидких высокоэнергетиче-
ских и маловязких углеводородных горючих
для воздушно-реактивных двигателей кры-
латых ракет.
Разработанное Всесоюзным научно-
исследовательским институтом по переработ-
ке нефти (ВНИИ НП) в 1976-1977 годах горючее
децилин позволило увеличить баллистическую
эффективность крылатых ракет по сравнению
с эталонным углеводородным горючим Т-6 на
8-9%.
При разработке горючих выбор компонен-
тов определялся, исходя из конкретных тре-
бований, предъявляемых заказчиком. Так, для
крылатых ракет морского базирования более
мягкими были требования по вязкостным ха-
рактеристикам горючего при отрицательных
температурах и более жесткими по давлению
насыщенных паров.
В связи с этим для крылатых ракет морско-
го базирования, разрабатываемых в НПО ма-
шиностроения, оказалось возможным исполь-
зование в качестве компонентов горючего
углеводородов, которые к тому времени произ-
водились в опытно-промышленном масштабе.
Разработка горючего для крылатых ракет
авиационного базирования потребовала соз-
дания технологии получения новых углеводо-
родов.
Хроматографической лабораторией ВНИИ
НП и 5-м филиалом Института биофизики для
новых горючих разработаны методы их ана-
лиза, анализа продуктов синтеза горючих по
стадиям производства, определения паров
горючих в воздухе рабочей зоны, на испыта-
тельных стендах и населенных пунктах, опре-
деления горючих в сточной воде их произ-
водств.
В НПО ГИПХ, НИИ-25, Институте биофизи-
ки, ВНИИ ПО, ЦИАМ, НПО «Пламя» проведен
большой объем прикладных исследований го-
рючих по определению: теплофизических и те-
плотехнических свойств; стойкости и совме-
стимости конструкционных металлических и
неметаллических материалов крылатых ракет
с применяемым горючим; работоспособности
и возможности снятия тягово-экономических и
высотно-скоростных характеристик маршевых
двигателей на этих горючих при стендовых ис-
пытаниях с имитацией натурных условий; ток-
сикологических свойств; работоспособности
рулевых приводов систем управления крыла-
тых ракет на применяемом горючем; а также
отработки средств заправки крылатых ракет
горючим.
За создание новых углеводородных горючих
в 1990 г. коллективу авторов была присуждена
Государственная премия СССР: директору Все-
союзного ордена Трудового Красного Знамени
научно-исследовательского института по пере-
работке нефти Е.Д. Радченко; заведующему ла-
бораторией ВНИИ НП С.П. Рогову; заведующей
сектором ВНИИ НП И.Б. Быстровой; ведущему
конструктору НПО машиностроения Н.М. Кула-
кову.
Евгений
Дмитриевич
Радченко,
директор ВНИИ НП
Инна
Борисовна
Быстрова,
заведующая
сектором ВНИИ НП,
главный разработчик
тяжелого топлива
89

пОе
ОРИТ-М»,И .МЕТЕОРИТ-
Гидросистемы ракеты «Метеорит»
Эскизный проект гидросистем КР «Мете-
орит-М» и «Метеорит-А» разрабатывался в
ЦКБМ с 1976 г. В состав гидросистемы КР
«Метеорит-М» входили: система раскрытия
консолей крыла, механизмы раскрытия руля
направления, гидросистема управления аэро-
динамическими поверхностями, гидросисте-
ма управления воздухозаборником. В состав
гидросистемы «Метеорит-А», кроме указан-
ных выше, входила гидросистема хвостового
обтекателя.
Проблемы, которые нужно было решить при
разработке гидросистем:
•	синхронизация раскрытия крыла при от-
сутствии кинематических связей между
левой и правой консолями;
•	ликвидация кавитационных режимов во
всасывающем гидравлическом патрубке,
соединяющем гидробак и гидромоторы;
•	обеспечение требуемых тепловых режимов
для морской и авиационной комплектаций;
•	обеспечение работы органов управления
до запуска маршевого двигателя: введе-
ние в систему пиротехнического гидроак-
кумулятора;
•	обеспечение стабилизации при отделении
от носителя (Ту-95МС).
Гидросистема «Метеорит-М». За осно-
ву в первом варианте взяли последние разра-
ботки гидросистемы КР «Базальт». Количество
потребителей в гидросистеме - 10: 5 рулевых
агрегатов силовой системы управления и 5 ру-
левых агрегатов системы управления воздухо-
заборником. Гидросистема маршевой ступени
представляла собой открытую гидросистему
с наддувом гидробака воздухом давлением
3 кгс/см2, отбираемым от компрессора мар-
шевого двигателя.
В качестве рабочей использовали синтети-
ческую рабочую жидкость 7-50с-3. Для рабо-
ты органов управления в периоды до запуска
маршевого двигателя впервые применили пи-
ротехнический гидроаккумулятор. Два гидро-
насоса НП96А-3 устанавливались на коробку
приводов маршевого двигателя.
Характеристики гидронасосов: Р = 190 кгс/см2,
Q= 90 л/мин. Количество гидронасосов (два)
определялось тем, что при повышении темпе-
ратуры окружающей среды и рабочей жидкости
давление и расход (за счет увеличения непро-
изводительных утечек) падали до 140 кгс/см2
и 60 л/мин соответственно, чего едва хватало
для функционирования системы.
Для подтверждения работоспособности ги-
дросистемы КР «Метеорит» был проведен це-
лый комплекс автономных и специальных
испытаний: прочностных, тепловых, функцио-
нальных. Созданы специальные стенды с ими-
тацией работы гидросистемы маршевой сту-
пени с приводом от электродвигателя. Так как
рабочая жидкость после достижения середины
маршрута перегревалась, в состав гидроси-
стемы ввели теплообменник, где рабочая жид-
кость охлаждалась топливом маршевой ступе-
ни КР, которое после этого поступало в камеру
сгорания маршевого двигателя.
Для контроля работы гидросистемы ввели
целый блок телеметрических датчиков, кото-
рый установили в гермонише корпуса ФЗ.
Монтажные работы гидросистемы проводи-
лись в цехе 7 завода им. М.В. Хруничева. Ги-
дросистема КР собиралась на подмоторной
раме, которая потом герметично закрывалась
Ф4. Одна из самых сложных работ - стыковка
ФЗ с Ф4, так как к торцу ФЗ была пристыкова-
на подмоторная рама с установленными на ней
трубопроводами топливной системы, гидрав-
лической системы и их агрегатами с корпусом,
что являлось причиной неоднократного пере-
монтажа.
Из воспоминаний ведущего конструктора
Г.С.Резникова: «Воскресенье. Народу в це-
хе мало. Возле макета КР стоят два человека:
заместитель главного конструктора Уфим-
ского конструкторского бюро машинострое-
ния А.А. Саркисов и Г.С. Резников. Пытают-
ся стыковать Ф4 и ФЗ (сдаточная операция).
Стыковка не получается, мешает бачок пу-
скового топлива (красиво окрашенный дере-
вянный макет). Показываю Саркисову, какие
большие зазоры между корпусом и труба-
ми маршевого двигателя. Если зазор умень-
шить, все состыкуется. Саркисов сказал, что
в ближайшее время он это сделает, а сейчас
он предлагает снять с макета бачка пусково-
го топлива часть поверхности. В итоге при-
несли топор, и Г.С. Резников деловито начал
скалывать макет на величину будущего зазо-
ра. Вдруг неожиданно появляется директор
завода А. И. Киселев с криком: «Я буду жало-
ваться Челомею, что вы делаете?» Однако по-
том успокоился и, ворча, ушел, поверив, что
стыковка будет проведена. На следующий
день все было состыковано. Перед пуском КР
«Метеорит-М» это была одна из последних
сдаточных операций».
На сборке часто присутствовали А.И. Кисе-
лев, а также высокие делегации, в том числе
маршал В.Ф. Толубко и министр общего ма-
шиностроения С.А. Афанасьев. Тема была под
строгим контролем. Работали и в выходные
дни. Первый пуск в Капустином Яре - неудач-
90
ный: не сработала СРС. Дефект нашли, пере-
делали монтаж всасывающих патрубков гидро-
системы СРС.
Следует напомнить, что при проектировании
первого варианта гидросистемы за основу бы-
ла принята гидросистема КР «Базальт», в кото-
рой наддув гидробака осуществлялся от ком-
прессора МД при фиксированном давлении.
Падение давления в КР «Метеорит-М» явилось
следствием резкого увеличения расхода ра-
бочей жидкости через гидронасосы при упо-
мянутых выше динамических воздействиях.
Во всасывающих магистралях гидронасосов
из-за увеличения скорости течения жидкости
возникала кавитация и как результат падение
давления на входах в рулевые агрегаты. Устра-
нить дефект было бы возможно путем увеличе-
ния давления на входах в гидронасосы. Одна-
ко при принятой схеме наддува гидробака от
компрессора МД это не представлялось воз-
можным. Тогда было принято решение вооб-
ще отказаться от наддува гидробака и создать
гидросистему закрытого типа. В этой системе
давление на входе в гидронасосы на заданном
уровне поддерживалось путем применения ги-
дробака с дифференциальным поршнем, свя-
занного с полостью высокого давления за ги-
дронасосами.
Комплексные испытания этой системы с за-
действованием всех потребителей были вы-
полнены в очень короткие сроки и заверши-
лись успешно.
Первая КР с закрытой гидросистемой про-
ходила испытания на полигоне Капустин Яр
в присутствии генерального конструкто-
ра. Из воспоминаний ведущего конструктора
Г.С. Резникова: «Перед пуском В.Н. Челомей
спросил у главного ведущего конструктора
С.А. Альперовича: «Семен!!! Здесь нет ниче-
го нового?» - последовал ответ: «Нет, что Вы,
Владимир Николаевич, все по-старому». «Ну,
хорошо», - удовлетворенно заключил В.Н. Че-
ломей».
После того как ракета ушла и отделилась от
СРС, все бросились смотреть на давление в ги-
дросистеме: оно было в норме, и потом никто
не вспоминал, почему давление на всех изде-
лиях оставалось стабильным. Такова доля кон-
структора.
Гидросистема «Метеорит-А». Гидроси-
стема КР «Метеорит-А» вызвала много хлопот,
связанных с заменой рабочей жидкости - син-
тетического масла 7С53-3 на рабочую жид-
кость на нефтяной основе - ЛЗ-МГ-2 в связи с
расширением температурного диапазона при-
менения. Это привело к длительным новым ис-
Гидросистема
КР «Метеорит»:
1,2- ГП управления
створками панелей
воздухозаборника;
3	- ГП управления
элевонами;
4	- теплосъемник;
5	- гидробак-фильтр;
6	- гидробак с диффе-
ренциальным поршнем,
7 - гидронасосы;
8	- газогенератор;
9	- ГП механизма
перепуска (МД);
10	- ГП управления
рулями направления;
11	- теплообменник;
12	- секционирован-
ный бак (отсек ФЗ);
13	- пиротехнический
гидроаккумулятор
91

'КРЫЛ
МЕТЕОРИТ.
пытаниям на смежных предприятиях и в ЦКБМ.
Было разработано много сложных согласова-
тельных документов, все это привело к созда-
нию унифицированной гидросистемы КР «Ме-
теорит».
Появилась новая автономная гидросисте-
ма хвостового обтекателя. В ее состав входили
пиротехнический гидроаккумулятор, три руле-
вых агрегата и клапаны для отработки гидро-
системы.
ВИАМ выпустил специальную инструкцию
по промывке гидросистемы, заполненной ра-
бочей жидкостью 7С53-3, перед последующим
заполнением ее рабочей жидкостью ЛЗ-МГ-2.
Провели многократные стендовые испыта-
ния в новом диапазоне температурного при-
менения - от минус 50 °C до плюс 250 °C. Ра-
ботоспособность в указанном диапазоне была
подтверждена. Провели также натурные испы-
тания при отделении КР от самолета Ту-95МС,
которые также закончились успешно.
Уникальная гидросистема была готова к экс-
плуатации.
Гидросистема КР «Метеорит» и ее агрега-
ты защищены многими авторскими свидетель-
ствами. В разработках гидросистемы прини-
мали участие С.В. Ефимов, А.И. Валединский,
Д.А. Минасбеков, В.И. Лурье, Н.Я. Лимарен-
ко, В.Г. Давыдов, Р.Ф. Казакова, Т.М. Черно-
ва, В.В. Гасюнас, Л.Н. Забродин, В.П. Лукин,
И.И. Карцев, Ю.И. Путинцев, Л.Д. Красинская,
А.Е. Новиков, А.В. Хопин, Ю.И. Блескин, М.Е. Гу-
сарова, Г.И. Моруга, Н.Г. Казанов, Г.С. Резни-
ков, В.В. Пасивкин.
Система раскрытия консолей крыла
Система раскрытия консолей предназначе-
на для удержания крыла в транспортном поло-
жении, а также для его раскрытия и фиксации
в рабочем положении с последующим отсое-
динением штоков силовых цилиндров раскры-
тия от крыла и расфиксацией узлов крепления
цилиндров. Следует отметить, что основой для
синхронного раскрытия левой и правой консо-
лей крыла являются технические решения, при-
мененные на КР «Гранит». В этой ракете впер-
вые для синхронного раскрытия применили
систему раскрытия консолей крыла без кине-
матических связей между ними, а также между
верхним и нижним, левым и правым оперения-
ми. Синхронность раскрытия обеспечивали ре-
гуляторы расхода, установленные в демпфиру-
ющих полостях силовых приводов раскрытия.
К моменту эскизного проектирования КР «Ме-
теорит» «Гранит» успешно эксплуатировался. К
проектированию систем раскрытия, по прика-
зу В.Н. Челомея, были подключены сотрудники
филиала № 1 ЦКБМ - КБ «Салют».
Из воспоминаний ведущего конструктора
Г.С. Резникова: «Однажды к нам прибыла деле-
гация из филиала № 1 во главе с Я. Б. Нодель-
маном. Все варианты (начальные проработки)
были на кульманах. Яков Борисович, рассмо-
трев их, задал несколько коротких вопросов и,
повернувшись к своим коллегам, сказал: «Де-
лать будем так». Некоторое время мы работа-
ли вместе, а затем все трудности изготовления
и отработки легли на плечи наших коллег. Как
потом выяснилось, в филиал № 1 были пере-
даны также разработки отсека ФЗ (топливный
бак с крылом и оборудованием), руля направ-
ления и крыла».
Каждый полуразмах крыла имел 3 шарнира
складывания: корневой, средний и концевой.
Сложность разработки заключалась в сочета-
нии многих факторов: плотность компоновки;
малая толщина профиля крыла для размеще-
ния механизмов; жесткие весовые требования;
переменный в процессе раскрытия момент
инерции крыла и широкий диапазон аэродина-
мических нагрузок на крыло как помогающих,
так и препятствующих раскрытию при высоких
требованиях по синхронизации раскрытия по-
луразмахов; «суровые» климатические условия
эксплуатации, соляной туман, диапазон темпе-
ратур от +50 до -60 °C.
После весовой оптимизации конструкции
выбрана схема раскрытия, удовлетворяющая
всем требованиям. Раскрытие полуразмахов
крыла производилось независимое.
Корневая часть крыла переводилась в по-
летное положение с помощью пиротехническо-
го привода автомата раскрытия крыла (АРК);
средняя часть раскрывалась с помощью тяг
и качалок, расположенных в лонжероне и ис-
пользующих перемещения корневой части от-
носительно фюзеляжа, а концевая часть крыла
раскрывалась также с помощью системы тяг и
качалок, которая использовала перемещение
средней части относительно корневой.
В раскрытом положении крыло фиксирова-
лось по корневой части подпружиненными по-
зиционными фиксаторами, средняя часть фик-
сировалась установкой механизма в «мертвое»
положение, а концевая - пружинной тягой,
создающей момент фиксации, превышающий
шарнирный аэродинамический момент.
В транспортном (сложенном) положении
корневая и концевая части полуразмаха кры-
ла крепились пирозамками к разгонной ступе-
ни и фюзеляжу соответственно. Синхрониза-
ция раскрытия полуразмахов осуществлялась
автоматами раскрытия крыла.
92
ОРИТА*
Автомат раскрытия крыла представлял собой
двухсредный силовой цилиндр, давление в ко-
тором создавалось пороховым аккумулятором с
одной стороны поршня, а с другой стороны ци-
линдр заправлялся рабочей жидкостью, которая
при движении поршня вытеснялась через регу-
лятор расхода, далее через сливной клапан в
атмосферу. Регулятор расхода состоял из гиль-
зы с профилированными окнами, золотника и
прецизионной пружины. Таким образом, регу-
лятор расхода поддерживал постоянный расход
вытесняемой жидкости и тем самым постоян-
ную скорость перемещения штока АРК в широ-
ком диапазоне внешних нагрузок на штоке. Хо-
рошим дополнением к регулятору расхода для
синхронизации явилось применение порохо-
вого аккумулятора давления (ПАД), так как ско-
рость нарастания давления в нем обратно про-
порциональна скорости движения штока. АРК
выполнял дополнительно и функции автомати-
ческого расцепа с крылом после его раскрытия
и уборки штока для последующего сброса АРК
вместе с разгонной ступенью.
Эти функции выполнялись системой клапа-
нов, срабатывающих по ходу штока, с исполь-
зованием накопленного давления газа от ПАД.
В авиационном варианте изделия АРК также
удерживал корневую часть крыла в сложенном
положении, для чего в его конструкцию был
введен замок, фиксирующий шток относитель-
но корпуса и срабатывающий при задейство-
вании ПАД.
Система раскрытия крыла прошла полный
цикл наземной отработки, включая раскрытие
крыла при подвешенной на кране КР.
Наряду с этой решалась задача раскрытия
(разворота) вертикального оперения изде-
лия, так как в рабочем (раскрытом) положении
оно не помещалось в контейнере (в морском
варианте изделия) или касалось взлетно-
посадочной полосы (в авиационном варианте).
Традиционный способ решения подобной за-
дачи - это применение кривошипно-кулисного
механизма с качающейся кулисой. Ось привода
(гидро- или пневмоцилиндр) в этом механизме
перпендикулярна оси разворота оперения. Од-
нако при относительной простоте конструкции
такой механизм очень неудобен с точки зрения
компоновки. При размещении привода внутри
корпуса изделия необходимо иметь негерме-
тичную закрывающуюся нишу, а при размеще-
нии снаружи привод находится в набегающем
потоке, ухудшая аэродинамику изделия. При
наружном размещении можно применить си-
стему сброса привода по аналогии со сбросом
АРК, но при небольших габаритах и массе при-
вода это очень нерационально.
В этой ситуации конструкторы КБ «Салют»
разработали оригинальный кривошипно-
кулисный сферический механизм («тандем»
кривошипно-кулисного и кулисного сфери-
ческого механизмов). В качестве силового
привода использовался пневмоцилиндр с пи-
танием от ПАД. Особенностью этого механиз-
ма являлся принцип размещение привода -
он располагался параллельно оси разворота
оперения, т.е. параллельно средней линии
хорд оперения. В раскрытом положении зве-
нья кривошипно-кулисного механизма ста-
новились в «мертвое» положение, благодаря
чему отпала необходимость в установке спе-
циальных фиксаторов. Время раскрытия опе-
рения определялось скоростью вытеснения
жидкости из полости цилиндра привода че-
рез дроссель. Для обеспечения устойчиво-
го полета КР оно устанавливалось приблизи-
тельно равным времени раскрытия крыльев
(~ 1 с).
После раскрытия привод и весь механизм
«вписывались» во внешние обводы оперения,
которое получалось аэродинамически совер-
шенным. Этот механизм получил название «ав-
томат раскрытия оперения» - АРО.
Натурная эксплуатация изделий (морского
и авиационного вариантов) показала исключи-
тельную надежность функционирования всех
описанных систем.
Кинематическая
схема раскрытия
крыла:
1 - разгонная ступень;
2,6- пирозамки;
3 - средняя часть;
4 - концевая часть;
5,9- фрагмент
фюзеляжа;
7 - корневая часть;
8 - пирочека;
10-АРК
93
Схема раскрытия
руля направления:
1 - фрагмент
фюзеляжа;
2	- корневая часть
оперения;
3	- привод;
4	- пороховой аккуму-
лятор давления;
5	- руль направления;
6	- кривошипно-
кулисный механизм;
7	- кулисный сфериче-
ский механизм;
8	- поворотная часть
оперения
Авторы разработок - сотрудники КБ «Са-
лют» Ю.О. Бахвалов, Н.Н. Юшкевич, Л.Н. Ле-
вин, Л.А. Главацкий, К.Д. Юрьев, В.С. Невмянов,
В.Г. Розенберг, А.Б. Шалыгин, А.Д. Кошелев,
А.В. Туголуков, Е.В. Борисов, В.И. Соин.
Двигательная установка для СРС.
Двигатель ЗД24
Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД)
ЗД24 для СРС крылатой ракеты морского ба-
зирования «Метеорит-М» разрабатывало Кон-
структорское бюро химической автоматики
(КБХА) в соответствии с известным Постанов-
лением ЦК КПСС и СМ СССР и приказами МОМ
от 31.12.1976 г. № 480, от 02.09.1977 г. № 321
и от 10.04.1978 г. № 133. На ракете устанавли-
вались 2 двигателя.
В первом варианте технического задания
предполагалось использовать в качестве го-
рючего керосин и окислитель - азотный те-
троксид (АТ). Проведенные на стадии эскиз-
ного проектирования поисковые испытания
показали, что достаточно надежный запуск
двигателя можно получить с использовани-
ем третьего компонента - несимметричного
диметилгидразина (НДМГ), однако одновре-
менно была выявлена большая несовмести-
мость пары компонентов: керосин и АТ. Бы-
ло разработано и опробовано более десяти
вариантов головок камеры сгорания (КС).
Испытания показали, что устойчивая работа
двигателя обеспечивалась только при низкой
экономичности КС, а при достижении эконо-
мичности, близкой к требуемой техническим
заданием, появлялась высокочастотная не-
устойчивость.
В дальнейшем ТЗ не раз претерпевало се-
рьезные изменения режимов работы, заме-
ну горючего. В конечном варианте был выбран
однорежимный двигатель на штатных компо-
нентах АТ + НДМГ.
Двигатель работает по схеме с дожиганием
окислительного генераторного газа в КС. По-
мимо основной задачи создания тяги, двига-
тели управляют полетом ракеты путем качания
КС в карданном подвесе и обеспечивают над-
дув топливных баков ракеты с помощью специ-
альных агрегатов.
Турбонасосный агрегат (ТНА) - одноваль-
ный, состоит из одноступенчатого насоса
окислителя и двухступенчатого насоса горюче-
го. После первой ступени горючее поступает в
КС, после второй - в газогенератор (ГГ).
Специфика эксплуатации в составе изделия
привела к необходимости решения ряда новых
задач, одна из которых - обеспечение запуска
двигателя.
При отработке запуска двигателя возник-
ло две проблемы. Первая - запуск в окружа-
ющую среду с повышенным давлением. Этот
вопрос был решен при автономных испытани-
ях двигателя с использованием специального
устройства, имитирующего заданные внешние
условия с помощью регулируемой заглушки,
срабатывающей при давлении в КС 5 кгс/см2,
что соответствует давлению окружающей сре-
ды при штатном запуске двигателя в соста-
ве ракеты. Вторая - одноступенчатый запуск
вследствие ограниченного времени выхода
двигателя на номинальный режим. При отра-
ботке этого запуска определенные сочетания
внешних факторов вызывали забросы темпе-
ратуры в ГГ и подгары лопаток соплового ап-
парата и турбины ТНА. Указанный дефект был
устранен путем программированного слива
части горючего из магистрали за регулятором
в двухкамерный блок запуска при выходе дви-
гателя на режим.
Другая задача связана с антикоррозионной
защитой ЖРД. В связи с тем, что при эксплуа-
тации двигатель находится в длительном кон-
такте с коррозионно-активной средой, его по-
верхность должна быть надежно защищена. Не
имея опыта эксплуатации подобных изделий,
разработчики были вынуждены пользовать-
ся рекомендациями институтов и родственных
94
предприятий. Однако вследствие чрезвычай-
но плотной компоновки двигателя и исполь-
зования большого количества разнородных
материалов эти рекомендации оказались ма-
лоэффективными. Первые ускоренные корро-
зионные испытания показали, что двигатели
подвержены сильному коррозионному пора-
жению с возникновением сквозных разруше-
ний материала.
Таким образом, проблема отработки анти-
коррозийной защиты переросла в проблему
обеспечения работоспособности двигателя.
После проведения большого объема конструк-
торских, технологических и эксперименталь-
ных работ были проведены следующие меро-
приятия:
•	разработаны специальные блоки из от-
дельных агрегатов для качественного на-
несения защитных покрытий;
•	сокращено количество соединений, вы-
полняемых и защищаемых на общей сбор-
ке двигателя;
•	исключены из конструкции наружные ще-
левые полости;
•	разработаны специальные многослойные
лакокрасочные композиции;
•	выбраны эффективные защитные смазоч-
ные материалы;
•	разработаны специальные технические
условия и директивный технологический
процесс на выполнение антикоррозион-
ной защиты.
Эффективность этих мероприятий под-
тверждена последующими успешными корро-
зионными испытаниями.
Третья задача - обеспечение безопасного
транспортирования заправленной ракеты. В
соответствии с ТЗ транспортирование ракеты
производится в заправленном состоянии. При
автономной проверке входных магистралей на
воздействие знакопеременных нагружений,
имитирующих транспортные нагрузки, была
выявлена преждевременная разгерметизация
мембраны входных клапанов.
Дефект устранен введением ограничите-
лей перемещения мембраны. Остальные за-
мечания, выявленные при автономной отра-
ботке двигателя (обеспечение устойчивости,
точности настройки, экономичности, прочно-
сти и др.), были типичными для ЖРД и устра-
нены в процессе доводочных испытаний.
Всего было проведено 250 огневых стендо-
вых испытаний на 140 двигателях. При этом
максимальная продолжительность одного
испытания составила 450 с, а максималь-
ная наработка одного двигателя за несколь-
ко испытаний - более 900 с. Проведено 5 ис-
пытаний (10 двигателей) в составе ступени
ракеты.
При одном испытании двигателей в соста-
ве ступени, в процессе которого производи-
лась проверка требований ТЗ по обеспечению
работоспособности ракеты после размора-
живания окислителя, было обнаружено, что
размораживание компонента при достаточно
интенсивном повышении температуры окру-
жающей среды сопровождается значительным
повышением давления во входных магистра-
лях двигателя (до 50 кгс/см2).
После проведения специальных работ по
отработке режима размораживания дефект
был устранен. Суммарная наработка двигате-
лей при всех стендовых испытаниях составила
32105 с.
Летные испытания проходили в четыре эта-
па:
•	НС1 - наземный старт из «сухой» пуско-
вой установки - 6 испытаний на 12 двига-
телях-6 (12);
•	НС2 - наземный старт из «залитой» пуско-
вой установки - 31 (62);
•	ПСК - с погружаемого стартового ком-
плекса-5 (10);
•	ПЛ - с подводной лодки - штатные испы-
тания -8(16).
Итого проведено 50 летных испытаний на
100 двигателях. Суммарная наработка соста-
вила 2100 с.
При двух испытаниях с ПСК для оценки вли-
яния на запуск двигателей внешних и внутри-
двигательных факторов на одной ракете были
установлены двигатели, настроенные на «за-
медленный» запуск, а на другой - на «ускорен-
ный». Кроме того, агрегаты топливной системы
ракеты также имели специальную настройку, и
была изменена соответственно циклограмма
прохождения пусковых команд. Эти испытания
прошли без замечаний и подтвердили надеж-
ность запуска двигателей при самых неблаго-
приятных условиях.
Двигатель успешно прошел все виды испы-
таний, в процессе которых были обеспечены
все требования ТЗ и высокая эксплуатацион-
ная надежность.
Всего Воронежским механическим заводом
было изготовлено 356 двигателей. Из них 140
прошли стендовые испытания, 216 для поста-
вок заводу им. М.В. Хруничева (из них 44 дви-
гателя прошли контрольно-выборочные ис-
пытания и 2 - специальные периодические
испытания).
Главным конструктором КБХА в 1965-
1993 годах был А.Д. Конопатов. Разработкой
двигателя руководили главный конструктор те-
95

ККРЬ
ЕТЕОРИТ-Д
Александр
Дмитриевич
Конопатов,
главный
конструктор КБХА
Валерий
Павлович
Козелков,
главный
конструктор
ЖРД КБХА
мы В.П. Козелков и ведущий конструктор дви-
гателя Ю.А. Гармонов. В создании двигателя
участвовали практически все основные кон-
структорские отделы, но основной объем ра-
бот был выполнен конструкторами Э.И. Пу-
ховым, А.И. Рудаковым, С.Е. Маркиным,
Ю.Н. Старовым, В.И. Фадеевым, В.Б. Калима-
новым, Б.М. Баринштейном, Ю.А. Ефремовым,
В.Н. Романовым, Ю.Т. Бовой, В.А. Туртушо-
вым, В.А. Бобиным, С.Ф. Дергуновым, С.М. Са-
каевым, Ю.В. Михайловым, А.И. Шитиковым,
А.Д. Лисаком, В.И. Гавриловым.
Летные испытания проводились под руко-
водством заместителя главного конструктора
Р.Ф. Игнатуши.
Кроме СРС со стартово-разгонным двигате-
лем ЖРД, разрабатывался вариант СРС с твер-
дотопливным двигателем для варианта ракеты
«Метеорит-П» наземного старта для комплек-
сов оружия «Созвездие-М».
Начальник Оренбургского филиала ЦКБМ
А.Д. Горбачев воспоминает: «В самом начале
1983 года группа специалистов КБ «Орион»,
среди которых довелось быть и мне, выехала в
ЦКБМ, в подмосковный г. Реутов в срочную ко-
мандировку. Суть нашего задания выяснилась,
когда начальник проектного отдела ЦКБМ
Г. И. Родин встретил нас и сформулировал пе-
ред нашей группой задачу - разработать для
КР «Метеорит» эскизный проект на стартово-
разгонную ступень с твердотопливным вари-
антом двигателя. Началом работ явилась под-
готовка исходных данных и выдача ТЗ на РДТТ
для КБ машиностроения в г. Пермь.
Разработка СРС с твердотопливным стар-
тово-разгонным двигателем предназначалась
для одного из вариантов ракеты «Метеорит»
комплекса «Созвездие».
В соответствии с требованиями ТЗ СДУ раз-
рабатывалась в унифицированном варианте -
с возможностью применения также и для раке-
ты «Метеорит-М».
Анализ технических требований к СДУ опре-
делял логику и основные принципы проекти-
рования двигательной установки: сохранение
основных решений по СДУ, принятых на этапе
Технического проекта с максимальной преем-
ственностью по основным техническим реше-
ниям и изготовляемой серийно СДУ для другой
ракеты разработки ЦКБМ - наиболее совер-
шенной СДУ подвесного типа.
При выборе основных проектных решений
по СДУ, наряду с обеспечением предусмотрен-
ной техническим заданием унификацией СДУ
для ракет «Метеорит» в соответствии с реше-
нием секции НТС Министерства общего маши-
ностроения, обеспечен принцип максималь-
ной унификации их с ранее разработанными
СДУ для КР. Такой подход позволил принять
основные проектные решения по схемному ис-
полнению, применяемым материалам, отдель-
ным конструкторским элементам, аналогичные
решениям, проверенным в наземных и летных
условиях.
В соответствии с приказом В.Н. Челомея
Оренбургский филиал ЦКБМ, как тогда назы-
валось КБ «Орион», был назначен головным по
разработке твердотопливного СРС, где и была
развернута работа по выпуску эскизного про-
екта.
Специалистами КБ «Орион» совместно с
конструкторами проектного отдела ЦКБМ
Ю.В. Шумовым и Е.М. Фединым были раз-
работаны общая компоновка и элементы си-
стемы подвески и разделения ракеты и СРС.
Большую помощь в разработке конструкции
пиротехнических узлов и гидросистемы оказа-
ли конструкторы отдела 08 ЦКБМ П.М. Соколов
и Г.С. Резников.
Отдельные элементы твердотопливного
СРС, такие как носовой обтекатель, верхние
и нижние панели обтекателей, разрабатыва-
лись конструкторами Оренбургского филиала
ЦКБМ самостоятельно.
С участием специалистов отдела 31 ЦКБМ
КБ «Орион» разработало электрическую схему
и электромонтажные чертежи твердотоплив-
ного СРС.
Были выпущены программы наземной отра-
ботки, ЛКИ, КПЭО и ПОН, а также определена
кооперация соисполнителей.
Разработанный эскизный проект был успеш-
но защищен на НТС предприятия в присутствии
представителей Минобщемаша и отраслевых
военных институтов. Сразу после защиты ЭП
был разработан и затем выпущен полный ком-
плект конструкторской документации на СРС с
двигателем РДТТ.
В соответствии с ТЗ специалисты Перм-
ского КБ машиностроения разработали РДТТ
для СРС под руководством О.С. Думина. Бы-
ли проведены три успешных огневых испыта-
ния РДТТ, которые подтвердили правильность
принятых конструкторских решений.
В ОМЗ (г. Оренбург) развернулась работа
по подготовке к запуску в серию СРС с РДТТ.
Однако после сравнительного анализа кон-
струкций вариантов СРС с ЖРД и РДТТ, общих
требований компоновки КР «Метеорит» с уче-
том размещения ракеты с СРС в ограниченном
диаметром 1,65 м контейнере с учетом обе-
спечения максимальной тяги, вынуждены бы-
ли принять решение о применении для СРС
жидкостно-реактивного двигателя.
96
ТЕОРИТД.
Жидкостной
ракетный
двигатель ЗД24
Все работы в КБ «Орион» были свернуты,
тем не менее эта разработка стала одной из
значительных самостоятельных разработок КБ
«Орион», позволила приобрести опыт, который
пригодился для последующих работ.
Большой вклад в этот проект внесли специа-
листы КБ «Орион» А.М. Маркин, В.Г. Воронцов,
А.Д. Горбачев, А.В. Ромашкин.
Система обеспечения тепловых
режимов КР «Метеорит»
Система обеспечения тепловых режимов
(СОТР) КР «Метеорит» должна была при мини-
мальных габаритах обеспечивать подачу для
охлаждения бортовой аппаратуры воздуха с
расходом 300-350 кг/ч и температурой 25 °C
на всех режимах эксплуатации для всех видов
базирования КР при изменяющемся тепловы-
делении от 2500 до 5000 Вт и длительности по-
лета КР до 90 мин.
Практически это означало необходимость
создания принципиально новой системы тер-
морегулирования, существенно отличающей-
ся от систем, использовавшихся на ранее раз-
работанных КР.
Прежде всего нужно было выбрать высоко-
эффективную систему отбора и утилизации
тепла, выделяемого бортовой аппаратурой
и поступающего от внешнего аэродинами-
ческого нагрева в течение длительного по-
лета.
97

Блок системы
обеспечения
теплового режима:
1 - решетка
смесительная;
2 - испарительный
агрегат;
3, 4, 14, 15, 16, 18-
трубопроводы;
5	- клапан-
разгерметизатор;
6	- электронагрева-
тель;
7	- клапан пиротехни-
ческий;
8	- теплообменник
газожидкостный;
9	- вентиляторы;
10 - бак в сборе;
11	- горловина
зарядная;
12	- рама;
13	- корпус;
17	- штуцер;
19	- блок автоматики;
20	- устройства
дозирующие;
21	- клапан электро-
магнитный;
22	- воздуховод;
23	- плата;
24	- сигнализатор
температуры;
25	- рама приборная
П роработки, п роведен н ы е сотруд н и кам и
нашего предприятия (Ф.А. Вершков, С.В. Фро-
лов, Б.И. Кушнер, Л.А. Орлова, М.В. Ростоцкий
и др.), а также в смежной организации - на за-
воде «Наука» (главный конструктор Г.И. Воро-
нин, затем И.В. Тишин), показали, что наибо-
лее рационально использовать двухконтурную
систему с испарительным циклом.
В этой системе тепло, выделяемое в при-
борном отсеке, снимается воздухом, циркули-
рующим от входящего в систему вентилятора,
и поглощается в испарительном теплообмен-
нике за счет испарения в нем низкокипящего
хладагента, пары которого выбрасываются за
борт.
В качестве низкокипящего хладагента был
выбран жидкий аммиак, обладающий доста-
точно высокой теплотой парообразования. До-
стоинством аммиака является то, что даже на
земле при нормальном атмосферном давлении
его температура кипения составляет порядка
минус 30 °C, т.е. тепловой режим объекта обе-
спечивается как на земле, так и на начальном
участке автономного полета КР до набора пол-
ной высоты. К недостаткам аммиака относится
его высокая токсичность, что потребовало соз-
дания специального испытательного участка
для проведения наземных стендовых испыта-
ний агрегатов и системы в целом с обеспече-
нием экологических требований по исключе-
нию попадания в зону испытания и утилизации
паров аммиака.
Для обеспечения минимальных габаритов
СОТР выполнена в виде единого блока. Основ-
ными элементами блока являются: бак для
хранения аммиака (70), два параллельно ра-
ботающих центробежных вентилятора (9) и
собственно аммиачный испарительный агре-
гат (2), представляющий собой кожухотрубный
теплообменник, в котором по внешнему кожу-
ху вентиляторы продувают нагретый в прибор-
ном отсеке воздух, охлаждаемый за счет ки-
пения в трубах аммиака. Пары аммиака через
трубопровод (3) и клапан-разгерметизатор (5)
выбрасываются за борт.
Для повышения КПД системы и исключе-
ния выброса не успевших вскипеть в трубоч-
ках капель жидкого аммиака в испаритель-
ном агрегате на выходе паров установлен
переохладитель, через который проходит
трубопровод подачи жидкого аммиака в ис-
парительный агрегат. Таким образом, выбра-
сываемые пары аммиака охлаждают жид-
кий аммиак, поступающий в испарительный
агрегат. Охлаждаемый воздух поступает в
приборные рамы, охлаждая установленную
на них аппаратуру.
Дополнительно в блоке СОТР установлен га-
зожидкостный теплообменник наземных режи-
мов (8), в который при наземных проверках ап-
паратуры подается жидкий хладоноситель от
технологической установки наземного охлаж-
дения Ф45-70.
Электронагреватель (6) обеспечивает на-
грев воздуха в приборном отсеке до темпе-
ратуры 10-30°С при полете КР на подвеске
самолета-носителя при окружающей темпе-
ратуре до минус 50°С. Установленная на вы-
ходе из блока смесительная решетка (7) обе-
спечивает выравнивание температуры по
всей площади потока воздуха на входе в при-
борные рамы.
При завершении сборки КР на заводе-
изготовителе бак заправлялся жидким ам-
миаком в количестве 26 кг, а приборный
отсек наддувался от технологической уста-
новки воздухом до абсолютного давления
2,3-2,5 кгс/см2 для повышения эффективно-
сти снятия тепла с блоков аппаратуры. Таким
образом, СОТР КР поступает в полной готов-
ности для использования в любом варианте
эксплуатации.
Не позднее чем через 50 с после начала ав-
тономного полета КР (или при выходе из-под
воды) бортовая автоматика включает бортовые
вентиляторы (9) и подрывает пироклапан (7)
подачи в испарительный агрегат жидкого ам-
миака через первое дозирующее устройство с
расходом порядка 15 кг/ч, одновременно сра-
98
батывает прорубной пироклапан (5), обеспечи-
вая сброс паров аммиака за борт изделия.
Аммиак поступает в испарительный агре-
гат и кипит в трубной полости, обеспечивая
охлаждение циркулирующего в отсеке возду-
ха, снимая тепло, выделяемое бортовой аппа-
ратурой (~ 2500 Вт) и поддерживая на входе
в приборную раму (25) температуру воздуха в
диапазоне 5-15 °C. При превышении темпе-
ратуры 15 °C по команде сигнализатора тем-
пературы воздуха на входе в приборную раму
(24) блок автоматики выдает команду на сра-
батывание электромагнитного клапана (27),
обеспечивающего открывание второго дози-
рующего устройства (20), увеличивая подачу
аммиака в испарительный агрегат до 30 кг/ч.
При снижении температуры воздуха на выхо-
де из блока до 10 °C клапан (27) закрывается,
и подача аммиака в испарительный блок сни-
жается до 15 кг/ч.
Таким образом, за счет постоянной пода-
чи аммиака через одно дозирующее устрой-
ство (15 кг/ч) и периодически включаемое вто-
рое дозирующее устройство также с расходом
15 кг/ч на входе в приборную раму с учетом
возможных забросов подачи аммиака поддер-
живается температура воздуха в диапазоне от
5-25 °C.
При проверке аппаратуры на заводе-
изготовителе включаются бортовые вентиля-
торы, и в теплообменник наземных режимов
(8) от наземной установки Ф45-70 подается
охлаждающая жидкость типа антифриз с тем-
пературой от минус 20 до плюс10 °C (регулиру-
емая), расходом 600-650 кг/ч и давлением на
входе в изделие 5,4-5,7 кгс/см2.
При полете КР на подвеске самолета-
носителя при снижении температуры воздуха
в ПО до 10 °C бортовая автоматика включает
вентиляторы и электронагреватель (6). При по-
вышении температуры воздуха до +30 °C элек-
тронагреватель и вентиляторы отключаются.
Мощность электронагревателя с учетом мощ-
ности, выделяемой вентиляторами, составля-
ет 1000 Вт.
Большинство агрегатов СОТР КР «Метео-
рит» разработаны вновь и запатентованы.
В испарительном агрегате для более рав-
номерного кипения аммиака использованы
овальные тонкостенные трубки, что потребо-
вало разработки специальных технологических
устройств для объединения их в трубную решет-
ку. Впервые в конструкцию испарителя введен
переохладитель, который существенно повы-
сил эффективность использования хладаген-
та. Для исключения засорения отверстий в до-
зирующих устройствах они выполнены в виде
набора последовательно установленных шайб
с достаточно большими проходными отверсти-
ями. Кроме того, меняя количество шайб, мож-
но регулировать величину расхода аммиака че-
рез дозирующие устройства.
В связи с тем что температура охлажденно-
го воздуха, поступающего из испарительно-
го агрегата, неравномерна по сечению и меня-
ется при работе одного или двух дозирующих
устройств, была разработана оригинальная
смесительная решетка (7) на выходе из испа-
рительного агрегата, обеспечивающая раз-
брос температуры воздуха, поступающего в
приборную раму не более 5-10 °C по всему се-
чению.
Весьма оригинально решена конструкция
пироклапана сброса паров аммиака за борт.
В связи с тем что КР может запускаться с ПЛ
из-под воды, для обеспечения герметичности
корпуса КР в нем отсутствует люк для сброса
паров аммиака. Клапан-разгерметизатор уста-
новлен изнутри, непосредственно на корпусе
КР. При подаче команды на открытие под воз-
действием газов пиропатронов цилиндриче-
ский поршень прорубает стенку отсека, созда-
вая отверстие для обеспечения выхода паров
аммиака. Бак для хранения аммиака выполнен
в виде тора, обеспечивающего максимальную
емкость при минимальных габаритах.
Все агрегаты и система в целом прошли тща-
тельную наземную отработку с имитацией всех
возможных условий эксплуатации и нештатных
ситуаций. Хотя испытания проводились на спе-
циальном стенде с соблюдением всех экологи-
ческих требований и требований по безопас-
ности, не обошлось без несчастных случаев.
На одном из режимов по ошибке оператора
давление в баке с аммиаком превысило допу-
стимое значение и привело к разрушению бака
и выбросу аммиака в окружающее простран-
ство, что повлекло необходимость госпитали-
зации семи сотрудников лаборатории, правда,
без каких-либо последствий для их здоровья.
Этот случай еще раз показал необходимость
тщательного соблюдения всех правил техники
безопасности при работе с аммиачной систе-
мой терморегулирования. Особенно хочется
отметить высококвалифицированную работу
при проведении стендовых испытаний инжене-
ра лаборатории испытательного отдела ЦКБМ
А.И. Брюшинина.
Разработанная для КР «Метеорит» систе-
ма обеспечения тепловых режимов оказалась
надежной и эффективной. На всех этапах лет-
ных испытаний КР «Метеорит» тепловой ре-
жим аппаратуры поддерживался в заданных
пределах.
99

Наддув отсеков маршевой ступени
КР «Метеорит-М»
Штатный наддув приборного отсека, то-
пливного бака, отсека маршевого двигате-
ля и воздухозаборника изделия производил-
ся в процессе предстартовой подготовки от
лодочных систем КСППО. Целью наддува яв-
лялась разгрузка корпусов отсеков от гидро-
статического давления при заполнении пуско-
вой установки водой при подводном пуске КР.
Кроме того, повышенное давление в прибор-
ном отсеке способствовало лучшему тепло-
съему с находящейся в нем аппаратуры, а в
топливном баке - созданию напора на входе в
топливный насос.
Наддув приборного отсека, включавший в
себя осеки Ф1, Ф2 и переднюю нишу топлив-
ного бака общим объемом около 1,4 м3, надду-
вался автоматически от лодочной системы вы-
сокого давления (СВД) с отсечкой наддува по
срабатыванию сигнализаторов (Р = 2,4 ата),
находящихся внутри приборного отсека, по
схеме «два из трех». С целью увеличения на-
дежности наддув производился импульсно.
Воздух подавался в изделие по тракту в соста-
ве кабеля К1. При отведении разъема кабеля
от изделия перед стартом КР тракт перекры-
вался пироклапаном, находящимся в изделии,
и пневмоклапанами, находящимися в обеих
частях отводимого разъема. После предстар-
товых проверок и в случае отмены старта дав-
ление из отсека сбрасывалось до консерваци-
онной величины. При наземных проверках и
отработках изделия отсек наддувался от тех-
нологического оборудования через пневмо-
разъем, находящийся под носовым колпачком-
обтекателем ракеты.
Предстартовый наддув топливного бака
маршевой ступени (отсек ФЗ) производил-
ся также автоматически от лодочной системы
до срабатывания сигнализаторов давления (Р
= 3,5 ати), срабатывающих по схеме «два из
трех» и размещенных в отсеке Ф4. Воздух по-
давался в изделие через пневмоклапан, раз-
мещенный в донной плате ПУ. Стыковка с кла-
паном выполнялась ходом изделия при его
загрузке в ПУ. Далее воздух по магистрали,
проложенной внутри отсеков, через пирокла-
пан, открываемый при предстартовой под-
готовке, поступал в воздушную подушку (V ~
200 л), располагающуюся в первом отсеке то-
пливного бака. После наддува, перед стар-
том, магистраль наддува «запиралась» отсеч-
ным пироклапаном.
Разгрузка отсека маршевого двигателя и
воздухозаборника (V ~ 4,0 м3) от наружно-
го давления во время подготовки подводного
старта производилась по оригинальной схеме,
разработанной ЦКБМ (КО-11) и осуществлен-
ной совместно с ЛПМБ «Рубин» на ПСК и ПЛ.
Разгрузку производит воздух, вытесняемый
из пусковой установки поступающей туда во-
дой. При заполнении ПУ вода, вытесняемая
сжатым воздухом из специальной цистерны
(ЦКЗ), индивидуальной для каждой ПУ, посту-
пает в нижнюю часть контейнера, постепенно
заполняя его кольцевой зазор. При этом нахо-
дящийся в ПУ воздух сжимается и перепуска-
ется из верхней части ПУ через дополнитель-
ную цистерну выравнивания давления (ЦВД)
и обводной трубопровод (dy=100 мм) к ввар-
ному патрубку в днище ПУ. Далее воздух по
сильфонному трубопроводу (dy=50 мм), со-
стыкованному с фланцем обводного трубо-
провода и клапаном на донной плате ПУ, по-
падает в моторный отсек изделия, постепенно
повышая давление в нем по мере роста давле-
ния в ПУ.
Когда давление в ПУ приближается к заборт-
ному, привод крышки контейнера открывает ее
и забортная вода полностью заполняет ПУ, вы-
давливая оставшуюся воздушную подушку из
верхней части ПУ. Попаданию воды в цистер-
ну и трубопровод выравнивания давления пре-
пятствует всплывающий клапан, размещенный
в ЦВД.
Сброс давления из отсека маршевого двига-
теля на подводном участке движения КР 3 с)
происходит через люк диаметром 400 мм, на-
ходящийся в донной части КР. Крышка люка от-
стреливается в начале движения ракеты после
срабатывания датчиков выхода из ПУ.
В случае отмены старта после заполнения
контейнера водой производилась осушка мо-
торного отсека изделия от влаги, попавшей в
отсек с влажным воздухом из ПУ. Сжатый воз-
дух от лодочной системы через разъем донной
платы ПУ подавался по магистрали, проложен-
ной внутри отсека, к входу воздухозаборника и
вытеснял влажный воздух из отсека через дон-
ный разъем выравнивания давления по обвод-
ной магистрали и далее через ЦВД и открытую
крышку ПУ - в атмосферу.
До начала этапа испытаний на подводной
лодке все режимы наддува и разгрузки отсе-
ков были отработаны на погружаемом старто-
вом комплексе на Черном море с применени-
ем объемного имитатора изделия 50910 и ТРД.
Отработка была подтверждена пуском летных
изделий с глубин 35 и 40 м.
На этапе летных испытаний с наземного
стенда (Капустин Яр) предстартовый наддув
приборного отсека и топливного бака произ-
1ОО
Схема наддува
отсеков при
нахождении КР
«Метеорит-М»
в пусковом
контейнере:
1 - пироклапан
пусковой;
2	- пироклапан
отсечной;
3	- сигнализаторы
давления;
4	- пироклапан
отсечной;
5	- кабель КГ.
6	- всплывающий
клапан;
7-ЦВД;
8 - крышка ПУ;
9-ПУ;
10	- осушка Ф4 и ВЗ;
11	- люк сброса
давления;
12	- донная плата ПУ ;
13-к сети ПЛ,
Р = 6,5 ати;
14- кСВДПЛ ;
15 - сброс из Ф1 + Ф2
водился от наземного технологического обо-
рудования. Наддув отсека маршевого двигате-
ля на этапе НС не производился.
Конструкторская разработка элементов си-
стем наддува приборного отсека и разгруз-
ки моторного отсека, их заводские испытания
и отработка систем на ПСК и ПЛ выполнялись
бригадой А.В. Горяйнова, в состав которой
входили А.С. Таранюк, В.Г. Логинов, Н.М. Ка-
рякин, В.М. Пожалов.
101
Владимир
Григорьевич
Сергеев,
главный конструктор
КБ «Электроприбор»
Борис
Залманович
Пейгин,
главный
конструктор
доплеровского
измерителя скорости
Рыбинского КБ
приборостроения
В развитие приказа Министерства об-
щего машиностроения от 31.12.1976
№ 480, учитывая новизну и сложность
технических решений по созданию высо-
коточной системы управления комплексов
«Метеорит-М» и «Метеорит-А» с системой на-
ведения по радиолокационным картам мест-
ности и навигационной системой «Ураган»,
приказом МОМ от 23.02.1977 № 72 головным
разработчиком СУ было определено КБ «Элек-
троприбор» (главный конструктор В.Г. Серге-
ев). К разработке бортовой, корабельной и
самолетной СУ комплексов «Метеорит-М» и
«Метеорит-А» были также привлечены самые
передовые научные и конструкторские кол-
лективы СССР: НИИ прикладной механики,
НПО точных приборов, НИИ командных при-
боров, Уральское проектное конструкторское
бюро «Деталь», Рыбинское конструкторское
бюро приборостроения, ЦКБМ и его филиал
№ 1, Всесоюзный НИИ источников тока, Том-
ский НИИ электромеханики, Запорожский фи-
лиал КБ «Электроприбор», КБ Киевского ра-
диозавода, Харьковское производственное
объединение «Монолит», НИИ измерительной
техники и некоторые другие предприятия. Се-
рийными заводами - изготовителями борто-
вой, корабельной и самолетной СУ являлись
Киевский радиозавод, завод «Киевприбор»,
Черниговский радиоприборостроительный
завод, Московский завод электромехани-
ческой аппаратуры, Харьковское производ-
ственное объединение «Монолит».
Особенности КР, а также комплексов «Мете-
орит-М» и «Метеорит-А» в целом при выполнении
боевых задач и в процессе эксплуатации предъ-
являли к системе управления дополнительные
специфические требования, что привело к при-
нятию ряда новых на тот период технических ре-
шений. К ним прежде всего относятся:
• система коррекции СИН по радиолока-
ционным картам местности;
•	высокоточная инерциальная система на
базе малогабаритного гиростабилизато-
ра, обеспечивающая неограниченные ма-
невры крылатой ракеты, длительное время
непрерывной работы, возможность прове-
дения предстартовой калибровки;
•	унифицированная бортовая система
управления для КР морского и авиацион-
ного базирования;
•	построение бортовой (включая спецвы-
числитель СНРК), корабельной и самолет-
ной СУ на основе цифровых вычислитель-
ных машин нового поколения с высокими
техническими и эксплуатационными ха-
рактеристиками;
•	схема точности, включающая требования
ко всем элементам комплекса, которые
влияют на суммарную ошибку выведения
КР в расчетную точку, и на ее основе - си-
стема азимутальной выставки;
•	выбор метода и создание специальных ал-
горитмов начальной выставки и калибров-
ки ККП на подвижном основании;
•	электрогидравлические сервоприводы
элевонов крыла, руля направления, пане-
лей воздухозаборника и двигателей СРС;
•	технология подготовки данных на пуск КР
(ПЗ СУ для ракет всех видов базирования),
включая программно-алгоритмическое
обеспечение расчета оперативной и кон-
сервативной части ПЗ, синтез эталон-
ных радиолокационных изображений
специальными картографическими вычис-
лительными комплексами, а также вычис-
лительными средствами корабельной си-
стемы управления «Клевер» и самолетной
системой управления «Лира»;
•	создание в ЦКБМ и на предприятиях коо-
перации уникальных исследовательских,
моделирующих и комплексных стендов (в
том числе с КСУ «Клевер» и ССУ «Лира»)
для отработки программ ЦБК, стыковоч-
102
ЛРКИТ
КРЫЛАТОГО ;МЕТЕОРИТА
ных и приемосдаточных испытаний аппа-
ратуры СУ, а также стенда моделирования
системы стабилизации с задействованием
рулевых приводов и имитацией внешней
нагрузки (шарнирных моментов) на испол-
нительные элементы приводов;
•	создание для отработки новых прин-
ципов построения СНРК (аппаратуры и
программно-математического обеспе-
чения) летающих лабораторий на базе
Ту-134, Ту-154, Ил-76МД, совершивших в
общей сложности несколько сот полетов в
режиме обзорной съемки опорных участ-
ков местности и в режиме замкнутого цик-
ла работы СНРК на ракете;
•	сопряжение СУ с новейшими на тот период
времени системами, устройствами и агре-
гатами, включая уникальную электронную
установку РТЗ и обеспечивающие систе-
мы носителей КР;
•	проведение исследований и специальных
экспериментальных работ для обеспече-
ния электромагнитной совместимости и
помехозащищенности систем многофунк-
ционального бортового радиоэлектрон-
ного оборудования КР во всех заданных
условиях эксплуатации и полета.
Идеология построения и общая
архитектура бортовой СУ
В основу построения бортовой системы
управления КР «Метеорит-М» и «Метеорит-А»
головным разработчиком комплекса был поло-
жен принцип автономного высокоточного наве-
дения изделия на наземную стационарную цель
при старте с подвижного (подводная лодка, са-
молет) носителя в соответствии с полетным
заданием, введенным в бортовую аппаратуру
перед пуском. С целью эффективного преодо-
ления зон противовоздушной и противоракет-
ной обороны противника СУ изделия должна
была осуществлять рациональное задействова-
ние средств многофункционального комплекса
защиты и уклонения от средств перехвата.
Предъявленные требования к точности, по-
мехозащищенности и надежности системы
управления изделием и комплексом в целом
обусловили формирование архитектуры бор-
товой СУ на базе высокоточной системы инер-
циальной навигации с коррекцией от соб-
ственных радиотехнических средств, в первую
очередь СНРК.
Специалистами ЦКБМ, КБ «Электропри-
бор» и предприятий их коопераций на основе
глубоких исследований факторов жизненного
цикла изделия и достигнутого промышленно-
технического уровня были определены следую-
щие основополагающие принципы построения
бортовой аппаратуры системы управления:
•	бортовая аппаратура СУ размещается в
герметичном приборном отсеке марше-
вой ступени КР, при этом приборы си-
стемы управления стартово-разгонной
ступени устанавливаются в приборном
отсеке СРС;
•	«интеллектуальной» основой системы
управления является специализированная
бортовая цифровая вычислительная ма-
шина (с возможностью гибкого наращи-
вания ее памяти и быстродействия в про-
цессе текущей разработки и последующих
модернизаций СУ);
•	высокая надежность аппаратно-програм-
мных элементов СУ обеспечивается путем
применения стойкой элементной базы, вы-
бором оптимальных режимов работы, кон-
структивными и алгоритмическими за-
пасами по ресурсам, резервированием
ключевых элементов;
•	бортовая аппаратура СУ строится по мо-
дульному принципу с учетом требований
стандартизации и унификации морского
и авиационного вариантов КР, а также бы-
строй замены отдельных модулей в про-
цессе эксплуатации без последующей ре-
гулировки аппаратуры;
•	схемные, конструктивные и аппаратно-
программные решения должны обеспечи-
вать минимальные габаритно-массовые
характеристики СУ с учетом заданного ди-
апазона рабочих температур, времени вы-
хода на режим, стойкости к внешним воз-
действиям, отсутствия взаимовлияния КР
в залпе, электромагнитной совместимо-
сти, гарантийного срока службы бортовой
системы управления.
В состав бортовой аппаратуры СУ входили
следующие комплексы, системы и устройства:
•	бортовой цифровой вычислительный ком-
плекс;
•	комплекс командных приборов, включаю-
щий гиростабилизированную платформу и
блок датчиков угловых скоростей;
•	бортовые радиотехнические средства кор-
рекции траектории: радиовысотомер, до-
плеровский измеритель составляющих
скорости, система наведения по радио-
локационным картам местности, система
спутниковой навигации (в последующем
исключена из состава БСУ ввиду недоста-
точной боевой устойчивости);
•	автомат стабилизации маршевой и стар-
тово-разгонной ступеней;
103

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ КОМПЛЕКСОВ
РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР «МЕТЕОРИТ*
•	система энергоснабжения (первичные ис-
точники питания, вторичные источники пи-
тания, блок автоматики);
•	автоматика пиросредств маршевой и стар-
тово-разгонной ступеней;
•	телеметрическое согласующее устрой-
ство;
•	система самоликвидации (устанавлива-
ется при проведении летных испытаний,
учебных стрельб и контрольно-серийных
отстрелов);
•	бортовая кабельная сеть.
Бортовая система управления информаци-
онно сопряжена с автоматикой запуска, регу-
лирования и останова маршевого двигателя,
системой регулирования многорежимного воз-
духозаборника, автоматикой запуска и управ-
ления стартово-разгонной ступени, пневмоги-
дросистемами КР и СРС, топливной системой,
системой терморегулирования приборного от-
сека, автоматикой боевой части, многофункци-
ональным комплексом защиты, сбрасываемы-
ми элементами КР (обтекатель ВЗ, заглушка
МД), бортразъемами.
В соответствии с циклограммой функцио-
нирования бортовая СУ выдает команды на
срабатывание управляющих элементов, в том
числе пиротехнических устройств, обеспечи-
вающих включение, предстартовую провер-
ку, расстопорение и выход на полетный режим
бортовых систем и агрегатов КР и СРС.
После выхода КР из контейнера и пересе-
чения границы «вода-воздух» для варианта
КР морского базирования (отцепки и ухода на
безопасное расстояние от самолета-носителя
для варианта КР авиационного базирования)
бортовая СУ изделия последовательно осу-
ществляет запуск турбореактивного марше-
вого двигателя, сброс отработавшей СРС и,
если необходимо, послестартовый разво-
рот КР на боевой курс. Далее производится
программный набор высоты, включение РВ и
ДИСС; на высоте маршевого полета - вклю-
чение систем РТЗ, программный обход зон
ПВО/ПРО, выход в зону первой коррекции
траектории КР от СНРК. Привязавшись по 2-4
опорным участкам местности, бортовая СУ с
минимальными ошибками выводит крылатую
ракету в зону цели, осуществляет переключе-
ние режима РТЗ, перевод КР в пикирование,
взведение и подрыв БЧ.
В марте 1977 г. была образована оператив-
ная группа ЦКБМ для координации, контроля
и обеспечения работ по созданию комплексов
«Метеорит-М» и «Метеорит-А» во главе с заме-
стителем генерального конструктора ЦКБМ по
СУ В.Е. Самойловым.
В июне 1977 г. приказом министра обще-
го машиностроения был создан совет глав-
ных конструкторов по СУ КР «Метеорит» для
осуществления технического руководства, ко-
ординации и решения научно-технических
вопросов, связанных с разработкой систе-
мы управления. От ЦКБМ в состав совета во-
шел заместитель генерального конструктора
Г.А.Ефремов.
В работах по идеологии построения, разра-
ботке, экспериментальной отработке на стен-
дах и при натурных испытаниях бортовой СУ и
радиоэлектронного оборудования ракеты, КСУ,
ССУ от приборного комплекса ЦКБМ наиболь-
ший вклад внесли: В.Е. Самойлов, В.В. Сач-
ков, Г.И. Дмитриев, П.Я. Федоров, А.И. Бур-
ганский, С.Н. Зимин, А.В. Туманов, В.И. Уткин,
Н.В. Баранов, Ю.А. Брагин, В.И. Шимчук,
Е.А. Ксенофонтов, Я.И. Губанов, В.А. Гонтарев,
А.Н. Кочкин, О.П. Дубенсков, О.Н. Смирнов,
Д.П. Легошин, Б.Ф. Ольшевский, В.П. Мяс-
ников, В.П. Иванов, О.И. Иванова, М.В. Боль-
шаков, М.В. Изместьев, И.П. Переверзев,
В.П. Шестаков, Г.И. Толмачев, В.В. Пасивкин,
И.П. Ильин, А.В. Хопин, С.М. Горбачев, С.С. Ки-
риченко, А.М. Мурзин, Е.Н. Кравцов, С.С. Чер-
нов, В.С. Подмазо, Л.А. Ребарбар, В.П. Неве-
ров, А.А. Агафонов, Н.Н. Орлова, И.Ф. Сивкин,
В.Я. Вдовиченко, А.А. Дьякин, В.С. Ковалев,
В.К. Овчинников, Н.А. Миронов, В.В. Петров,
В.Н. Ненюков, В.С. Лемдянов, А.А. Цаплин,
В.А. Яковлев, М.И. Горбачева, В.И. Серге-
ев, С.А. Копьев, В.М. Шпагин, О.М. Задумин,
А.Н. Фесенко, Н.Г. Авраменко, В.А. Рома-
нов, В.Т. Жлуктов, Б.А. Карягин, Ю.А. Пашин,
С.А. Сливко, В.К. Шило, И.Н. Абезяев, А.С. Дья-
чишин и многие другие.
г
Комплекс командных приборов
Основа бортовой СУ - инерциальная нави-
гационная система - включала комплекс ко-
мандных приборов (ККП) и специализирован-
ный преобразователь.
Вспоминают разработчики ККП:
«НИИ ПМ приступил к созданию комплек-
са командных приборов для системы управле-
ния крылатой ракеты «Метеорит» по ТЗ КБЭ в
1977 г.
В ракетной технике ККП выполняет роль
инерциального датчика информации о пара-
метрах движения объекта. В отличие от ККП
баллистических ракет гироприбор для КР «Ме-
теорит» функционировал в замкнутом контуре
системы инерциальной навигации, поэтому он
должен был постоянно находиться в плоскости
местного горизонта. Для решения этой задачи
104
_ ЯРКИЙ СЛЕД
КРЫЛАТОГО «МЕТЕОРИТА»
гироприбор принимал и с высокой точностью
отрабатывал управляющие сигналы, поступа-
ющие от БЦВМ СУ.
Кроме того, в ходе полета гироприбор дол-
жен был обеспечивать возможность неограни-
ченного маневра КР по рысканию. Существен-
ным являлось также то, что время активной
работы прибора составляло до 1,5-2 ч (против
5-10 мин для ККП баллистических ракет).
Наконец, ККП для КР «Метеорит» по габари-
там задавался гораздо более компактным, чем
для всех ранее разработанных изделий.
Следует отметить, что к моменту начала дан-
ной разработки в отечественной гироскопиче-
ской отрасли не было готовых к применению
чувствительных элементов (гироблоков и ак-
селерометров), а также электромеханических
элементов, пригодных для построения столь
точного и малогабаритного гироприбора. Ра-
бота по созданию таких элементов велась па-
раллельно с разработкой принципиальных ре-
шений по конструкции прибора, системам
автоматического регулирования и электрон-
ным устройствам (в этой связи особо следует
отметить разработку малогабаритного поплав-
кового гироблока и принципиально нового ма-
логабаритного кварцевого акселерометра).
Требования по габаритам прибора не по-
зволяли использрвать традиционный спо-
соб создания разгрузочных моментов по осям
стабилизации путем применения асинхрон-
ных двигателей с редукторами. Решение было
найдено в виде безредукторного коллекторно-
го двигателя постоянного тока.
Для обеспечения неограниченных угловых
маневров крылатой ракеты в гироприборе по-
требовалось установить дополнительное коль-
цо и по одной из осей применить коллекторный
токоподвод. Поскольку контактные способы по-
дачи токов через кардановые кольца во всех
предыдущих изделиях не применялись, потре-
бовалась разработка совершенно нового токо-
подвода с решением большого количества во-
просов по надежности контактирования цепей.
В крылатой ракете гироприбор подвергает-
ся значительно большему по величине и про-
должительности вибрационному воздействию,
чем аналогичный прибор на баллистической
ракете, поэтому впервые была применена
специализированная амортизация карданова
подвеса и гироплатформы с чувствительными
элементами.
Благодаря квалификации и целеустремлен-
ной работе сотрудников НИИ ПМ все проблем-
ные вопросы были успешно решены. Резуль-
таты их дали возможность в короткое время
разработать конструкцию малогабаритно-
го гироприбора (следует отметить, что неко-
торую помощь оказало изучение имевшегося
тогда в НИИ ПМ образца инерциальной систе-
мы фирмы «Коллинз»).
В процессе создания ККП потребовалась
разработка ряда новых приборных систем и
электронных устройств. Особое место отво-
дилось аналого-цифровым преобразовате-
лям, которые не только обеспечивали штатное
функционирование прибора, но и позволяли
осуществлять решение точностной задачи на
уровне чувствительных элементов (гиробло-
ков и акселерометров). Так, преобразователь
типа ПНЧ решал задачу перевода в цифровую
форму аналоговых сигналов в системе обрат-
ной связи акселерометра, а преобразователь
типа ПКТ выполнял перевод цифровой инфор-
мации от БЦВМ в управляющий ток датчика
момента гироблока, что необходимо для при-
ведения во время полета КР гироплатформы в
местный горизонт.
Информационная связь между БЦВМ и ККП
была переведена с параллельного кода на по-
следовательный с использованием уплотнен-
ного канала обмена, что дало существенный
выигрыш в массе бортовой кабельной сети КР
(для этого было разработано и введено в со-
став гироприбора устройство преобразования
кодов - УПК).
Все электронные устройства были выпол-
нены в резервированном исполнении. Для
сокращения их массы и габаритов впервые в
НИИ ПМ были внедрены микросборки. С этой
же целью ККП был разработан в виде моно-
блока, в котором «механика» и «электроника»
были размещены в едином корпусе. Следу-
ет отметить, что данное техническое реше-
ние породило проблему обеспечения рабо-
тоспособности ККП в условиях выделения в
малом конструкционном объеме большой те-
пловой мощности. Эта проблема была реше-
на совместно с ЦКБМ путем введения спе-
циализированной системы охлаждения ККП,
запитываемой от общей системы охлаждения
приборного отсека КР.
Поскольку обмен информацией с системой
управления ККП велся в цифровом виде, этот
же принцип использовался и в заводской ис-
пытательной аппаратуре. С этой целью в КИА
впервые была введена цифровая вычислитель-
ная машина «Цунами» собственной разработки
НИИ ПМ. Были созданы алгоритмы обработки
информации в текущем темпе времени и про-
граммы управления прибором от цифрового
комплекса КИА. Кроме того, в НИИ ПМ был соз-
дан специальный стенд, имитирующий угловую
качку основания (носителя КР). На этом стенде
105
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ КОМПЛЕКСОВ
ТНОГО ОРУЖИЯ С КР «МЕТЕОРИ1
Виктор
Иванович
Кузнецов,
главный конструктор
НИИ прикладной
механики
отрабатывалась работоспособность ККП в ре-
жиме инерциальной навигации.
Размещение крылатых ракет на мобильных
носителях потребовало решения задачи пред-
стартовой выставки гироплатформы на под-
вижном основании (впервые в практике НИИ
ПМ). С этой целью в КБ «Электроприбор» были
разработаны специальные алгоритмы началь-
ной выставки ККП, учитывающие информацию
от навигационных комплексов носителей КР
«Метеорит».
Московским заводом электромеханиче-
ской аппаратуры и Омским электромеханиче-
ским заводом было изготовлено несколько сот
приборов. Они были использованы для ЛОИ и
СОИ, комплексных испытаний на стендах КБ
«Электроприбор» и ЦКБМ, а также в процес-
се проведения летно-конструкторских испыта-
ний КР.
Имевшие место отказы приборов носили, как
правило, производственный характер. После
восстановления приборы поставлялись заказ-
чику без замечаний по их работоспособности.
В процессе проведения летных испытаний
имел место всего один случай отказа прибора.
Но этот единственный случай следует выде-
лить особо, так как он имел весьма «громкие»
последствия, а именно стал причиной аварий-
ного пуска ракеты.
Как показал последующий анализ, имела ме-
сто аномальная работа системы регулирова-
ния высоты полета, которая была связана с по-
вышенной нестабильностью нулевого сигнала
вертикального акселерометра ККП. Нестабиль-
ность этого параметра, в свою очередь, явилась
следствием воздействия на маятник акселеро-
метра нового (ранее совершенно неизвестно-
го для приборов подобного типа) фактора, в ка-
честве которого выступил электростатический
заряд емкостного датчика акселерометра. Этот
случай наглядно демонстрирует уровень слож-
ности технических проблем, которые сопрово-
ждали разработку нового ККП.
Несмотря на трудности и отсутствие преце-
дентов, большой творческий коллектив научных
и технических специалистов НИИ ПМ, возглав-
ляемый главным конструктором академиком
В. И. Кузнецовым, с энтузиазмом откликнул-
ся на предложение генерального конструктора
ЦКБМ В. Н. Челомея принять участие в интерес-
ной работе, и это открыло для НИИ ПМ новое
направление в гироприборостроении.
Наибольший вклад в успех этой работы
внесли Н.Н. Духанин (разработка прибора в
целом), Б.А. Казаков (разработка приборных
систем авторегулирования), В.Н. Владимиров
и В.Д. Кобиляков (разработка гироплатфор-
мы), А. Н. Шеломков и В. П. Доронин (гироблок),
В. И. Курносов (маятниковый акселерометр),
Е.Н. Стриженов (УПК), А.М. Митлин, В.Ф. Уткин
(преобразователи сигналов), М.А. Величко
(исходные данные по алгоритмам начальной
выставки), И. В. Боровик (конструкция прибо-
ра), Е.А. Иванов (токоподвод), В.И. Львов (без-
редукторный двигатель), М.И. Суров (КИА),
В.Н. Шекшня( стенд, имитирующий качку осно-
вания), Л.Н. Слезкин (точность). Все вопросы с
головными предприятиями успешно решались
под руководством О.Ю. Райхмана. Общее ру-
ководство работами осуществлял И.Н. Сапож-
ников.
Многие новшества по построению гиропри-
боров, освоенные при создании ККП для КР
«Метеорит», были успешно применены при
создании последующих типов приборов, в
частности, для ракеты-носителя «Рокот», кос-
мических станций «Мир» и МКС».
Особенности разработки
СУ комплексов «Метеорит-М»
и «Метеорит-А».
Бортовая цифровая
вычислительная машина (БЦВМ).
Программное обеспечение
Вспоминают специалисты КБ «Электропри-
бор»:
«Задача создания системы управления ра-
кетного комплекса «Метеорит» отличалась от
ранее выполненных предприятием разработок
по целому ряду принципиально новых характе-
ристик. В частности, требовалось:
•	применение нетрадиционного для бал-
листических ракет состава измерителей
параметров движения ракеты - 4-осно-
го гиростабилизатора, датчиков угловых
скоростей, доплеровского измерителя со-
ставляющих скорости, системы коррекции
СИН по радиолокационным картам мест-
ности, радиовысотомера;
•	вводились чрезвычайно жесткие ограни-
чения на габариты и массу бортовых при-
боров;
•	требовалась предстартовая подготовка КР
на подвижном основании;
•	применение бортового и «наземного» ком-
пьютеров с характеристиками, значитель-
но превышающими имевшиеся на начало
разработки;
•	интеграция процедур подготовки данных
на пуск и оперативного расчета полетных
заданий.
При этом было ясно, что решение этих но-
вых и чрезвычайно сложных задач будет про-
106
КРЫЛАТОГО МЕТЕОРИТА
ходить в условиях интенсивного потока из-
менений и дополнений исходных данных со
стороны головного разработчика комплекса
ракетного оружия. Такое положение дел явля-
лось вполне закономерным для ранних этапов
не имеющей аналогов разработки принципи-
ально нового изделия с уникальным составом
бортового оборудования.
Ответом на этот вызов явилась реализо-
ванная де-факто технология «быстрого реа-
гирования». Ее суть сводилась к исключению
или резкому сокращению формальных проце-
дур и оперативному принятию совместных ре-
шений. Это означало, по сути, что проблемы и
цели ЦКБМ и КБ «Электроприбор» рассматри-
вались как общие и решались в режиме непре-
рывного диалога с учетом возможностей и ин-
тересов обеих структур.
Гпавными «архитекторами» технологии «бы-
строго реагирования» со стороны ЦКБМ были
Г.А. Ефремов, В.Е. Самойлов (затем А.Ф. Бог-
данов, О.Я. Артамасов) и заместитель главно-
го конструктора КБ «Электроприбор», началь-
ник теоретического отделения Я.Е. Айзенберг.
Данная технология оказала определяющее
влияние на качество и совершенство перспек-
тивной СУ в рамках жестких директивных сро-
ков разработки и беспрецедентно сложной
программы летно-конструкторских испыта-
ний, проводимых параллельно для вариантов
морского и авиационного базирования КР.
Опыт создания СУ, приобретенный КБ
«Электроприбор» в ходе разработки ракетно-
го комплекса «Метеорит», задел по методоло-
гии проектирования и отработки конструкции
приборов, технологии производства позволи-
ли предприятию в последующем «мягко» вой-
ти в процесс создания систем управления
для сверхтяжелой PH «Энергия» и ряда МБР,
представлявших новую эпоху в отечествен-
ном, а может быть, и в мировом ракетострое-
нии, и успешно его пройти.
Еще один позитивный аспект работ по «Ме-
теориту» - качественное совершенствова-
ние кадрового состава КБ «Электроприбор».
За период с конца 70-х до начала 80-х годов
на предприятии выросло целое поколение вы-
сококвалифицированных специалистов, про-
шедших школу сложной разработки.
И наконец, опыт управления большой мно-
гопрофильной кооперацией соисполнителей,
который получил руководящий состав пред-
приятия, обеспечил его готовность к решению
задач создания новых систем управления уни-
кальными техническими объектами.
После успешного опыта разработки, отра-
ботки и внедрения первой БЦВМ 15Л579 в си-
стемы управления МБР разработчикам аппа-
ратуры необходимо было решить еще более
сложную задачу - создать БЦВМ для СУ крыла-
той ракеты «Метеорит».
Данная БЦВМ должна была быстро, без-
ошибочно и надежно решать, кроме традици-
онных задач управления полетом ракеты, еще
и задачи высокоточной навигации КР по ради-
олокационным картам местности.
По оценкам специалистов в новой БЦВМ не-
обходимо было увеличить быстродействие в
5 раз, разрядность вычислений в 2 раза и объ-
емы памяти в 2-8 раз. И все это - при крайне
жестких требованиях к габаритно-массовым
и энергетическим характеристикам. В наших
предыдущих разработках не было прецедента
столь сложной задачи.
Прежде всего решили определиться с
основной элементной базой для построения
приборов, поскольку элементная база малой
интегральности, которая применялась в пре-
дыдущей БЦВМ, не обеспечивала ни требуе-
мых ГМХ, ни требуемого быстродействия.
На тот период времени в СССР уже ве-
лись разработки аппаратуры с применени-
ем бескорпусных электрорадиоэлементов и
использованием гибридной технологии на
тонких и толстых пленках. Этой уникальной
и дорогой технологией владели некоторые
предприятия МЭП для изготовления единич-
ных образцов аппаратуры космического на-
значения.
Рассмотрев возможности освоения серий-
ного производства БЦВМ на бескорпусных
электрорадиоизделиях (ЭРИ), главный кон-
структор В. Г. Сергеев принял решение при-
менять их в разработке для КР «Метеорит». И
здесь надо отдать должное конструкторам и
технологам, которые успешно решили эту за-
дачу совместно со специалистами ЦКБМ, раз-
мещая аппаратуру СУ в отведенных объемах.
К сожалению, в тот период времени выбор
у разработчиков в части элементной базы был
крайне ограничен. Предприятия МЭП страны
только начали осваивать изготовление микро-
схем средней интегральности, и этих предпри-
ятий были считанные единицы. А авторитетных
и серийно способных предприятий было, по
сути, только два: это ВЗПП (г. Воронеж) и ПО
«Интеграл» (г. Минск). На ЭРИ этих предприя-
тий мы и сделали ставку.
Надо отметить, что хроническое отставание
микроэлектроники в нашей стране от мирово-
го уровня заставляло разработчиков аппарату-
ры (чтобы обеспечить требуемые параметры
СУ) ориентироваться на перспективную, но
еще не полностью отработанную элементную
107
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ КОМПЛЕКСОВ
РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР «МЕТЕОРИТ'
Ч11'
базу. Фактически процесс отработки схемо-
технических решений проходил одновремен-
но с отработкой технологии изготовления ин-
тегральных микросхем ( ИМС).
Естественно, такое положение дел ослож-
няло нашу работу, но одновременно позволя-
ло применять самые последние разработки
предприятий МЭП, обеспечивая этим наилуч-
шие характеристики новых приборов.
В результате остановили выбор на мало-
мощной ИМС средней интегральности с до-
статочно высоким быстродействием серии
134, а для впервые разрабатываемой опера-
тивной памяти - БИС 541РУ1, и не ошиблись в
выборе.
В части архитектурного построения БЦВМ
проблема была аналогичного плана. С одной
стороны, те же жесткие требования к ГМХ, а
с другой - требования алгоритмистов и про-
граммистов к располагаемым объемам па-
мяти, разрядности вычислений и быстродей-
ствию процессора.
Следует отметить, что на всем протяже-
нии полета БЦВМ СУ обеспечивает про-
ведение контроля систем и самоконтро-
ля. В случае обнаружения неисправностей
БЦВМ осуществляет переконфигурацию
программно-аппаратных ресурсов для макси-
мально полного выполнения полетного зада-
ния (структура БЦВМ была принята в трехка-
нальном исполнении с мажоритированием и
адаптацией на уровне устройств памяти).
В результате совместных усилий многих спе-
циалистов была реализована рациональная и
эффективная архитектура БЦВМ, что обеспе-
чило успешное решение задач управления не
только КР «Метеорит», но и многих других пер-
спективных изделий. Отдельной важнейшей
задачей было обеспечение высокой надежно-
сти функционирования аппаратуры СУ.
Впервые в практической реализации оте-
чественной бортовой аппаратуры был приме-
нен метод глубокого мажоритирования трех-
канальной структуры БЦВМ на уровне 8-10
микросхем ее логического ядра с полным кон-
тролем информации в узлах мажоритирова-
ния. Этот метод обеспечил возможность функ-
ционирования БЦВМ даже при возникновении
нескольких устойчивых отказов в разных узлах
мажоритирования (работа в т.н. режиме нако-
пления отказов), одновременно решалась и
проблема парирования единичных сбоев, вы-
званных старением элементов или возможны-
ми внешними воздействиями.
Подтверждением высокого уровня прове-
денных работ явились докторская диссертация
начальника приборного отделения А.И. Криво-
носова и кандидатские диссертации В.И. Спи-
ридонова, Г.С. Бестаня, Ю.Г. Нестеренко,
И. И. Корниенко, Н.К. Байды, В. И. Денисова и
О.М. Дерфеля.
Надо отдать должное дружному коллек-
тиву приборного отделения, настойчивости
и целеустремленности его руководителей -
А.И. Кривоносова, В.П. Леонова, Г.С. Беста-
ня, Н.В. Кириченко, Д.Н. Мерзлякова, И. В. Бо-
даева, а также таланту и трудолюбию его
ведущих специалистов - Ю.Е. Ромащенко,
И.И. Корниенко, Ю.Г. Нестеренко, В.А. Кал-
мыкова, В.М. Миролюбского, Б.Н. Кучера,
Л.А. Сулимея, Г.Н. Черткова, Д.Н. Смурного,
В.Ф. Перетятько, М.П. Давиденко, А. Г. Щерба-
ченко, В.А. Кускова, Б.Я. Сукачева, Н.И. Нови-
кова, В.П. Супруна, Н.Н. Столяра, А.А. Тищенко,
В.П. Шеина, В.В. Середы, В.П. Псарева, В.Г. Че-
чиля, В.И. Сычева, А.В. Баранова, Н.Ф. Мехов-
ского, В.Н. Троща, В.В. Куванова, В.Г. Палего,
А.И. Токмакова, К.П. Чухриенко, С.П. Базючен-
ко, Л.Л. Слудникова, В.М. Кочина, Ю.Э. Бабу-
рова и многих других, чей труд обеспечил вы-
полнение ответственной задачи по созданию
аппаратуры для системы управления КР «Ме-
теорит».
В части компоновки самих приборов был
также реализован целый ряд оригинальных
решений, среди которых наиболее эффектив-
ными явились:
•	применение способа пакетной компонов-
ки плат в блоках путем объединения плат
с одной стороны общим жгутом. Это обе-
спечило возможность раскрытия блоков с
помощью «перелистывания» плат и досту-
па к ЭРИ при регулировке;
•	для обеспечения тепловых режимов ЭРИ
в конструкции БЦВМ был предусмотрен
подвод воздуха от системы термостаби-
лизации ракеты;
•	при разработке ОЗУ вместо ранее исполь-
зуемых ферритовых кубов памяти были
применены электронные БИС, что на по-
рядок снизило габаритно-массовые ха-
рактеристики блока.
По своим удельным характеристикам при-
бор был лучшим среди аналогичных разрабо-
ток родственных предприятий МОМ.
Много сил вложили в решение этих задач ру-
ководители и ведущие специалисты конструк-
торского отделения: И.М. Брынцев, Г. В. Каше-
варов, А.В. Сипин, А.И. Еремин, Н.Л. Сербин,
М.П. Линник, В.В. Середин, В.В. Максименков,
В.Д. Дьяконов, В.А. Цветков, В.П. Сальников,
В.Н. Островский, А.В. Сербин, ГА. Дождев,
В.Н. Горбунов, И.И. Зусмановский, Н.И. Игна-
тьев, Е.П. Середа, А.И. Лановенко, А.В. Молод-
108
* ‘ ЯРКИЙ CJTEZ
КРЫЛАТОГО МЕТЕОРИТА
цов и многие другие, а также работники отдела
главного технолога: И.А. Авраменко, Н.П. Груд-
цин, А.П. Яковлев, В.Д. Говоруха, Г. В. Павлен-
ко, В. И. Копусь, В.М. Ефимов, А. К. Балюк и др.
Дефицит времени при создании системы
управления КР «Метеорит», в частности, при
разработке сложного программного обе-
спечения, потребовал эффективной техно-
логии программирования бортовых ЦВМ.
Разработка ПО была поручена лаборатории
под руководством А.В. Бека (ведущие спе-
циалисты К.А. Филиппова, М.А. Чернышев,
В.П. Максимов, З.Д. Бобырева). За плечами
коллектива уже был опыт создания цифро-
вых СУ МБР станции «Алмаз».
Практически одновременно шла разработ-
ка ПО бортовой СУ изделий, стартующих с на-
земного стенда, подводной лодки и самолета,
имеющих абсолютно разные принципы пред-
стартовой подготовки и начального участка по-
лета. Разработку программного обеспечения
ЦВМ корабельной системы «Клевер» и само-
летной «Лира» возглавил Ю.М Златкин (основ-
ные специалисты Е.И. Дудник, В. Г. Ворончен-
ко, А.П. Сергиенко, В.Г. Самило, П.В. Чубчик).
Без автоматизации процесса програм-
мирования такие объемы ПО осилить было
бы невозможно. В отделе под руководством
Б.М. Конорева были отработаны принципы по-
строения автоматизированных систем произ-
водства программ и генерации контрольных
примеров, что позволило в значительной мере
исключить ручной труд при кодировании и ве-
рификации создаваемых программ.
Одной из главных «болезней» цифровых
систем управления было отсутствие в то вре-
мя оперативности при реализации изменений
в ПО. В силу разных причин уже после постав-
ки аппаратуры СУ с «прошитым» ПЗУ на ра-
кетный завод или даже на место старта воз-
никала необходимость внесения изменений
в алгоритмы управления и соответственно, в
ПО. Это требовало практически полного по-
вторения производственного цикла коррек-
ции ПО, его верификации и, самое тяжелое,
«перепрошивки» ПЗУ. В зависимости от слож-
ности коррекции процесс занимал от 2 до 4
месяцев, что приводило к большим задерж-
кам в проведении ЛКИ. Подобные задержки,
естественно, не устраивали заказчика, голов-
ного разработчика комплекса РО и руководи-
телей всех уровней.
Следует отметить, что Я.Е. Айзенберг, ис-
пытывая на себе неудовольствие руководите-
лей отрасли, В.Н. Челомея лично, использовал
все свои возможности для решения пробле-
мы оперативной коррекции ПО. В результа-
те специалистами КБ «Электроприбор» была
создана оригинальная система динамической
коррекции программ, которая обеспечива-
ла реализацию изменений «прошитого» в ПЗУ
БЦВМ программного обеспечения.
Одним из важных моментов обеспечения
надежности ПО было внедрение в технологию
проверки полетного задания на конкретный
пуск операции «электронного пуска», при ко-
тором моделируется полет КР с заданным ПЗ
(с «замыканием» модели крылатой ракеты на
БЦВМ с реальной программой)».
Стабилизация маршевой
и стартово-разгонных ступеней
Особенности разработки
системы стабилизации
Вспоминают специалисты КБ «Электропри-
бор»:
«В нашем КБ проектирование системы ста-
билизации КР было поручено лаборатории
В. Г. Сухореброго, специалисты которой уже
имели опыт проектирования систем стабили-
зации межконтинентальных баллистических
ракет.
Особенности полета КР, разнообразие ва-
риантов базирования и сжатые сроки вы-
полнения работ обусловили необходимость
привлечения двух секторов лаборатории. Кол-
лектив сектора А.М. Быкова занимался реше-
нием задачи стабилизации КР при старте и на
начальных участках движения (при выходе из
пускового контейнера, на подводном участ-
ке, при разгоне, после отцепки от самолета -
носителя), а коллектив сектора О.М. Белохи-
на - системой стабилизации КР на участке
полета маршевой ступени.
Следует отметить, что особенности динами-
ческих характеристик сверхзвуковой крылатой
ракеты были нам ранее незнакомы. Новыми
были также задачи обеспечения устойчивости
КР при старте с подвижного основания (подво-
дной лодки, самолета-носителя) с учетом вы-
полнения условий безопасности старта. При
этом принципиально новыми являлись две
проблемы - стабилизация КР «Метеорит-М»
на подводном участке и стабилизация изде-
лия «Метеорит-А» на начальном участке после
отцепки от самолета-носителя, когда наблю-
дается сильная интерференция между КР и
крылом самолета-носителя. Кроме того, осо-
бенности функционирования системы наведе-
ния по радиолокационным картам местности
определили дополнительные жесткие требо-
вания по точности стабилизации и минималь-
ному времени выполнения разворотов КР при
Яков
Ейнович
Айзенберг,
заместитель
главного
конструктора
КБ «Электроприбор»
109

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ КОМПЛЕКСОВ
РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР «МЕТЕОРИТ-*4
изменении траектории полета. Особо сложной
задачей являлось обеспечение устойчивости и
высокой точности КР на участке пикирования.
Дополнительно к перечисленным задачам
требовалось реализовать устойчивую работу
регулируемого воздухозаборника на всех по-
летных режимах.
Для решения указанных задач были созда-
ны алгоритмы стабилизации, которые прошли
полный цикл отработки в наземных условиях, а
их надежность и эффективность подтвержде-
ны пусками КР с наземного стенда, подводной
лодки и самолета.
Основными исполнителями работ являлись
С.Ф. Петренко, В.Н. Доренский, В.П. Тищен-
ко, В.П. Хлопяник, А.Н. Ощепков, Е.Ю. Каль-
тя, В. В. Горбач, Н.Г. Кашаба, Т.В. Ткаченко,
Л.Н. Пархоменко, А.Н. Дихтярь, В.П. Москов-
ченко, З.Л. Петришина, Е.П. Беляева, А.Е. Ка-
рабаева, С.Б. Винокурова, Т.Н. Короткова,
Т.А. Балалаева, Л.Р. Герасимова, Л. Б. Штода.
Успех в выполнении работ, безусловно, за-
висел от тесного сотрудничества со специа-
листами ЦКБМ. Высокий профессионализм и
доброжелательное отношение коллектива от-
дела И. С. Чистякова (и в частности, лаборато-
рии А.Ф. Фролова) во многом способствовали
получению положительных результатов без су-
щественных ошибок и доработок».
Рулевые приводы
Представляет интерес история создания
аналоговых рулевых приводов для отклоне-
ния элевонов крыла, руля направления, пане-
лей воздухозаборника и двигателей стартово-
разгонной ступени КР «Метеорит».
В СУ отечественных МБР традиционно при-
менялись аналоговые рулевые приводы с
электрической обратной связью или шаго-
вые приводы с позиционной механической
обратной связью. Но температурные усло-
вия эксплуатации «Метеорита» при различ-
ных вариантах базирования (от -50 до +50 °C),
долговременный аэродинамический нагрев
ракеты в полете (до +180 °C) приводили к то-
му, что статические и динамические характе-
ристики разработанных ранее приводов по-
лучали значительный разброс относительно
номинальных значений, что вело к невыполне-
нию требований по точности и устойчивости
стабилизации изделия.
Специализированные предприятия-разра-
ботчики приводов, рассмотрев технические
требования и сроки поставки данных агрега-
тов, не взялись за их создание. В сложившей-
ся ситуации к работам был привлечен филиал
№ 1 ЦКБМ.
Проблема была решена путем разработки
нового рулевого электрогидравлического сер-
вопривода с позиционной механической об-
ратной связью, в котором в качестве аналого-
вого управляющего устройства применялся
электромеханический преобразователь управ-
ляющего электрического сигнала СУ в пропор-
циональное усилие. По сравнению с серво-
приводами, которые управлялись шаговыми
двигателями, управление посредством пред-
ложенного электромеханического преобразо-
вателя позволяло исключить операцию «об-
нуления» шагового двигателя и резко снизить
мощность управляющего сигнала, что, в свою
очередь, способствовало миниатюризации со-
ответствующей аппаратуры.
Было создано шесть типоразмеров серво-
приводов: для стартово-разгонной ступени,
корневых и концевых (по размаху крыла) эле-
вонов, ленты перепуска ТРД, системы регули-
рования воздухозаборника (два типоразмера).
Широко применялась унификация схемных и
конструктивно-технологических решений, ме-
тодик отработки и регулировки и др.
В США подобные сервоприводы применя-
лись в МБР и PH «Титан» и «лунной ракете» «Са-
турн-5».
Для экспериментальной отработки и изго-
товления сервоприводов потребовалось до-
оснащение производства филиала № 1 ЦКБМ
высокоточным оборудованием, включая спе-
циализированное, для проверки работоспо-
собности и характеристик приводов при дей-
ствии линейных ускорений, вибраций, ударных
нагрузок и температурных воздействий. Прин-
ципиальные схемы предложенных технических
решений были защищены авторскими свиде-
тельствами.
Определяющий вклад в создание новых ру-
левых приводов внесли конструкторский от-
дел Д.В. Будникова, отдел испытаний А.В. Аль-
брехта, опытное производство Ю.И. Зарецкова
(начальники цехов В.Д. Королюк и В.М. Титен-
ков). В работах активно участвовали Ю.Н. Ба-
ранов, Г.Н. Басов, А.П. Видинчук, А.И. Викулов,
А.М. Вишняков, Л.З. Ганопольский, В.М. Гор-
нов, В.К. Иванов, Ю.А. Иванов, В.П. Лукьянов,
А.В. Никитин, В.А. Нефедов, Н.Г. Пашкина,
З.Д. Петраш, Ю.П. Петраш, А.В. Чернявский,
В.С. Шефов, Б.П. Шибалов. Нельзя не отме-
тить вклад специалистов ЦКБМ (И.П. Ильина,
А.В. Хопина и других) и КБ «Электроприбор»
(В.Г. Сухореброго).
Появление нового типа рулевого приво-
да повлекло за собой необходимость разра-
ботки и изготовления стендов, имитирующих
внешнюю нагрузку на исполнительный элемент
110
ЯРКИЙ I___.
КРЫЛАТОГО --МЕТЕОРИТА'
привода (шток). Эти нагрузочные стенды (раз-
работки НИИ ТМ) использовались в КБ «Элек-
троприбор» для исследования характеристик
рулевого привода при моделировании системы
стабилизации.
Система регулирования
воздухозаборника
Разработка системы регулирования возду-
хозаборника маршевой ступени сверхзвуко-
вой КР «Метеорит» началась в ЦКБМ в 1977 г.
(первые проработки выполняли Н.Г Аврамен-
ко, В.В. Лякишев, С.С. Володин и др.). Были
разработаны и внедрены на изделии алгорит-
мы и электронные блоки управления подвиж-
ными панелями ВЗ с учетом оборотов ТРД и
температуры заторможенного потока (дан-
ные алгоритмы были реализованы в БЦВК
СУ). В последующем планировалось внедрить
управление панелями воздухозаборника КР в
замкнутом контуре по информации об оборо-
тах ротора маршевого двигателя, температу-
ре торможения воздушного потока на входе в
ВЗ, полном и статическом давлениях, перепа-
дах давления в контрольных точках воздухоза-
борника, угловом положении подвижных па-
нелей ВЗ.
Работа сопровождалась математическим
и полунатурным моделированием (И.С. Авра-
менко, Н.А. Андреева, Ю.П. Бушаров, И.А. Коня-
хина, Л.С. Шпагина и др.). С целью рациональ-
ного выбора коэффициентов регулирования
системы управления ВЗ в аэродинамической
трубе ЦИАМ (г. Тураево) выполнялись соответ-
ствующие продувки.
Летные испытания системы регулирова-
ния ВЗ в составе изделия (первый успеш-
ный пуск произведен 30 июня 1984 г. - в день
70-летнего юбилея генерального конструк-
тора ЦКБМ В.Н. Челомея) подтвердили ра-
ботоспособность и высокую эффективность
предложенных технических решений. Следу-
ет отметить, что по данной разработке были
получены десятки авторских свидетельств на
изобретения, а также защищены кандидат-
ские диссертации (Г.И. Дмитриев, Н.Г. Авра-
менко).
В работах активно участвовали, помимо
вышеперечисленных специалистов, Б.Г. Ер-
маков, О.М. Задумин, И.П. Ильин, С.А. Ко-
льев, Ю.И. Минаев, Ю.А. Палюкас, Ю.Е. Па-
нюков, А.С. Солдатов, А.П. Титов, Б.В. Трухин,
А.Н. Фесенко, В.А. Фомин, В.Н. Фроло-
ва, А.А. Червяков, В.М. Шпагин , А.И. Сахно,
М.Б. Зыбайлова, Н.М. Лебедева, С.Г. Логи-
нов, М.А. Аляутдинов, И.А. Симаков, В.С. Ал-
дашкина и др.
Начальная выставка
гиростабилизированной
платформы бортовой СУ
Система азимутальной
выставки(прицеливание)
При создании СУ стратегической КР «Мете-
орит» была решена сложная задача - выстав-
ка инерциальной навигационной системы ра-
кеты, базирующейся на подвижном основании
(подводная лодка, самолет), с небывало высо-
кой точностью.
Дело в том, что задача начальной выстав-
ки - приведение гиростабилизированной плат-
формы в плоскость местного горизонта и ее
азимутальное ориентирование относительно
меридиана (направления на север) - для БР и
PH стационарного базирования практически
всегда решалась внутренними системами ком-
плекса командных приборов и системой при-
целивания.
В условиях же подвижности основания, как
линейного, так и углового, подобные подходы
не годятся. В данном случае начальной опор-
ной системой отсчета для выставки СИН раке-
ты является система координат, определяемая
навигационным комплексом носителя. И если
навигационный комплекс ракетоносной подво-
дной лодки в силу ее основного предназначе-
ния создавался не только для судовождения,
но и для информационного обеспечения пред-
стартовой подготовки ракетных систем даль-
него действия, то применявшийся в тот же пе-
риод самолетный навигационно-пилотажный
комплекс был уже «в возрасте» (предназначал-
ся в основном для задач самолетовождения) и
имел недостаточную точность для применения
стратегических КР.
В свою очередь высокие требования к точ-
ности прицеливания КР «Метеорит» диктова-
лись необходимостью безусловного приведе-
ния изделия в первый квадрат коррекции СИН
от СНРК, при этом дальность полета над неин-
формативной поверхностью Земли (например,
поверхностью морей и океанов) могла состав-
лять несколько тысяч километров.
Для варианта КР «Метеорит-М» задача ста-
вилась следующим образом:
•	повысить в ~2 раза точность азимутально-
го наведения (прицеливания) по сравне-
нию с ПКР оперативного назначения «Гра-
нит»;
•	оптические элементы системы прицели-
вания, используемые для азимутально-
го наведения и расположенные на ракете,
не должны ухудшать ее аэродинамические
характеристики;
111

Серафим
Платонович
Парников,
главный конструктор
Киевского завода
«Арсенал»
•	стартовый угол наклона ракеты при выходе
из пусковой установки 45°;
•	свободная для измерений зона - только со
стороны верхнего среза контейнера.
Исходя из изложенных выше требований и
конструктивных ограничений, в ЦКБМ уже на
этапе эскизного проекта была разработана схе-
ма точности комплекса РО «Метеорит-М». Она
включала требования ко всем элементам ком-
плекса, погрешности которых оказывали влия-
ние на суммарную ошибку выведения КР в рас-
четную точку - первый квадрат визирования
СНРК. В их числе погрешности: навигационно-
го комплекса носителя, юстировки ККП при его
изготовлении, ориентации базовых плоскостей
ККП относительно базовых осей ракеты, пуско-
вой установки, носителя и др. Реализация тре-
буемой точности привела к разработке (науров-
не авторских свидетельств) и внедрению:
•	специальных оптических элементов (ОЭ),
симметрично устанавливаемых по бор-
там ракеты, а также механизма уборки ОЭ
внутрь корпуса сразу после выхода КР из
контейнера;
•	способов и методик юстировки ОЭ меж-
ду собой и относительно оптического эле-
мента ГСП;
•	схемы построения системы азимутальной
выставки (прицеливания) на ПЛ и методи-
ки проведения необходимых измерений.
От ЦКБМ участие в этих работах принима-
ли А.Н. Кочкин, О.Н. Смирнов, О.П. Дубен-
сков, Н.Л. Прохорова, Г.Г. Зуева, Б.В. Греч-
нев, В.А. Пашков и др. На отдельных этапах
разработки, отработки и испытаний подклю-
чались В.А. Самойлов, А.Я. Плакхин, В.В. Га-
стинг, С.Б. Якунин, Ю.А. Борисов, В.Е. Яшин,
Ю.В. Попов-Иванов и др.
Аппаратная реализация системы азимуталь-
ной выставки была выполнена в ЦКБ «Арсенал»
(г. Киев) под руководством главного конструк-
тора С.П. Парнякова (основные разработчики
И.Е. Гринюк, Ю.Д. Конычев, Д.Н. Криволапова,
Ю.И. Дядюнидр.).
В разработке математической моде-
ли, описывающей искомое угловое положе-
ние осей СИН ракеты, большую помощь ока-
зали специалисты НИИ ПМ М.А. Величко и
В.М. Котлов.
В процессе создания комплекса РО «Ме-
теорит-М» предполагалось проведение трех
этапов испытаний: пуски с наземного стен-
да (полигон Капустин Яр), с притапливаемого
стенда для отработки выхода ракеты из-под во-
ды и с подводной лодки.
При подготовке к пуску с наземного стенда
первого изделия выяснилось, что планируе-
мая зона расположения оптических элементов
на ракете закрывается от наблюдения соплами
двигателей увода СРС.
Разработчики СРС (филиал № 1 ЦКБМ) с по-
ниманием отнеслись к этой проблеме. После
проведения необходимых расчетов и экспе-
риментов были изменены углы наклона сопел
двигателей увода СРС и проблема визирова-
ния на ОЭ была решена.
На наземном стенде отсутствовала си-
стема крепления КР в ПУ, удерживающая
ее в фиксированном положении до момен-
та окончания режима предстартовой подго-
товки. При заполнении контейнера водой КР
получала положительную плавучесть и из-
меняла свое положение относительно ранее
измеренного. Специальное оборудование,
предназначенное для контроля положения
КР, использовалось в это время на прита-
пливаемом стенде в г. Севастополе, а вре-
мени на изготовление 2-го комплекта не бы-
ло. В течение месяца были разработаны два
новых способа измерений и изготовлено до-
статочно простое приспособление для их ре-
ализации. Оба способа были защищены ав-
торскими свидетельствами и в дальнейшем
использовались для решения задач юсти-
ровки и прицеливания изделий ЦКБМ на дру-
гих носителях.
Необходимо отметить, что при проведении
ЛКИ изделий требовалось подтверждение за-
данной точности начальной выставки СИН КР.
При этом телеметрические и внешнетраектор-
ные измерения давали информацию только о
суммарной ошибке выведения КР в расчетную
точку. Задача разделения ошибок начальной
выставки СИН КР и собственных ошибок СИН
была успешно решена специалистами ЦКБМ
В.Х. Раскиным, А.В. Глазковым, М.В. Изместье-
вым, И.П. Переверзевым совместно со специ-
алистами КБ «Электроприбор» и НИИ ПМ.
Система начальной выставки ГСП
Вспоминают специалисты КБ «Электропри-
бор»:
«Разработка системы начальной выставки
ГСП КР «Метеорит-М» была поручена лабора-
тории В.Н. Доценко, которая имела опыт про-
ектирования систем прицеливания МБР (на
неподвижном основании).
В поставленной же задаче необходимо бы-
ло, во-первых, учитывать в СУ КР информа-
цию от навигационного комплекса подводной
лодки -для компенсации влияния ее движения
на выставку ГСП; во-вторых, в процессе пред-
стартовой подготовки одновременно опреде-
112
ЯРКИН СЛЕД
ЕТЕОРИТА»
\ КРЫЛАТОГО
лять (калибровать) величины угловой скорости
уходов гироплатформы. Такая задача была но-
вой для КБ «Электроприбор».
Работа выполнялась группой В.Е. Бирюко-
ва: В.Н. Ереминым, Т.Г. Молчановой, Л.И. Ма-
риичем.
Поскольку разработка алгоритмов началь-
ной выставки на подводной лодке требовала
огромного объема исходных данных по навига-
ционному комплексу носителя КР, угловым де-
формациям осей ПУ и т.п., а эта информация в
КБ «Электроприбор» отсутствовала, было при-
нято решение разработать на первом этапе мо-
дификации алгоритмов начальной выставки для
наземного и притапливаемого стендов с даль-
нейшей их доработкой до штатного варианта
пуска КР с ПЛ. Для исследования характеристик
алгоритмов по исходным данным НИИ ПМ была
сформирована математическая модель работы
системы начальной выставки (для обеих моди-
фикаций) и проведена оценка точности.
В дальнейшем в связи с большим объе-
мом разрабатываемого ПО для комплексов
«Метеорит-М» и «Метеорит-А» было принято
решение о создании по этой тематике в теоре-
тическом отделении Я.Е. Айзенберга лабора-
тории В.В. Новикова. При этом группа В.Е. Би-
рюкова вместе с перечисленными работами
была передана во входивший в состав лабо-
ратории сектор А.Н. Калногуза. Именно с уча-
стием этого коллектива была завершена от-
работка бортового ПО на исследовательском
и комплексном стендах, а также проведены
успешные пуски КР с наземного и притаплива-
емого стартовых стендов.
После получения исходных данных по нави-
гационному комплексу и параметрам движе-
ния подводной лодки в период предстартовой
подготовки отЛПМБ «Рубин» (разработчик ПЛ)
были созданы и отработаны штатные алгорит-
мы начальной выставки ГСП. Проведено также
математическое моделирование точностных
характеристик начальной выставки. Основны-
ми разработчиками системы были В.Е. Бирю-
ков, В.Н. Еремин, Л.И. Мариич, Ф.А. Копоров,
А.П. Михальский.
При проведении пусков КР «Метеорит» с
подводной лодки замечаний к системе началь-
ной выставки не было.
По другому сценарию развивались события
при разработке системы начальной выставки
для авиационного варианта базирования из-
делия «Метеорит». Мало кто в нашей коопера-
ции верил в возможность осуществления на-
чальной выставки ракетной СИН в полете на
основе информации НПК самолета. Всех сму-
щало то обстоятельство, что специалисты НИИ
ПМ, ближе всех стоявшие к проблеме началь-
ной выставки ККП, заявляли о невозможности
решения этой задачи для данного конкретного
самолета и его НПК.
В то время в НИИ ПМ существовал силь-
ный отдел теоретического обеспечения раз-
работок во главе с В. И. Решетниковым, в
составе которого было целое «созвездие» спе-
циалистов. Это и умудренные опытом практи-
ческих разработок М. А. Величко, В.Л. Петелин,
Л.Н. Слезкин, и молодые сотрудники Л. И. Блю-
мин, В.М. Котлов, Е.П. Петров, С.П. Дейнеко и
другие.
Сейчас трудно сказать, почему Я.Е Айзен-
берг не сомневался в том, что эту задачу мож-
но решить. Его поддерживал В.А. Батаев, кото-
рый любил неординарные задачи. Он заверил
Я.Е. Айзенберга, что эта проблема решаема и
он за это берется.
Основным исполнителем по системе на-
чальной выставки на самолете В.А. Бата-
ев определил молодого ведущего инженера
В.М. Тиховского, «выросшего» на разработ-
ке систем стабилизации баллистических «че-
ломеевских» ракет. Работы велись в секторе
А.Н. Калногуза группой специалистов в соста-
ве Ю.В. Чередниченко, А.В. Агибаловой и др.
С мая 1980 г. все работы, связанные с пред-
стартовой подготовкой систем инерциальной
навигации разработки КБ «Электроприбор»,
были сосредоточены в теоретическом отделе-
нии Я.Е. Айзенберга. А все работы по системе
начальной выставки «Метеорита» были пере-
даны в сектор А.Н. Калногуза.
Много сил и времени было потрачено на соз-
дание математических моделей - описания
динамики самолета-носителя, относительно-
го движения ракеты, подвешенной на пилонах,
НПК самолета и собственно будущей систе-
мы азимутальной выставки. Анализ результа-
тов моделирования привел к выводу, что для
формирования надежных математических мо-
делей необходимо ввести в программу лет-
ных испытаний контроль начальной выставки
непосредственно перед пуском (для каждой
ракеты - с целью анализа совместимости па-
раметров конкретного ККП КР и НПК самолета-
носителя).
При поддержке специалистов ЦКБМ
А.И. Бурганского, О.Я. Артамасова, В.М Ки-
селева в программу ЛКИ «Метеорита-А» был
введен специальный режим испытаний, пред-
шествующий реальному пуску, - «математи-
ческая отцепка», в котором после завершения
предстартовой подготовки ракета «физически»
не отделялась от самолета. При этом система
управления КР осуществляла работу в режиме
ИЗ
инерциальной навигации, а самолет-носитель
имитировал движение ракеты (особенно ин-
формативным оказался предложенный спе-
циалистами ЦКБМ и КБ «Электроприбор» по-
лет «змейкой»). Качество работы как системы
начальной выставки, так и других систем КР, а
также самолета-носителя Ту-95МС (в том чис-
ле его НПК, а также ССУ «Лира») оценивались
послеполетным анализом результатов телеме-
трии и данных внешнетраекторных измерений.
Сейчас уже точно не вспомнить, откуда
произошел термин «математическая отцеп-
ка» и кто его автор. По-видимому, название
«позаимствовано» в МАП, где под этим тер-
мином подразумевались, вообще говоря,
другие виды испытаний. Следует отметить,
что внедрение данного режима в процесс
ЛКИ оказалось чрезвычайно продуктивным.
Трудно даже представить, скольких оши-
бок и материальных издержек удалось из-
бежать благодаря наличию этого режима.
Самое главное, введение «математической
отцепки» как обязательного вида испыта-
ний позволило выявить целый ряд «подво-
дных камней», не обнаружив которые невоз-
можно было обеспечить требуемую точность
навигации КР. Достаточно сказать, напри-
мер, что каждому реальному пуску изделия
иногда предшествовало по 5-7 испытаний
авиационно-ракетного комплекса в режиме
«математической отцепки».
Одновременно удалось выявить ряд осо-
бенностей работы НПК самолета, препятству-
ющих решению задач начальной выставки с
необходимой точностью. Так, к моменту на-
чала ЛКИ при математическом моделирова-
нии получались вполне приемлемые характе-
ристики начальной выставки, но результаты
анализа телеметрии первого же пуска весьма
огорчили. Как оказалось, принятые модели и
допущения не в полной мере соответствова-
ли реальным условиям взаимодействия НПК
и ККП. Выяснилось, что выходные параме-
тры многосвязной и многоконтурной струк-
туры НПК содержат случайные временные
задержки и, кроме того, носят непредсказу-
емый скачкообразный характер изменения.
Это не позволяло обеспечить требуемые точ-
ности начальной выставки, используя только
штатные выходы НПК самолета-носителя. Ну-
жен был доступ к датчикам первичной навига-
ционной информации, т.е. непосредственно
к измерителям в составе НПК - акселероме-
трам, что не предусматривалось штатной схе-
мой подключения.
Не так просто было обойти межведомствен-
ные барьеры, и здесь надо сказать большое
спасибо специалистам-разработчикам НПК,
которые нашли возможности передать в си-
стему управления ракеты требуемую инфор-
мацию. Нам же с этой целью пришлось до-
работать аппаратуру и соответствующее
программно-математическое обеспечение СУ
ракеты и ССУ «Лира».
Реализация отмеченных выше меропри-
ятий позволила решить, казалось бы, не-
разрешимую задачу начальной выставки КР
«Метеорит-А».
Трудно перечислить всех по-настоящему
классных специалистов МАП, с которыми нам
довелось сотрудничать по данной тематике.
Это, в частности, разработчики НПК (предпри-
ятие МИЭА) Ю.И. Панишев, Н.И. Черноморец,
Р.В. Комендант, А.А. Ганин, Н.Ф. Украинский,
М.Ф. Украинская, Н.В. Смирнов. От ГосНИИАС,
головной научной организации МАП по авио-
нике, неоценимую теоретическую поддерж-
ку оказали И.А. Богуславский, О. И. Иващенко,
В.А. Провоторов. В процессе ЛКИ при пусках
КР и испытаниях комплекса в режиме «мате-
матической отцепки» плодотворно работали
специалисты туполевской ЖЛИиДБ В. Т. Кли-
мов, М.Б. Легран, И. И. Сухомлин. И, конечно,
особая благодарность летному составу - пер-
вым пилотам самолета Ту-95МС А.И. Артюхи-
ну, В.С. Добровольскому, главному штурма-
ну Н.И. Толмачеву, штурману В.Н. Седову. Это
люди, чьи деловые качества и профессиональ-
ное мастерство позволили успешно обеспе-
чить натурные испытания нового типа КР стра-
тегического назначения».
Высокоточная навигация КР.
Бортовые радиотехнические
средства коррекции траектории
Система наведения
по радиолокационным
картам местности «Кадр»
Развитие систем навигации по радиолока-
ционным изображениям земной поверхности
происходило как за счет совершенствования
аппаратурных возможностей систем навига-
ции, так и за счет применения все более совер-
шенных математических и цифровых методов
обработки сигналов и данных измерений си-
стемы навигации по радиолокационным кар-
там (СНРК).
При этом оказалось, что доминирующим
фактором повышения точности систем наве-
дения являлось не только улучшение характе-
ристик аппаратуры как таковой, но и в большей
мере применение в максимально возможной
114
ЯРКИН СЛЕД
КРЫЛАТОГО «МЕТЕОРИТА»
степени методов оптимальной обработки дан-
ных, т.е. цифровой обработки и распознавания
изображений на базе критерия среднего ри-
ска.
В качестве контрольных данных при экспе-
риментальной оценке точности СНРК «Кадр»,
как правило, использовались данные внешне-
траекторных измерений системы «Вега», так
как это обеспечивало реальный контроль каче-
ства измерений и высокую степень достовер-
ности получаемых оценок.
Согласно ТЗ, система маршрутной на-
вигации и наведения по радиолокацион-
ным изображениям местности «Кадр» долж-
на осуществлять периодическую коррекцию
траектории стратегической КР «Метеорит»,
сравнивая наблюдаемые в полете изображе-
ния с заранее подготовленными эталонны-
ми. При проведении РЛ-измерений система
должна использовать местность всех типов -
и равнинные, и рельефные участки, содержа-
щие опорные объекты с требуемым уровнем
информативности. Если реальный вектор со-
стояния КР совпадает с программным (т.е.
ракета находится в центре так называемой
зоны неопределенности - ЗН), формируемое
в полете наблюдаемое изображение (НИ) по-
падает в центр эталона. Отклонение векто-
ра состояния КР от его расчетного значения
приводит к вполне определенному смеще-
нию НИ относительно этого центра, по вели-
чине которого и определяются ошибки вы-
вода ракеты в заданную точку наблюдения,
накопленные инерциальной системой к мо-
менту визирования.
Необходимость обеспечения именно марш-
рутной навигации КР задает наиболее сложные
условия выбора реперных участков, посколь-
ку на трассе полета они должны располагать-
ся более или менее равномерным образом. В
этой связи в аппаратуре радиолокатора с син-
тезированной апертурой и в бортовой про-
грамме системы «Кадр» была предусмотре-
на возможность поиска объектов визирования
справа и слева от трассы в широком диапазо-
не дальностей.
Кроме того, по ТЗ система «Кадр» должна
была работать и распознавать РЛ-изображения
местности в любых погодных и сезонных усло-
виях, включая аномальные. Не сразу, но эта
ключевая задача была успешно решена в
1981 г. после перехода на принципиально но-
вый метод распознавания изображений мест-
ности с использованием синтезированных по
цифровым картам эталонов (В.В. Савельев,
Ю.А. Козко).
Юрий
Анатольевич
Козко,
главный конструктор
системы радиокоррек-
ции НИИ ТП
Маршрутная
навигация ЛА
по изображениям
местности
115


СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ КОМПЛЕКСОВ
РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР «МЕТЕОРИТ**
Система наведения «Кадр» КР «Метеорит»
имела 4 режима измерений:
•	ГВ - грубое визирование;
•	ПВ - промежуточное;
•	ТВ - точное;
•	ВТ - высокой точности.
Необходимо отметить, что СНРК «Кадр» со-
вершенствовалась непрерывно на протяже-
нии всех этапов ее отработки как в составе
КР, так и в ходе самолетных испытаний, при-
чем этот процесс происходил в основном за
счет развития бортового математического
обеспечения.
В последней версии бортовой программы
удалось реализовать все передовые научно-
технические решения в области систем на-
вигации/наведения по изображениям объек-
тов, и ее можно рассматривать как наиболее
совершенную бортовую программу СН по
РЛ-изображениям местности.
Введение в СНРК «Кадр» режима высокой
точности позволило НПО машиностроения
совместно с НИИ ТП провести инициативную
НИЭР «Эксперимент», результаты которой да-
ли практическое подтверждение возможно-
сти уже в то время достичь высоких точностей
распознавания РЛ-изображений искусствен-
ных объектов.
Основные принципиальные технические ре-
шения при разработке СНРК «Кадр» были при-
няты на этапе эскизного проектирования аппа-
ратуры.
Аппаратуру разрабатывали специалисты
НИИ ТП: РСА - Ю.А. Козко, Л.А. Садовский,
С.Н. Смирнов, В.И. Иноземцев; спецвычис-
литель - Ю.А. Белянкин, А.Л. Гюне, В.И. Чер-
нышев, Л.А. Садовский. Изготавливали ап-
паратуру завод «Киевприбор», Черниговский
радиоприборостроительный и другие заводы.
Разработчик бортовых алгоритмов - НИИ
ТП (Ю.А. Козко, А.С. Плетнев, В.В. Савельев,
В.И. Иноземцев). Разработка моделей и про-
граммирование спецвычислителя - НИИ ТП
(А.Е. Швырков, В.М. Костусяк, Ю.Г. Черняв-
ский, Б.В. Орловский).
Разработчики алгоритмов расчета ПЗ - НИИ
ТП (В.И. Иноземцев, В.В. Савельев, А.Б. Глуш-
ков, А.Н. Козлов, Н.И. Сметанников), ЦКБМ
(В.Х. Раскин, Е.А. Ксенофонтов) совместно с
ВТУ ГШ МО в части ЗЭ-ЦКМ.
Изготовитель вычислительных комплек-
сов подготовки полетных заданий - НИИ ТП
(А.Н. Козлов и другие) совместно с Минобо-
роны СССР (ВМФ - г. Купавна, ВВС - г. Чка-
ловск).
Самолетные испытания проводились НИИ ТП
на летающей лаборатории Ту-134 (Б.А. Кулев -
начальник, В.А. Фролов, 5 человек из НИИ ТП и 8
человек из ЛИИ им. М.М. Громова) и налетающей
лаборатории Ту-154, позднее Ил-76МД (Т.Г. Му-
синянц - начальник, М.В. Сазонов и другие).
Натурные испытания - НИИ ТП (Ю.А. Коз-
ко, С.Н. Смирнов, А.С. Плетнев, В.В. Савельев,
В.И. Иноземцев и другие).
Обработка результатов - НИИ ТП (В.В. Саве-
льев, Т.Г. Мусинянц, А.Е. Швырков, Д.А. Тито-
вич и другие).
Заданные при проектировании СНРК жест-
кие требования к габаритно-массовым ха-
рактеристикам аппаратуры ограничивают
возможности работы по легкоузнаваемым изо-
бражениям больших размеров. Это приводит
к необходимости доводить точностные харак-
теристики СНРК до требуемого уровня за счет
применения методов распознавания изобра-
жений, близких к оптимальным, а также за счет
использования наиболее характерных (инфор-
мативных) реперных участков местности.
Выбор реперных объектов и подготовка эта-
лонов являются звеньями целого ряда связан-
ных друг с другом задач, решаемых совмест-
но при разработке СНРК. В частности, форма
представления и методика изготовления эта-
лонного изображения должны быть согласо-
ваны с типом алгоритма, использующего этот
эталон при распознавании.
В свою очередь, выбор того или иного ал-
горитма распознавания обеспечивает впол-
не определенный уровень точности измере-
ния СНРК, вследствие чего и селекция опорных
участков местности (СУМ) должна проводить-
ся с учетом типа этого алгоритма, а также схе-
мы визирования. Поэтому решение задачи се-
лекции участков требует знания аналитической
зависимости точности распознавания наблю-
даемого изображения (НИ) от его параметров
(число элементов НИ, отношение сигнал/шум,
накопление и т.п.) и от типа алгоритма. И на-
оборот, анализ этих же зависимостей позво-
ляет осуществлять рациональный выбор па-
раметров СНРК, обеспечивающих требуемые
точностные характеристики на местности с тем
или иным уровнем информативности.
Эффективность распознавания (макси-
мальная точность при минимально допусти-
мой информативности) напрямую зависит от
качества отображения объектов на НИ, а сле-
довательно, от характеристик аппаратуры.
Поэтому перед разработчиками СНРК всегда
возникает проблема выбора оптимального
соотношения между характеристиками (ра-
диолокационными и вычислительными) ап-
паратуры как таковой и уровнем сложности
математической обработки РЛ-данных. Это
116
ЕГяркий СЛЕД
КРЫЛАТОГО МЕТЕОРИТА»
__1____5___-Ш.________
обусловлено необходимостью выполнения
требований ТЗ по точности, по ГМХ, по вре-
мени проведения измерения и т.п.
Для реализации произвольных маршру-
тов КР с обеспечением заданных точностных
характеристик СНРК необходимо предель-
но снизить требования к уровню информа-
тивности местности, который определяется,
во-первых, наблюдаемостью объектов и, во-
вторых, характеристиками самой СНРК. Та-
кое разделение условно, поскольку наблю-
даемость объектов зависит не только от их
природного контраста, но и от параметров
СНРК - достигнутой энергетики, разрешения
и т.п. Анализ этих связей и позволяет опреде-
лить нижний пороговый уровень информатив-
ности, гарантирующий, тем не менее, выпол-
нение требований ТЗ.
Наконец, самое главное - наблюдаемость
объектов связана с природной непредсказуе-
мой изменчивостью характеристик отражения
(ХО) под воздействием сезонных и погодных
факторов, которая проявляется как случайные
колебания знака и величины контраста между
соседними объектами. Отсюда вытекает не-
обходимость оптимального - с точки зрения
стратегии применения СНРК - учета этой из-
менчивости методами подготовки полетного
задания и/или бортовой обработки наблюда-
емого изображения. Критерием оптимально-
сти ввиду специального характера наведения
КР следует избрать инвариантность эталонов и
алгоритмов распознавания к сезонным услови-
ям применения, т.е. полетное задание (ПЗ) для
выбранной траектории в течение года должно
быть неизменным.
К моменту начала разработки СНРК «Кадр»
в конце 70-х годов полностью отсутствовало
удовлетворительное решение проблемы па-
рирования яркостной погодно-сезонной из-
менчивости: эталоны готовились отдельно на
каждый из четырех сезонов, при этом в тече-
ние каждого из них возможность использова-
ния эталонов ограничивалась только случая-
ми коррелированных изменений ХО объектов
участка.
Более полная модель наблюдения должна
была учитывать все существенные факторы,
влияющие на процесс формирования НИ - как
аппаратурные, так и природные. На ее осно-
ве и должна была решаться ключевая задача
синтеза алгоритма, не только статистически
оптимального по отношению к флуктуациям
сигнала, но и устойчивого к случайным и не-
коррелированным сезонным изменениям ХО,
когда не сохраняются ни знак, ни величина
контраста объектов.
Отталкиваясь от результатов решения этой
центральной проблемы распознавания объек-
тов в условиях непредсказуемой яркостной из-
менчивости, следовало решать остальные, в
известной степени подчиненные задачи выбо-
ра опорных объектов местности и подготовки
эталонов.
Результаты НИОКР «Метеорит» позволили
создать и успешно испытать СНРК «Кадр».
В течение 1976-1992 годов по результатам
работы и найденных научно-технических ре-
шений получено более 300 авторских свиде-
тельств, опубликовано свыше 100 статей в от-
раслевом сборнике «Ракетная и космическая
техника». Наследие СНРК «Кадр» востребовано
в НПО машиностроения при разработке и ана-
лизе характеристик систем навигации по изо-
бражениям объектов, получаемых в различных
спектральных диапазонах, а также комплексов
их информационного обеспечения.
Радиовысотомер «Сосна»
Разработка радиовысотомера больших вы-
сот «Сосна» была поручена УПКБ «Деталь».
Главным конструктором темы был назначен
Н.Н. Судоплатов. Основные разработчики -
И.И. Шестаков, М.С. Костенко, В.М. Жуков,
С.П. Климова, А.М. Пашин и другие.
Характерной особенностью РВ «Сосна» явля-
лось периодическое измерение высоты полета
КР. Малое время работы прибора на излучение
значительно повышало его помехозащищен-
ность и скрытность изделия в целом. Сократить
время работы на излучение удалось путем од-
новременного просмотра в период зондирова-
ния всего диапазона измеряемых высот. При
существовавшей в то время элементной ба-
зе это техническое решение, основы которого
были заложены в отраслевой лаборатории ра-
диовысотометрии при Ленинградском инсти-
туте авиационного приборостроения (руково-
дитель - профессор Л.Е. Овчинников), следует
признать передовым.
По инициативе Н.Н. Судоплатова руковод-
ством ЦКБМ было принято решение об органи-
зации тесного сотрудничества с отраслевой ла-
бораторией. При этом сотрудники лаборатории
не только задействовались в разработке схем
прибора, но и принимали участие в испытани-
ях радиовысотомера, а также в работах по осво-
ению «Сосны» в серийном производстве на ПО
«Октябрь» (начиная с 1985 г.). Новизна разра-
ботки радиовысотомера подтверждена рядом
авторских свидетельств, выданных специали-
стам ЦКБМ и отраслевой лаборатории.
РВ «Сосна» в составе КР «Метеорит» в целом
отработал без замечаний (на всех этапах раз-
Николай
Нилович
Судоплатов,
главный конструктор
радиовысотомера
УПКБ «Деталь»
117
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ КОМПЛЕКСОВ
РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР «МЕТЕОРИТ.
работки и ЛКИ). Он продемонстрировал высо-
кую надежность и работоспособность. В под-
тверждение сказанного можно указать на тот
факт, что приборы, изготовленные в конце 80-х
годов прошлого столетия, представляли на тот
период времени передовые разработки.
Доплеровский измеритель
составляющих скорости «Трапеция»
Требования по точности навигации КР «Ме-
теорит» с учетом накопления ошибок СИН в
процессе полета изделия на заявленные даль-
ности потребовали включения в состав бор-
товой системы управления дополнительного
средства определения вектора скорости - до-
плеровского измерителя составляющих скоро-
сти (ДИСС) «Трапеция». Успешный опыт при-
менения ДИСС у ЦКБМ имелся - на изделиях
П-5ДиС-5.
Основная задача ДИСС - измерение значе-
ния доплеровского сдвига частот отраженного
от земной поверхности радиосигнала, несуще-
го информацию о составляющих вектора ско-
рости полета изделия, и выдача измеренных
значений в БЦВМ для коррекции СИН.
В соответствии с техническим заданием
ДИСС «Трапеция» начинал работу в режиме
измерений по командам БЦВМ изделия. Из-
мерения проводились с момента выхода КР на
маршевый участок и вплоть до конца полета
(участка пикирования). При эволюциях изде-
лия со значительными углами крена и тангажа
измерения «Трапеции» не учитывались борто-
вой СУ, так как имели большую погрешность.
Основным функциональным требованием к
ДИСС «Трапеция» являлось обеспечение за-
данной точности измерения составляющих
скорости изделия на всем протяжении полета
КР. При этом важнейшим «противником» раз-
работчиков выступала нестабильность радио-
технических параметров при существенных
изменениях давления и температуры по трас-
се полета.
Создателем «Трапеции» являлось Кон-
структорское бюро «Луч» (г. Рыбинск). Глав-
ный конструктор системы - Ю.А. Сутягин,
ведущие специалисты - Л.В. Шарапов и
Е.А. Черняев. От ЦКБМ в работах по ДИССуча-
ствовали В.Б. Фальковский, А.М. Янчевский,
С.А. Сливко, Д.П. Легошин, В.Б. Ольшевский,
И.И. Глухова, О.Н. Смирнов, Г.Г. Зуева и
другие.
В «Трапеции» использовалось непрерывное
излучение с двойным преобразованием часто-
ты при приеме. Конструктивно прибор пред-
ставлял собой моноблок с двумя плоскими ще-
левыми антеннами (приемной и передающей),
который размещался под радиопрозрачным
обтекателем с нижней стороны приборной ра-
мы отсека Ф2.
Основными проблемами, возникшими при
отработке «Трапеции» в составе изделия, яв-
лялись: необходимость точного знания зна-
чений углового положения осей диаграмм
направленности лучей ДИСС относительно
строительных осей изделия и учет нестабиль-
ного поведения радиотехнических параме-
тров радиопрозрачного обтекателя в зависи-
мости от температуры нагрева при измерении
доплеровских сдвигов частот в процессе по-
лета.
Так, в ходе наземной и летно-конструктор-
ской отработки в составе изделия были выяв-
лены алгоритмические ошибки определения
составляющих вектора скорости, связанные
с дрейфом тангажного угла установки прибо-
ра на приборной раме относительно горизон-
та (что приводило к систематической ошибке
определения составляющих скорости). В ре-
зультате отработки прибора задача была ре-
шена статистическим методом, и система на-
вигации с помощью «Трапеции» обеспечивала
штатную работу СНРК «Кадр».
Также было проведено значительное ко-
личество автономных испытаний отсеков Ф2
на повышенное давление и температуру с
последующими многочисленными и трудо-
емкими измерениями радиотехнических па-
раметров, влияющих на диаграммы направ-
ленности каждого луча ДИСС. В результате
проведенных работ в алгоритмы определе-
ния составляющих скорости были введены
поправки, которые существенно повысили
точность прибора.
Автономные проверки прибора в составе
изделия «Метеорит» проводились в том чис-
ле, с включением полной мощности излуче-
ния. Надо признать, что полностью исключить
просачивание СВЧ-сигнала (с точки зрения
биозащиты персонала) не удавалось. Изме-
рительная контрольно-проверочная аппа-
ратура «Трапеции» должна была находиться
вблизи изделия (при иной конфигурации КПА
длинный кабель вызывал значительные поте-
ри СВЧ-энергии), и персонал, работавший с
ДИСС, подвергался воздействию высокоча-
стотного излучения.
На каждом летном отсеке Ф2 в ОМЗ (г. Орен-
бург) по методикам ЦКБМ и КБ «Луч» про-
водились радиотехнические измерения ко-
эффициентов радиопрозрачности и угловых
отклонений лучей «Трапеции» от номинального
положения, возникающих вследствие неодно-
118
ЯРКИЙ СЛЕД
КРЫЛАТОГО «МЕТЕОРИТА’
родности материала обтекателя. Значения из-
меренных величин заносились в формуляр из-
делия и вводились с помощью перфоленты в
память БЦВМ изделия для учета при вычисле-
ниях составляющих скорости.
Результаты экспериментальной
отработки технологии парирования
яркостной сезонной и погодной
изменчивости изображений
местности в системах наведения КР
Решение проблемы парирования непред-
сказуемой сезонной и погодной изменчи-
вости РЛИ было достигнуто в рамках работ
ЦКБМ по созданию стратегической КР «Мете-
орит» (разработан комплекс передовых тех-
нологий распознавания цифровых изображе-
ний объектов местности без использования
каталогов характеристик отражения).
Традиционно системы наведения ра-
кет по изображениям местности строятся
на основе так называемых корреляционно-
экстремальных систем, принцип действия ко-
торых основан на корреляции наблюдаемого
на борту изображения с яркостным эталоном.
Координаты максимума взаимно корреляци-
онной функции дают результат «привязки».
Однако это происходит только тогда, когда
этот яркостный эталон готовится под опреде-
ленные погодно-сезонные условия, хотя бы и
с ограниченной точностью.
Практическая же реализация этого условия
встретила огромные трудности по нескольким
причинам. Главной из них является непредска-
зуемая природная изменчивость ХО, вызван-
ная сезонно-погодными факторами, к которым
в первую очередь относятся шероховатость и
влажность покровов.
Многочисленные эксперименты по изме-
рению УЭПР покровов и попытки дать сколь-
нибудь приемлемое их теоретическое опи-
сание проводились в 1960-1970 годах в США
(например, фирмами Sandia, GoodYear, много-
численными военными научными центрами) и
в СССР (НИИ ТП, Лабораторией аэрометодов).
Соответственно в эти годы в научно-
технических журналах, особенно в США (на-
пример, IEEE), публиковалось очень много тео-
ретических и экспериментальных работ по этой
тематике. В свою очередь, в НИИ ТП по мате-
риалам Лаборатории аэрометодов в течение
1970-1980 годов предпринимались попытки
по данным РЛ-съемок многочисленных так на-
зываемых районов-аналогов построить ката-
лог ХО для типовых покровов и объектов в раз-
личных сезонных условиях РЛ-наблюдения.
Для этого Лабораторией аэрометодов по
заданию НИИ ТП было совершено большое
количество облетов этих районов и получен
огромный объем РЛ-съемок. Однако (как ре-
зультат) доля обработанных материалов ока-
залась весьма незначительной. Причинами
малой эффективности обработки снимков яви-
лись не столько недостаточная аппаратурная и
кадровая поддержка работ по построению ка-
талога ХО, сколько все большая очевидность
обнаруженной непредсказуемости сезонно-
погодного поведения ХО объектов.
Показательно, что в США публикации по те-
матике ХО практически исчезли еще в конце
1970-х годов. В НИИ ТП исследования по те-
ме каталога ХО также были свернуты, но на не-
сколько лет позже. «Следом» этой многолет-
ней работы НИИ ТП остался макет каталога ХО,
использовавшийся лишь на этапе контрольной
оценки информативности местности и синте-
зированных эталонных изображений. Причи-
на очевидна - в результате широко поставлен-
ных экспериментов исследователи убедились
в практической невозможности построения
достоверных каталогов РЛ-отражения ввиду
экспериментально установленного факта слу-
чайного характера поведения ЭПР объектов во
времени.
В результате подавляющая часть РЛ-
материалов от Лаборатории аэрометодов, на
получение которых были затрачены огромные
средства, оказалась невостребованной.
Заметим, что в первой версии системы на-
ведения «Кадр» для КР «Метеорит» использо-
вался опыт создания и испытаний РЛ-системы
наведения для БР в рамках НИОКР «Маяк»
(главный конструктор системы Ю.А. Козко,
1973-1980 гг.):
•	радиолокатор бокового обзора с синтезом
апертуры;
•	цифровой яркостный коррелятор;
•	синтезированные по цифровым картам
местности (ЦКМ) и макету каталога ХО
яркостные эталоны (зима, лето, весна,
осень).
Именно успешные результаты НИОКР «Ма-
як» послужили причиной включения СНРК
«Кадр» в работы ЦКБМ по комплексу РО «Ме-
теорит».
Для горной местности, над которой прово-
дились ЛКИ системы наведения БР, характер-
на коррелированная яркостная изменчивость.
Но уже первые эксперименты и испытания на-
чальной версии СНРК «Кадр» на КР «Метеорит»,
проведенные на самолете-лаборатории, пока-
зали неперспективность использования яркост-
ного коррелятора на равнинной местности из-
119

' - СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ КОМПЛЕКСОВ
РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР «МЕТЕОРИТ <
за большого количества аномальных привязок,
вызванных некоррелированными колебаниями
(непредсказуемой изменчивостью) яркостей
визируемых объектов. Это затрудняло проклад-
ку произвольных траекторий и вызвало необхо-
димость поиска альтернативных по сравнению
с коррелятором решений задачи распознава-
ния. И такая технология распознавания была
разработана докторами технических наук В.В.
Савельевым и Ю.А. Козко на базе предложен-
ной ими модели случайной яркостной изменчи-
вости изображений местности.
Соответствующие алгоритмические реше-
ния были апробированы в рамках НИОКР «Ме-
теорит» (головной разработчик - ЦКБМ; раз-
работчик системы наведения «Кадр» - НИИ ТП)
в 1980-х годах, когда путем алгоритмическо-
го парирования природной яркостной измен-
чивости РЛ-изображений была минимизиро-
вана необходимость использования каталогов
ХО опорных объектов при подготовке ПЗ. Ката-
логи не использовались при подготовке этало-
нов, а применялись только как вспомогатель-
ное средство при анализе информативности
местности и поиске реперных (опорных) объ-
ектов для маршрутной навигации КР.
Была создана и использовалась техноло-
гия построения трехмерных электронных карт
местности.
Усовершенствованная в рамках этих иссле-
дований технология распознавания и выбо-
ра реперных объектов для многоспектральных
изображений прошла детальную эксперимен-
тальную проверку на нескольких сотнях изо-
бражений из архива РЛИ системы навигации/
наведения «Кадр», подтвердившую ее эффек-
тивность.
Применение семантических алгоритмов
успешно решает проблему яркостной измен-
чивости: несменяемые в течение года (ин-
вариантные) эталоны, синтезируемые по
цифровой карте местности без применения
каталогов ХО, одинаково хорошо работают в
летних и зимних условиях фоноцелевой об-
становки.
Эффективность алгоритма распознавания
зависит не только от самого алгоритма, но и
от свойств конкретного изображения. Характе-
ристики эффективности распознавания, пони-
маемые как функции изображения или участ-
ка местности, наблюдаемого устройством
съемки, называют информативностью данного
участка или изображения.
Ясно, что информативность зависит не толь-
ко от самой местности, но и от того, каким
устройством она наблюдается (разрешающая
способность, шумы, спектральный диапазон
и т.д.). Поэтому более правильно говорить об
Карта
покровов
участка
— — — предсказуемая компонента всего участка по каталогу ХО
:::::::: предсказуемые компоненты отдельных покровов по каталогу ХО
детерминированные компоненты ХО покровов при визировании
случайные компоненты ХО покровов при визировании
Модель
некоррелированной
яркостной изменчи-
вости объектов
Реализации изображения участка в различных сезонных условиях наблюдения
120
. X КРЫЛАТОГО
2 ih э • ..
информативности изображений с учетом ха-
рактеристик сенсора (размеры и разрешение
изображения, уровень шума, накопление, от-
ношение сигнал/шум), а не только самих объ-
ектов (зоны, границы, контрасты УЭПР).
Соответствующий математический аппа-
рат оценки информативности, понимаемой как
точность привязки, был также разработан в хо-
де НИОКР «Метеорит». В этих же комплексах
прошла экспериментальную отработку и тех-
нология синтеза эталонов по ЗО-цифровым
картам местности.
Исследование информативных свойств
местности показало, что они изменяются в
весьма широких пределах. При этом игло-
образная форма экстремума функции прав-
доподобия указывает на высокую точность
распознавания и соответственно на высокую
точность решения навигационной задачи. Для
всех кадров, полученных при ЛКИ КР «Мете-
орит» и с борта самолета-лаборатории, по-
строенные поля функций правдоподобия име-
ли форму расширяющейся книзу иглы.
Практически одинаковый вид полей от-
кликов и самих НИ (самолетного и бортового
для изделия) является наглядным свидетель-
ством адекватности условий проведения обо-
их видов испытаний системы «Кадр». Игло-
образный вид экстремума решающей функции
указывает на высокую точность проведенных
измерений и на хорошее качество синтезиро-
ванных эталонов.
Технология оценки информативности ока-
залась очень гибким инструментом реше-
ния разнообразных задач проектирования
ГСН и их информационного обеспечения.
Она позволяет, например, для выбранно-
го сенсора определить параметры репера
(размеры, контраст), который доставляет
требуемую точность распознавания. Или, за-
даваясь уровнем деградации контраста из-
за сезонно-погодных факторов, можно оце-
нить требуемые размеры площади эталона:
ухудшение наблюдаемости репера (объекта)
парируется совершенно определенным уве-
личением площади эталона для выбранного
сенсора ГСН.
Повышение точности измерений за счет ин-
формационных ресурсов СНРК ведет к сни-
жению порогового уровня информативности
опорных объектов даже при фиксированном
разрешении НИ. Снижение порогового уров-
ня происходит при переходе на более высокое
разрешение НИ, когда опорный объект может
быть представлен детально, с меньшей неувяз-
кой силуэтов зон эталона и наблюдаемого изо-
бражения. Именно по этой причине изначаль-
ная цель создания программы была дополнена
введением режима измерения с формирова-
нием НИ, имеющего высокое разрешение. Ис-
пользование НИ с улучшенным разрешени-
ем позволяет расширить возможности выбора
опорных объектов и соответственно увеличить
точность их распознавания.
Сквозная проверка функционирования си-
стемы «Кадр» с применением автоматизиро-
ванного выбора СУМ всех режимов измере-
ния (грубого, промежуточного и точного) и
проведением контрольных измерений, обе-
спеченных средствами ВТИ, дала возмож-
ность анализа работы системы в «замкнутом
цикле».
Кроме того, при контрольной обработке
материалов самолетных испытаний решался
ряд вспомогательных задач, связанных с де-
тальным анализом и оценкой качества рас-
познавания НИ, а следовательно, качества
синтеза эталонов по ЦКМ при подготовке ПЗ,
формирования НИ бортовой программой,
эффективности интерполяционной проце-
дуры, влияния дополнительных искажающих
факторов и др.
В этой связи необходимо прокомментиро-
вать выбор участков самолетных испытаний
первого этапа в районе горного массива. Он
обусловлен целым рядом существенных сооб-
ражений, касающихся различных сторон и осо-
бенностей проведения испытаний:
•	местность этого типа, как показали более
ранние проработки, является единственно
приемлемой для проведения измерений в
зонах большой неопределенности (для ре-
жима грубой коррекции);
•	наличие выраженного рельефа создает
наиболее жесткие условия по проверке ка-
чества геометрической проекции форми-
руемых НИ и синтезируемых по ЦКМ эта-
лонов;
•	указанный горный район отличается от
остальных, оснащенных средствами ВТИ,
тем, что он географически является бо-
лее близким и доступным для проведе-
ния полетов самолета-лаборатории; при
этом компактное расположение ОУМ всех
режимов (грубого, промежуточного, точ-
ного) в области одной станции ВТИ «Ве-
га» облегчает сопоставление и анализ
результатов, получаемых в широком диа-
пазоне размеров зон неопределенности и
в различных режимах измерения.
Часть самолетных экспериментов была свя-
зана с отработкой режима ВТ, специфической
особенностью которого является работа си-
стемы «Кадр» с НИ повышенной детальности.
121

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ КОМПЛЕКСОВ
РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР «МЕТЕОРИтХ^
При обработке информации, полученной в хо-
де полетов самолета-лаборатории в мае-июне
1989 г., основное внимание уделялось срав-
нительным характеристикам кадров, снятых
по одному и тому же объекту в режимах ТВ и
ВТ. Из ОУМ этого района использовался сла-
бо всхолмленный участок с минимально допу-
стимым для режима ТВ уровнем информатив-
ности. Сравнительный анализ наблюдаемости
опорного объекта в режимах ТВ и ВТ при фик-
сированных сезонных условиях должен был
выявить запас по устойчивости измерений на
малоконтрастных объектах, обусловленный
применением именно режима ВТ.
Перед началом испытаний программа про-
шла всестороннюю проверку на программной
комплексной модели и на комплексном стенде
наземной отработки (Д.А. Титович), результа-
ты которой подтвердили достижение постав-
ленных при ее разработке целей, а именно
повышение точностных характеристик и на-
дежности измерений системы «Кадр» во всех
режимах.
В результате проведения самолетных
испытаний системы навигации «Кадр» на
самолете-лаборатории Ил-76МД с привле-
чением контрольных измерений станций ВТИ
«Вега» экспериментально продемонстри-
ровано расширение возможностей СНРК
«Кадр» по выбору опорных участков во всех
режимах измерения за счет внедрения наи-
более совершенной версии бортовой про-
граммы.
Для оценки точности системы «Кадр» при
работе по искусственному объекту (группа
из 8 уголковых отражателей), установленно-
му на ОУМ, проводились самолетные испыта-
ния в рамках работ по НИЭР «Эксперимент». В
них использовалась система «Кадр», установ-
ленная на самолете-лаборатории Ил-76МД
(Т.Г. Мусинянц, М.В. Сазонов) с программой.
Были привлечены средства внешнетраек-
торных измерений («Вега-Т»).
Синтез эталонов проводился по ЦКМ ОУМ,
куда дополнительно были нанесены точечные
объекты, соответствовавшие расположению
уголковых отражателей по данным их геоде-
зической привязки (Е.А. Ксенофонтов).
Экспериментальные точки отклонений из-
мерений «Кадра» от данных ВТИ аппроксими-
ровались эллипсом рассеяния, большая ось
которого была ориентирована в направлении
скоростных вариаций, а малая - в направлении
задержки сигнала.
Суммарно к этим источникам рассогласова-
ния добавляются ошибки картографирования и
стабилизации ориентации самолета.
Полученные результаты экспериментально
подтвердили достигнутый уровень предельных
погрешностей измерения СНРК «Кадр» в режи-
ме ВТ порядка половины дискрета.
Выводы о работе СНРК
В ходе работ по СНРК комплекса РО «Метео-
рит» были получены новые научно-технические
результаты, к которым следует отнести:
•	Решение проблемы парирования непред-
сказуемой яркостной изменчивости изо-
бражений объектов на базе разработанной
технологии распознавания. Реализация
этой технологии в системах наведения по-
зволила:
а использовать синтезированные по
ЗО-картам эталоны, инвариантные к
сезонно-погодным условиям, без по-
строения и задействования сложной
инфраструктуры прогноза этих усло-
вий в районе применения;
а отказаться от построения и использова-
ния при подготовке ПЗ многомерных и
малодостоверных каталогов ХО.
•	Разработку матричного аппарата оценки
информативности изображений.
•	Решение задачи оптимизации отношения
сигнал/шум и коэффициента некогерент-
ного накопления в РСА.
•	Аналитическую оценку точности и надеж-
ности измерений СНРК при использова-
нии многокадровой схемы и/или некоге-
рентного накопления.
•	Определение требований к информатив-
ности реперных объектов, а также допу-
стимых ошибок их отображения на карте.
Проведенные циклы отработки отечествен-
ной системы навигации/наведения по РЛ-
изображениям местности «Кадр» для КР «Ме-
теорит», включавшие самолетные и натурные
испытания, экспериментально подтвердили
эффективность применения автономных си-
стем этого класса для повышения точности на-
ведения КР.
Результаты самолетных и натурных испыта-
ний СНРК «Кадр» в широком диапазоне усло-
вий визирования (энергетических, сезонных,
погодных и т.п.) показали высокую эффектив-
ность разработанного метода распознавания
изображений в условиях нестабильности ха-
рактеристик отражения местности.
В ходе испытаний СНРК «Кадр» эксперимен-
тально подтверждены:
•	высокая точность эталонов, изготовлен-
ных с использованием технологии синтеза
по ЦКМ, под произвольные (задаваемые и
122
* ‘- ЯРКИЙ СЛЕД
КРЫЛАТОГО «-МЕТЕОРИТА»
оперативно изменяемые) траектории КР;
• возможность использования малоинфор-
мативных опорных объектов местности с
доведением точности измерений СНРК до
необходимого уровня за счет информаци-
онных ресурсов самой системы, в первую
очередь применения некогерентного на-
копления РЛ-сигнала. Это позволило осу-
ществлять навигацию КР в районах с низ-
ким уровнем информативности, таких как
тундра, полупустыня и т.п.
Результаты сквозных экспериментов в ходе
самолетных испытаний подтвердили возмож-
ность автоматизированного выбора опорных
участков. Результаты аналитических оценок
точности распознавания согласуются с экспе-
риментально полученными характеристиками
точности измерений СНРК «Кадр».
Результаты НИЭР «Эксперимент» с исполь-
зованием СНРК «Кадр» дали практическое под-
тверждение возможности достичь точности
распознавания РЛ-изображений искусствен-
ных объектов порядка половины дискрета.
Основнымиразработчикамисистемы«Кадр»
являются: главный конструктор - Ю.А. Козко,
заместители - А.С. Плетнев (алгоритмы, бор-
товое и наземное ПМО), В.В. Савельев (алго-
ритмы, самолетные и натурные испытания),
В.И. Балачий (аппаратура), Ю.М. Садов-
ский, Л.М. Маршанкина (административные и
финансово-договорные вопросы), С.Н. Смир-
нов, Э.Е. Новицкий, Л.А. Садовский, Н.В. Ко-
ротких, Ю.А. Белянкин, А.Л. Гюне, В.И. Чер-
нышев (радиолокатор, спецвычислитель);
В.И. Иноземцев, А.Е. Швырков, В.М. Косту-
сяк, Ю.Г. Чернявский, Б.В. Орловский (бор-
товые алгоритмы и ПМО, самолетные и
натурные испытания), А.Б. Глушков, А.Н. Коз-
лов (системы подготовки ПЗ), Н.И. Сметан-
ников (экспериментальный стенд ЗЭ-кар-
тографического обеспечения), Д.А. Тито-
вич (комплексный стенд наземной отработ-
ки), Б.А. Кулев, В.А. Фролов (летающая ла-
боратория и самолетные испытания на
Ту-134), Т.Г. Мусинянц, М.В. Сазонов (Ту-154,
ИЛ-76МД).
Система управления
электроавтоматикой устройств
и агрегатов ракетного комплекса
Разработка системы управления электроав-
томатикой комплекса РО с КР «Метеорит» вы-
полнялась с учетом высочайших требований по
надежности и безопасности.
Вспоминают специалисты КБ «Электропри-
бор»:
«В соответствии со структурой управляюще-
го бортового вычислительного комплекса (три
независимых канала) была выбрана система
управления электроавтоматикой - три канала
с мажоритированием выдачи команд по схеме
«2 из 3». Данная система обеспечивала рабо-
ту электроэлементов автоматики как при отка-
зе одного из каналов управления, так и при вы-
даче ложной команды по одному из каналов.
Электропитание схемы выдачи команд произ-
водилось от специальных шин, которые фор-
мировались с применением силовых реле типа
ДП (дистанционный переключатель). Это по-
зволяло выполнять проверку системы управ-
ления электроавтоматикой без включения ши-
ны бортового источника питания.
Следует отметить, что при проведении
контроля пиротехнических элементов их це-
лостность проверялась безопасным током,
формируемым специальным маломощным ис-
точником. При этом проверочный ток даже при
коротком замыкании не превосходил допусти-
мого по техническим условиям значения.
Так же проверялась схема выдачи команд
от бортовой ЦВМ - по каждому из трех кана-
лов и выборке «2 из 3»: при выдаче команды по
одному из каналов БЦВМ сигнал на исполни-
тельный электроэлемент не проходил; при вы-
даче команды двумя или тремя каналами сиг-
нал проходил безопасным током проверки.
Проведенные автономная и комплексная от-
работки, а также летные испытания комплексов
РО «Метеорит» для всех вариантов базирова-
ния подтвердили на деле высокую надежность
и безопасность системы управления электро-
автоматикой».
Приборы электроавтоматики,
датчики и электросоединители
Разработку специальных электросоедините-
лей, предназначенных для обеспечения элек-
трической связи между системами ракеты, а
также между КР, контрольно-стрельбовой и
контрольно-проверочной аппаратурой в ЦКБМ
начали в 1978 г. В обеспечение данных работ
были спроектированы и изготовлены кабели и
специальные отрывные электросоединители с
цанговыми запорными устройствами. В разра-
ботках участвовали А.Ф. Крутин, В.Н. Ненюков,
В.В. Петров, Р.Л. Мещерская, Н.Д. Лазутина,
Г.И. Зиборова.
Новые технические решения по отрывным
соединителям были защищены авторскими
с в и детел ьствам и.
Одновременно конструкторами Ю.П. Лиха-
ревым, Ю.М. Шпагиным, М.Ф. Кузнецовой и
123
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ КОМПЛЕКСОВ
РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР «МЕТЕОРИТ
В.Н. Мизяевой были спроектированы сигнали-
затор выхода КР из контейнера, датчик давле-
ния, переключатели и температурные датчики.
В период проведения ЛИ специалистами
приборного комплекса в кратчайшие сроки
был разработан и внедрен на изделие прибор
формирования команд форсажа ТРД.
Разработку и выпуск конструкторской доку-
ментации на приборы и блоки систем управ-
ления и телеметрии вели В.С. Шелагинов,
Н.А. Глазунов, В.А. Бажанов, В.И. Ртищев
и др.
В рамках разработки систем антенно-
фидерных устройств изделия был создан
ряд антенных устройств (Ю.Н. Парамонов,
Н.А. Ломотикова) и релейный переключатель
(В.И. Ртищев). Разработана конструкторская
и эксплуатационная документация на прибо-
ры и блоки автоматики, электрооборудова-
ния и управления (Г.В. Мишуков, Е.А. Янков-
ский, В.С. Лемдянов, Л.В. Сухова, В.К. Зюбан,
Б.З. Шохор и др.).
Система электроснабжения
аппаратуры СУ и бортового
радиоэлектронного оборудования
ТТТ и ТТЗ на бортовую систему управления
изделия «Метеорит» определили специальные
требования к системе первичного электро-
снабжения (обеспечение питанием требуемо-
го качества в соответствии с циклограммой ра-
боты бортовой аппаратуры СУ во всех режимах
эксплуатации):
•	в течение всего времени управляемого по-
лета;
•	в период подготовки и пуска изделия;
•	в период движения изделия в контейне-
ре, на подводном участке, на надводном
участке в период разгона изделия и рас-
крутки маршевого двигателя;
•	в режиме периодических проверок с кон-
тролем ответственных параметров и воз-
можностью самоконтроля по командам СУ.
Специалистами ЦКБМ, КБ «Электропри-
бор», других смежных организаций были пред-
ложены и исследованы различные вариан-
ты построения системы электропитания КР (с
учетом ограничений по габаритно-массовым
характеристикам, требований по энергопо-
треблению, диапазону изменения напряже-
ния при переходных процессах - переходу пи-
тания с одного на другой первичный источник,
подключению и отключению систем и агрега-
тов, в том числе электронной установки РТЗ,
др.). Сравнительный анализ вариантов выя-
вил наиболее перспективную систему первич-
ного электроснабжения на базе совместного
использования:
•	ампульной серебряно-цинковой батареи,
питающей аппаратуру СУ при движении
КР в контейнере, на подводном участке и
во время разгона изделия на надводном
участке до набора маршевым двигателем
номинальных оборотов;
•	нового типа источника питания - высоко-
частотного (400 Гц) генератора с выпрями-
телем, питающего аппаратуру СУ во время
маршевого полета изделия, приводимого
от вала отбора мощности турбореактивно-
го двигателя с частотой вращения до 25000
об/мин и работоспособного при темпера-
туре окружающей среды до +350 °C;
•	блока автоматики и регулирования;
•	вторичных источников питания электрон-
ных приборов бортовой аппаратуры и ком-
плекса командных приборов;
•	генератора переменного тока, синхрон-
ного, высокоскоростного, приводимого от
вала отбора мощности ТРД, с регулятором
напряжения для электропитания электрон-
ной установки РТЗ;
•	преобразователей постоянного тока, пи-
тающих аппаратуру СУ при подготовке к
пуску и проверках на носителях.
Следует отметить, что при проведении ком-
плексных испытаний изделия в ЦКБМ были вы-
явлены сбои в работе бортовой СУ при подаче
высокого напряжения в систему радиотехни-
ческой защиты. Анализ экспериментальных
данных позволил построить модель наблюда-
емого явления и разработать эффективные
методы нейтрализации неблагоприятных воз-
действий. В проведении данных работ уча-
ствовали А.С. Дьячишин, В.М. Космачевский,
И.Ю. Ермолин, Н.В. Баранов и др.
Предложенные перспективные технические
решения позволили существенно снизить габа-
риты и массу бортовой системы электропита-
ния, которая надежно обеспечивала большую
пиковую мощность при работе радиотехниче-
ской защиты КР.
Для корабельной и самолетной систем
управления ТНИИЭМ по исходным данным КБ
«Электроприбор» разработал источники пита-
ния мощностью 2 кВт с высокочастотным пре-
образованием и стабилизацией выходного на-
пряжения.
В ЦКБМ работы по данной тематике вели
Б.Ф. Ольшевский, В.А. Демидов, В.А. Ильин,
М.М. Спринцсон, В.Ф. Лебедев, Г.И. Новосель-
цев, В.В. Перцев, В.В. Пасивкин, А.П. Виноку-
ров, Л.Н. Горихина, Г.И. Манцева, О.М. Бацких,
А.Н. Старикова; КБ «Электроприбор» - Ю.П. Ля-
124
ЯРКИН СЛЕД
КРЫЛАТОГО -МЕТЕОРИТА»
хов, В.А. Кусков, разработками в ТНИИЭМ ру-
ководил А.И. Чернышев.
Вспоминают специалисты Томского НИИ
электромеханики (ныне ОАО «НПЦ «Полюс»):
«В 1977 г. по ТЗ КБ «Электроприбор» в ин-
ституте началась разработка бортового и ко-
рабельного электрооборудования комплек-
сов ракетного оружия со стратегическими КР
«Метеорит-М» и «Метеорит-А». Работа отли-
чалась сложностью и комплексностью задач.
При этом темпы создания оборудования были
очень высоки.
Следует отметить, что аналогов в отечествен-
ном машиностроении не было, а сведения о по-
добных зарубежных изделиях отсутствовали.
Решение этой задачи требовало сплоченной
работы всех научно-производственных под-
разделений института - и электромехаников, и
электронщиков.
Техническое задание на бортовой комплекс
включало жесткие требования по выходным
параметрам, а также объему и массе состав-
ных частей. Кроме того, требовалось обеспе-
чить работоспособность приборов в широком
диапазоне температур окружающей среды
(от -40 до +50 °C). Сложность компоновки мно-
гофункционального преобразователя усугу-
блялась жесткими требованиями к гидродина-
мическому сопротивлению тракта воздушного
охлаждения.
После рассмотрения ряда вариантов было
согласовано техническое решение с жидкост-
ным охлаждением генератора (температура
охлаждающей жидкости до +200 °C при тем-
пературе окружающей среды до +350 °C и низ-
ком внешнем давлении).
Применение рациональной схемы построе-
ния бесконтактного генератора, новейших тех-
нологий, магнитомягких сталей, мощных маг-
нитов и современных покрытий позволило
успешно решить технические проблемы и соз-
дать генератор, который при номинальной ча-
стоте вращения 25000 об/мин и номинальной
мощности 10 кВт имел удельную мощность
650 Вт/кг.
Блок автоматики и регулирования, а так-
же многофункциональный резервированный
преобразователь, содержавший всю систе-
му вторичного электропитания и блок спец-
частот, строились по новому тогда блочно-
модульному принципу, что оказалось очень
перспективным.
Одновременно с источником питания соз-
давался и комплекс испытательно-техно-
логического оборудования. Были разработа-
ны и изготовлены высокоскоростные приводы,
станция охлаждения с температурой перего-
няемой жидкости до +200 °C (регулируемой по
специальному графику), камера повышенной
температуры (до +350 °C по задаваемому гра-
фику), что обеспечило испытания генератора в
рабочем режиме.
Огромный творческий вклад в разработку
указанных бортовых систем внесли П.В. Голу-
бев, А.И. Чернышев, Р.П. Лаас, Б.П. Гарганеев,
И.В. Балюс, Б.П. Оленин, А.И. Толокольников.,
В.М. Слонков, В.И. Соболевский, И.К. Бара-
банов, А.Т. Потапов, Г.П. Шинякова, Л.И. Го-
лубева, А.С. Малиновский, В.Ф. Ожиганов,
В.В. Гуревич, С.М. Кобылин, В.Ф. Вастрюков,
В.С. Гладышев, В.И. Катко, А.В. Сергиенко,
А.Ф. Пирогова и многие другие».
Разработка, изготовление и поставка при-
боров электроснабжения аппаратуры СУ про-
водилась:
•	ТНИИЭМ - генератор и преобразователь
постоянного тока, блок автоматики и регу-
лирования, вторичные источники питания,
системы электропитания аппаратуры КСУ
иССУ;
•	Всесоюзный НИИ источников тока - бор-
товая ампульная батарея;
•	ГОКБ «Прожектор» - источники питания
для наземной аппаратуры;
•	отделение ВНИИЭМ (г. Истра) - генератор
переменного тока для электронной уста-
новки РТЗ;
•	ЦНИИ СЭТ - электроразрывные агрегаты.
Разработанная система электроснабжения
бортовой и обеспечивающей аппаратуры СУ
комплекса «Метеорит» прошла полный объем
наземной и летной экспериментальной отра-
ботки и подтвердила надежность и эффектив-
ность принятых технических решений.
Петр
Васильевич
Голубев,
главный
конструктор
Томского НИИ
электромеханики
125
Боевая устойчивость ракетного комплек-
са - основная характеристика, опреде-
ляющая его эффективность. Одной из
главных ее составляющих является защищен-
ность ракеты от средств ПВО вероятного про-
тивника, т.е. вероятность преодоления зоны
ПВО.
Как известно, вероятность поражения сред-
ствами ПВО воздушных целей зависит от ско-
рости, высоты полета, маневренности ракеты-
цели, дальности ее обнаружения и наличия у
ракеты средств защиты от поражения.
Новая стратегическая крылатая ракета,
имевшая летно-технические характеристики,
сходные с ЛТХ своих предшественниц, крыла-
тых ракет «Буря», «Буран» (разработки 50-х),
должна была получить существенное преиму-
щество и быть оснащена средствами преодо-
ления систем ПВО.
Когда еще только закладывался облик ра-
кеты, В.Н. Челомей поставил задачу оснастить
ракету совокупностью средств и мер, обеспе-
чивающих высокую вероятность достижения
ракетой назначенной цели.
В процессе проектирования начальной ста-
дии технических предложений сформиро-
вались облик и технические характеристики
средств защиты от ПВО, которые в совокупно-
сти с большой высотой и высокой скоростью
полета КР образовали многофункциональный
комплекс защиты (МФКЗ), обеспечивающий:
•	малую радиолокационную заметность в
широком диапазоне радиочастот;
•	получение оперативной информации на
борту КР о состоянии радиолокационного
поля по трассе полета;
•	активное радиопротиводействие огневым
средствам ПВО вероятного противника.
Для решения этих задач МФКЗ имел в сво-
ем составе:
•	пассивные средства снижения заметности
ракеты - радиопоглощающие покрытия;
•	активное средство снижения РЛ-замет-
ности ракеты - электронную установку;
•	бортовой комплекс радиотехнической за-
щиты (БКРТЗ).
Радиолокационная невидимость
КР как составная часть МФКЗ
Одной из задач, возлагаемых на МФКЗ, было
существенное (в 3-4 раза) сокращение балан-
са времени для комплексов ПВО при перехва-
те ракеты за счет снижения радиолокационной
заметности в диапазоне частот работы РЛС
целеуказания.
Задача снижения радиолокационной замет-
ности, или как ее еще называют эффективной
поверхности рассеяния (ЭПР) ракеты, была
принципиально не нова для ЦКБМ. К моменту
создания КР «Метеорит» предприятие уже име-
ло большой опыт по созданию КР с малым зна-
чением ЭПР в широком диапазоне длин волн.
На предприятии имелись необходимые высо-
коквалифицированные специалисты в обла-
сти технических и экспериментальных иссле-
дований отражательных характеристик КР и
конструирования КР с низким уровнем замет-
ности. Производственная база предприятия
позволяла обеспечить практическую реализа-
цию проведенных разработок. Так, например,
на ранее созданной КР «Гранит» уже были при-
менены конструкционные и наносимые мате-
риалы для снижения ее ЭПР.
На ракете «Метеорит» задача была на два
порядка сложнее. Необходимо было в широ-
ком диапазоне длин волн уменьшить ЭПР на
несколько порядков при существенно более
жестких температурных и механических внеш-
них воздействиях на КР.
В рамках создания КР «Метеорит» бы-
ло проведено несколько фундаментальных
НИР по разработке новых типов радиопогло-
щающих материалов и снижению заметно-
126
сти КР, и к этим работам привлекались спе-
циализированные ведущие организации
ряда министерств и ведомств: НПО «Компо-
зит», Всесоюзный институт авиационных ма-
териалов (ВИАМ), Ленинградский филиал
научно-исследовательского института рези-
новой промышленности (ЛФ НИИРП), Томский
радиотехнический институт (ТРТИ), Всесоюз-
ный научно-исследовательский институт бу-
мажной промышленности (ВНИИБумпром),
Ленинградский электротехнический инсти-
тут связи (ЛЭИС), а также целый ряд научно-
исследовательских и испытательных органи-
заций и полигонов МО.
В ЦКБМ разработки проводились в НИЛ-40
(в последующем отдел 9-40 начальник отдела
В.К. Шило), которая занималась разработкой
радиопоглощающих и радиопрозрачных ма-
териалов (начальник сектора Д.П. Легошин) и
разработкой облика изделия с учетом приме-
нения радиопоглощающих материалов с их от-
работкой на всех этапах испытаний (начальник
сектора Н.П. Балабух). Для проведения испы-
таний по отработке средств снижения замет-
ности на крупномасштабных моделях и макетах
КР «Метеорит» в ЦКБМ был создан уникальный
радиоизмерительный коллиматорный ком-
плекс, состоящий из радиоколлиматорных
стендов МАК-5 (с зеркалом антенны 5x5 м) и
самый большой в Европе МАК-15 (с зеркалом
антенны 15x16 м), которые позволяли с высо-
кой точностью проводить отработку средств
снижения заметности КР «Метеорит» в услови-
ях закрытых помещений.
Разрабатываемые радиопоглощающие и ра-
диопрозрачные материалы проходили в ЦКБМ
очень жесткие испытания на стойкость к внеш-
ним факторам, при которых исследовались ра-
диотехнические параметры, в том числе и при
воздействии внешних температур в режиме
циклограммы полета изделия как автономно,
так и в составе отсеков КР, что позволило вы-
явить особенности их функционирования. Для
этих испытаний был создан и успешно функци-
онировал специальный радиотепловой стенд.
Натурное изделие с пассивными средствами
снижения заметности проходило наземные ис-
пытания на полигоне Научно-испытательного
центра МО.
При разработке средств снижения замет-
ности КР «Метеорит» исходили из того, что
основное влияние на заметность оказывает ге-
ометрическая форма объекта, которая должна
быть построена таким образом, чтобы обеспе-
чить минимально возможный уровень замет-
ности в определенном секторе наиболее веро-
ятных углов наблюдения и допустимый уровень
в остальных секторах. Как правило, аэродина-
мическая форма КР не в полной мере соответ-
ствует оптимальной геометрической форме, и
в этом случае недостатки формы скрываются
применением различных типов радиопоглоща-
ющих материалов.
Малоотражающая форма КР с учетом не-
обходимых аэродинамических характеристик
обеспечивалась набором мероприятий, среди
которых, в частности:
•	придание КР обтекаемых форм, не имею-
щих резких изломов поверхности и уголко-
вых образований;
•	придание крыльям и стабилизаторам боль-
шей стреловидности, чтобы кромки состав-
ляли острый угол с продольной осью КР.
Для сверхзвуковых ракет, в том числе и для
КР «Метеорит», сектор углов защиты должен
составлять 0-100° с целью противодействия
самолетным системам дальнего обнаруже-
ния. Однако в таком широком секторе углов
защиты основное внимание должно уделять-
ся защите КР в более узком секторе углов (не-
сколько десятков градусов) в передней полу-
сфере, так как в этом секторе происходит не
только обнаружение, но и наведение средств
поражения.
В переднем секторе углов наблюдения в от-
раженный от КР сигнал основной вклад вносит
канал воздухозаборника. В конструкции ракеты
применены конструкционные радиопоглощаю-
щие материалы и наносимые радиопоглощаю-
щие покрытия (РПП), которые использовались
для внутренней и внешней поверхностей кана-
ла воздухозаборника, для отсеков фюзеляжа,
Определение
отражательных
характеристик
на стенде МАК-5
127
МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНЫЙ^^
КОМПЛЕКС ЗАЩИТЫ КР «МЕТЕОРИТ
Виталий
Михайлович
Иевлев,
главный конструктор
электронных систем
НИИ тепловых
процессов
слива воздушного потока и ряда других эле-
ментов конструкции КР.
Эффективное поглощение энергии электро-
магнитной волны в канале воздухозаборника
осуществлялось за счет многократного пере-
отражения волны внутри канала с радиопогло-
щающими стенками. Для увеличения эффек-
тивности защиты в поперечном сечении канала
была установлена металлическая переотража-
ющая решетка.
Весьма важной работой, обеспечивающей
достижение малой ЭПР КР являлось созда-
ние радиопрозрачных обтекателей для радио-
систем, устанавливаемых на изделии, в том
числе и бортового радиолокатора. В результа-
те выполнения работ по снижению заметности
КР «Метеорит» удалось создать целый спектр
конструкционных и наносимых радиопоглоща-
ющих материалов, а также радиопрозрачных
антенных обтекателей, оптимизировать аэро-
динамическую форму КР, что позволило сни-
зить заметность КР на 1,5-2 порядка.
Новизна и высокий технический уровень по-
лученных и реализованных на КР «Метеорит»
технических решений в области пассивных
средств снижения заметности в радиодиапа-
зоне защищены целым рядом изобретений,
на которые ЦКБМ получены авторские свиде-
тельства. Активное участие в работах по сни-
жению заметности принимали подразделе-
ния: КБ-1, КБ-3, КБ-7, отдел 200, отдел 28,
цеха 17 и 24.
Необходимо отметить, что практически од-
новременно с разработкой КР «Метеорит» в
ОКБ «Сухого» велось проектирование истре-
бителя Су-27, и технические решения по аэро-
динамике и обеспечению незаметности были
идентичными.
Оптимизацией формы корпуса ракеты и
применением только радиопоглощающих
покрытий полностью решить задачу сниже-
ния радиозаметности до требуемого уров-
ня не представлялось возможным. В то вре-
мя были проведены научные разработки и
эксперименты по радиомаскировке объек-
тов на высотах более 100 км с использова-
нием специального электрооборудования.
ЦКБМ совместно с НИИ тепловых процессов
(сегодня - Центр им. М.В. Келдыша) провели
эксперимент по радиомаскировке летатель-
ного аппарата с помощью специальной элек-
тронной установки.
Однако применение специальной элек-
тронной установки на высотах 20-25 км
требовало принципиально новых реше-
ний. В НИИ тепловых процессов под руко-
водством члена-корреспондента АН СССР,
профессора В.М. Иевлева были разработа-
ны технические предложения по созданию
бортовой электронной установки. Далее тре-
бовалось мужество генерального конструк-
тора В.Н. Челомея и руководства НИИ тепло-
вых процессов для принятия неординарного
решения начать ОКР системы, по которой не
было выполнено научно-исследовательских
работ.
Сложность задачи можно понять, если
учесть, что на борту ракеты нужно разме-
стить установку с большой потребляемой
мощностью и высоким напряжением на ис-
полнительных органах. Разработчикам уста-
новки пришлось решать весьма трудные
задачи. В итоге проведения обширных стен-
довых отработок были достигнуты заданные
характеристики.
В свою очередь разработчикам ракеты и
бортовых РЭС нужно было быть готовыми к ре-
шению вопросов электромагнитной совмести-
мости, теплоэнергетического обеспечения и
управления работой установки. Самой слож-
ной задачей было обеспечить совместимость
работы установки с бортовыми РЭС ракеты.
Были проведены тысячи экспериментов, пре-
жде чем выбрали средства защиты как в уста-
новке, так и в бортовых сетях и в первую оче-
редь в цепях БЦВМ ракеты.
Необходимо было подтвердить в составе
ракеты функционирование установки по штат-
ным циклограммам, и самое главное - эффек-
тивность снижения заметности.
Эти работы были проведены на специаль-
но оборудованном стенде. Положительные
результаты испытаний ракет с установкой в
режиме работающего маршевого двигателя
подтвердили выполнение требований по сни-
жению заметности в созданных условиях и да-
ли возможность выдать заключение на допуск к
летным испытаниям.
Далее были летные испытания с удачами и
неудачами в работе установки, но в итоге по-
сле доработок установка стала нормально и
длительно функционировать.
Стоял главный вопрос - какова заметность
ракеты? Наблюдая полет ракеты по трассе,
ПВО страны получила уникальную возмож-
ность проверить в натурных условиях подго-
товленность личного состава и надежность ра-
диотехнических средств. Установку включали в
прерывистом режиме.
При натурных испытаниях регистрация ин-
дикаторов РЛС показала, что в момент включе-
ния установки отметки сигналов от цели про-
падали, обнаружение цели происходило на
большой дальности. На фото индикатора кру-
128

крылатого метеорита»

ИКОРЛС
целеуказания
Тобзора=10с
hl&i
На фото индикатора кругового обзора (ИКО)
РЛС выделена зона, где отсутствуют отметки
от летящей ракеты в момент включения
установки электронной маскировки. До
включения и после отметки с периодом 10
секунд присутствуют
129
Л/ U. LU. &
МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНЫЙ
КОМПЛЕКС ЗАЩИТЫ КР «МЕТЕОРИТ/
гового обзора одной из РЛС целеуказания вид-
но пропадание отметок цели в момент включе-
ния установки. Изумлению офицеров боевых
расчетов ПВО не было предела.
Материалы объективного контроля при со-
провождении КР средствами ПВО показали,
что в периоды включения установки наблюда-
лось следующее влияние на качество радиоло-
кационной информации: пропадание отметок
от цели, уменьшение яркости отметок, неу-
стойчивое сопровождение.
Процесс разработки установки сопрово-
ждался спорами и дискуссиями среди специ-
алистов самого высокого уровня и ранга. Ряд
специализированных организаций из-за но-
визны и высоких требований отказался от уча-
стия в разработке отдельных узлов установки,
что вынудило НИИ тепловых процессов взять на
себя функцию разработчика. Только блок си-
лового питания взялся разработать Всесоюз-
ный энергетический институт имени В.И. Ле-
нина. В остальном всю разработку выполнял
НИИ тепловых процессов. Это была первая
ОКР института, специализировавшегося на ис-
следовании научных проблем. Изготовление
установки велось в основном тремя серийны-
ми заводами Минобщемаша. Документация на
установку была доведена до уровня серийного
изготовления.
Не все верили, что такую систему можно соз-
дать на уровне бортовой. Каково было удивле-
ние вице-президента АН СССР Е.П. Велихова,
когда во время его визита в НПО машиностро-
ения Г.А. Ефремовым была продемонстриро-
вана «живая» установка на ракете. «Неужели
сделали?!» - были его слова.
Да, сделали, и впоследствии 12 участников
разработки были удостоены премии Прави-
тельства Российской Федерации «За достиже-
ния в области науки и техники», в том числе и
главный конструктор В.М. Иевлев посмертно.
Невидимость КР в инфракрасном
диапазоне спектра излучений
Одним из демаскирующих факторов явля-
ется излучение ЛА в инфракрасном диапазо-
не спектра. Для снижения излучения в авиации
разработаны и реализованы рекомендации по
камуфлирующемуокрашиванию (КО) летатель-
ных аппаратов с применением различных лако-
красочных покрытий. Применение этих меро-
приятий на самолетах и вертолетах позволяет
снизить дальность их обнаружения на 20-30%
и уменьшить на 10-20% ожидаемые потери ЛА.
Эти наработки были использованы при созда-
нии КР «Метеорит».
Основным направлением в разработке пас-
сивных средств снижения заметности КР «Ме-
теорит» в ИК-диапазоне спектра является
использование специальных покрытий, позво-
ляющих:
•	снизить общий уровень ИК-излучения по-
верхности КР, в том числе за счет ее поли-
ровки;
•	изменить спектральный состав ИК-из-
лучения поверхности КР, обеспечив его
минимальные значения в спектральном
диапазоне работы оптико-электронных
средств обнаружения;
•	осуществить пространственное перерас-
пределение ИК-излучения поверхности
КР, обеспечивающее минимальный уро-
вень излучения в наиболее вероятных на-
правлениях обнаружения.
Приборные отсеки КР имеют теплоизоля-
цию, которая препятствует проникновению к
ним тепла от аэродинамического нагрева об-
шивки. Поэтому выделение тепла наружу от
работающей аппаратуры исключается.
Нанесение на конструкцию наружных по-
крытий проводилось при условии, что это не
приведет к ухудшению аэродинамических ха-
рактеристик, а увеличение массы КР будет в
допустимых пределах.
На сопловой части ДУ используется спе-
циальная насадка для экранирования ИК-
излучения ядра факела.
Телеметрическая информация, полученная
при натурных пусках, показала, что температу-
ра наружной поверхности КР была в —1,5 раза
ниже расчетной, а интенсивность ИК-излучения
снижена в 2-2,4 раза. Это привело к уменьше-
нию расчетной дальности обнаружения КР по-
стами ПВО в ~ 1,5 раза.
Бортовой комплекс
радиотехнической защиты
Активное противодействие системам наве-
дения ПВО вероятного противника обеспечи-
вал бортовой комплекс радиотехнической за-
щиты (БКРТЗ), включающий:
•	широкополосный приемник для получе-
ния в полете оперативной информации о
радиолокационной обстановке и режимах
работы радиолокационных станций обна-
ружения, сопровождения и наведения си-
стемы ПВО;
•	станцию активных помех (САП) ретрансля-
ционного типа;
•	буксируемые ложные цели (БЛЦ).
Разработчиком бортового комплекса ра-
диотехнической защиты был назначен Таган-
130
ЯРКИН)
КРЫЛАТОГО МЕТЕОРИТА
рогский НИИ связи, директор В.Н. Бровиков и
главный конструктор В.И. Кузнецов. В ЦКБМ
разработка проводилась отделом 09-09, ру-
ководимым Р.Т. Ткачевым и его заместителем
В.А. Гонтаревым. Разработку системы маски-
ровки сопровождали в секторе, руководимом
П.А. Лылиным, а разработку БКРТЗ сопрово-
ждали в группе В.Н. Кобызева.
БК РТЗ прошел все этапы разработки и, по
оценкам специалистов, существенно увеличи-
вал эффективность преодоления СКР ЗМ-25
систем ПВО. Впервые на борту КР имелась ин-
формационная система, позволявшая борто-
вой системе управления выбирать режим ра-
боты МФКЗ в зависимости от РЛ-обстановки:
•	обеспечивать маскировку ракеты при под-
ходе к зоне перехвата системы ПВО с по-
мощью активных бортовых средств сниже-
ния заметности;
•	использовать средства защиты (САП,
БЛЦ) при угрозе СКР со стороны огневых
средств перехвата ПВО (зенитных и авиа-
ционных управляемых ракет;
•	впервые на борту сверхзвуковой СКР в
качестве эффективного средства защи-
ты от средств перехвата были использо-
ваны буксируемые ложные цели, встре-
ченные на начальном этапе ОКР в «штыки»
разработчиками планера КР, считавшими
это «химерой», из-за опасений заметного
ухудшения ЛТХ КР при буксировании ЛЦ.
Как показали последующие результаты от-
работки, в том числе и летные испытания, опа-
сения оказались напрасными. Влияние бук-
сируемой ложной цели на полет КР удалось
сделать незначительным.
Пассивная ложная цель, конструктивно
представляющая радиолокационный уголко-
вый отражатель, была разработана в ТНИИС.
Величина достигнутой эффективной поверхно-
сти рассеяния обеспечивала уверенное пере-
нацеливание средств перехвата с СКР на БЛЦ.
Сложными вопросами размещения ложной
цели на ракете, разработкой конструкции бук-
сировочного устройства, вопросами отделения
и буксировки ложной цели занимались специа-
листы ЦКБМ. Немало сил и времени решению
этой задачи отдали конструкторы А.В. Головня,
А.А. Клименко, В.А. Пашков, В.К. Блохин.
Серьезной проблемой, которую предсто-
яло решить, было предотвращение обрыва
буксировочного троса при отделении и раз-
вертывании БЛЦ на сверхзвуке. Для отработ-
ки была сконструирована специальная пнев-
матическая пушка и создан уникальный стенд
из труб длиной около 100 метров, где имити-
ровались скорости и усилия, возникающие
при отделении и развертывании БЛЦ на пол-
ную длину троса.
Проводились автономные летные испыта-
ния БЛЦ на ракете-мишени Ла-17 и истребите-
ле Миг-25 в условиях, близких к условиям экс-
плуатации на СКР. В конечном итоге проблема
с развертыванием БЛЦ была практически ре-
шена.
С целью повышения вероятности перена-
целивания средств перехвата с СКР на лож-
ную цель в ТНИИС проводились работы по
созданию и отработке станций активных по-
мех ретрансляционного типа (буксируемых
и отделяемых) с уровнем излучаемого сиг-
нала более высоким, чем формировал угол-
ковый отражатель. Отделяемые станции ак-
тивных помех (ОСАП) разрабатывались на
случай, если бы не удалось реализовать ва-
риант с буксировкой. Автономная отработка
ОСАП проводилась в Феодосии на комплекс-
ном стенде с привлечением вертолета для
имитации воздействия ОСАП на ГСН атакую-
щей ЗУР (АУР).
Идея применения буксируемой ложной це-
ли для защиты сверхзвуковой крылатой раке-
ты ЗМ-25, реализованная в ЦКБМ, оказалась
очень прогрессивной для своего времени. По-
добные технические решения в США были ре-
ализованы лишь десять лет спустя.
Одна из первых публикаций о разработке
буксируемых ложных целей (ловушек) фирмой
Raytheon Company для защиты истребителей
армии США появилась в начале 90-х.
Владимир
Николаевич
Бровиков,
директор
Таганрогского
института связи
131
Конструкторские
и технологические решения
В конце 70-х годов конструкторы ЦКБМ и фи-
лиала № 1 ЦКБМ в Филях приступили к разра-
ботке и выпуску конструкторской документации
на планер стратегической крылатой ракеты «Ме-
теорит», поделив работы следующим образом.
ЦКБМ:
•	корпус отсека Ф1;
•	корпус отсека Ф2;
•	дестабилизатор с электромеханизмом
управления;
•	приборная рама отсека Ф2;
•	корпус отсека ФЗБ, являющийся топлив-
ным баком (облегченный вариант), с алю-
миниевым тоннелем воздухозаборника;
•	многоскачковый регулируемый воздухоза-
борник с механизмами управления;
•	корпус отсека ФЗА - передняя часть возду-
хозаборника;
•	жалюзи перепуска воздуха с крышкой гер-
метизации и системой ее отделения;
•	корпус отсека Ф4, состоящий из отсеков
Ф4А и Ф4Б;
•	рама подвески маршевого двигателя с кол-
лектором и механизмом перепуска;
•	обтекатель воздухозаборника в морском
варианте с механизмом отделения;
•	обтекатель воздухозаборника в авиацион-
ном варианте;
•	хвостовой обтекатель с килем и стабили-
заторами в авиационном варианте.
Филиал № 1 ЦКБМ:
•	корпус отсека ФЗБ, являющийся топлив-
ным баком (первоначальный вариант) с ти-
тановым тоннелем воздухозаборника;
•	крыло и киль с системами раскрытия.
Работу в отделе 07-07 возглавили: А.И. Ко-
ровкин, Е.С. Мошенский, А.М. Македонский,
К.И. Наместников, Е.П. Борисов, В.Н. Врублев-
ский, Ф.А. Чернин, Л.В. Белюстин, А.А. Горлаш-
кин, Б.Г. Белов, В.Е. Дроздов, Ю.М. Куликов,
И.И. Шаповалов, В.М. Миронов, В.К. Блохин,
В.А. Пашков, Ю.Н. Щербань, Л.Д. Шмелев,
Е.М. Барский.
Планер ракеты:
1	-Ф1;
2	.-Ф2;
3	-ФЗ;
4	- крыло;
5-Ф4А;
6	- Ф4Б ;
7	- киль;
8	. - ФЗА;
9	- дестабилизатор
132
ЯРКИЙ СЛЕД
КРЫЛАТОГО «МЕТЕОРИТА
Работа проходила целенаправленно и орга-
низованно. Конструкторы изучали проектные
материалы, выполняли подробные увязки раз-
рабатываемых узлов, выполняли необходимые
расчеты, участвовали в разработке технологи-
ческих процессов. В результате творческой ра-
боты были получены десятки авторских свиде-
тельств на изобретения.
После выпуска конструкторской докумен-
тации ее направили на заводы-изготовители:
ОЗМ, завод им. М.В. Хруничева и Оренбург-
ский машиностроительный завод. Для опера-
тивного решения вопросов, возникающих при
изготовлении агрегатов планера, на заводы
были командированы конструкторы отдела.
Конструкторы принимали участие в летно-
конструкторских испытаниях ракеты на поли-
гонах и базах: Капустин Яр, на Северной базе
и в городе Жуковском.
Планер маршевой ступени ракеты «Метео-
рит» состоит из:
•	фюзеляжа с подкрыльевым многоскачко-
вым регулируемым воздухозаборником;
•	крыла с элевонами;
•	киля с рулем направления;
•	дестабилизатора.
Фюзеляж ракеты состоит из четырех отсе-
ков, герметично стыкуемых друг с другом:
•	боевой отсек Ф1;
•	приборный Ф2;
•	топливный ФЗ с воздухозаборником;
•	двигательный Ф4.
Корпус отсека Ф1, в котором размещена
специальная боевая часть с блоком автомати-
ки, состоит из оболочки переменной толщины
и поперечного набора - шпангоута крепления
специальной боевой части и шпангоута по сты-
ку с Ф1.
Оболочка выполнена из стеклопластика на
основе ткани Т-10-80, ровинга РВМН 10-420-80
и связующих СП-97ВК и ЭДТ-10.
Материал работоспособен при температу-
рах до 300 °C и обеспечивает требуемую ра-
диопрозрачность и герметичность внутренне-
го объема корпуса.
Технология изготовления разрабатывалась
совместно с ВИАМ специально для изделия
«Метеорит». Шпангоуты выполнены из жаро-
прочного алюминиевого сплава 1201.
Снаружи отсека в плоскости СГФ располо-
жены пилоны дестабилизатора, изготовлен-
ные из прессованного пластика.
В приборном отсеке Ф2 и сухой простав-
ке отсека ФЗ размещены приборы системы
управления, блоки электрооборудования, си-
стемы регулирования воздухозаборника, си-
стемы терморегулирования и системы ра-
Носовая часть
планера
диотехнической защиты. В отсеке Ф2 блоки
установлены на приборной раме, что позво-
ляет при снятом отсеке обеспечить к ним хо-
роший доступ. Снаружи отсека в плоскости
СГФ установлен дестабилизатор. Он является
основным средством, обеспечивающим уве-
личение реализуемого аэродинамического ка-
чества и уменьшение потребных шарнирных
моментов элевонов. Исходя из условий компо-
новки воздухозаборника, отсек в нижней части
имеет плоскую подсечку.
Корпус отсека Ф2 состоит из оболочки пере-
менной толщины и торцевых шпангоутов. Обо-
лочка выполнена из стеклопластика на основе
ткани Т-10-80, ровинга РВМН 10-420-80 и свя-
зующих СП-97ВК и ЭДТ-10.
Композиционные материалы, применен-
ные в отсеках Ф1 и Ф2, имеют высокие зна-
чения прочности и жесткости. Наличие одно-
направленных (жгутов) и смешанных (ткань)
наполнителей позволяет за счет регулирова-
ния их соотношения в пакете получить задан-
ные прочностные характеристики в кольцевом
и продольном направлениях.
Требования к радиозащите реализованы
внесением специальной ткани в состав напол-
нителя композиционного материала оболочки
отсека по всей поверхности, кроме радиопроз-
рачных окон.
Шпангоуты отсека выполнены из материала
1201, конструкция консолей дестабилизато-
ра - из пресс-материала на основе кварцевого
волокна и кремнийорганического связующего.
Управление дестабилизатором осуществляет-
ся через рычажную систему электроприводом
ЭМДС.
ЭМДС представляет собой комплексную си-
стему, включающую в себя планетарный ре-
дуктор и рычажный механизм на выходном ва-
лу. Электропривод содержит два дублирующих
друг друга электродвигателя постоянного то-
ка, объединенных в общую конструкцию с по-
мощью конического дифференциала и муфт
необратимого вращения.
133
КОНСТРУКЦИЯ —-------“
ПЛАНЕРА РАКЕТЫ «МЕТЕОРИТ
Отсек Ф2
с дестабилизатором
Корпусные детали электропривода выпол-
нены из титанового сплава, вал дестабилиза-
тора - из пружинной стали.
Приборная рама состоит из двух продольных
балок, связанных между собой по торцам флан-
цами и продольным коробом системы охлажде-
ния. Балки - клепаной конструкции из листа и
профилей. Для крепления приборов установле-
ны кронштейны и фитинги. Крепление прибор-
ной рамы осуществляется к переднему торцу
отсека Ф2 и по заднему торцу к отсеку ФЗ.
В конструкции приборной рамы применены
материалы: Д16, МА-2, АК-4, ЗОХГСА.
Корпус отсека ФЗ состоит из отсека ФЗБ и
воздухозаборника. Корпус отсека ФЗБ являет-
ся топливным баком и состоит из пяти отсеков,
что позволяет производить выработку топли-
ва по заданной программе, обеспечивая мини-
мальное смещение центра тяжести при расхо-
де топлива в полете.
В состав отсека ФЗБ входят передняя и за-
дняя сухие проставки, тоннель воздухозабор-
Приборная рама
134
КИИ СЛЕД
СТЕОРИТА
КРЫЛАТО
ника, гаргрот коммуникаций, центропланы кры-
ла и киля.
Конструкция бака выполнена из вафельных
оболочек, шпангоутов, днищ, соединенных меж-
ду собой автоматической сваркой плавлением.
В конструкции отсека ФЗБ применены: жа-
ропрочный, свариваемый алюминиевый сплав
1201, титановые сплавы, высокопрочные леги-
рованные и коррозионно-стойкие стали.
Тоннель воздухозаборника, состоящий из
обечаек с поперечными ребрами жесткости и
двух компенсаторов теплового расширения,
выполнен из алюминиевого сплава с покрыти-
ем рабочей поверхности радиопоглощающим
и теплоизоляционным материалом ВОКМУ-Т.
Этот материал представляет собой компози-
цию на основе кремнийорганического каучука
СКТНФ, кремнийорганической смолы 174-73
и специальных наполнителей с температурой
эксплуатации до 320 °C.
В нижней части отсека ФЗ расположен под-
крыльевой многоскачковый регулируемый
воздухозаборник. Он состоит из корпуса отсе-
ка ФЗА прямоугольного сечения, системы па-
нелей, образующих верхнюю поверхность воз-
духозаборника, и окон перепуска воздуха с
поворотными жалюзи. Три подвижные панели
устанавливаются в требуемое положение дву-
мя гидравлическими рулевыми агрегатами. В
конструкции отсека ФЗА применены высоко-
прочная и коррозионно-стойкая сталь и тита-
новые сплавы.
Наружные обшивки панелей воздухоза-
борника изготавливались из стеклопластика
на основе ткани Т-10-80 и связующего марки
СП-97С. Стеклопластик работоспособен при
температурах до 350 °C и обладает радиопроз-
рачностью, что в сочетании с радиопоглощаю-
щим материалом марки МИР, установленным
во внутреннем объеме панелей, обеспечи-
вает снижение заметности изделия в радио-
локационном диапазоне. Окна перепуска на
подводном участке старта закрываются сбра-
сываемыми крышками.
В хвостовой части фюзеляжа в отсеке Ф4
установлен маршевый турбореактивный двига-
тель и размещены агрегаты топливной и пнев-
могидросистемы ракеты.
Двигатель крепится на подмоторной раме,
что позволяет производить снятие корпуса от-
сека без расстыковки трубопроводов и жгутов.
В нижней части отсека Ф4 размещен киль с
рулем направления.
Корпус отсека Ф4 состоит из корпуса отсека
Ф4А и корпуса Ф4Б.
Корпус отсека Ф4А состоит из оболочки и
торцевых шпангоутов. Внутри отсека распо-
ложена рама подвески маршевого двигате-
ля, крепящаяся к торцевому фланцу тоннеля. В
задней части рама подвески МД раскрепляет-
ся через полураму к шпангоуту Ф4А.
Рама подвески МД состоит из коллектора,
2-х балок и полурамы. На коллекторе располо-
жен механизм перепуска воздуха, состоящий
из силового кольца и расположенных на нем
створок, он приводится в действие гидропри-
водом.
В нижней части отсека Ф4А расположена па-
нель крепления киля.
Корпус отсека Ф4А изготавливался в двух
вариантах:
•	1 -й - обшивка, соты, шпангоуты, балки из-
готавливались из стали ЭП678.
•	2-й - оболочка изготавливалась из стекло-
пластика на основе ткани Т-10-80, ровин-
га РВМН 10-420-80 и связующих составов
марок СП-97ВКи ЭДТ-10.
Передняя часть
отсека ФЗ с воздухо-
заборником и окнами
перепуска
Задняя часть отсека
ФЗ с узлами крепле-
ния крыла
135
Материал шпангоута № 1 - титановый сплав
ВТ-20, а шпангоута № 2 - сталь ЭП678.
Для рамы подвески МД применены титано-
вые сплавы ВТ-20, ВТ-14, ОТ4-1, сталь ЭП678.
Корпус отсека Ф4Б состоит из оболочки,
торцевых шпангоутов и шпангоута крепле-
ния киля. В нижней части отсека расположены
кронштейн крепления стартовика и узел рас-
крепления изделия при транспортировке.
Внутри отсека размещен обтекатель, к кото-
рому стыкуется сбрасываемое днище.
Корпус отсека Ф4Б изготавливался в двух
вариантах:
•	1-й - обшивка, соты, шпангоуты изготав-
ливались из стали ЭП678.
•	2-й - оболочка из углепластика на осно-
ве углеродной ленты ЛУ-П, жгута ВМН-4 и
связующих марок СП-97ВК и ЭДТ-10.
Для шпангоутов и балки применен титано-
вый сплав ВТ-20.
Основным элементом конструкции обтека-
теля воздухозаборника в морском варианте
является герметическая рама прямоугольной
формы. Крепление обтекателя к воздухоза-
борнику осуществляется восемью пироболта-
ми, расположенными на раме.
Перед отделением, после срабатывания пи-
роболтов, обтекатель выходит из зацепления с
воздухозаборником при помощи механизма с
четырьмя толкателями.
Отделение обтекателя происходит при от-
делении СРС.
Рама обтекателя изготовлена из штамповки
АМгб.
Конструкция авиационного обтекателя
воздухозаборника ракеты состоит из обшив-
ки, поперечного набора, фитингов и крон-
штейна. Заклепочное соединение выполнено
с внутришовной герметизацией герметиком
УЗО-МЭС. На обтекателе установлены два
узла поворота и два узла крепления толкате-
лей.
Материалы обшивки и поперечного набо-
ра - Д16. Фитинги и кронштейны из штампо-
вок АК4.
Обтекатель хвостовой устанавливается на
ракету в авиационном варианте. Конструк-
ция хвостового обтекателя состоит из обшив-
ки, стрингеров, поперечного набора, фитингов
и кронштейнов. Снаружи на обтекателе рас-
положены киль и стабилизаторы. Обтекатель
крепится к ракете десятью разрывными бол-
тами. Материал обшивки, стрингеров и фитин-
гов - Д16, поперечные наборы - АМгб.
В создании конструкции ракеты «Метео-
рит», в ее изготовлении и испытаниях прини-
мали участие специалисты конструкторского
отдела планера 07-07: М.Б. Абелев, Т.Ф. Абра-
мова, В.Н. Агуреев, А.М. Акопова, В.Н. Андро-
нова, Г.Г. Артемова, Е.М. Барский, Б.Г. Бе-
Корпус отсека Ф4
с килем и рулем
направления
136
ЯРКИИ СЛЕД
КРЫЛАТОГО «МЕТЕОРИТА»
Рама подвески МД
с коллектором и ме-
ханизмом перепуска
(фото слева)
Хвостовой обтека-
тель с килем и стаби-
лизаторами
(фото справа)
лов, Л.В. Белюстин, В.К. Блохин, Е.П. Борисов,
А.В. Быков, А.М. Васильев, Г.В. Вдовин, Л.А. Ви-
скова, О.Л. Власюк, В.А. Волков, В.И. Волков,
В.Н. Врублевский, Т.А. Гаврилова, Л.И. Горе-
ва, А.А. Горлашкин, Л.Н. Гофман, Л.Д. Гулина,
Э.П. Гуревич, Л.И. Депутатов, В.Г. Деревяги-
на, С.Г. Дзюба, Н.Н. Дилбарян, Ю.Г. Дорофе-
ева, В.Е. Дроздов, Р.Н. Дюнин, Е.А. Ерофее-
ва, В.В. Женихов, С.А. Жигарева, С.В. Зинин,
В.Б. Иванов, В.А. Каверин, А.Я. Кайда, З.Г. Ка-
ширина, В.Е. Коваленко, Н.А. Ковач, А.Н. Ков-
чегин, Ю.М. Козлов, В.В. Колесов, О.П. Ко-
лодяжная, А.И. Коровкин, Е.В. Крылова,
И.Д. Кудряков, В.С. Кудряшов, И.С. Кудряшо-
ва, Ю.М. Куликов, М.Д. Ладыгин, Р.Г. Липец,
Г.М. Лозгачева, С.Б. Лопатин, В.Б. Лысиков,
А.М. Македонский, А.А. Малинин, В.М. Малков,
Г.А. Матвеевская, В.М. Миронов, А.М. Михале-
ва, Р.И. Моисеева, З.А. Моргунова, В.П. Моро-
зов, Е.С. Мошенский, В.И. Назаров, Э.В. На-
зимов, Н.В. Назимова, К.И. Наместников,
А.М. Неповинных, В.А. Пашков, В.М. Перлов,
Е.Н. Петровичев, А.М. Петроченко, Т.Н. Под-
валова, И.С. Романова, Э.М. Родович, В.Я. Си-
лаева, С.В. Синельникова, Л.Г. Синичкина,
Д.М. Слуцкая, З.С. Субботина, Г.П. Титова,
Г.М. Тихонова, Н.Ф. Толкачева, Л.А. Трегубо-
ва, Н.П. Уколова, Т.П. Федорова, В.В. Феок-
тистов, В.И. Фетисов, Г.И. Хапаева, В.Х. Хуру-
мов, Ф.А. Чернин, С.А. Чорня, А.И. Шаповалов,
И.И. Шаповалов, А.Б. Швецов, Л.Д. Шмелев,
О.И. Шутенко, Ю.Н. Щербань, Т.А. Яковлева.
КБ «Салют» - филиал № 1
ЦКБМ в разработке элементов
комплекса «Метеорит»
Вспоминает главный ведущий констуктор
темы 1976-1992 гг. Г.А. Хазанович:
«В период с 1976 по 1992 годы КБ «Салют»
принимало активное участие в работах по соз-
данию комплекса ракетного оружия с КР «Ме-
теорит», вначале как филиал ЦКБМ, а после
1986 г. как самостоятельная организация.
Проект комплекса был разработан в ЦКБМ и
являлся прорывом во многих областях авиаци-
онной техники того времени.
КБ «Салют» были поручены: разработка кон-
структорской и технологической документации
на стартово-разгонную ступень в целом с систе-
мой сброса, стендовая и летная отработка, раз-
работка эксплуатационной документации (такая
ступень, естественно, использовалась только в
случае морского базирования комплекса), раз-
работка конструкторской и технологической до-
кументации, стендовая и летная отработка эле-
ментов маршевой ступени ракеты, а именно:
крыло с автоматами его раскрытия, централь-
ная часть фюзеляжа, являющаяся топливным ба-
ком МС, с центропланом и воздухозаборником
двигателя МС, хвостовое оперение с автоматом
раскрытия, рулевые приводы элевонов крыла,
руля направления и панелей воздухозаборника.
СРС комплекса «Метеорит» по своим задачам
отличалась от применявшихся в то время старто-
137

КОНСТРУКЦИЯ
ПЛАНЕРА РАКЕТЫ «МЕТЕОРИТ»
вых ступеней, в задачу которых входило выталки-
вание ракеты из пускового устройства и прохож-
дение подводного участка пути. СРС комплекса
«Метеорит», кроме того, разгонял маршевую
ступень до околозвуковых скоростей, что позво-
ляло экономить собственное топливо ракеты и,
тем самым, увеличить дальность ее полета (от-
сюда и название ступени - стартово-разгонная).
Для такого назначения наиболее подходящим по
энергетическим и компоновочным соображени-
ям оказалось использование для СРС жидкост-
ного, а не твердотопливного ракетного двига-
теля. Кроме выигрыша по удельной тяге, ЖРД
позволял наиболее полно использовать объ-
ем пускового устройства, что весьма важно для
подводной лодки, так как бакам для жидкого то-
плива можно было придать более причудливую
форму, чем корпусу с твердым топливом.
К компоновке СРС и ее формам предъявля-
лись жесткие требования по увязке с маршевой
ступенью, которая сама по себе в транспортно-
пусковом положении напоминала плод в утробе
матери, настолько она была ужата в диаметраль-
ных направлениях. Каждое полукрыло марше-
вой ступени состояло из трех частей, в сложен-
ном положении прижатыхдругкдругуиккорпусу
фюзеляжа. А в щели между фюзеляжем и сло-
женным крылом необходимо было разместить
основной продольный силовой элемент СРС.
В результате проработок была выбрана
следующая схема СРС. Передний блок баков
окислителя «О» и горючего «Г» располагался
перед воздухозаборником МС, этот блок баков
сбрасывался после выработки компонентов
топлива, что улучшало энергетические харак-
теристики СРС и позволяло сбросить крышку
воздухозаборника двигателя маршевой ступе-
ни. Задняя часть СРС состояла из двух блоков
баков «О» и «Г»конической формы, симметрич-
но расположенных под маршевой ступенью с
двигателями в хвостовой части.
Управление на участке работы СРС осущест-
влялось системой управления маршевой сту-
пени посредством поворота каждого из двига-
телей СРС в двух плоскостях.
Запуск двигателей СРС осуществлялся сле-
дующим образом: сначала пусковое устройство
(ПУ) заполнялось водой, затем открывалась
крышка ПУ, запускались пороховые аккумуля-
торы давления, которые образовывали газовую
полость, что позволяло начать запуск ЖРД СРС.
Под действием тяги ЖРД СРС комплекса «Ме-
теорит» начинал движение по направляющим
ПУ, затем обеспечивал прохождение водного
участка пути и полет в атмосфере.
Сброс блоков СРС выполнялся в два этапа.
После выработки компонентов топлива перед-
ний блок баков под действием тяги двух поро-
ховых двигателей отбрасывался вперед-вниз,
при этом разрезались коммуникации, соеди-
няющие передний и задние блоки с одновре-
менной герметизацией передней части тру-
бопроводов задних блоков. После выработки
компонентов топлива в задних блоках баков
срабатывали пирозамки, соединяющие за-
дние блоки с маршевой ступенью и между со-
бой, расположенные в их передней части. При
этом задние блоки оставались соединенны-
ми между собой шарниром, расположенным в
их хвостовой части. Под действием пороховых
толкателей, упирающихся в нижнюю среднюю
часть фюзеляжа маршевой ступени, задние
блоки отталкивались вниз-назад и в виде бук-
вы «V» отделялись от маршевой ступени. Необ-
ходимо отметить, что в процессе летных испы-
таний эта довольно сложная система сброса
ни разу не имела замечаний, благодаря боль-
шому объему стендовой отработки.
Разработка компоновочной схемы СРС вы-
полнялась отделом общих видов КБ «Салют»
(начальник отдела Г.Д. Дермичев, ведущий
конструктор Г.Н. Перепелицкий) в тесном вза-
имодействии со службами ЦКБМ.
Особую сложность при разработке кон-
структорской документации на баки СРС пред-
ставляло внешнее давление водной среды и
сочетание коррозионного воздействия компо-
нентов ракетного топлива и внешнего воздей-
ствия морской воды. Прочностные расчеты бы-
ли выполнены отделом прочности (начальник
отдела Д.С. Черняков, ведущий конструктор
С.А. Петроковский). Выбор материалов и за-
щитных покрытий был проведен отделом дли-
тельного хранения (начальник отдела Е.С. Ку-
лага, ведущий конструктор Г.А. Загоскин). В
разработке комплекта конструкторской до-
кументации принимали участие практически
все подразделения КБ «Салют» под руковод-
ством заместителя генерального конструктора
Я. Б. Нодельмана: разработка корпуса СРС -
начальники бригад А. Г. Гирфанов, И. Г. Оле-
нин, вед. конструктор С.Я. Рабинович, разра-
ботка двигательной установки - начальники
отделов Н.Н. Миркин, Л.С. Наумов, разработ-
ка агрегатов пневмогидравлической схемы -
начальник отдела Коробов, пироагрегаты - на-
чальник отдела Л.А. Гпавацкий.
Внешнее давление водной среды создало
трудности и при решении задачи герметиза-
ции кабельной сети СРС. Поначалу конструк-
ция штепсельных разъемов (ШР) не обеспечи-
вала их герметичности при внешнем давлении
воды 6-8 атм, что нарушало функционирова-
ние системы управления и телеизмерений.
138
ЯРКИИ СЛЕД
КРЫЛАТОГО «МЕТЕОРИТА»
Конструкция герметизации ШР была полно-
стью изменена с учетом выявленных недостат-
ков (начальник отдела В. С. Седов, ведущие
конструкторы В.Ф. Поздняков, А.И. Фурсов),
после чего эксплуатация кабельной сети СРС
проходила без замечаний. И это практически
единственное серьезное замечание по кон-
струкции СРС, выявленное в самом начале на-
турных испытаний, обнаруженное при испыта-
ниях примерочной СРС, а не летного образца.
Столь высокая степень надежности СРС объ-
ясняется значительным объемом стендовых
испытаний, проведенных на стендовой базе КБ
«Салют», ЦКБМ и ЦНИИмаш. Буквально каждый
конструктивный узел проходил этап автоном-
ных испытаний, затем в сочетании с «сосед-
ними» узлами - этап комплексных испытаний,
а затем в составе крупных сборочных единиц
или СРС в целом - этап завершающих испыта-
ний. Это касалось статических и динамических
прочностных испытаний, испытаний агрегатов
пневмогидравлической схемы, пироагрегатов,
испытаний на коррозионную стойкость и т.д.
(начальники отделов А.В. Альбрехт, С.С. Кен-
зин, В.А. Морозов, Е.С. Кулага).
Принципиальное отличие СРС комплекса
«Метеорит» от всех жидкостных ступеней, су-
ществовавших в те далекие годы ракет, за-
ключалось в фирменном подходе генерально-
го конструктора В.Н. Челомея к эксплуатации
военной техники, а именно: минимизация ра-
бот в войсковых частях за счет переноса их на
предприятия-изготовители. С этой целью бы-
ло принято решение поставлять СРС полно-
стью заправленную компонентами топлива
и газами. Во исполнение этого решения был
определен и осуществлен объем необходи-
мых испытаний для подтверждения возможно-
сти транспортировки полностью заправленной
СРС в составе комплекса «Метеорит» желез-
нодорожным и автомобильным транспортом
на расстояние, обеспечивающее поставку
комплекса от места заправки до мест эксплуа-
тации. Эта уникальная особенность комплекса
освобождала заказчика от значительного объ-
ема сложных и ответственных работ.
При изготовлении СРС и сборке всего ком-
плекса особо отличились начальники произ-
водства завода им. М.В. Хруничева В.А. Авдю-
ков, В.А. Петрик, начальники цехов В.Н. Попов,
А.А. Калинин, С.Н. Козлов, Б.Х. Биргин.
Решения, принятые при разработке элемен-
тов маршевой ступени, порученной КБ «Са-
лют», также отличались технической новизной.
Так, в конструкции крыла маршевой ступени
был реализован ряд новых конструкторских,
материаловедческих и технологических ре-
шений. Начать с того, что размещение раке-
ты в ограниченном объеме пускового устрой-
ства подводной лодки требовало максимально
прижать крыло к фюзеляжу, для чего каждое
полукрыло (или консоль) имело три продоль-
ных разреза. В сложенном положении консоль
очень напоминала руку человека, прижавше-
го локоть к поясу, а концы пальцев - к уху. В
этом положении консоли должны были транс-
портироваться, в том числе и при нахождении
в пусковом устройстве, выдерживать нагрузки,
возникающие при прохождении водной сре-
ды, а затем после выхода из воды и раскрытия
обеспечивать выполнение основной задачи -
полета маршевой ступени.
Для удержания консолей в сложенном поло-
жении «локоть» консоли (в образных терминах
человеческой руки) пирозамком прикреплялся
к нижней части СРС, а «кончиками пальцев» -
к верхней части фюзеляжа маршевой ступе-
ни. После одновременного срабатывания этих
замков под воздействием автоматов раскры-
тия и кинематической системы тяг и шарниров
консоли устанавливались в полетное положе-
ние и закреплялись в нем механическими зам-
ками. При этом к крылу предъявлялись еще и
обычные требования минимизации массы.
После рассмотрения ряда конструктивных
вариантов было принято решение принять к
разработке сотовую конструкцию панелей об-
шивки крыла как обеспечивающую минималь-
ную массу в сочетании с максимальной жест-
костью, что имело решающее значение для
крыла, выдерживающего значительное внеш-
нее давление. В качестве обшивки панелей
использовались тонкие стальные листы, соты
изготавливались из стальной фольги, лонже-
роны крыла - из титанового сплава. Характер-
ной особенностью крыла была его очень малая
строительная высота, что создавало дополни-
тельные трудности как при обеспечении не-
обходимой прочности, так и при размещении
внутри крыла тяг системы раскрытия и замков
фиксации. Следует учесть, что в то время со-
товые панели применялись в основном только
для несиловых элементов, типа пола грузовых
или пассажирских отсеков самолетов. Поэто-
му использование сотов в конструкции крыла
носило действительно прорывной характер. В
разработке крыла приняли активное участие
начальник отдела С.М. Маркман, ведущие кон-
структоры К.Д. Юрьев, С. Я. Рабинович, веду-
щий технологН.В. Нестеровский.
Соединение обшивки с сотами осуществля-
лось пайкой в нагревательных печах с высоки-
ми требованиями к равномерности темпера-
турного поля. Весь технологический процесс
139
КОНСТРУКЦИЯ1
ПЛАНЕРА РАКЕТЫ «МЕТЕОРИТ-
изготовления сот был новым не только для за-
вода им. М.В. Хруничева, но и для всей оте-
чественной авиационной промышленности. К
сотам предъявлялись высокие требования по
ограничению допускаемого непропая, что по-
требовало разработки новых методов контро-
ля. Решающую роль в освоении технологиче-
ского процесса изготовления сотового крыла
сыграл завод им. М.В. Хруничева.
Директор завода А.И. Киселев осуществлял
жесткий организационный контроль исполне-
ния графика работ. В решающие периоды из-
готовления крыла на заводе два раза в сут-
ки - утром, до начала работы первой смены, и
вечером - после окончания работы второй сме-
ны, проводились оперативные совещания. Не-
прерывные работы по пайке сотов велись в три
смены. Все возникающие в процессе изготов-
ления вопросы решались в срочном порядке
главным инженером завода Ю.П. Городниче-
вым во взаимодействии с главным конструк-
тором СКО завода К.Л. Флоровским, главным
технологом завода В.Ф. Митиным совместно с
представителями КБ «Салют». Большой вклад
в освоении технологии изготовления сотовых
паяных панелей и крыла в целом принадлежит
начальнику цеха завода им. М.В. Хруничева
А.А. Калинину (позднее директор завода).
Отдельно следует отметить автомат раскры-
тия крыла, к которому предъявлялись очень
жесткие требования по синхронности сраба-
тывания обеих консолей, так как отличия во
времени срабатывания могли привести к ава-
рийным последствиям из-за переворачивания
маршевой ступени под воздействием разницы
в подъемной силе неодновременно открываю-
щихся консолей. В реализованных к тому вре-
мени системах раскрытия крыла одновремен-
ность обеспечивалась механической связью
между консолями. Для маршевой ступени «Ме-
теорита» прокладка механической связи была
вряд ли возможна, так как этому препятствова-
ло наличие СРС. В связи с этим было принято
решение использовать в качестве привода для
раскрытия крыла газовый цилиндр с поршнем и
телескопическим толкателем, скорость движе-
ния которого регулировалась системой дюз и
каналов. Газовый цилиндр, приводимый в дей-
ствие пороховым зарядом, крепился пирозам-
ком к фюзеляжу маршевой ступени, а конец вы-
двигаемого толкателя - к первой секции крыла.
После срабатывания толкатель отсоединялся
от консоли, втягивался обратно в цилиндр, по-
сле чего срабатывал пирозамок соединения с
фюзеляжем, который при этом отталкивал ав-
томат раскрытия от фюзеляжа. Проведенная
стендовая отработка подтвердила высокую
надежность автомата, при летных испытани-
ях которого не было зафиксировано ни одного
замечания, несмотря на сложность его функци-
онирования. Автомат раскрытия крыла был раз-
работан начальником отдела Л.А. Гпавацким и
ведущим конструктором В. И. Соиным.
Вертикальное оперение имело одну линию
складывания и по типу конструкции не отлича-
лось от крыла. Документация на вертикальное
оперение была разработана в бригаде, руко-
водимой Ю.О. Бахваловым. Автомат раскры-
тия оперения (АРО) принципиально отличался
от автомата раскрытия крыла. АРО не выходил
за обводы профиля оперения ни в сложенном,
ни в раскрытом положении. Это позволило
обойтись без сброса автомата после его сра-
батывания. Кинематическая схема механиз-
ма была столь сложна, что автору, ведущему
конструктору А.Д. Кошелеву, пришлось изго-
товить модель для подтверждения его функци-
онирования. Наземная отработка вертикаль-
ного оперения, АРО и их летные испытания
прошли без замечаний.
Конструкторами КБ «Салют» была разра-
ботана центральная часть фюзеляжа марше-
вой ступени, сложность которой заключалась в
том, что это был топливный бак, внутри которо-
го проходил воздухозаборник. Боковые стенки
отсека были плоскими, что осложняло выполне-
ние требований по прочности с учетом того, что
к этим плоским участкам крепилось крыло с его
нагрузками. К отсеку был приложен еще ряд со-
средоточенных нагрузок от автоматов раскры-
тия крыла, пороховых толкателей сброса СРС
и узлов крепления СРС. В конструкции отсека
был использован высокопрочный алюминие-
вый сплав нового состава, который имел склон-
ность к растрескиванию в местах концентрации
напряжений, проявлявшуюся особенно при на-
рушениях технологического процесса во время
сварки. В связи с этим отработка изготовления
отсека и его испытания шли с трудностями, ко-
торые в результате тщательного контроля тех-
нологического процесса были преодолены.
Конструкторская документация была разрабо-
тана под руководством Я. Б. Нодельмана веду-
щим конструктором О. И. Давыдовым, в выборе
материала приняли участие начальники отде-
лов А.А. Воробьев и Е.С. Кулага.
При летных испытаниях комплекса было за-
фиксировано падение давления в баке марше-
вой ступени, причину которого длительное вре-
мя не удавалось установить, пока при осмотре
остатков бака, найденных на месте его паде-
ния, не были обнаружены трещины в узлах под-
соединения толкателей сброса СРС к фюзеля-
жу. Тщательный анализ и проведенная плазовая
140
ЗШЭЙПЖ!
> крылатого метеорита»
увязка узла показали, что его передняя стен-
ка требует утолщения. Доработка была изящно
выполнена по идее Я. Б. Нодельмана местной
внешней накладкой, что позволило использо-
вать весь изготовленный задел баков. После
доработки замечаний по эксплуатации баков
маршевой ступени больше не было. Позднее в
целях удобства ведения документации по фю-
зеляжу маршевой ступени разработка бакового
отсека в целом была передана в ЦКБМ.
Из всех элементов комплекса «Метеорит»,
разработанных КБ «Салют», отдельного упо-
минания заслуживают приводы отклоняемых
агрегатов, а именно: элевонов крыла, руля на-
правления, панелей воздухозаборника и дви-
гателей СРС. Все они представляют собой
электрогидравлические сервоприводы ориги-
нальной конструкции, обладающие высокой
удельной мощностью и высокой точностью.
Управление ими осуществляется электриче-
скими сигналами слабого тока, которые, воз-
действуя на положение управляющих эле-
ментов гидросистемы, создают необходимые
усилия на штоке привода. Агрегаты такого типа
были впервые разработаны в КБ «Салют». Для
их изготовления потребовалось дооснащение
опытного производства специализированны-
ми высокоточными станками, а для стендовых
испытаний - разработка и изготовление но-
вых стендов. Разработка электрогидравличе-
ских сервоприводов, отличавшихся малыми
габаритами и массой, была выполнена при не-
посредственном участии и под руководством
начальника отдела Д.А. Будникова и ведущего
конструктора Л. 3. Ганопольского. Принципи-
альная схема приводов защищена патентами
и авторскими свидетельствами, как и многие
другие оригинальные конструктивные реше-
ния, разработанные в ходе выпуска конструк-
торской документации комплекса «Метеорит».
Особое место в отработке комплекса «Ме-
теорит» занимают испытательные службы КБ
«Салют», работавшие в тесном взаимодей-
ствии с аналогичными службами ЦКБМ и за-
вода им. М.В. Хруничева. Летные испытания
комплекса проводились в новых для КБ «Са-
лют» местах (Капустин Яр, Балаклава, Северо-
двинск), поэтому возник ряд организационных
трудностей, с успехом преодоленных отделом
испытаний (начальник отдела М.С. Казаков).
На местах испытаний в Капустином Яру и в Ба-
лаклаве были введены в строй новые старто-
вые комплексы, представлявшие собой отсеки
подводной лодки с пусковым устройством, на
которых отрабатывался пуск ракеты из надво-
дного и подводного положений соответствен-
но. На заключительном этапе проводились пу-
ски с натурной подводной лодки в акватории
Белого моря. При испытаниях и отработке экс-
плуатационной документации отличились ве-
дущие испытатели В.М. Лондон, В.С. Калинин,
Ю.И. Мамаев, А.С. Уваров. Большой вклад в
успех испытаний внес отдел анализа результа-
тов испытаний (начальник отдела Н.А. Голен-
ченко, ведущий конструктор Ю.М. Ободовский,
инженеры В.Ю. Дьяченко, В. И. Полунин). Су-
щественную помощь в выполнении работ
при летных испытаниях комплекса оказывали
службы завода им. М.В. Хруничева (замести-
тель директора по испытаниям и эксплуатации
Б. В. Федосеев, заместители начальника цеха
А.В. Новоселов, С.М. Папченков).
Вся работа по созданию СРС и элементов
маршевой ступени в КБ «Салют» и на смежных
предприятиях координировалась, планиро-
валась и контролировалась отделом ведущих
конструкторов темы (Е.Г. Сизов, А.Я. Нодель-
ман, М.В. Машезерский, В.Н. Клименко). Все
работы выполнялись во взаимодействии с со-
ответствующим отделом ЦКБМ.
Необходимо отметить творческий подход
к решению технических задач при создании
комплекса «Метеорит», характерный для всех
участников, и их искренний энтузиазм, прояв-
лявшийся на всех этапах работ. Можно сме-
ло утверждать - работали не за страх, а на со-
весть. К тому же к «Метеориту» относились
с особой любовью, может быть, потому, что
это была ракета «малых форм» по сравнению
с таким гигантом, как «Протон». И вклад каж-
дого из участников разработки казался отно-
сительно более весомым, отсюда, возможно,
и повышенная ответственность. А знаете, как
мы называли между собой маршевую ступень?
С явным проявлением приязни - «птичка»!
Конечно, глядя из 2012 года, трудно понять
людей, работающих сверхурочно практически
ежедневно, а часто и в выходные дни за более
чем скромное вознаграждение. Или оторван-
ных на длительное время от дома и семьи и по-
лучавших 3 рубля суточных в командировке в
условиях Байконура или Капустина Яра (вместо
2 руб. 60 коп. на остальной территории СССР),
да еще талон на дополнительное питание в раз-
мере 90 коп. в случае участия в работах с ком-
понентами топлива. Другое время и люди дру-
гого образа жизни и мышления. Многие из них
уже ушли из жизни. Отдадим долг их памяти!
В 1992 году Постановлением Правительства
работы по теме были прекращены. Однако
опыт, полученный коллективами КБ «Салют» и
завода им. М.В. Хруничева, и многие конструк-
торские и технологические решения были ис-
пользованы в дальнейших работах».
141
ИЗГОТОВ ИЕ РАКЕТ
«МЕТЕОРИТ-М» И «МЕТЕОРИТ-А»' ___
НА ЗАВОДЕ ИМ. М.В. ХРУНИЧЕВА И ОЗМ
Изготовление ракет «Метеорит»
на заводе им. М.В. Хруничева
Анатолий
Иванович
Киселев,
директор машзавода
им. М.В. Хруничева
Реализация общих схем компоновки раке-
ты, воплощение конструкторских идей и ре-
шений в техническую документацию для из-
готовления ракет была выполнена в отделах
и лабораториях ЦКБМ в сравнительно корот-
кие сроки. Только после тщательной отработ-
ки документации, изготовления некоторых
образцов в опытном производстве ЦКБМ до-
кументация была подготовлена для передачи
на серийные заводы.
Была организована широкая кооперация по
изготовлению отдельных элементов, агрегатов
и узлов ракеты на предприятиях и КБ, находив-
шихся в подчинении В.Н. Челомея в качестве
филиалов № 1 и № 2 ЦКБМ, в том числе и для
обеспечения их полной загрузки.
Производством крылатых ракет в Мини-
стерстве общего машиностроения занимался
Оренбургский машиностроительный завод, ко-
торый изготавливал крылатые ракеты «Мала-
хит», «Базальт», «Гранит» конструкции В.Н. Че-
ломея.
Но крылатая стратегическая ракета «Метео-
рит» требовала совершенно нового подхода к
разработке конструкции, применению новей-
ших материалов и, что самое главное, разра-
ботке новейших технологий, не имеющих ана-
логов в мире.
В крылатой ракете «Метеорит» сочетались
авиационные, ракетные и морские техноло-
гии. Министерство общего машиностроения
не имело заводов, которые обладали бы в ком-
плексе подобными технологиями. Это был про-
ект, который на многие годы опережал уровень
развития техники и технологии того времени.
В 1970-х годах, когда развитию ракетно-
го вооружения придавалось немалое зна-
чение, в ЦКБМ была создана мощная опыт-
но-производственная, оснащенная самым
передовым станочным парком эксперимен-
тальная база для первоначального изготовле-
ния предсерийных образцов и оборудования.
Также была создана совершенно уникальная
испытательная и отработочная структура для
испытания ракет и их элементов.
При четко продуманной кооперации и рас-
пределении работ между филиалами ЦКБМ
№ 1 и № 2, была организована разработка до-
кументации, изготовление агрегатов и узлов
ракеты. Серийное производство было под си-
лу только такому предприятию, каким являлся
завод им. М.В. Хруничева.
После первоначальной отработки в ЦКБМ
конструкторско-технологической документа-
ции и изготовления нескольких образцов
одного из основных силовых элементов раке-
ты - ее топливного бака, документация на нее
была передана на завод им. М.В. Хруничева,
которому совместно с филиалом № 1 в ЦКБМ
было поручено разрабатывать серийную кон-
структорскую документацию на ряд основных
элементов ракеты: центральную часть фюзе-
ляжа, являющуюся топливным баком, крыло
и оперение с системами раскрытия при вы-
ходе из-под воды, первоначальную конструк-
цию титанового воздухозаборника, рулевой
машинки и полностью конструкцию стартово-
разгонной ступени для старта ракеты и ее
движения на подводном и надводном участ-
ках траектории до выхода ракеты на марше-
вый режим.
Выбор компоновочной схемы стартовой
разгонной ступени с тремя сбрасываемыми
баками при ограничениях, вызванных скла-
дыванием крыла, был выполнен в проектном
отделе Г.Д. Дермичева ведущим конструк-
тором Г.Н. Перепелицким. Не дожидаясь выпу-
ска штатной документации от разработчиков,
ЦКБМ и филиала № 1 по приказу директора
завода А.И. Киселева № 848 от 22.11.77 г. на
основании компоновочной схемы был запущен
142

ЯРКИИ
 КРЫЛАТОГО "МЕТЕОРИТА
Ел —	-	..1.
в производство макетный вариант ракеты «Ме-
теорит». Конструкторскую документацию на
макет выпускал отдел главного конструктора
завода во главе с В.Н. Ивановым.
За весьма короткий срок, используя пла-
зовые шаблоны, были изготовлены макетные
агрегаты маршевой ступени и СРС. Макеты в
дальнейшем существенно помогли производ-
ству при изготовлении топливных баков и окон-
чательной сборке ракеты.
С большими трудностями столкнулись ком-
поновщики и конструкторы при разработке до-
кументации на двигательные отсеки СРС из-за
минимальных располагаемых объемов и необ-
ходимости отклонения двигателей в двух пло-
скостях.
Двигательные отсеки СРС были столь слож-
ной формы, что чертежи на них не были разра-
ботаны, а были изготовлены деревянные маке-
ты, проведена примерка двигателей, и после
этого каждый отсек, изготовленный в цехе,
примерялся и доводился по макету.
В филиале № 1 ЦКБМ отсутствовал опыт
обеспечения коррозионной стойкости баков
СРС, стенки которых подвергались длитель-
ному коррозионному воздействию как изнутри
(окислитель), так и снаружи (морская вода).
Для решения этой проблемы был проведен
огромный комплекс натурных ускоренных ис-
пытаний и выработаны меры по повышению
коррозионной стойкости конструкции.
В конструкции крыла использованы титано-
вые лонжероны и сотовые паяные панели из
антикоррозионной нержавеющей стали высо-
кой прочности, что позволило обеспечить вы-
сокие весовые характеристики. Точность и,
самое важное, одновременность раскрытия
правой и левой консолей крыла обеспечива-
лись системой газовых каналов и дюз, контро-
лирующих и регулирующих давление в приво-
дах телескопических толкателей.
Разработка системы и автоматов раскрытия
крыла была выполнена отделом Л.А. Главацко-
го и начальником бригады В.И. Соиным.
Особым изяществом отличалась конструк-
ция автомата раскрытия оперения, которая не
имела элементов, выступающих за обводы ки-
ля ни в сложенном, ни в раскрытом положении.
Наземные и летные испытания системы рас-
крытия крыла и оперения прошли без замеча-
ний.
Весьма сложным элементом конструкции
корпуса ракеты являлась центральная баковая
часть фюзеляжа из-за ее необычных геометри-
ческих форм и размещения внутри бака канала
воздухозаборника в сочетании с большими на-
грузками. В конструкции этой части фюзеляжа
был использован новый высокопрочный алю-
миниевый сплав, сложность применения кото-
рого состояла в его склонности к растрескива-
нию в местах концентрации напряжений.
Разработка всей конструкторской доку-
ментации была осуществлена при непосред-
ственном участии заместителей генерального
конструктора Я.Б. Нодельмана и И.М Востри-
кова, начальниками комплексов С.М. Маркма-
ном, Н.Н. Миркиным, начальниками отделов
Л.С. Наумовым, Д.А. Будниковым, ведущими
конструкторами К.Д. Юрьевым, С.Я. Рабинови-
чем, Л.З. Ганопольским, В.С. Седовым, Г.А. Ха-
зановичем, инженерами В.Д. Широченковым,
А.И. Даниловым.
Для обеспечения надежности функциониро-
вания разработанных агрегатов был проведен
огромный объем наземных испытаний по всем
направлениям - прочность, функционирова-
ние, коррозионная стойкость с максимальным
приближением к натурным условиям, что по-
зволило пройти этап летных испытаний прак-
тически без существенных замечаний.
Возглавлял наземные испытания начальник
отдела А.В. Альбрехт, впоследствии замести-
тель генерального конструктора.
Следует отметить, что многие решения, ре-
ализованные при разработке конструкторской
документации крылатой стратегической раке-
ты «Метеорит», носили оригинальный, не име-
ющий аналогов характер и были защищены па-
тентами.
Вспоминает директор завода имени
М.В. Хруничева А.И. Киселев (впоследствии
генеральный директор ГКНПЦ им. М.В. Хруни-
чева):
«Надо признаться, что когда было принято
решение назначить завод им. М.В. Хруничева
головным по изготовлению стратегической ра-
кеты «Метеорит», мы не представляли, с какими
технологическими трудностями в изготовлении
нам придется столкнуться. Практически надо
было разрабатывать новейшие технологиче-
ские процессы, не имеющие аналогов, а глав-
ное, в конструкции применили новые материа-
лы, с которыми завод раньше не работал.
Так, для изготовления маршевой ступе-
ни применили высокопрочный алюминиевый
сплав 1201, для лонжеронов крыла - титано-
вые сплавы ВТ-14 и ВТ-20.
Для сотовых панелей крыла впервые в СССР
получена фольга толщиной 30 и 50 мкм из не-
ржавеющей высокопрочной стали ЭП678 и
ЭП-679-ВД».
В создании и отработке новых материа-
лов участвовали специалисты завода, ЦКБМ
и филиала № 1, институты ВИАМ, «Компо-
143
ЭД
ИЗГОТОВЛЕНИЕ РАКЕТ^МЕТЕОРИТ-РГ^Я^
И «МЕТЕОРИТ-А» НА ЗАВОДЕ ИМ. М.В. ХРУНИЧЕВА И ОЗМ
•1£~ж
ЗИТ», НИИТМ, ПНИИМВ, ИЭС имени Е.О. Пато-
на, предприятия - изготовители материалов:
Самарский металлургический завод, завод
«Серп и Молот» и Ашинский металлургический
завод.
На заводе имени М.В. Хруничева работами
руководили главный металлург А.И. Буров и
его заместитель В. И. Пышный.
Стратегическая крылатая ракета «Метео-
рит» - уникальное по своим характеристикам
изделие, где на счету был каждый грамм веса
и каждый кубический миллиметр объема, со-
стояла из сложнейших по конфигурации дета-
лей. Геометрическая форма большинства этих
деталей была весьма экзотичной. Не было от-
крытых или закрытых плоскостей, цилиндров,
конусов и других привычных элементов.
Воспроизвести механическую обработку
основных шпангоутов и других закладных де-
талей необычной формы можно было только
на пятикоординатных станках с программным
управлением СФП-3; СФП-13.
Управляющие программы для станков с
ПУ создавали и рассчитывали заводские
технологи-программисты отдела програм-
много управления, а оснастку и инструмент
для этих станков проектировали специалисты
отдела механической обработки (ОМО). Но не
обходилось и без ручной доводки и изготовле-
ния специальных стапелей. Много сил, энер-
гии и времени пришлось затратить специа-
листам завода В. Б. Гофману, Я.Л. Марголису,
А.В. Воронкову, Л.Ю. Беговщиц.
Основной объем работ по изготовлению
шпангоутов, лонжеронов и других трудных де-
талей лег на цех № 23, который был создан не-
задолго до этих работ по моему приказу. Для
этого был полностью освобожден пролет боль-
шой высоты (это для механического цеха!) и в
пролете размещены линии фрезерных и кару-
сельных станков с программным управлением,
в том числе и 5-координатные.
Чтобы получить такие станки я побы-
вал у министра авиационной промышленно-
сти В.А. Казакова и договорился, что завод
им. М.В. Хруничева сделает стапели и дета-
ли для доработки самолета ЗМТ, а взамен по-
лучит станки. По тем временам цех № 23 был
одним из лучших в Министерстве общего ма-
шиностроения. Начальником цеха № 23 был
Г.М. Матков, его заместителями А. С. Черни-
ковский и А. П. Полюшкин.
Для безусловного и незамедлительного ре-
шения всех возникающих конструкторских и
технологических вопросов в процессе изго-
товления моим приказом была сформирова-
на группа специалистов с широкими правами,
обеспечивающая решение всех возникающих
вопросов в цехах завода».
Сам А.И. Киселев появлялся в цехе № 23
каждое утро в 8 часов. Вместе с ним прихо-
дили заместитель генерального конструктора
Я.Б. Нодельман и ведущий конструктор Г.А. Ха-
занович.
Затем такая практика была перенесена и в
другие цеха, итоги дня подводились в кабине-
те директора ежедневно в 20 часов.
Изготовление планера, корпуса ФЗБ было
поручено сварочно-сборочному цеху № 3.
Контур отсека ФЗБ включал в себя разные
геометрические линии в одном сечении, такие
как окружность, прямая линия, эллипс, т.е. ни-
чего похожего на технологию сварки ракетных
баков круглой формы. Каждая обечайка состо-
яла из нескольких частей, имеющих кривизну
второго порядка. Все соединения нужно было
выполнять автоматической сваркой, которая
обеспечивала герметичность корпуса.
Технологическим службам и отделу глав-
ного сварщика потребовалось разработать,
а инструментальному производству изгото-
вить уникальную, не имеющую аналогов уста-
новку для автоматической сварки корпуса с
различной формой поперечного сечения по
копирам.
Разработку проекта установки вели глав-
ный сварщик Л.Е. Маштаков и его заместители
А.А. Клейменов, А.Н. Сабанцев (с 1987 года -
главный сварщик завода).
Основными разработчиками сварочной уста-
новки были лауреат Ленинской премии Ф.А. Аз-
лин и начальник бригады Ф.Д. Булаженков.
После отработки этой уникальной установки
сварка корпуса ФЗБ велась в автоматическом
режиме со сложными угловыми перемещени-
ями, осуществляемыми непосредственно че-
рез копир.
Было изготовлено 3 такие установки, и имен-
но с момента появления в цехе № 3 этих уста-
новок и начался процесс производства крыла-
той стратегической ракеты «Метеорит».
Конечно, одна, даже уникальная установка
не могла решить всех поставленных задач, по-
этому отделом главного сварщика были спро-
ектированы и изготовлены более 1000 единиц
сборочно-сварочной оснастки.
Высокие скорости полета (до 3 М) и темпе-
ратуры, им сопутствующие, предъявляли осо-
бые требования к крылу и оперению по проч-
ности и коррозионной стойкости.
При изготовлении крыла и оперения приме-
нялись титановые лонжероны и трехслойные
паяные сотовые панели из высокопрочных не-
ржавеющих сталей ЭП678; ЭП679.
144
ЯРКИИ
КРЫЛАТОГО МЕТЕОРИТА
«И
Сотозаполнитель изготавливался из фоль-
ги, обшивка - из стальной ленты, что по-
требовало создать специальную сварочную
машину, обеспечивающую прочный и герме-
тичный стык.
Собранная сотовая панель помещалась в
двойной контейнер для обеспечения герме-
тичности при пайке в печах при температуре
110 °C. Пайка производилась с помощью спе-
циально разработанного припоя ПМ-17. Для
поддержания разности отрицательного дав-
ления в контейнерах была разработана и из-
готовлена на заводе автоматическая установ-
ка. Конечно, технологический процесс пайки в
контейнерах очень трудоемок, и впоследствии
была разработана установка УПСП для бескон-
тейнерной пайки.
В конструкцию сотовых панелей входили си-
ловые и окантовочные элементы, которые со-
единялись между собой с помощью сварки и
пайки. Изготавливались сотовые панели крыла
и хвостового оперения в цехе № 75, начальник
цеха М.Е. Бадаев, заместители Н.А. Смоленцев
и А.А. Калинин (впоследствии директор РКЗ
ГКНПЦ имени М.В. Хруничева) проявили себя
как специалисты высочайшего класса.
Огромную роль в отработке новых техно-
логических процессов сварки и пайки сыгра-
ла заводская лаборатория сварки во главе с
Е.М. Лапиным.
Сборка крыла из сотовых панелей про-
исходила в специальном сборочном стапе-
ле, который был спроектирован под руко-
водством заместителя главного технолога
М.П. Парфенова и изготовлен в инструмен-
тальном производстве завода, которым ру-
ководил П.М. Котик.
Крыло, изготовленное из высокопрочных
герметичных сотовых панелей из нержавею-
щей стали, не имело аналогов в мире. В про-
цессе изготовления крыла были оформлены и
получены десять патентов.
Не менее сложным по конструкции и техно-
логии было изготовление из титана регулируе-
мого воздухозаборника. Правда, впоследствии
из-за сложности изготовления тоннеля возду-
хозаборника из титана перешли на алюминие-
вый сплав АМГ-6 с нанесением на внутреннюю
поверхность тоннеля специально разработан-
ного теплозащитного покрытия ВОКМУ. По-
крытие обеспечивало не только внутреннюю
теплозащиту, но и имело специальные отража-
ющие свойства.
Из воспоминаний А.И.Киселева:
«Однажды по «кремлевке» позвонил
А.А. Туполев, попросил разрешения подъе-
хать и ознакомиться с конструкцией «Мете-
орита». Мы с ним прошли в сборочный цех,
где на разных этапах сборки находились не-
сколько ракет. Он долго и внимательно рас-
сматривал агрегаты, узлы и детали. Больше
всего уделил внимание конструкции регули-
руемого воздухозаборника из титана. Учи-
тывая сверхзвуковую скорость набегающего
потока, выразил сомнение в работоспособ-
ности конструкции воздухозаборника, ска-
зав, что они «погорели» на этом, изготавли-
вая самолет Ту-144, но пожелал нам удачи.
Летные испытания подтвердили работоспо-
собность конструкции и технологии нашего
воздухозаборника».
Для обеспечения тепловой защиты наруж-
ной поверхности крылатой сверхзвуковой ра-
кеты «Метеорит» было разработано и внедрено
специальное теплозащитное и радиопоглоща-
ющее покрытие «Контраст».
Всего отделом неметаллов завода было
спроектировано более 2500 позиций специ-
альной технологической оснастки для изго-
товления деталей и узлов из композиционных
материалов методом прессования, литья, на-
мотки, выкладки. Для достижения необходи-
мых характеристик ракеты совместно с ВИАМ
были разработаны и внедрены новые компо-
зиционные теплозащитные материалы. От-
дел неметаллов и его лаборатории провели
сотни экспериментов по отработке и контро-
лю свойств гальванических, лакокрасочных,
теплозащитных и радиопоглощающих покры-
тий, проверке материалов и проведению кон-
троля качества продукции.
Нельзя не отметить большой вклад в рабо-
ту В.Ф. Митина (впоследствии главный техно-
лог завода), С.В. Телегиной, И.М. Гольдиной,
Н.И. Щульц, С.Е. Лестьевой, Т.И. Захаровой.
Окончательная сборка и пневмогидроиспы-
тания осуществлялись в сборочном цехе № 7,
укомплектованном высококвалифицирован-
ными мастерами и рабочими, имевшими бо-
гатый опыт сборки межконтинентальных стра-
тегических ракет типа УР-100, (начальник
цеха Б.Х. Биргин, его заместители В.А. Зырин,
А.Г. Маврин).
Работа велась в две смены по 12 часов в
очень напряженном режиме. Возникало мно-
го конструкторских и технологических во-
просов. Они оперативно решались непо-
средственно на рабочем месте с участием
ведущих конструкторов филиала № 1 ЦКБМ
Г.А. Хазановича и от ЦКБМ В.В. Свешникова,
Е.С. Мошенского.
Электроиспытания проходили на КИС за-
вода в цехе № 24. Проверялось автономное и
комплексное функционирование агрегатов и
145
г>Ш
^^•ИЗГОТОВЛЕНИЕ РАКЕТ^МЕТЕОРНТ-МГ ,
И «МЕТЕОРИТ-А^ НА ЗАВОДЕ ИМ. М.В. ХРУНИЧЕВА И ОЗМ
систем, имитировался полетный режим. Спе-
циалисты цеха № 24 прошли стажировку на
предприятиях смежников и КИС ЦКБМ в г. Реу-
тове.
Руководили электроиспытаниями замести-
тель главного инженера А.М. Серегин, началь-
ник отдела А.А. Колобков, начальник цеха № 24
Н.М. Архипов, заместители начальника цеха
Л.Д. Борисов, А.В. Новоселов, И.С. Фросин,
Б.В. Федосеев.
Испытателями цеха № 24 был спроектиро-
ван и собран технологический стенд, позволя-
ющий проводить входной контроль приборов
системы управления, а также моделировать
отказы бортовых систем для более полного и
качественного анализа и устранения замеча-
ний, полученных в ходе испытаний.
Большую помощь при испытаниях на КИС за-
вода оказывали главные конструкторы систе-
мы управления Г.И. Лящев и Л.М. Бондаренко.
Производство крылатой стратегической ра-
кеты «Метеорит» было одной из основных за-
дач руководства завода имени М.В. Хруничева,
требовало ежедневного внимания всех техни-
ческих служб, и надо сказать к чести заводчан,
они прекрасно справились с этой задачей.
Лучшие качества и профессионализм про-
явили главные инженеры завода В.А. Коб-
зарь и Ю.П. Городничев, главные технологи
В.В. Булавкин, В.Ф Митин и их заместители
М.П. Парфенов, Б.А. Михалкин, Г.М. Белого-
лов, А.Н. Сабанцев, начальник производства
В.К. Авдюков.
За период с 1978 по 1992 гг. заводом име-
ни М.В. Хруничева было изготовлено стен-
довых изделий: для наземной отработки
морского базирования - 42, авиационного ба-
зирования - 10, летных изделий морского ба-
зирования - 70, летных изделий авиационного
базирования - 37.
К положительным результатам работ по соз-
данию комплекса следует отнести приобре-
тение бесценного опыта решения новых тех-
нических задач, расширение и укрепление
стендовой базы, разработку и внедрение но-
вейших технологических процессов, не имею-
щих аналогов в мире, использование апроби-
рованных решений в дальнейших разработках.
Из воспоминаний А.И.Киселева:
«Нельзя сказать, что и я, и генеральный кон-
структор Г.А. Ефремов смирились с прекра-
щением производства и летных испытаний
ракеты «Метеорит». В начале 90-х годов я под-
готовил письмо и поехал к министру обороны,
маршалу Е. И. Шапошникову. Он меня прекрас-
но принял, просил не останавливать производ-
ство, заверил, что МО выкупит все изготовлен-
ные ракеты. К сожалению, Евгений Иванович
недолго был министром обороны, а в дальней-
шем изготовленные ракеты так и не были опла-
чены Министерством обороны.
Мои встречи с заместителями министра
обороны А.А. Кокошиным и А.П. Ситновым
результата не дали. Надо было пробивать-
ся к Президенту РФ Б.Н. Ельцину. Подготовил
письмо Б.Н. Ельцину и поехал к секретарю Со-
вета безопасности Ю.Б. Скокову, с которым
был хорошо знаком. Попросил его перегово-
рить с Борисом Николаевичем и, если удаст-
ся, пригласить его на завод без свиты. Борис
Николаевич Ельцин ознакомился с письмом
и дал свое согласие приехать на завод. Вско-
ре они приехали вдвоем с Ю.Б. Скоковым. От
НПО машиностроения был Г.А. Ефремов (в то
время генеральный директор, генеральный
конструктор). Мы вместе с Г.А. Ефремовым
доложили о работах, а А. Г. Леонов (ныне гене-
ральный директор, генеральный конструктор)
обеспечил демонстрацию кинофильма о ходе
летных испытаний, рассказал о новых техно-
логиях, тактико-технических характеристиках
«Метеорита». К сожалению, положительного
решения принято не было.
Через некоторое время на одном из приемов
я еще раз обратился к Б. Н. Ельцину по продол-
жению работ по «Метеориту». Он подозвал к
нам министра обороны П.С. Гоачева и дал ему
команду поехать на завод имени М.В. Хруниче-
ва и подготовить предложения. Но П.С. Гоачев
не выполнил указание Президента, а вскоре и
он был снят с поста. Мы сделали все, что мог-
ли, наша совесть чиста.
Прекращение летно-конструкторских испы-
таний и производства крылатой стратегиче-
ской ракеты «Метеорит» нанесло существен-
ный урон обороноспособности страны».
Технологическая подготовка и
изготовление некоторых элементов
ракеты «Метеорит» на ОЗМ
Опытный завод машиностроения (ОЗМ),
входящий в структуру ЦКБМ, в 70-90-х годах
представлял собой достаточно хорошо осна-
щенное станочным обрудованием и техноло-
гической оснасткой опытное производство.
ОЗМ способен был изготавливать крупно-
габаритные узлы и агрегаты из алюминиевых
сплавов или из высоколегированных сталей,
уникальные механизмы и мастштабные моде-
ли ракет для продувок в аэродинамичесих тру-
бах ЦАГИ, а также демонстрационные модели
для экспонирования на международных вы-
ставках.
146
ЯРКИЙ СЛЕД
КРЫЛАТОГО «МЕТЕОРИТА
Руководство ОЗМ в лице Б.А. Николаевского,
Б.Д. Бараночникова, И.К. Денисова, Ю.Н. Дол-
матова, В.А. Тарутина, А.И. Казакова и других
с самого начала изготовления узлов и агрега-
тов КР «Метеорит» уделяло пристальное вни-
мание обеспечению качественной работы це-
хов и подразделений завода.
По распределению работ между коопе-
рацией ЦКБМ изготавливало один из ответ-
ственных агрегатов корпуса ракеты - возду-
хозаборник маршевого двигателя. Материал
этого агрегата - ЭП679-ВД - представлял со-
бой жаропрочную жаростойкую коррозионно-
стойкую сталь вакуумного дугового переплава.
Эта сталь имеет ряд особенностей, которые
требуют особого подхода к ее обработке: она
значительно упрочняется при холодной пла-
стической деформации, обладает высоким со-
противлением деформированию и другими
специфическими особенностями. Была разра-
ботана специальная технология, при которой
конструкция членилась на 5 частей наружной
и внутренней обшивки с последующей свар-
кой. Заготовки предварительно нагревались
до температуры 850-900 °C, затем они остыва-
ли в штампах, и после этого проводились мех-
обработка и сборка со сваркой, термофикса-
цией в заневоленном состоянии.
ЦКБМ также изготавливало целый ряд элек-
тросоединителей и электроразъемов для сое-
динения электрических цепей между отсеками,
маршевой и стартово-разгонной ступенями.
Эти электросоединители выдерживали темпе-
ратуру 200-300 °C с обеспечением защищенно-
сти от внешних механических воздействующих
факторов, электромагнитных полей. Электросо-
единители с такими параметрами отечествен-
ная промышленность не выпускала, а отдельные
предприятия, которые производили похожую
продукцию, за изготовление электросоедините-
лей по нашим требованиям не брались.
Прибористам КБ и отделу главного техноло-
га была поставлена задача разработать техно-
логию и оборудование для изготовления таких
электросоединителей. Для испытаний их на
герметичность, виброустойчивость и удовлет-
ворение другим требованиям были изготовле-
ны специальная оснастка и оборудование.
Для обеспечения работы пневмогидроси-
стемы ракеты необходимо было изготовить
баллоны высокого давления - до 350 атм. От-
рабатывалась технология сварки таких балло-
нов из стали ЭП679ВД с двумя продольными
швами и ротационной раскаткой до толщины,
указаной в чертежах.
В цехах электронного оборудования было
налажено производство специальных печат-
ных плат, что само по себе в начале 70-х годов
было весьма сложным делом. Монтаж, распай-
ка электропроводки проводились на специаль-
ных участках цехов, оборудованных для выпол-
нения данного вида работ.
Электроиспытания собранных ракет, а также
проверка функционирования систем и агрега-
тов проводились на КИЦ на специально изго-
товленных стендах, которые позволяли состы-
ковывать и расстыковывать отсеки ракеты и
при необходимости производить замену бло-
ков электронного оборудования ракеты.
С целью выполнения всех работ по изготов-
лению, испытаниям и подготовке ракет к штат-
ному использованию было также разработано
и изготовлено много грузоподъемного, транс-
портировочного и испытательного оборудова-
ния, которое использовалось как на техниче-
ской позиции, так и на стартовой, когда ракета
уже находилась в составе носителя.
При подготовке и выполнении работ на ОЗМ
было налажено сотрудничество со многи-
ми службами и специалистами завода имени
М.В. Хруничева. При развертывании серийно-
го производства на заводе многие технологиче-
ские операции были апробированы в условиях
опытного производства ЦКБМ. Учитывая высо-
кий уровень оснащения станочного парка ОЗМ,
первые образцы корпусных агрегатов, механиз-
мы изготавливались в ЦКБМ, затем документа-
ция и технологии процессов изготовления не-
которых агрегатов и систем передавались в
серийное производство.
В разработке и выпуске технологической до-
кументации на КР «Метеорит» от отдела глав-
ного технолога принимали участие: Ю.В. Мель-
ников, В.С. Черных, В.Г. Быков, В.И. Бочкарев,
А.Н. Соломонов, Я.С. Галицкий, А.П. Костин,
П.З. Сенников, В.А. Митрофанов, Е.П. Малоен-
ко, Г.Е. Рабинов.
Следует назвать некторых начальников це-
хов и их заместителей, обеспечивших изготов-
ление и отработку узлов, агрегатов и в целом
ракеты, включая электроиспытания и подго-
товку к совместной с носителем отработке:
Б.Д. Бараночников, В.С. Фролов, Я.Д. Дуль-
ман, А.С. Архаров, В.Н. Стопачинский, Е.П. Го-
рохов, В.Ф. Будаев, В.И. Данилов, Л.Н. Белкин,
Б.Б. Сафонов, С.С. Красавин, М.И. Финкель,
С.В. Костров, С.Г. Быстров, Я.Ф. Мищен-
ко, В.М. Волков, А.К. Авдеев, Р.В. Васильев,
Н.И. Илинич, Н.И. Тарасов, Н.И. Татаринов и
многие другие.
147

; ИДЕОЛОГШГПОСТРОЕНИЯ, ОБЩАЯ
, АРХИТЕКТУРА И ЭКСПЕРЕМЕНТАЛЬНАЯ
ОТРАБОТКА СУ «КЛЕВЕР » И «ЛИРА»
Идеология построения
архитектуры СУ «Клевер» и «Лира»
Корабельная («Клевер») и самолетная
(«Лира») СУ комплексов «Метеорит-М» и
«Метеорит-А», размещаемые на носителях КР,
являются составной частью системы управле-
ния комплексами ракетного оружия и пред-
назначены для поддержания боеготовности
комплекса, выработки исходных данных для
стрельбы (полетного задания), проведения
предстартовой подготовки и пуска ракет.
Вспоминают разработчики из КБ «Электро-
прибор»:
«Существующие на то время КСУ подво-
дных лодок с баллистическими и противоко-
рабельными крылатыми ракетами имели од-
нотипную структуру: корабельную цифровую
вычислительную систему (комплекс) разра-
ботки Минсудпрома и корабельную аппарату-
ру системы управления, которая создавалась
разработчиком БСУ ракеты.
КЦВС выполняла функции, связанные с под-
готовкой полетного задания для ракет зал-
па: получение и ввод целеуказаний, хранение
исходных данных для расчета ПЗ, расчет ПЗ
и формирование массива данных для ввода в
БСУ ракет через КСУ; при этом информацию
о текущих координатах, направлении и ско-
рости движения подводной лодки-носителя
КЦВС получала от навигационного комплекса
ПЛ. В состав КЦВС входил цифровой вычис-
лительный комплекс, включающий накопите-
ли информации большой емкости на магнит-
ной ленте и перфоленте.
КСУ выполняла остальные функции пред-
стартовой подготовки и пуска ракет, при этом
информацию об ориентации ПЛ для началь-
ной выставки гироплатформы бортовая СУ КР
получала через КСУ от навигационного ком-
плекса лодки. КСУ строилась на базе соб-
ственного ЦВК.
При рассмотрении этой структуры возник
вопрос: зачем в составе КСУдва ЦВК? Анализ
загрузки и необходимой производительности
ЦВК показал, что со всеми задачами КСУ в со-
стоянии справиться ЦВК на базе разрабаты-
ваемой в то время КБ «Электроприбор» ЦВМ
М6М (в бортовом исполнении).
Одновременно выяснилось, что разработ-
чик КЦВС главный конструктор Я. А. Хетагуров
требует выдачи ему алгоритмов за 3 года до
поставки аппаратуры и все последующие из-
менения алгоритмов будет принимать толь-
ко после соответствующих межминистерских
решений. Другими словами, оперативной
коррекции программного обеспечения он не
обещает. Следует отметить, что опыт всех
предыдущих разработок свидетельствовал,
что изменения алгоритмов в процессе раз-
работки БСУ и в ходе летно-конструкторских
испытаний неизбежны и не столь редки. По-
этому предлагаемая Я.А. Хетагуровым орга-
низация работ может привести к значитель-
ной задержке ЛКИ.
После детальной проработки КБ «Электро-
прибор» было принято решение исключить
КЦВС из состава КСУ, возложив все задачи
расчета и формирования ПЗ на ЦВК на базе
ЦВМ М6М. Это решение было согласовано с
головным разработчиком комплекса - ЦКБМ,
а затем утверждено на Совете главных кон-
структоров в ЛПМБ «Рубин» (головной разра-
ботчик ПЛ) в сентябре 1977 года.
Полетное задание каждой из 12 ракет
(штатный боекомплект ПЛ) должно было со-
держать информацию, необходимую соб-
ственно системе управления КР, а также ин-
формацию о цифровых радиолокационных
картах местности для системы коррекции
СИН. Данная информация имела большой
объем, и в то время организовать ее хра-
нение на ПЛ можно было только на магнит-
ных носителях - лентах или дисках. При этом
148
ЯРКИЙ СЛЕД
, КРЫЛАТОГО МЕТЕОРИТА»
специфические требования, накладываемые
местом установки, - высокая механическая
прочность и необходимость доставки в ПЛ
через люк диаметром 593 мм - не позволя-
ли применить какую-либо серийно изготав-
ливаемую аппаратуру. Единственно подхо-
дящими оказались разработки НМЛ и НПФЛ
Минсудпрома (Я.А. Хетагуров). Эти изделия
уступали по техническим характеристикам
серийным (например, плотность записи на
магнитную ленту была 22 бит/мм, тогда как
серийные уже имели 63 бит/мм), но полно-
стью удовлетворяли условиям эксплуатации
на ПЛ. Для обеспечения необходимой ем-
кости в состав КСУ было включено 4 НМЛ и
2 НПФЛ (с учетом 100%-ного резервиро-
вания).
КСУ получила условное наименование «ап-
паратура «Клевер». В ее состав вошли циф-
ровой вычислительный комплекс, разраба-
тываемый КБ «Электроприбор», аппаратура
предстартовой подготовки и пуска (АПП), раз-
рабатываемая ПО «Монолит», уже упоминав-
шиеся НМЛ и НПФЛ и источники питания раз-
работки Томского НИИЭМ.
Основой ЦВК была ЦВМ М6М, которая в
это время разрабатывалась КБ «Электропри-
бор» для перспективных заказов. В ее состав
отдельными блоками входили постоянное за-
поминающее устройство для хранения рабо-
чих программ и специальное запоминающее
устройство для хранения данных о система-
тических погрешностях ККП ракет. Кроме то-
го, в состав ЦВК входило устройство согла-
сования с абонентами - интерфейс для связи
по цифровым каналам с БЦВМ, аппаратурой
предстартовой подготовки и пуска КР, нави-
гационным комплексом ПЛ, НМЛ и НПФЛ.
Следует отметить, что в тот период унифици-
рованных интерфейсов еще не существова-
ло, и каждый разработчик придумывал что-то
свое, абсолютно не совместимое с система-
ми других разработчиков. Исключение со-
ставлял Минавиапром, который на своих
предприятиях уже ввел интерфейс «Манче-
стер» и начинал вводить «Манчестер-2» (с
ними столкнулись на авиационном варианте
комплекса «Метеорит-А»).
АПП представляла, по сути, согласующее
устройство для связи по релейным сигналам
с системами ПЛ и аппаратурой всех 12 ра-
кет боекомплекта. Также в состав АПП входил
пульт управления ракетным оружием, с кото-
рого осуществлялось управление ракетным
комплексом, в том числе пуском ракет.
Для обеспечения заданной надежности ап-
паратура ЦВК и АПП была разработана в трех-
канальном исполнении с многоуровневым
мажоритированием «2 из 3», что позволяло
сохранять работоспособность при значитель-
ном количестве отказов.
Помимо КСУ, КБ «Электроприбор» был раз-
работан «упрощенный вариант КСУ - аппара-
тура предстартовой подготовки и пуска ракет
для летно-конструкторских испытаний с на-
земной стартовой позиции и с притаплива-
емого стенда (по легенде - МКУ - «морской
кабеле-укладчик»). Эта аппаратура получила
название ЭЦАУ - эквивалент центральной ап-
паратуры управления.
В конце декабря 1977 г. в Ленинграде, в
НИИ-28 МО (головной институт ВМФ) прошла
успешная защита эскизного проекта комплек-
са «Метеорит» морского базирования. В том
же году была разработана основная схемно-
конструкторская документация. В начале
1978 го. началось производство опытных об-
разцов аппаратуры. Первые приборы начали
поступать на исследовательский и комплекс-
ный стенды (ИС и КС) в конце 1978 г.
В КБ «Электроприбор» первоначально был
организован отдельный комплексный стенд
с аппаратурой ЭЦАУ - испытания КР с назем-
ного и притапливаемого стендов должны бы-
ли начаться в первую очередь. Стенд КСУ поя-
вился позже - в 1980 г.
Следует отметить, что отработка аппа-
ратуры и программ на комплексном стенде
КСУ шла с большими трудностями и замет-
ным отставанием от плановых сроков. Это
было связано в первую очередь с недоста-
точной автономной отработкой ЦВМ М6М,
которую непрерывно дорабатывали. По су-
ти, на ИС и КС проходили ее лабораторно-
отработочные испытания. И это задержива-
ло все работы на КС.
В 1982 г. была готова подводная лодка, ина
ее борту требовалось смонтировать аппара-
туру КСУ (которая, следует отметить, еще не
прошла необходимый цикл отработки).
С конца 1982 г. КС перешел на круглосуточ-
ную работу без выходных, основные разра-
ботчики трудились по 10-12 часов в сутки и не
более чем с одним выходным днем в неделю.
Но тем не менее сроки срывались. Последо-
вали жесткие оргвыводы: был снят с должно-
сти главный конструктор системы управления
комплекса «Метеорит» начальник первого от-
деления КБ «Электроприбор» В.А. Уралов. В
декабре 1982 г. на его место был назначен
Г.И. Лящев.
В ноябре отработка КСУ в объеме, обе-
спечивающем старт одной ракеты, была за-
кончена, и бригада специалистов во главе с
149
JCd
 ИДЕОЛОГИЯ ПОСТРОЕНИЯ^БЩАЯ АРХИТЕКТУРА
И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ ОТРАБОТКА СУ «КЛЕВЕР» И «ЛИРА»
'1  
Г. И. Лящевым выехала в Северодвинск для
подготовки пуска.
КР уже находилась в Северодвинске, к се-
редине декабря прошла испытания на КИА и
была подготовлена к комплексным испытани-
ям. В это время были проведены и испытания
КСУ (объем периодических проверок был уже
вполне достаточным для подтверждения ее
работоспособности). К первому пуску с под-
водной лодки были разработаны и отрабо-
таны все процессы, обеспечивающие подго-
товку и пуск ракеты, в том числе и возможные
отклонения от нормального хода («браковые
ветви»).
Что касается разработки соответствующей
аппаратуры для КР «Метеорит» авиационно-
го базирования, в КБ «Электроприбор» для
самолетной системы управления предложи-
ли вариант «усеченной» корабельной СУ (по-
скольку боекомплект самолета составлял 4
ракеты, а не 12, как на подводной лодке).
Для аппаратуры, устанавливаемой на ПЛ,
масса не являлась критическим параметром.
Поэтому в варианте «доработки под само-
лет» она потянула на -2 т, а объем ССУ с уче-
том зон обслуживания составил более 10 м3.
Реакция ММ3 «Опыт» (разработчик самолета-
носителя на базе Ту-95) была однозначной:
такую аппаратуру разместить в самолете не-
возможно, ее габаритно-массовые характе-
ристики следует уменьшить на порядок. Об-
разно выразился главный конструктор по
вооружению ММ3 «Опыт» Д.А. Горский: «С ва-
шей ССУ наш самолет долетит только до Ма-
лаховки» (Малаховка - поселок на пути из
г. Москвы в г. Жуковский, где расположена
известная летно-испытательная и доводочная
база с аэродромом).
Следует отметить, что КБ «Электроприбор»
не имело возможности оперативно выполнить
предъявленные к ГМХ требования. В первую
очередь это касалось принятого в авиации
одноканального принципа построения аппа-
ратуры (в КБ «Электроприбор» разрабатыва-
лась трехканальная аппаратура) и «открытой»
конструкции приборов (негерметизирован-
ной, без каких-либо уплотнений и защиты от
окружающей среды), с обогревом в полете за
счет подачи горячего воздуха, отбираемого
от компрессоров турбовинтовых двигателей.
Для создания такой аппаратуры КБ «Элек-
троприбор» требовалось 2-3 года опытно-
конструкторских работ (включая испытания).
А по директивным срокам уже в 1980 г. долж-
ны были начаться летные испытания.
Под нажимом «сверху» специалисты ММ3
«Опыт» предложили следующий выход из по-
ложения: в доработанном для проведения
летных испытаний самолете разместить ССУ
в бомбовом отсеке, а ко времени окончания
летных испытаний, если будет принято ре-
шение о приеме комплекса на вооружение,
КБ «Электроприбор» должно создать аппа-
ратуру с приемлемыми характеристиками.
Это позволяло сохранить основные принци-
пы построения ССУ на базе КСУ, необходи-
мо было «лишь» изменить конструкцию при-
боров.
Бомбовый отсек - это негерметизирован-
ный объем в средней части фюзеляжа са-
молета диаметром 2,9 м, длиной 6 м, с эле-
ментами крепления бомбовой нагрузки. Для
обогрева приборов в полете подается горя-
чий воздух от двигателей; перед вылетом от-
сек разогревается подачей горячего воздуха
от внешнего подогревателя. Под такие усло-
вия и надо было «переконструировать» при-
боры ССУ.
КБ «Электроприбор» достаточно быстро
нашло решение по своим приборам и (со-
вместно с ТНИИЭМ) по источникам питания
(преобразователи -220/24 В). НМЛ же, при-
меняемые на ПЛ (предназначенные для хра-
нения информации системы «Кадр»), никто
не брался дорабатывать под условия самоле-
та. В конце концов было принято решение ис-
пользовать разработанные Раменским при-
боростроительным конструкторским бюро
Минавиапрома НМЛ К-25 «Топаз» (правда,
они имели существенно меньшую емкость,
что привело к уменьшению вариантов храня-
щихся на самолете полетных заданий КР).
Специалисты ММ3 «Опыт» предложили,
чтобы КБ «Электроприбор» изготовило специ-
альные контейнеры, которые подвешивались
бы к узлам крепления бомбовой нагрузки, и
в этих контейнерах разместило бы приборы
ССУ (кроме НМЛ К-25 и пультов управления
летчика и штурмана).
Приборов в общей сложности было 15, а
контейнеров - 6 разного размера. Все при-
боры были выполнены в герметичном испол-
нении и имели внутренние вентиляторы для
улучшения отвода тепла. Несмотря на все
старания, общая масса приборов ССУ превы-
сила 600 кг.
Защита эскизного проекта комплекса про-
ходила в феврале 1978 г. в НИИ-30 МО - го-
ловном институте ВВС. В целом комплекс по-
лучил положительную оценку, однако было
подчеркнуто, что самолетная система долж-
на быть переделана с целью существенного
уменьшения ее массово-габаритных характе-
ристик.
150
. ' $ КРЫЛАТОГО
ЯРКИЙ СЛЕД
•МЕТЕОРИТА»
Основной вклад в отработку ССУ внесли
В. Г. Каталкин, В. В. Зиньковский, В. В. Федо-
ренко, В.А. Касьяненко, Л. В. Костюк, С. В. Мат-
веев, С. В. Овасаповидр.».
Экспериментальная отработка
бортовой, корабельной
и самолетной СУ на стендах
и при натурных испытаниях КР
По воспоминаниям разработчиков КБ «Элек-
троприбор»:
«Экспериментальная отработка системы
управления комплекса РО «Метеорит» бы-
ла поручена в КБ «Электроприбор» испыта-
тельному отделу под руководством В.Н. На-
зарова.
Первой задачей отдела стало участие в соз-
дании аппаратных средств отработки вычис-
лительного комплекса нового поколения. Об-
щим результатом этих работ стало внедрение
малогабаритной бортовой машины М4М с вы-
сокими вычислительными возможностями и
надежностью. Следует отметить, что данный
образец ЦВМ в последующем нашел приме-
нение в самых разных ракетных и космических
комплексах, а также в системах управления
технологическими процессами.
Отработка аппаратных средств и программ-
ного обеспечения СУ осуществлялась на ком-
плексных стендах КБ «Электроприбор». Была
разработана комплексная программа экспе-
риментальной отработки, куда, в частности,
входили:
•	лабораторно-отработочные испытания ав-
тономные (на уровне отдельных схем, бло-
ков, узлов, устройств - в части режимов
работы, входных и выходных сигналов, те-
пловых параметров);
•	ЛОИ комплексные (на уровне отдельных
приборов с контролем параметров вход-
ных и выходных сигналов), а также клима-
тические испытания;
•	совместные (с военным представитель-
ством) отработочные испытания автоном-
ные (стыковочные испытания приборов и
смежных систем в составе полного ком-
плекта аппаратуры СУ, испытания при-
боров на воздействие климатических,
механических, акустических и электромаг-
нитных воздействий);
•	СОИ комплексные - проводились на ком-
плексном стенде с полным составом
оборудования, штатным программным
обеспечением («прошитым» ПЗУ), с ими-
тацией штатного режима подготовки к пу-
ску, старта и полета ракеты.
Аналогично шла и отработка ПО:
•	ЛОИ автономные (разработка отдель-
ных блоков программ, верификация и от-
ладка с использованием технологических
ЭВМ);
Главный
маршал авиации
П.С. Кутахов
с генеральным
конструктором
В.Н. Челомеем
151

ИДЕОЛОГИЯ ПОСТРОЕНИЯ ,ОБЩАЯ АРХИТЕКТУРА^
И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ ОТРАБОТКА СУ «КЛЕВЕР» И «ЛИРА»
•	ЛОИ комплексные (сборка полного объе-
ма программ, отладка на исследователь-
ском стенде);
•	СОИ автономные (отработка ПО в схеме
комплексного стенда со штатной аппара-
турой и имитаторами ПЗУ бортовой вы-
числительной машины М4М и вычисли-
тельной машины стартового комплекса
М6М; передача ПО для «прошивки» в ма-
трицах штатного ПЗУ);
•	СОИ комплексные (отработка штатной
комплектации СУ, проверка и проведе-
ние зачетных испытаний под контролем
военного представительства, выдача со-
вместного заключения на аппаратуру и
ПО о допуске к проведению натурных ис-
пытаний, а также испытаний на КИС го-
ловного предприятия).
Следует отметить, что работы на ком-
плексном стенде начались в 1978 г., а уже
через два года стартовали натурные испы-
тания. О важности работ по комплексу РО
«Метеорит» говорит тот факт, что в течение
четырех лет на комплексных стендах иссле-
дования проводились круглосуточно с по-
стоянными оперативками у руководства, с
присутствием проверяющих и контролирую-
щих представителей МОМ и партийных ор-
ганов. Комплексные стенды посетили глав-
ком ВМФ адмирал флота СССР С. Г. Горшков
и главком ВВС главный маршал авиации
П.С. Кутахов.
Уже в 1979 г. комплект аппаратуры СУ был
поставлен в головную организацию, где до
середины марта 1980 г. проводился первый
этап испытаний на КИС ЦКБМ (для сокраще-
ния времени испытаний работы были органи-
зованы в две смены). Одними из сложнейших
и ответственных были проверки «полярно-
стей» системы стабилизации.
Проводились также проверки бортовых
систем КР регламентной аппаратурой, ком-
плексные испытания режимов подготовки к
пуску, имитация пуска и полета ракеты. Груп-
пу специалистов от КБ «Электроприбор» при
проведении испытаний возглавляли А.С. Ха-
ритонов и А. С. Боряк.
Сегодня это может показаться смешным,
но командированным в Реутов специали-
стам КБ «Электроприбор» строжайше запре-
щалось посещение спортивных мероприя-
тий Олимпиады-80. Правда, и объем работ на
КИС ЦКБМ не позволял «расслабиться»...
Необходимо отметить, что генеральный
конструктор В.Н. Челомей довольно часто
лично присутствовал на оперативных совеща-
ниях по проведению испытаний. И техниче-
ские вопросы, которые он брал под контроль,
решались незамедлительно.
В 1980 г. начались натурные испытания
КР с наземного старта на полигоне Капустин
Яр. Начало получилось не совсем удачным -
ракета не вышла из контейнера. Причина -
ошибка в программном обеспечении СУ. По-
сле устранения замечаний претензий к старту
КР не было.
Всего с наземного старта было запущено
более трех десятков изделий. Отрабатыва-
лась навигация по радиолокационным картам
местности, подтверждались дальность поле-
та КР, точность попадания в цель, эффектив-
ность работы РТЗ.
Имел место отказ бортового вычислитель-
ного комплекса при первом реальном вклю-
чении электронной установки. По резуль-
татам испытаний проведены доработки СУ,
обеспечившие повышение помехоустойчиво-
сти ЦВК.
Наибольший вклад в отработку програм-
мно-технического обеспечения комплек-
са «Метеорит» для пусков с наземного
старта внесли специалисты КБ «Электропри-
бор» Л.Н. Тризна, Н.М. Рыков, Е.Д. Белкин,
А.В. Водка, А.А. Клыков, М.Н. Разгарина.
В процессе отработки стартового аппа-
ратно-программного обеспечения «Мете-
орита» наиболее сложным было создание
ЦВК М6М, предназначенного для проведе-
ния подготовки и пуска ракет с морского и
авиационного носителей. Эти работы прово-
дились на исследовательском и комплекс-
ном стендах.
В частности, в процессе отработки КСУ
«Клевер» больших усилий потребовала от-
ладка работы НМЛ магнитофонов (шесть
комплектов: три канала с резервировани-
ем), на которых должна была размещаться
информация по радиолокационным картам
местности - по всем маршрутам полета кры-
латых ракет из районов дежурства подво-
дного крейсера - и синхронизация с цикло-
граммой работы стартового комплекса при
считывании информации по заданному в ПЗ
маршруту.
Для решения задачи отработки залпа из 12
КР был создан специальный имитатор (защи-
щен на уровне изобретения).
Испытания КР «Метеорит-М» проходили в
два этапа: с притапливаемого стенда, соору-
женного в районе Балаклавы под Севастопо-
лем, и со специально доработанной подво-
дной лодки.
Наибольший вклад в эту работу внес-
ли А.С. Боряк, В.Л. Когтев, А.В. Четвериков,
152
А.И. Болотников, М.Н. Гуменюк, И.М. Болды-
рев, Г.П. Двойнишникова, С. Г. Четверикова,
Н.П. Дацюк, С.А. Подрезов, А.А. Галушка.
В процессе отработки ССУ «Лира» на носи-
теле Ту-95МА несколько раз срывался вылет
самолета в район пуска КР. Причиной срыва
являлась нестыковка ЦВК М6М с магнитофо-
ном «Топаз» (носителем ПЗ и карт местности
для СНРК).
Исследования в схеме комплексного
стенда причин нестыковки не выявили. При
всех наземных испытаниях система рабо-
тала безупречно, но в полете, при проведе-
нии предстартовой подготовки, цикл посто-
янно прерывался донесениями «Нет обмена
с НМЛ».
После множества экспериментов причи-
ну сбоев выявили: экземпляр блока преобра-
зователей спецчастот БСЧ, установленный в
составе ССУ «Лира», имел выходные харак-
теристики по питанию, не соответствующие
требованиям ТЗ.
Специально отметим - подача электропи-
тания на аппаратуру ССУ осуществлялась от
бортового генератора самолета-носителя
(220 В, 400 Гц). Для приведения питания к
требуемым параметрам применялся преоб-
разователь разработки и изготовления Том-
ского НИИЭМ.
После доработки БСЧ замечаний по рабо-
те стартовой аппаратуры не было. В целом
отмечались высокие технические характери-
стики ССУ «Лира» по времени приведения в
готовность к пуску КР.
В процессе натурных испытаний бы-
ло проведено более двадцати пусков ра-
кет. Наибольший вклад в эту работу внес-
ли Л.Н. Тризна, Л. В. Костюк, А. С. Крохичев,
В.Н. Лихобабин, А.Н. Бурьян, С.В. Овасапов,
С. В. Матвеев, В. В. Шкреба».
КР «Memeopum-А» на самолете-носителе ТУ-95МА


НОСИТЕЛИ МОРСКОГО И АВИАЦИОННОГО
КОМПЛЕКСОВ РАКЕТНОГО ОРУЖИЯЯЦ
С УНИФИЦИРОВАННОЙ СТРАТЕГИЧЕСКОЙ
КРЫЛАТОЙ ракетой «метеорит»
Атомная подводная лодка
проекта 667М
Изначально в качестве носителя для мор-
ского варианта предполагалось использовать
АПЛ пр. 949 - носитель противокорабельного
комплекса «Гранит». Однако проектные прора-
ботки, которые выполнило ЛПМБ «Рубин» со-
вместно с другими предприятиями промыш-
ленности, показали, что для размещения КР
«Метеорит» в пусковой установке противоко-
рабельной КР «Гранит» необходимо радикаль-
ное изменение конструкции этой установки, а
для размещения второго комплекта аппарату-
ры управления корабельной системы повсед-
невного и предстартового оборудования (АУ
КСППО) комплекса «Метеорит» потребуется
увеличить длину АПЛ на 5-7 м.
Попытки же создания унифицированной АУ
КСППО для комплексов «Гранит» и «Метеорит»
не увенчались успехом. В дальнейшем надво-
дные корабли, как и ПЛ пр. 949, были исклю-
чены из рассматриваемого состава носителей
комплекса.
Летные испытания комплекса «Метеорит-М»
предполагалось проводить на одной из под-
водных лодок проекта 675, вооруженных ком-
плексом «Базальт», но в дальнейшем возник-
ла другая идея, и в марте 1978 г. было принято
решение ВПК переоборудовать для этой цели
один из ракетных подводных крейсеров стра-
тегического назначения (РПКСН) пр. 667А. Это
Атомная подводная
лодка проекта 667М
было связано с тем, что в конце 1970-х годов
по договору ОСВ-1 из состава Морских стра-
тегических сил СССР стали выводить сравни-
тельно «молодые» подводные ракетоносцы
пр. 667А, однако после утилизации ракетного
отсека допускалось их дальнейшее использо-
вание по другому назначению.
Согласно плану-графику, представленному
Министерством судостроительной промыш-
ленности (МСП) и утвержденному решением
ВПК от 25.04.1980 г., для проведения летных
испытаний КРО с КР «Метеорит» была перео-
борудована АПЛ пр. 667А (К-420), построенная
в конце 1960 годов, в АПЛ проекта 667М, полу-
чившая шифр «Андромеда».
Переоборудование лодки заключалось в за-
мене ракетных отсеков комплекса Д-5 с обо-
рудованием на новые, в которых размещались
системы предстартового наддува отсеков ра-
кет, пневмогидросистемы КСППО, аппаратура
управления АУ КСППО, аппаратура контроля
параметров систем подготовки ракет к пуску.
Перекомпоновку произвели и в центральном
посту в связи с размещением новой аппара-
туры КСУ, нового навигационного комплекса,
комплекса средств радиосвязи, гидроакусти-
ческого комплекса, системы удержания лодки
в стартовом коридоре при залповой стрельбе.
Двенадцать ПУ (по 6 с каждого борта) раз-
мещались между прочным и легким корпусами
лодки под углом 45°. Легкий корпус был обору-
дован 4 массивными щитами (по два с каждой
стороны), открывающимися при предстарто-
вой подготовке ракет перед открытием крышек
контейнеров. Ширина лодки в районе ракет-
ных отсеков увеличилась с 11,7 до 15 м. Общая
длина лодки увеличилась примерно на 20 м. По
своей сути это была новая АПЛ.
Технический проект переоборудования АПЛ
пр. 667А под ракетный комплекс «Метеорит-М»
(проект 667М ЛПМБ «Рубин» разработало в
I квартале 1979 г., главными конструкторами
154
ЯРКИН(
МЕТЕОРИТА»
КР?
проекта были О.Я. Марголин, затем с 1987 го-
да - Е.А. Горигледжан.
В создание АПЛ пр.667М и летные испыта-
ния КР «Метеорит-М» значимый вклад внесли:
А.В. Балов - заместитель главного конструкто-
ра по вооружению, председатель МВК по ко-
рабельной части комплекса «Метеорит-М»;
В.А. Алексеев, А.К. Брусов, А.Н. Васильев,
С.Е. Волков, В.В. Колесник, С.Н. Плетухин,
В.Н. Щетинин и др.
Переоборудование АПЛ проводилось на
Северодвинском ПО «Севмашпредприятие».
Директора завода: Г.Л.Просянкин - с 1987 г.
А.И. Макаренко, Д.Г. Пашаев - с 1988 г, за-
местители главного конструктора завода -
Н.Г. Вотинов, Е.П. Кучеренко, Г.Я. Сорокин,
главный строитель - В.В. Стадницкий, стар-
ший строитель по вооружению - В.П. Севрюк.
На этапах ШИ, ХИ и летных испытаний уча-
ствовали: В.В. Стадницкий - ответственный
сдатчик корабля, В.П. Севрюк, В.Я. Чупров,
В.А. Красавцев и другие специалисты.
Работы по переоборудованию и ремонту
лодки велись исключительно быстрыми тем-
пами: прошло всего 1,5 года от постановки
АПЛ 667А для доработки в эллинг во 2 кварта-
ле 1980 года до спуска на воду АПЛ 667М в ав-
густе 1982 года!
Первым командиром «Андромеды» до 1985 г.
был капитан 1 ранга Н.А. Валильщиков, которо-
го после перевода на Черноморский флот сме-
нил бывший старпом этой ПЛ капитан 1 ранга А.
Н. Кайдалов, ставший в 1989 г. заместителем
командира Беломорской военно-морской ба-
зы. Последним командиром лодки был капитан
1 ранга Н.П.Гузанов.
ТЕХНИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ ПЛ
Водоизмещение, т: надводное подводное	10500 13600
Длина наибольшая, м	152,0
Ширина корпуса наибольшая, м	14,7
Осадка средняя, м	8,7
Глубина погружения, м: рабочая предельная	320 400
Автономность, сут.	70
Экипаж, чел.	112
Скорость хода наибольшая, уз: надводная подводная	16,5 27
Вооружение: ракетное тип ракетного комплекса боекомплект (тип) КР вид старта торпедное количество х калибр ТА, мм боезапас (тип)торпед количество х калибр ТА, мм боезапас (тип)торпед	«Метеорит-М» 12 (ЗМ-25) подводный и надводный, из РК вне ПК 4 х 533 12 (СЭТ-65, САЭТ-60М и 53-65М) 2x400 4 (СЭТ-40)
Ракетными боевыми частями (БЧ-2) АПЛ про-
екта 667М в разные годы командовали А.О. Ко-
валь, В.Г. Архипов.
На всех выходах АПЛ в море старшим на ко-
рабле был заместитель командира Беломор-
ской военно-морской базы капитан 1 ранга
Н.А. Тушин.
Дальнейшая судьба «Андромеды» была не-
ожиданна для всех участников работ на АПЛ
проекта 667М. В декабре 1990 г. лодка в тор-
педном варианте с северодвинским экипажем
была направлена на Северный флот, где ме-
стом ее базирования стала Оленья Губа. После
выполнения в составе флота некоторых вспо-
могательных функций в 1990-х годах «Андроме-
да» дождалась своей очереди на утилизацию.
Нагрудный
памятный знак
участников работ
на АПЛ «Андромеда»
Пусковые установки
КРО «Метеорит-М»
Пусковые установки СМ-290 входили в со-
став корабельного комплекса ракетного ору-
жия «Метеорит-М» АПЛ проекта 667М и предна-
значались для длительного хранения крылатых
ракет «Метеорит-М» в условиях эксплуатации и
их пуска при подводном или надводном поло-
жении подводной лодки.
Разработка конструкторской документа-
ции ПУ СМ-290 выполнена по техническому за-
данию ЦКБМ в 1982 г. Конструкторским бю-
ро специального машиностроения (КБСМ) под
155

НОСИТЕЛИ МОРСКОГО И АВИАЦИОННОГО КОМПЛЕКСОВ РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ
С УНИФИЦИРОВАННОЙ СТРАТЕГИЧЕСКОЙ КРЫЛАТОЙ РАКЕТОЙ «МЕТЕОРИТ»
Владимир
Федорович
Потапов,
главный конструктор
пусковой установки ПЛ
КБ специального
машиностроения
Игорь
Дмитриевич
Спасский,
главный конструктор
ЛПМБ «Рубин»
Олег
Яковлевич
Марголин,
главный конструктор ПЛ
ЛПМБ «Рубин»
руководством главного конструктора В.А. Чер-
нецкого и завершена главным конструктором
В.Ф. Потаповым. Руководил предприятием в те
годы С.П. Ковалис.
Тип пусковой установки - контейнерная с
постоянным углом старта.
Двенадцать ПУ располагались между проч-
ным и легким корпусами ПЛ по шесть с каждо-
го борта и были выполнены соответственно в
левом и правом исполнениях. Проемы в легком
корпусе над ПУ перекрывались щитами, от-
крывающимися при предстартовой подготовке
комплекса и загрузке (выгрузке) КР.
В состав ПУ СМ-290 входили:
•	контейнер с крышкой и приводами (раз-
работаны ЛПМБ «Рубин», изготовлены ПО
«Севмашпредприятие»);
•	оборудование ПУ (разработчик КБСМ, из-
готовитель - завод «Большевик»);
•	электрические и пневматические соедини-
тели ПУ с ракетой (разработчики - ЦНИИ
СЭТиЦКБМ).
Сборка ПУ осуществлялась на заводе «Боль-
шевик» в Ленинграде с последующей их уста-
новкой на АПЛ в ПО «Севмашпредприятие»
Контейнер и оборудование ПУ обеспечи-
вали длительное хранение ракеты при за-
данных параметрах микроклимата, защиту
ракеты и оборудования ПУ от наружного ги-
дростатического давления, уменьшение пе-
регрузок, в том числе от воздействия подво-
дного атомного взрыва (ПАВ), до допустимых
величин, а также направление движения ра-
кеты при старте, загрузке (выгрузке), закре-
пление и удержание ракеты в стабильном по-
ложении в ПУ.
Внутри контейнера устанавливалось обору-
дование:
•	направляющий аппарат, состоящий из
жестких (приварных) и упругих участков,
расположенных вдоль контейнера сим-
метрично относительно его вертикальной
плоскости;
•	механизм фиксации, расположенный в
донной части контейнера и состоящий из
узла захвата с гидравлическим приводом
и продольного амортизатора. Механизм
обеспечивает удержание ракеты в про-
дольном направлении за силовой шаро-
образный узел, находящийся в донной ча-
сти ракеты на стартово-разгонной ступени
(СРС).
•	переднее раскрепление, состоящее из
кольца, торсионных амортизаторов, рас-
положенных на крышке контейнера, и под-
водимое ходом крышки к верхнему опор-
ному поясу ракеты после ее загрузки в ПУ;
•	среднее раскрепление, состоящее из че-
тырех опор, имеющих систему рычагов
с гидравлическими приводами, и торси-
онных узлов, воспринимающих нагруз-
ки, приходящиеся на ракету в поперечной
плоскости;
•	нижнее раскрепление, состоящее из двух
устройств, имеющих направляющий за-
хват и торсионные узлы, удерживающие
ракету от поперечных перемещений.
Заданная жесткость под опорами ракеты в
ПУ обеспечивается резиновым буфером меха-
низма фиксации в продольном направлении и
торсионами механизмов и упругими участками
направляющих в поперечных направлениях.
На фланце механизма фиксации установле-
на подвеска вилки перехода подвижного до-
полнительного (ВППД), которая обеспечивает
стыковку размещенных на ней пневмоклапа-
нов с клапанами наддува топливного бака ра-
кеты и разгрузки отсека маршевого двигателя
и воздухозаборника. Стыковка обеспечивает-
ся ходом ракеты при загрузке, расстыковка -
при выгрузке и пуске ракеты.
В нише, находящейся в средней верхней ча-
сти контейнера, расположен механизм отве-
дения электропневмосоединителя. При пуске
механизм отводит и удерживает в верхнем по-
ложении электропневмосоединитель и кабель
связи ракеты с корабельной аппаратурой си-
стемы управления (КАСУ). В этом кабеле, кро-
ме электрических цепей, располагалась также
магистраль предстартового наддува прибор-
ного отсека ракеты от пневмосистемы ПЛ.
Тип приводов механизмов - гидравличе-
ский и механический (для механизма отведе-
ния электропневмосоединителя).
Управление механизмами - дистанционное,
автоматическое, от аппаратуры управления АУ
КСППО.
Трубопроводы, проложенные внутри кон-
тейнера, связывали гидравлическое обору-
дование ПЛ с гидравлическими устройствами
исполнительных механизмов ПУ. Подача рабо-
чей жидкости к исполнительным механизмам
осуществлялась либо от автономной системы
гидравлики (гидроаккумулятора) подводной
лодки по штатному трубопроводу через гидро-
электрические манипуляторы (ГЭМ), либо от
насосной станции ПУ из состава ЗИП по ре-
зервному трубопроводу.
Датчики выхода ракеты, расположенные у
верхнего среза ПУ, и путевые выключатели,
установленные на исполнительных механиз-
мах ПУ, обеспечивают выдачу сигналов о вы-
ходе ракеты из ПУ и контроле положения меха-
низмов в условиях эксплуатации.
156
0ЯРКИЙСЛЕД
l КРЫЛАТОГО «МЕТЕОРИТА »
Во всех режимах эксплуатации пусковой
установки управление механизмами дистан-
ционно-автоматическое и раздельное от АУ
КСППО, возможность отмены старта преду-
смотрена на любом этапе предстартовой под-
готовки. Пусковые установки автономны, выход
из строя одной или нескольких ПУ не наклады-
вает ограничений на работу других.
Пусковая установка обеспечивала:
•	условия эксплуатации ракеты на ПЛ как
при подводном, так и надводном ее поло-
жении;
•	заданные условия боевого использова-
ния, надежный и безопасный старт раке-
ты из подводного и надводного положения
ПЛ при скоростях хода ПЛ от минималь-
ной, при которой обеспечивается удержа-
ние ПЛ по курсу в требуемых пределах, до
максимальной и волнении моря 4-5 бал-
лов, температуре наружного воздуха в точ-
ке старта от минус 40 до +50 °C, скорости
ветра любого направления до 20 м/с, в лю-
бое время года и суток при дожде, снеге и
тумане.
Для пусков КР «Метеорит-М» с наземного
стенда (НС) и погружаемого стартового ком-
плекса (ПСК), исходя из решаемых на этих
этапах задач, на базе штатной ПУ СМ-290 бы-
ли созданы ПУ СМ-294 и СМ-297 соответ-
ственно.
Пусковая установка прошла все виды испы-
таний, в том числе предварительные с ресурс-
ными и коррозионными испытаниями (на ПУ
СМ-297) и приемочные испытания (на штатных
ПУ СМ-290).
Перед стартом ракеты производится приве-
дение ПУ в положение «БОЕВОЕ». Предстар-
товая подготовка пусковых установок, назна-
ченных для одиночного или залпового пуска,
производится вдистанционно-автоматическом
режиме от АУ КСППО в соответствии с цикло-
граммой предстартовой подготовки КР в по-
следовательности:
•	открываются щиты над ПУ, назначенными
в пуск КР;
•	открывается кремальера крышки контей-
нера, на привод открытия крышки подает-
ся электропитание. При надводном пуске
крышка открывается и застопоривается.
Переднее раскрепление ходом крышки от-
водится от ракеты (при подводном пуске
крышка ПУ удерживается в закрытом поло-
жении перепадом наружного давления);
•	производится наддув приборного отсека и
топливного бака КР;
•	контейнер ПУ заполняется водой. Вытес-
няемый водой воздух по обводному тру-
бопроводу ПУ, шлангам и пневмоклапанам
ВППД поступает в отсек маршевого двига-
теля и воздухозаборник КР, разгружая их
от воздействия гидростатического давле-
ния в ПУ;
•	при подводном пуске крышка контейнера
открывается, когда давление в ПУ, из-за
поступающей в нее воды, начинает вырав-
ниваться с забортным давлением, и усилие
привода преодолевает перепад наружного
давления. Переднее раскрепление ходом
крышки отводится от ракеты. В открытом
положении крышка застопоривается;
•	захваты среднего раскрепления отводятся
от ракеты.
Перед пуском КР по командам от КАСУ
разрушаются 75-тонные захваты узла удер-
жания ракет, подрываются пироболты меха-
низма, который под воздействием пружин
Пусковая
установка ПЛ:
1	- привод конечного
выключателя, нача-
ло движения;
2	- пороховой аккуму-
лятор давления;
3	- ракета
«Метеорит-М»;
4	- контейнер ПЛ;
5	- элементы КСППО;
6	- датчик индукцион-
ный, выход;
7	- направляющие;
8	- механизм фиксации
с приводом к конечному
выключателю;
9	- ловители заглушек
157

НОСИТЕЛИ МОРСКОГОИАВИАЦИОННОГО КОМПЛЕКСОВ РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ
С УНИФИЦИРОВАННОЙ СТРАТЕГИЧЕСКОЙ КРЫЛАТОЙ РАКЕТОЙ «МЕТЕОРИТ»
отстыковывает и отводит бортовой элек-
тропневмосоединитель вместе с кабелем от
ракеты. После запуска РДТТ СРС ракеты сре-
зается штифт, оттарированный на 6-тонную
тягу, освобождая ракету от узла удержания,
остающегося в механизме фиксации, и раке-
та начинает движение в направляющем ап-
парате ПУ.
Электросоединитель стартовых цепей,
пневмосоединители наддува отсеков ракеты,
опоры нижнего раскрепления отстыковывают-
ся ходом ракеты. Перед сходом задних башма-
ков ракеты с направляющих ее ферромагнит-
ные пластины воздействуют на правый и левый
датчики выхода, которые выдают дублирован-
ный сигнал «ВЫХОД».
ПУ предусматривает возможность отмены
предстартовой подготовки на любом ее этапе.
Перевод механизмов из положения «ПО-
ХОДНОЕ» в положение «БОЕВОЕ» не накла-
дывает ограничений на время предстартовой
подготовки и минимальный интервал в залпе
(при любом количестве ракет в залпе).
Выход из строя одной или нескольких ПУ не
накладывает ограничения на работу или подго-
товку других ПУ.
Работоспособность ПУ, ее механизмов и
устройств в течение непрерывного пребыва-
ния ракеты в ПУ обеспечивается без доступа
личного состава.
Компоновка ПУ, конструкция механизмов
и устройств обеспечивают доступ ко всем
местам, подлежащим техническому обслу-
живанию, а также элементам механизмов и
устройств, подлежащим замене в случае не-
обходимости, из комплекта ЗИП и регули-
ровке в процессе эксплуатации ПУ силами
личного состава.
Достижение высокой надежности и боего-
товности при эксплуатации ПУ, технологич-
ности, сокращения времени и объема тех-
нического обслуживания были обеспечены
минимальным количеством механизмов, функ-
ционирующих в период предстартовой подго-
товки и при старте ракеты, созданием запасов
прочности механизмов и гидрооборудования
по всем видам воздействия, назначением ма-
териалов, покрытий и смазок, применением
в парах трения механизмов неметаллических
материалов, обеспечивающих работоспособ-
ность при высоких удельных нагрузках, отсут-
ствии смазки в морской воде, а также многими
другими решениями.
В процессе проектирования ПУ были раз-
работаны ее конструктивно-технологические
особенности:
•	впервые в практике проектирования по-
добных установок стационарные направ-
ляющие приварены с высокой точностью
к внутренней поверхности контейнера (по-
сле предварительной технологической от-
работки сварки на опытной секции контей-
нера);
•	направляющие изготовлены методом экс-
трузии с минимальными припусками на
рабочих поверхностях из высокопрочных
коррозионно-стойких сталей;
•	отдельные участки направляющих, рас-
положенные в районах «башмаков» загру-
женной ракеты, были изготовлены упру-
гими и выполняли роль амортизаторов
поперечных нагрузок, приходящихся на
Пусковые установки
авиационного
комплекса
«Метеорит-А» на
самолете Ту-95МА
158
«PFHHCJIFS
, КРЫЛАТОГО МЕТЕОРИТА
ракету при различных воздействиях до до-
пустимых величин, и в то же время обеспе-
чивали стабильное положение ракеты при
ее эксплуатации;
• амортизаторы переднего раскрепления
были выполнены в виде торсионов двух-
стороннего действия.
Конструктивная схема установки в целом
и ее отдельные узлы и механизмы защищены
20 авторскими свидетельствами на изобрете-
ния.
Весомый творческий вклад в разработку,
изготовление, испытания как оборудования,
так и ПУ в целом на заводах, стендах, ПСК и
ПЛ внесли сотрудники КБСМ: Д.А. Баскаков,
В.Н. Галаган, А.Г. Каплунов, С.П. Ковалис, С.А.
Кутуев, Б.В. Лысяков, Н.Д. Медуница, В.М. Ми-
ронов, В.И. Назаров, В.И. Плешков, В.Ф. По-
тапов, Б.А. Смирнов, В.Д. Терещенко, М.А.
Тюхтин, А.С. Цветков, В.И. Чайло, П.П. Черно-
бривец, А.М. Шевченко, А.Б. Ширкин и др.
Стратегический самолет-носитель
Ту-95МА
Выбор носителя комплекса авиационного
оружия с КР «Метеорит-А» определялся воз-
можностями имевшихся или разрабатывае-
мых самолетов, способных нести такой ком-
плекс.
По возможностям размещения, с точки
зрения геометрических параметров и грузо-
подъемности, таким носителем прежде все-
го определялся самолет Ту-95МА с наружным
размещением под крылом до 4 ракет. Рассма-
тривался также самолет Ил-76 с размещени-
ем 4 ракет также внутри фюзеляжа. Но старт из
Ил-76 через заднюю аппарель представлял со-
бой очень сложную динамическую задачу. Для
размещения ракет внутри бомбового отсе-
ка самолета было необходимо, чтобы он имел
длину не менее 13-14 м. Самолетов с такими
параметрами в стране не было и проектов но-
вых самолетов таких габаритов не предусма-
тривалось.
На совещании у министра обороны СССР
от 6 апреля 1979 года было дано поручение
о подготовке предложения по вооружению
самолетов Ту-95МА комплексом «Метео-
рит-А».
Был принят вариант размещения на само-
лете Ту-95МА 4 ракет на подкрыльевых пу-
сковых установках, в бомболюке самолет-
ной системы подготовки и пуска ракет ССУ
«Лира».
В дальнейшем для проведения летных ис-
пытаний авиационного комплекса «Мете-
орит-А» было принято решение об установке
на самолете Ту-95МА 2 пусковых установок,
смонтированных под правым и левым кры-
льями.
Пусковая установка для
самолета-носителя Ту-95МА
Пусковая установка ракеты «Метеорит-А»
для самолета Ту-95МА - АПУ-25, так называе-
мый держатель балочный проектировался кон-
структорами филиала № 2 ЦКБМ по исходным
данным проектного отдела ЦКБМ.
Изготовление, испытания и отработка про-
изводились на заводе «Вымпел» филиала № 2
ЦКБМ.
Конструкция пусковой установки пред-
ставляла собой автономную систему, уста-
навливаемую под крылом самолета. Привод
механизма пуска ракеты осуществлялся по
команде от самолетной системы управления
(ССУ «Лира») и выполнялся специальными
замками с автономным пневматическим при-
водом от баллонов высокого давления, уста-
новленных в АПУ.
Синхронное срабатывание замков удержа-
ния ракеты обеспечивало пуск ракеты под дей-
ствием силы тяжести.
Проведенные отработки в наземных услови-
ях и реализация пусков 20 ракет «Метеорит-А»
с самолета Ту-95МА подтвердили правиль-
ность технических решений системы пуска КР
с самолета.
Дмитрий
Александрович
Горский,
заместитель
главного
конструктора
ММ3 «Опыт»
им. А.Н. Туполева
159
ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ	_____
КОМПЛЕКСОВ РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ
С УНИФИЦИРОВАННОЙ СТРАТЕГИЧЕСКОЙ
КРЫЛАТОЙ ракетой «метеорит»
Летные испытания (ЛИ) при создании
любого комплекса ракетного оружия
являются важнейшим этапом жизнен-
ного цикла, в котором проверяются и оценива-
ются его летные, технические и эксплуатацион-
ные характеристики в условиях, максимально
приближенных к реальным условиям примене-
ния, подводится итог самоотверженному труду
всего коллектива создателей.
Началу ЛИ предшествует наземная экспери-
ментальная отработка составных частей ком-
плекса, а также создание на испытательных
полигонах технических, стартовых позиций и
измерительного комплекса.
В соответствии с директивными докумен-
тами летные испытания комплексов ракет-
ного оружия с унифицированной стратегиче-
ской крылатой ракетой «Метеорит» морского
и авиационного базирования включали в себя
летно-конструкторские (ЛКИ) и зачетные, или
государственные испытания (ГИ).
При оценке летно-технических характери-
стик унифицированной ракеты «Метеорит»
учитывались результаты пусков ракет КРО как
морского («Метеорит-М»), так и авиационного
(«Метеорит-А») базирования.
На всех этапах создания этих комплексов
как относящихся к первоочередным работам
особой важности была оказана мощная госу-
дарственная поддержка. Для решения постав-
ленных задач создавались кооперации пред-
приятий промышленности, межведомственные
координационные советы (МКС), советы глав-
ных конструкторов (СГК).
В числе вопросов были: ускорение работ
и ликвидация допущенных отставаний, опре-
деление типов носителей морских и авиа-
ционных для вооружения их комплексами
«Метеорит» и порядок их создания (переобо-
рудования), подготовка ТП и СП на 4 ГЦП МО,
в 31 НИЦ ВМФ, совершенствование полигон-
ных измерительных комплексов и оснащение
их высокоточными системами траекторных из-
мерений, работы по обеспечению летных ис-
пытаний радиолокационными картами мест-
ности, оборудование самолета-лаборатории
для отработки СНРК, создание разновидно-
стей топлива для КР.
Состояние работ постоянно рассматрива-
лось и находилось под контролем Министер-
ства обороны (совещания у министра оборо-
ны) и Министерства общего машиностроения
(квартальные и годовые коллегии, совещания)
как головного министерства по созданию ком-
плексов.
Общая координация работ кооперации
предприятий промышленности - разработ-
чиков и изготовителей составных частей КРО
осуществлялась Министерством общего ма-
шиностроения.
Для решения вопросов, возникающих при
создании указанных комплексов, по предло-
жению МОМ, утвержденному решением ВПК,
в мае 1977 г. были образованы: Межведом-
ственный координационный совет (МОМ, МОП,
МАП, ВМФ) под председательством замести-
теля министра Н.Д. Хохлова, оперативная груп-
па (ОГ) по координации работ, возглавляемая
начальником 1-го Главного управления МОМ
В.Д. Крючковым.
Для технического руководства работами,
координации и решения научно-технических
вопросов, связанных с созданием комплексов
«Метеорит», приказом МОМ в августе 1977 г.
был образован Совет главных конструкторов,
который возглавил генеральный конструктор
ЦКБМ В.Н. Челомей.
Для улучшения координации работ заво-
да имени М.В. Хруничева, ЦКБМ, его фи-
лиала №1 и было образовано оперативное
организационно-техническое руководство
(ОТР) в составе: заместителя начальни-
ка 1-го Главного управления МОМ Л.Е. Ма-
карова (председатель), главного инжене-
160
-г *	ЯРКИН СЛЕД
КРЫЛАТОГО ^МЕТЕОРИТА»
ра завода имени М.В. Хруничева В.А Кобзаря
(заместитель председателя), заместителя ге-
нерального конструктора ЦКБМ А.И. Эйдиса
(заместитель председателя) и членов ОТР -
представителей ЦКБМ, его филиала №1 и за-
вода имени М.В. Хруничева.
Несмотря на реальную поддержку государ-
ства реакция на срывы установленных сроков
была жесткой. Так, Коллегией Минобщемаша
за «недостаточную работу» СГК (В.Н. Челомей,
В.Г. Сергеев) и ОГ (В.Д. Крючков), «неудовлет-
ворительное состояние работ», «непринятие
действенных мер», «срыв сроков» регулярно
выносились различные наказания - от «обра-
щения внимания», «строго указать», «признать
работу неудовлетворительной» до выговоров
руководителям, главным конструкторам по на-
правлению ЦКБМ и его филиала №1, КБ «Элек-
троприбор», НИИ ТП, завода имени М.В. Хру-
ничева, руководству 1-го Управления МОМ, а
порой и освобождения от должности главных
конструкторов по направлениям (ЦКБМ, КБ
«Электроприбор»).
Жесткий прессинг заставлял и подталкивал
предприятия и организации промышленности
работать с большим напряжением творческих
и физических сил, что способствовало созда-
нию нового типа вооружения.
На Коллегии МОМ, состоявшейся 7 марта
1978 г., был рассмотрен ход работ по созда-
нию КРО с универсальной ракетой «Метеорит»
морского и авиационного базирования и одо-
брен проект плана-графика дальнейших работ.
Коллегия также отметила недостатки в рабо-
те СГК и ОГ и обратила внимание руководства
ЦКБМ на необходимость повышения головной
роли предприятия.
Согласно плану-графику, утвержденному
решением ВПК от 13.03.1978 г., были установ-
лены сроки предъявления комплекса морского
базирования:
•	на ЛКИ с наземного стенда и морского
погружаемого стартового комплекса - в
1981 году;
•	на ГИ с переоборудованной подводной
лодки - в 1982 году.
Комплекса авиационного базирования:
•	на ЛКИ - в 1982 году;
•	на ГИ - в 1983 году.
В этом же плане-графике были определены
сроки изготовления стендовых и летных ракет,
сдачи ПСК и переоборудования ПЛ.
По результатам разработки основного объ-
ема конструкторской документации и с учетом
недостаточных технических возможностей на-
земной экспериментальной стендовой базы
стало понятно, что беспрецедентные по слож-
ности и новизне поставленные перед разра-
ботчиками ракеты научно-технические задачи
могут быть комплексно проверены и отработа-
ны только при летных испытаниях.
В связи с этим в начале 1979 г. ЦКБМ вышло
с предложением в МОМ об ускорении начала
летной отработки КР «Метеорит-М» с назем-
ного стенда (IV квартал 1979 г., вместо уста-
новленного 1981 г.), представив проект плана-
графика работ.
Это предложение, согласованное с МОМ, бы-
ло обсуждено на совещании у министра оборо-
ны Д.Ф. Устинова, состоявшемся 06.04.1979 г.,
по рассмотрению состояния разработки ави-
ационного и морского стратегических ракет-
ных комплексов с КР «Метеорит». В совещании
принимали участие первые лица ВПК, оборон-
ного отдела ЦК КПСС, министерств оборон-
ных отраслей промышленности, ВМФ, ВВС,
генеральные и главные конструкторы разра-
ботчиков этих стратегических КРО. На этом
же совещании также рассматривались вопро-
сы ускорения создания маршевых двигателей
для ракеты, производства экспериментальных
ракет для наземной и летной отработки, соз-
дания ТП, СП, оснащения полигонных измери-
тельных комплексов высокоточными средства-
ми внешнетраекторных измерений и другие
вопросы, как например, по доработке эскиз-
ного проекта по самолетной системе управ-
ления КРО ССУ «Лира» «Метеорита-А» и пере-
оборудованию самолета Ту- 95МС для ЛКИ,
качеству отработки системы наведения раке-
ты по радиолокационным картам на самолете-
лаборатории Ту-134.
Поручения проведенного совещания были
одобрены решением ВПК от 10.04.1979 г.
Летно-конструкторские испытания
КР «Метеорит-М»
ЛКИ комплекса проводились в три этапа.
На первом этапе пуски ракет производились
с наземного стенда на 4 ГЦП МО.
Второй этап проводился с ПСК на 31 НИЦ
ВМФ.
Третий этап проводился с ПЛ пр. 667М
«К-420» на 21 ГЦМП ВМФ.
На этих этапах был произведен 31 пуск ра-
кет, из них с наземного стенда - 22, с погружа-
емого стартового комплекса - 5, с ПЛ - 4.
Целью пусков с наземного стенда и ПЛ бы-
ла проверка работоспособности систем и
агрегатов ракет в полете, при этом ракета по-
степенно оснащалась всё большим количе-
ством систем, а задачи пусков тоже постепен-
но усложнялись.
161
И1 III IIIL1L 1111111111111111 КОМПЛЕКСОВ РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ
С УНИФИЦИРОВАННОЙ СТРАТЕГИЧЕСКОЙ КРЫЛАТОЙ РАКЕТОЙ «МЕТЕОРИТ»
J-J
Погружаемый стар-
товый комплекс
с открытым щитом
на морской позиции
в притопленном
положении перед
погружением
Целью пусков с ПСК была отработка подво-
дного старта, и она была полностью решена
пятью пусками.
В 1983 г. дальности полета составляли 825-
1900 км; в 1984 г. уже достигли 3145 км.
Из 26 пусков ракет с НС и ПЛ 6 оказались
неуспешными, 8 - частично успешными, 12 -
успешными.
Подготовка и обеспечение
летно-конструкторских испытаний
РО «Метеорит-М»
Особенностью ЛКИ КРО «Метеорит-М» явля-
лось то, что они включали в себя три этапа, ко-
торые проводились на разных полигонах прак-
тически с небольшим сдвигом по времени.
Этап «ЛКИ» с наземного стенда («НС-1»,
«НС-2») проводился на 4 Государственном
центральном полигоне (4 ГЦП ) Минобороны в
части отработки и проверки бортовых систем
ракеты и проверки ее ЛТХ.
Этап «ПСК» с погружаемого стартового ком-
плекса проводился на полигоне 31 Научно-
исследовательского центра (НИЦ) ВМФ на мы-
се Фиолент на Черном море в части отработки
подводного старта.
Этап «ПЛ» - испытания КРО морского бази-
рования с КР «Метеорит-М» с переоборудован-
ной АПЛ проекта 667М проводился на 21 Госу-
дарственном центральном морском полигоне
(ГЦМП) ВМФ, г. Северодвинск.
Выбор 4 ГЦП МО для ЛКИ КР был очевидным,
так как трассы полета ракет проходили над су-
шей, и в руках испытателей после пусков, в том
числе и неудачных, оказывалась материальная
часть упавших ракет, что позволяло почти од-
нозначно определять результаты пусков и впо-
следствии устранять причины аварии.
На полигонах в кратчайшие сроки были соз-
даны временные технические позиции (ТП), а
на 4 ГЦП МО и 31 НИЦ ВМФ - и стартовые по-
зиции (СП).
Головным предприятием по созданию тех-
нических позиций и комплекса наземного обо-
рудования (КНО) был филиал № 2 ЦКБМ.
Рабочие места подготовки ракет на техни-
ческих позициях располагались в монтажно-
испытательных корпусах (МИК) полигонов, в
которых размещались агрегаты наземного обо-
рудования, включая контрольно-испытатель-
ную аппаратуру. В состав ТП входили станции
приема, регистрации и аппаратура обработ-
ки телеметрической информации. Заправка
топливом ракеты проводилась по временной
схеме, разработанной ЦКБМ, а компонентами
ракетного топлива (КРТ) стартово-разгонной
ступени - филиалом № 1 ЦКБМ с использова-
нием подвижных агрегатов, заимствованных с
ракетного комплекса стратегического назначе-
ния, разработанного ЦКБМ.
Готовность технических позиций к работам
с ракетами подтверждалась автономными ис-
пытаниями систем, а также комплексными ис-
пытаниями с технологическими действующи-
ми ракетами (ТДР).
Стартовая позиция на 4 ГЦП включала пу-
сковую установку, командный пункт, а также
зону заправки СРС. СП создавалась по исхо-
дным данным ЦКБМ и его филиала № 2 с уча-
стием КБСМ в части ПУ.
ПУ СМ-294 по своему конструктивному ис-
полнению в основном соответствовала штат-
ной, за исключением верхней крышки с при-
водом, переднего и среднего раскреплений
ракеты, и размещалась под верхний срез кон-
тейнера под постоянным углом 45° в заглу-
бленном строительном сооружении, в котором
также размещались помещения для систем
подготовки и пуска и регистрирующая аппара-
тура.
ПУ обеспечивала старт ракеты при следую-
щих газодинамических схемах:
•	открытый сухой (вместо нижнего днища
установлена опорная балка для размеще-
ния платы с электропневморазъемами) на
подэтапе «НС-1»;
•	глухой с заполнением водой (днище при-
стыковано) на подэтапе «НС-2».
До проведения пусков ракет на СП проводи-
лись автономные и комплексные испытания с
использованием различных габаритных кали-
бров, технологических действующих ракет.
Стартовый комплекс 31 НИЦ ВМФ, разверну-
тый в бухте Мраморная в районе мыса Фиолент
на Черном море, включал: погружаемый стар-
162
_ ЯРКИН
КРЫЛАТОГО «МЕТЕОРИТА
товый комплекс (ПСК), командный пункт, соо-
ружение с электрической лебедкой, располо-
женные на высоком (свыше 200 м) отвесном
берегу, морскую стартовую позицию и причал в
Балаклавской бухте для базирования ПСК.
На причале были построены здание для раз-
мещения наземной телеметрической станции
и работы специалистов и трансформаторная
подстанция.
На морской стартовой позиции, на рассто-
янии около 1 км от берега, в акватории бухты,
ограниченной «квадратом» размером 150x150
метров, размещались понтоны с установлен-
ными на них лебедками с ручным приводом
для раскрепления ПСК с помощью растяжек.
ПСК, спроектированный в ЛПМБ «Рубин» и
изготовленный на Черноморском судострои-
тельном заводе в г. Николаеве, получил наи-
менование «МКУ-63».
Необходимо отметить, что это был послед-
ний стенд разработки ЛПМБ «Рубин», который
погружался на глубину с помощью троса.
Впервые на МКУ ЛПМБ «Рубин» применило
в отличие от ранее спроектированных им ПСК
понтонного типа лодочную схему общей ком-
поновки, состоящую из прочного корпуса ци-
линдрической конструкции с тремя палубами
для размещения элементов корабельной ча-
сти КРО и общесудовых систем и агрегатов и
надводных надстроек палубы, рубки, мостика,
балластных цистерн и прочих устройств, что
позволяло использовать его для переоборудо-
вания под другие комплексы ракетного воору-
жения ВМФ без существенной доработки кон-
струкции его корабельной части.
В состав ПСК входили основные элементы
штатной корабельной части комплекса ракет-
ного оружия: две пусковые установки СМ-297,
по конструкции в основном идентичные штат-
ным ПУ ПЛ, корабельная система предстарто-
вой подготовки и повседневного обслуживания
(КСППО) с аппаратурой управления КСППО,
выполненные по штатным схемам, элемент
легкого корпуса ПЛ - откидной, складываю-
щийся щит, по конструкции аналогичный штат-
ному щиту ПЛ. Штатная корабельная аппарату-
ра системы управления КРО была заменена ее
эквивалентом.
До начала работ с летными изделиями СП
погрузочное устройство и все системы ПСК
были успешно отработаны с помощью габа-
ритных калибров, объемного имитатора раке-
ты, ГВМ и ТДР с последующим выходом в море,
погружением ПСК и выполнением предстарто-
вой подготовки.
В работах по созданию, отработке МКУ-
63 на швартовных и ходовых испытани-
ях участвовали: от ЛПМБ «Рубин» - главный
конструктор МКУ-63 В.А. Фирсов, его заме-
стители А.В. Балов и Ю.Н. Стеховский, а так-
же Ю.Н. Артюхов, А.Т. Бошман, Л.В. Быков,
А.Н. Васильев, Ю.Н. Кудрявцев, В.П. Листо-
падов, С.В. Орлов, Н.Н. Плющев, К.С. Позд-
няк и др.; от ЦКБМ - И.И. Кузнецов (руково-
дитель бригады), А.В. Горяйнов, В.А. Зайцев,
Н.М. Катерина, А.С. Марченков, С.А. Пильно-
ва, Р. Арифулин, В.И. Сбродов, Г.М. Сутай-
кин, В.И. Сычев, А.М. Таранюк, В.А. Черников,
А.А. Шапошников, В.И. Шимчук, Н.Ф. Юдаков
и др.; от КБСМ - Д.В. Баскаков, В.Н. Галаган,
Н.Д. Медуница, В.Д. Терещенко, А.С. Цвет-
ков, В.И. Чайло, А.М. Шевченко и другие; от
НПО «Гранит» - Ю.А. Алексеев, А.А. Суржи-
ков; от ЧСЗ - старшие строители А.Ф. Гене-
ралов, В.П. Кожущенко, бригадиры Н.Ф. Пе-
тров, В.С. Шеховцов, а также рабочие
завода; от КБ «Электроприбор» - А.И. Болот-
ников, А.И. Махонько, И.А. Мукоед, Н.М. Ры-
ков, А.С. Харитонов, И. Янкелевская; от заво-
да имени Шевченко (г. Харьков) - С.П. Балым,
В.М. Иванов, Г.М. Повстянко, В.П. Скрипец,
В.В. Соловьев, А.А. Торбин.
Вид с морской по-
зиции на командный
пункт (наверху слева),
лебедочную (наверху
справа) и нижний из-
мерительный пункт
(внизу справа)
Причал для
базирования ПСК в
Балаклавской бухте
163

- ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ КОМПЛЕКСОВ РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ
С УНИФИЦИРОВАННОЙ СТРАТЕГИЧЕСКОЙ КРЫЛАТОЙ РАКЕТОЙ «МЕТЕОРИТ»
Три понтона,
в центре - буй тяго-
вого троса, слева -
стояночная бочка
для катера
Командиром ПСК «МКУ-63» был назначен
профессиональный подводник, капитан тре-
тьего ранга В.Е. Захламин из состава 2-го
Управления 31 НИЦ ВМФ.
Испытания сверхдальней крылатой раке-
ты поставили ряд новых задач в обеспече-
нии получения информации. С этой целью
для оценки летно-технических характери-
стик ракеты, включая дальность, скорость
полета и точность попадания, ЛИИ имени
М.М. Громова для 4 ГЦП был разработан по
ТЗ ЦКБМ и создан при участии НИИТ (ныне
ОАО «НПО ИТ») и других организаций про-
мышленности полигонный измерительный
комплекс.
Существующие трассы испытаний поли-
гона Капустин Яр с боевым полем «Балхаш»
обеспечивали возможность оценки ЛТХ на
дальности полета до 2200 км («короткая трас-
са»). Для пусков на максимально возможную
по условиям безопасности дальность бы-
ла создана уникальная трасса дальностью
до 3200 км с траекторией полета от Волги
до Балхаша с последующим проведением
весьма необычного (для ракеты с такой ско-
ростью) маневра - разворота на 180 граду-
сов - «длинная трасса». Для оценки точности
наведения ракеты и работоспособности си-
стемы коррекции по радиолокационным кар-
там местности были выбраны опорные участ-
ки на местности (ОУМ), для которых созданы
Трассы летных испытаний ракеты “Метеорит” на 4-м ГЦП МО
- боевое поле
Дальность:
........ 2100 км
. 3500	км
3150 км
 -измерительный пункт
приема телеметрической
информации (ТМИ)
| -измерительный пункт
приема высокоточной
траекторной информации
(Вега-Т)
164

ЯРКИЙ
*1 КРЫЛАТОГО «МЕТЕОРИТА
•<	. .	• •	«А.
Трассы летных испытаний ракеты “Метеорит-М” на 21-м ГЦМП ВМФ
 -измерительный пункт
приема телеметрической
информации
| -измерительный пункт
приема высокоточной
траекторной информации
(Вега-Т)
- боевое поле
- самолетный
измерительный
пункт приема ТМИ
Дальность:
....... 2200 км
.......	1260 км
эталоны, внесенные в систему коррекции.
Так, для «короткой» трассы использовалось 3
ОУМ, для «длинной» - 5.
Необходимо сказать, что выбор первого
«грубого» - основополагающего ОУМ, как по-
казали испытания, оказался неудачным вви-
ду его слабой к тому же зависящей от погоды
информативности, что отрицательно сказыва-
лось на результатах точности попадания ра-
кет. Однако этот вариант с учетом безопас-
ности трассы и в условиях отсутствия более
информативных участков был наиболее при-
емлемым.
По трассам испытаний в дополнение к
имеющимся стационарным измерительным
пунктам были введены новые. Все ИП, осна-
щенные техническими средствами получения
телеметрической информации, в соответ-
ствии с решением ВПК были дооборудованы
высокоточными системами траекторных из-
мерений «Вега-Т», разработанными для ЛИ
ракет «Метеорит».
Для оценки ЭПР ракеты и эффективности
систем ее защиты от средств ПВО применя-
лись специальные, мощные радиотехнические
средства полигона Балхаш.
На участке пикирования для получения те-
леметрической информации на малых высотах
дополнительно использовался самолетный из-
мерительный пункт (СИП) Ил-20РТ.
Безопасность при полете ракеты обеспе-
чивалась бортовой системой ликвидации как
программно, так и по командной радиолинии,
в связи с чем некоторые ИП были оборудованы
аппаратурой выдачи команды на прекращение
полета ракеты в случае ее выхода из зоны без-
опасности полета.
На 31 НИЦ ВМФ для получения во время пу-
сков телеметрической и траекторной информа-
ции, определения координат точек выхода раке-
ты из воды и падения ее отделяющихся частей
были развернуты радиотехнические и оптиче-
ские средства измерений как на мысе Фиолент,
так и рядом с КП и внизу бухты Мраморная.
165
71ЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ КОМПЛЕКСОВ РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ
С УНИФИЦИРОВАННОЙ СТРАТЕГИЧЕСКОЙ КРЫЛАТОЙ РАКЕТОЙ «МЕТЕОРИТ»
На 21 ГЦМП были созданы две специаль-
ные трассы испытаний с несколькими ОУМ, ко-
торые имели достаточную информативность и
обеспечивали нормальную привязку СНРК. Эти
трассы с учетом безопасности и возможности
получения телеметрической и траекторной ин-
формации стационарными измерительными
пунктами, в том числе высокоточными сред-
ствами измерений «Вега», обеспечивали пуски
ракет с акватории Белого моря на дальности
1300 и 2200 км.
В разработке ПИК в ЛИИ имени М.М. Гро-
мова принимали участие: В.В. Цыплаков,
Н.П. Алейник, М.М. Абакумова, А.М. Знамен-
ская, А.А. Манучаров, В.П. Парфенов, К.А. По-
бедоносцев, Б.Г. Погожев, И.С. Селезнев и
другие сотрудники института.
Результаты ЛКИ
Следует отметить, что разработчики и из-
готовители комплекса новейшего оружия обе-
спечили возможность выхода на летные ис-
пытания в срок менее полутора лет от защиты
эскизного проекта.
Из воспоминаний заместителя генерально-
го директора ОАО «ВПК «НПО машинострое-
ния» Л.Е. Макарова:
«Моя трудовая деятельность началась в 1960
году в ЦКБМ, однако волею судьбы я был на-
правлен в аппарат Министерства общего ма-
шиностроения, где, работая в должности зам.
начальника 1-го Главного управления, был
подключен к направлению работ ЦКБМ.
Мне довелось быть участником первого пу-
ска КР «Метеорит» с наземного стенда НС-1 на
полигоне Капустин Яр.
К сожалению, этот пуск был неудачным, ра-
кета не вышла из пусковой установки.
Ситуация с испытаниями комплексов с СКР
«Метеорит» в начале 1980-х годов была доволь-
но сложная. Хотя после выпуска эскизного про-
екта прошло около 5 лет, однако к лету 1982года
было проведено только 6 пусков ракет со стен-
дов НС-1 и 3 с погружаемого стартового ком-
плекса. Прошло слишком мало времени и мало
было проведено пусков для детальной оцен-
ки доработок, и все-таки мы провели отработку
т.н. режима ЧР (чрезвычайный режим) работы
маршевого двигателя ракеты. Таким образом
была достигнута устойчивая работа маршевого
двигателя на всех, в том числе «трансзвуковых»,
и переходных режимах полета ракеты.
Вспоминаются события по подготовке ре-
шения Совета обороны о комплексе ракетного
оружия с КР «Метеорит» для применения как с
морских, так и с авиационных носителей.
В кабинете министра С.А. Афанасьева шло
обсуждение этих вопросов с генеральным кон-
структором В.Н. Челомеем, велся детальный
разговор о необходимости продолжения ра-
бот по комплексам.
Несмотря на несколько неудачных пусков
ракет, которые не позволили получить задан-
ные ТТЗ параметры, многие понимали, что
комплексы РО с СКР «Метеорит» - это прорыв-
ные технологии и научные решения, реализо-
ванные в технических разработках, которых
еще не было в мировой практике.
Все присутствующие на предварительных об-
суждениях в Министерстве понимали сложности
предстоящего решения на Совете обороны.
К этому времени проведенные чередую-
щиеся успешные и неудачные пуски дали воз-
можность наметить пути устранения ошибок, и
стало ясно, что серьезная наземная отработка
обеспечит успех.
Положение усугублялось тем, что расста-
новка сил в Совете обороны была тяжелая,
мягко говоря, не в пользу ЦКБМ.
За прекращение работы по комплексу вы-
ступали министр обороны, член политбюро ЦК
КПССД.Ф. Устинов и зам. председателя Прави-
тельства, председатель Военно-промышленной
комиссии Л. В. Смирнов. Их позиция была жест-
кой: «В стратегии должны быть только балли-
стики и дозвуковые КР - аналоги американских
ракет, работы по «Метеориту» прекратить!»
Позицию ЦКБМи В.Н. Челомея поддерживал
министр общего машиностроения С.А. Афана-
сьев и главком ВМФ С. Г. Горшков.
Вся надежда была на В.Н. Челомея, его та-
лант убеждать и твердо, глубоко аргументиро-
ванно отстаивать свое мнение. Это качество не
раз выручало его при любых расстановках сил,
когда требовалось доказать свою правоту.
По прошествии некоторого времени, мы в
Министерстве узнали, что, как и предпола-
галось, заседание Совета обороны прошло в
сложной обстановке.
Блестящий доклад В.Н. Челомея, мощная и
энергичная поддержка со стороны С.А. Афана-
сьева сыграли свою роль.
Подводя итог обсуждений, Верховный Гпав-
нокомандующий Л. И. Брежнев произнес одну
фразу: «Продолжать работу».
Это была победа В.Н. Челомея над события-
ми и временем. Работы по КРО с СКР «Метео-
рит» развернулись полным ходом».
ЛКИ с наземного стенда начались рань-
ше, чем испытания с ПЛ и самолета-носителя.
Как сказано выше, это было вызвано необхо-
димостью быстрейшей проверки и отработ-
ки новейших систем, по которым ранее отсут-
166
КРЫЛАТО!
ЕТЕОРИТА»
ствовали отечественные научно-технические
разработки. К тому же отработку комплексно-
го взаимовлияния аэродинамических, газоди-
намических и тепловых факторов при отсут-
ствии специально созданной в сжатые сроки
наземной экспериментальной базы можно
провести только при летных испытаниях.
Объектами испытаний были: КР «Метео-
рит-М», пусковая установка, комплекс назем-
ного оборудования.
Маршевые ступени КР для летных испытаний
изготавливались в различных комплектациях и
отличались только составом специальных си-
стем, таких как элементы многофункциональ-
ного комплекса защиты, специального снаря-
жения и др. Все комплектации изделий имели
штатную систему управления, двигательную
установку, конструкцию планера, а также СРС
(для«Метеорита-М»).
ЛКИ проводились Межведомственной ко-
миссией под руководством председателя
МВК капитана-инженера 1 ранга Б.Н. Сер-
геева (начальника управления НИИ воору-
жения ВМФ) и его заместителей - техниче-
ского руководителя Д.А. Полухина (первого
заместителя генерального конструктора, на-
чальника филиала № 1 ЦКБМ), В.А. Желтако-
ва (заместителя начальника 4 ГЦП МО по на-
учной работе).
Заместители технического руководите-
ля: Ю.В. Дьяченко (заместитель главного кон-
структора ЦКБМ), М.И. Лифшиц (заместитель
главного конструктора ЦКБМ), В.М. Барышев
(заместитель главного конструктора, началь-
ник филиала № 2 ЦКБМ).
Членами комиссии были руководители или
заместители руководителей предприятий -
разработчиков составных частей и систем
комплекса, представители ВМФ.
С целью сокращения сроков нача-
ла испытаний наземный этап был раз-
бит на два последовательных подэтапа:
НС-1 (20.04.1980-15.07.1981 гг.) и НС-2
(26.10.1982-25.08.1987 гг.).
Основными задачами подэтапа НС-1 было
получение опытных данных: по работоспособ-
ности конструкции, систем и агрегатов раке-
ты, проверка их соответствия требованиям ТЗ;
основным ЛТХ ракеты, проверка их соответ-
ствия расчетным значениям; работоспособно-
сти не заполненной водой ПУ.
Пуски планировалось проводить на дальности
до 500 км. При пусках с НС-1 использовались ра-
кеты в штатной комплектации основных борто-
вых систем, кроме системы коррекции и РТЗ.
Подэтап наземных летных испытаний НС-1,
начавшийся 20 мая 1980 г., завершился 16 ию-
ля 1982 г.
Руководители
и участники одного
из первых пусков
КР «Метеорит» на
полигоне Капустин
Яр, май 1980 г.
Слева направо:
АЛ, Левченко,
Л.Е. Макаров,
НД. Хохлов,
Н.В. Мазяркин,
С А. Афанасьев,
Ф.И. Новоселов,
ВД. Крючков,
А.И. Киселев
167
ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ КОМПЛЕКСОВ РАКЕТЙОГО ОРУЖИЯ
С УНИФИЦИРОВАННОЙ СТРАТЕГИЧЕСКОЙ КРЫЛАТОЙ РАКЕТОЙ «МЕТЕОРИТ
Николай
Васильевич
Мазяркин,
начальник полигона
4 ГЦП МО
Первый пуск состоялся 20 мая 1980 года.
Насколько важной была эта работа, говорит
факт присутствия на пуске министра общего
машиностроения С.А. Афанасьева, заместите-
ля Главнокомандующего ВМФ Ф.И. Новосело-
ва, генерального конструктора В.Н. Челомея,
руководства Главного управления МОМ, а так-
же представителей ВМФ.
Из 6 проведенных пусков только в пятом бы-
ла в основном выполнена программа пуска, при
этом дальность полета составила около 200 км,
скорость ракеты не достигла сверхзвука. В пя-
ти пусках причины аварии или досрочного пре-
кращения полета (ДПП) носили конструктивно-
производственный характер.
На этом подэтапе были подтверждены
правильность конструкторских решений и
соответствие основных характеристик про-
ектным и расчетным данным на дальность
полета 200 км при скорости до М=0,89. В
то же время была выявлена низкая надеж-
ность МД в части системы питания топли-
вом и регулирования (сказался недостаток
наземной отработки). Кроме того, не полу-
чены данные по управлению панелями воз-
духозаборника из-за нерасчетного режима
работы МД.
Полученные результаты позволили прове-
рить работоспособность конструкции планера,
МД, СРС, программного обеспечения бортовых
систем, а также оценить аэродинамические ка-
чества ракеты и принятые схемные решения.
Была подтверждена возможность старта раке-
ты из незаполненной водой ПУ.
Доработки агрегатов и систем ракеты, про-
граммного обеспечения по результатам каж-
дого пуска привели в целом к увеличению сро-
ков испытаний почти на 2 года.
С учетом полученных результатов было при-
нято решение о переходе на второй этап ЛКИ -
с наземного стенда - НС-2.
Для проведения дальнейших работ по ЛКИ
на этапах НС-2 и ПЛ совместным решением
МОМ, МСП и ВМФ была назначена Межве-
домственная комиссия под руководством
председателя Е.М. Кутового (заместителя,
а затем начальника Управления стратегиче-
ского и ударного оружия НИИ вооружения
ВМФ) и его заместителей - технического
руководителя Г.А. Ефремова (главного кон-
структора ЦКБМ по комплексу «Метеорит»),
В.А. Желтакова (заместителя начальника
4 ГЦП МО по научной работе), Е.Н. Кравчен-
ко (начальника управления 21 ГЦМП МО),
В.П. Павлова (в период1984-1985 гг. - на-
чальника отдела крылатых ракет НИИ воо-
ружения ВМФ А.И. Бабенко. Заместителями
технического руководителя были С.А. Аль-
перович (ведущий конструктор) и Л.М. Ше-
лепин (начальник отдела ЦКБМ). С 1985 г.
техническим руководителем комиссии стал
О.Я. Артамасов.
Члены комиссии - Л.М. Бондаренко (КБ
«Электроприбор»), А. Чистяков, Г.И. Лакиза
(НПО ИТ), Р.Ф. Игнатуша (КБХА), И.Я. Май-
стренко (4 ГЦП), В.И. Большагин (Уфимское
КБ машиностроения), Г.А. Хазанович (КБ «Са-
лют»), Б.А. Суханов, Ю.Г. Ушаков (филиал
№ 2 ЦКБМ), В.Ф. Потапов (КБСМ), А.В. Балов
(ЛПМБ «Рубин»), Г.Я. Сорокин (ПО «Севмаш-
предприятие»), Ю.П. Болоткин (НИИ ВМФ),
В.А. Комаров (ЦНИИмаш), Ю.А. Козко (НИИ
ТП), В.И. Ступак (445 ВП МО) А.В. Горяйнов
(ЦКБМ) и др.
К началу второго подэтапа ЛКИ было прове-
дено дооборудование контейнера ПУ для обе-
спечения пусков ракет из ПУ, заполненной во-
дой.
Основными задачами подэтапа НС-2 были:
•	получение опытных данных по работоспо-
собности штатных систем в полете, ЛТХ ра-
кеты и сравнение полученных результатов
с заданными данными по навигации, ради-
олокационным и эксплуатационным харак-
теристикам ракеты при пусках на различ-
ные дальности;
•	отработка надводного старта из заполнен-
ной водой ПУ;
•	возможность предъявления комплекса на
ГИ.
Только во втором пуске (11л) подэтапа НС-2,
(первый (Юл) закончился неудачно из-за по-
ломки МД на 101-й секунде полета) стало по-
нятно, что ракета не может выйти на «сверх-
звук» из-за недостатка тяги МД.
Всего на этом подэтапе было проведено
20 пусков ракет в различных комплектациях.
На подэтапе НС-2 в 11 пусках были про-
верены различные программы выхода раке-
ты на скорости полета до 2,5 М, в 3 (32л, 39л,
41л) пусках была обеспечена точность привяз-
ки СНРК.
Ошибки в точности стрельбы были в основ-
ном связаны как с отработкой программно-
го обеспечения системы коррекции по ско-
рости, высоте и радиолокационным картам
местности, так и с неудачным выбором пер-
вого ОУМ.
Начиная с изделия 23л, в МС ракет приме-
нялось топливо повышенной теплотворной
способности Т-10 (децилин), а в пуске изде-
лия 39л - новое, более повышенной тепло-
творной способности топливо Т-11 (бици-
лин).
168
На этапе ПСК ЛКИ проводились под руко-
водством Межведомственной комиссии, соз-
данной совместным решением МОМ, МСП и
ВМФ. В состав комиссии входили: предсе-
датель комиссии вице-адмирал Ф.А. Старо-
жилов (заместитель командующего ЧФ по
боевой подготовке), заместители председа-
теля комиссии - технический руководитель
Б.М. Денисов (главный ведущий конструк-
тор ЦКБМ), с 1985 г. О.Я. Артамасов (главный
конструктор по направлению НПО машино-
строения), Б.Е. Соловьев (начальник полиго-
на); заместители технического руководите-
ля: от ЦКБМ - Л.М. Шелепин, от филиала № 2
ЦКБМ - Ю.Г. Ушаков, от полигона - П.Е. Игна-
шев. Члены комиссии: Л.М. Бондаренко (КБ
«Электроприбор»), П.П. Галенчик (21 ГЦМП),
А.В. Горяйнов (ЦКБМ), Р.А. Игнатуша (КБХА),
Г.И. Лакиза (НПО ИТ), В.Ф. Потапов (КБСМ),
Ю.Н. Стеховский (ЛПМБ «Рубин»), И.И. Стри-
жак (полигон), Б.В. Федосеев (завод имени
М.В. Хруничева), Г.А. Хазанович (филиал № 1
ЦКБМ).
Назначение председателем комиссии заме-
стителя командующего ЧФ по боевой подго-
товке вице-адмирала Ф.А. Старожилова было
«попаданием в десятку». В своих воспомина-
ниях ветеран полигона, заместитель команди-
ра по испытаниям капитан 1 ранга Р. Ягор так
рассказывает о выборе председателя комис-
сии поЛКИ:
«... Председателем комиссии по ЛКИ мы ста-
рались заполучить высокое должностное лицо
флота, лучше всего - первого заместителя ко-
мандующего. Это нам нужно было, чтобы про-
бивать обеспечение от флота. Если председа-
тель комиссии не командует на флоте, то он
проситель, как и все остальные...».
Этот правильный выбор обеспечил каче-
ственное проведение ЛКИ в сжатые сроки, в
том числе и в экстремальных условиях.
Цель проведения ЛКИ с погружаемого стар-
тового комплекса - выдача заключения о воз-
можности перехода на испытания с АПЛ.
Основными задачами ЛКИ с ПСК были:
•	отработка подводного старта;
•	получение опытных данных по динами-
ке движения ракеты и работе систем при
старте на подводном участке движения и
начальном участке полета, в том числе при
различных настройках ДУ СРС;
•	получение опытных данных по работе эле-
ментов корабельной части КРО (в комплек-
тации ПСК);
•	подтверждение безопасности старта и вы-
дача заключения о переходе на этап испы-
таний с ПЛ.
Кроме того, задачами испытаний являлись
реализация программ по аварийному выбросу
КР из подводного положения ПЛ и по длитель-
ному хранению ракеты в ПУ ПЛ.
Объектами испытаний были: КР «Метео-
рит-М» без МД и радиотехнических систем
коррекции, элементы штатной корабельной
части комплекса ракетного оружия - две пу-
сковые установки СМ-297, корабельная систе-
ма предстартовой подготовки и повседневно-
го обслуживания с аппаратурой управления и
КНО.
На этом этапе ЛКИ было выполнено три
успешных пуска, причем третий - с запуском и
работой в полете маршевого двигателя КР.
На основании положительных результатов
этих пусков было выдано заключение о воз-
можности перехода к ЛКИ КРО на ПЛ при пу-
сках с минимальной глубины.
Были проведены еще два пуска из подводно-
го положения ПСК. Пуски проводились с целью
проверки подводного старта с максимальной
глубины при крайних настройках ЖРД СРС. Ре-
зультаты пусков оказались успешными, что по-
зволило выдать заключение о возможности про-
Борис
Евгеньевич
Соловьев,
начальник полигона
31 НИЦ ВМФ
Момент выхода
ракеты из воды (а)
и ракета на участке
разгона (б)
169
«ЛЕТНЫЕ"испытания комплексов ракетного оружия
с унифицированной стратегической крылатой ракетой «метеорит
____.4S__f____1__._f_________!_________________________
Олег
Дмитриевич
Бобырев,
начальник
21 Государственного
центрального
морского полигона
ведения пусков на этапе ГИ с максимальной
глубины.
На ПСК была подтверждена безопасность
«аварийного выброса» ракеты с максимальной
заданной глубины с помощью только твердото-
пливных двигателей СРС.
На этом этап ПСК отработки составных ча-
стей комплекса РО «Метеорит» на подводном
участке был полностью завершен.
Подготовкой и проведением летных испы-
таний этапа ПСК руководил главный ведущий
конструктор темы Б.М. Денисов. В подготов-
ке изделий на ТП принимали участие от отде-
ла 34 - Г.В. Арапов, В.И. Калинова, С.А. Лебе-
дев, С.А. Разуваев, Е.И. Фадин, В.П. Фельдман,
В.А. Фролов, А.Л. Чилингорян, Л.М. Шелепин;
от других отделов: В.И. Сычев, С.В. Горбуно-
ва, Н.Ф. Юдаков, В.А. Савельев, Е.Т. Гришин,
А.М. Мурзин, С.М. Горбачев, С.Н. Смирнов,
Н.Л. Прохорова, В.В. Гастинг, Б.В. Гречнев,
С.Б. Якунин, А.Ф. Новиков, Е.Н. Ильин, А.В. Не-
красов и др.
Подготовку ракеты и ПСК к пуску осущест-
вляла бригада специалистов, работавшая при
сдаче ПСК.
При подготовке ПСК с ракетой к пускам на
морской позиции не обошлось без приключе-
ний.
Так, первый пуск КР удалось провести толь-
ко после третьего выхода на морскую стар-
товую позицию (МСП). Во время первого по-
гружения ПСК выявилась негерметичность
некоторых кабелей и агрегатов СРС. На вто-
ром выходе, в начале декабря этого же года,
в процессе подготовки на стартовой позиции
из-за шторма сорвало с растяжек ПСК.
В четвертом пуске в результате нештат-
ной ситуации, возникшей при всплытии ПСК
из подводного положения после нештатно-
го прекращения предстартовой подготовки,
ударом воды в донную часть ракета была от-
стыкована от платы пневмосоединителей,
из-за чего в двигательный отсек ракеты по-
пала вода. После устранения неисправно-
сти проведен успешный пуск ракеты с запус-
ком МД.
Операциями по ликвидации сложившихся
аварийных ситуаций на морской позиции про-
фессионально руководил председатель МВК
вице-адмирал Ф.А. Старожилов
ЛКИ на этапе ПЛ проходили с 15 ноя-
бря 1982 г. по 20 декабря 1986 г. В период
с ноября 1982 по август 1983 гг. лодка про-
шла полный цикл швартовных и ходовых ис-
пытаний под руководством МВК, назначен-
ной приказом от 21.12.1982 г. директора ПО
«Севмашпредприятие». Председатель ко-
миссии - А.В. Балов (заместитель глав-
ного конструктора ЛПМБ «Рубин»), тех-
нический руководитель - Л.М. Шелепин
(начальник отдела ЦКБМ). На этих этапах от-
работка корабельной части комплекса ракет-
ного оружия проводилась с объемным имита-
тором и габаритно-весовым макетом ракеты,
с технологическими действующими ракетами,
что позволило к декабрю 1983 г. представить
заключение о готовности всех систем АПЛ к
ЛКИ КРО с КР «Метеорит-М».
Основными задачами ЛКИ с ПЛ были:
•	получение опытных данных и проверка вза-
имодействия систем КРО при подготовке
на ТП, транспортировании и загрузке на
АПЛ, послезагрузочных проверках, пред-
стартовой подготовке и пуске;
•	проверка надежности и безопасности
старта ракеты из подводного положения
в реальных условиях движения ПЛ с мини-
мальной глубины старта;
•	получение опытных данных по эксплуата-
ционным, летно-техническим и точност-
ным характеристикам КР и проверка их со-
ответствия требованиям ТТХ;
•	отработка эксплуатационной документа-
ции;
•	выдача заключения о возможности пере-
хода на этап Государственных испытаний
с АПЛ.
Объектом испытаний был комплекс ракетно-
го оружия с КР «Метеорит-М» в составе: крыла-
тая ракета «Метеорит-М», корабельная часть
КРО АПЛ, комплекс наземного оборудования,
погрузочное устройство.
Корабельная часть КРО включала: 12 пусковых
установок СМ-290, корабельную аппаратуру си-
стемы управления «Клевер», корабельную систе-
му повседневного и предстартового обслужи-
вания с аппаратурой управления «Коршун-44»,
корабельную систему документирования.
Для получения информации о предстарто-
вой подготовке в ракетном отсеке была уста-
новлена телеметрическая аппаратура на базе
станции БРС-4ЛР.
КНО для подготовки ракет на технической
позиции состоял из штатных агрегатов, обе-
спечивающих транспортирование ракеты, ее
подготовку на ТП и выдачу на АПЛ.
КР для летных испытаний изготавливались в
различных комплектациях и отличались между
собой только составом специальных систем,
таких как элементы многофункционального
комплекса защиты, специальное снаряжение и
пр. Все комплектации имели штатную систему
управления, МД, конструкцию планера, а так-
же СРС.
170

КРЫЛАТОГО МЕТЕОРИТА
Программа ЛКИ с АПЛ успешно завершилась
только третьим пуском (34л), в котором впер-
вые все системы ракеты отработали штатно и
подтвердили заданные ЛТХ. Длительный, бо-
лее 2 лет, перерыв между пусками на этом эта-
пе был связан с большим отставанием разра-
ботки и отработки алгоритмов программного
обеспечения КСУ в КБ «Электроприбор».
В трех одиночных пусках ракет с минималь-
ной глубины в подводном положении ПЛ бы-
ли проверены с положительными результата-
ми работа и взаимодействие составных частей
КРО и обеспечивающих систем АПЛ, динамика
движения ракеты в реальных условиях пуска с
ПЛ, работа штатных систем ракеты и точность
привязки СНРК (30л).
Также была подтверждена безопасность
старта ракеты.
Из воспоминаний участников испытаний:
«26 декабря 1983 года АПЛ вышла в море
для проведения первого пуска. Погода стоя-
ла морозная. Лодка шла к месту пуска в пол-
ной темноте полярной ночи в надводном по-
ложении. Большая часть акватории Белого
моря была покрыта льдами разных размеров,
что осложняло проведение пуска. Район пуска
при северном ветре постепенно затягивался
льдинами. Утром 27 декабря нашли полынью
с небольшими отдельными льдинами. Отра-
ботав в надводном положении циклограмму
выхода в точку старта, погрузились и провели
пуск. Возвращались на базу в сложных ледо-
вых условиях с разбитым остеклением рубки,
сорванными с корпуса лодки несколькими ли-
стами резиновой защиты и с увесистой льди-
ной на носу АПЛ».
«На северном полигоне с октября месяца
проводилась подготовка КР для второго пуска
с ПЛ. На пуск вышли 1 ноября. Однако из-за
требований режима секретности пуск в задан-
ное время провести не могли, так как над рай-
оном пуска в Белом море в течение пяти дней
сменяли друг друга три самолета-разведчика
США. И только вечером 6 ноября в 16 часов
провели пуск, видно, «янки» решили, что рус-
ские пойдут отмечать свой праздник и не при-
слали очередной самолет. Конечно, это было
хорошим подарком к Ноябрьскому празднику.
На пирсе экипаж лодки встречало руковод-
ство «Севмашпредприятия», ПЗ и главный кон-
структор этого КРО Г.А. Ефремов».
Таким образом, программы летно-конс-
трукторских испытаний КРО морского бази-
рования с КР «Метеорит-М» в основном были
выполнены.
На различных этапах было проведено 34 пу-
ска КР «Метеорит-М», при этом:
•	аварийных пусков - 3 по причине отказа в
топливной системе СРС (1л), некорректно-
сти ПЗ БСУ (2л, 14л);
•	13 досрочно прекратили полет из-за от-
каза или поломки МД (Зл, 4л, 9л, Юл), не-
достатка тяги, помпажа МД (11л, 18л, 31л,
35л), повышенного расхода топлива в ре-
зультате малой высоты полета (26л), раз-
герметизации ТБ (11л, 24л, 29л), сбоев в
БСУ (21л), включая влияние другой систе-
мы (41л)
•	завершивших полет-13, в 11 пусках получе-
ны заданные высота, дальность и скорость
полета, при этом только в 3 из них (32л, 34л,
39л) достигнута заданная точность попада-
ния, что требовало дальнейшего экспери-
ментального подтверждения.
•	в 20 пусках, включая 5 на этапе ПСК, про-
грамма выполнена в основном или полно-
стью, были проверены в работе основные
системы ракеты на заданных в программе
ЛКИ дальностях, высоте и скоростях по-
лета.
На этапе ЛКИ универсальной ракеты «Мете-
орит» проверены и отработаны:
•	траектории полета и циклограммы рабо-
ты всех систем на подводном и надводном
участках полета;
•	аэродинамические характеристики;
•	характеристики систем регулирования
воздухозаборника и МД в полете;
•	жидкостная СРС;
•	конструкция планера с применением тер-
мостойких конструкционных материалов и
радиопоглощающих покрытий;
•	БСУ с системой коррекции по радиолока-
ционным картам местности, радиовысото-
мером и измерителем скорости;
•	система терморегулирования, пневмоги-
дравлическая и топливная системы;
•	топливо повышенной теплотворной спо-
собности.
Получены также ценные опытные данные по
работе составных частей комплекса защиты от
средств ПВО.
Наиболее трудными в решении поставлен-
ных задач были:
АПЛ «Андромеда»
в районе перво-
го пуска ракеты
«Метеорит-М»
171
ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ КОМПЛЕКСОВ РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ
С УНИФИЦИРОВАННОЙ СТРАТЕГИЧЕСКОЙ КРЫЛАТОЙ РАКЕТОЙ «МЕТЕОРИТ»
J-J
•	обеспечение надежности и устойчивой ра-
боты МД при прохождении трансзвукового
участка (М = 1,2^-1,4) в связи с выявленны-
ми значениями недостатка тяги над аэро-
динамическим сопротивлением ракеты;
•	обеспечение эффективной работы СНРК;
•	обеспечение необходимых прочностных
характеристик конструкции ракеты.
Для решения этих задач потребовалось не-
однократное проведение наземных и летных
испытаний с большим объемом теоретических
и экспериментальных исследований
На ПСК и АПЛ были проверены и отработа-
ны составные части КРО и их взаимодействие с
общими корабельными системами. Однако из-
за задержки поставки программного обеспече-
ния КСУ, некоторые режимы проверок КР, отыс-
кания неисправностей на АПЛ и отработка экс-
плуатационной документации не были провере-
ны на швартовных и заводских ходовых испыта-
ниях.
Завершены комплексные испытания КНО и
погрузочного агрегата.
В связи с недостаточным количеством по-
лученных материалов, включая результаты пу-
сков с самолета-носителя, для оценки макси-
мальной дальности полета ракеты, точности
попадания, снижения ее заметности были при-
няты совместное решение МОМ и ВМФ о про-
ведении пуска с НС-2 (изделие 42л) и совмест-
ное решение МОМ, МСП и ВМФ о проведении
пуска с АПЛ (изделие 44л).
Эти пуски являлись дополнением к пускам по
программам ЛКИ и проводились по програм-
мам генерального конструктора с возможно-
стью зачета их результатов на этапе Государ-
ственных испытаний.
Задачи пусков были выполнены. Ракета
(42л) достигла заданной дальности с высокой
точностью. Пуск ракеты (44л) из надводно-
го положения АПЛ на скорости 14 узлов при
волнении моря 3 балла, температуре возду-
ха минус 7 °C и скорости ветра до 18 м/с под-
твердил готовность КРО к Государственным
испытаниям. В этом же пуске была подтверж-
дена возможность одновременной пред-
стартовой подготовки 3-ракетного залпа (с
использованием 2 технологических действу-
ющих ракет) и послестартового разворота ра-
кеты, а также возможность достижения скоро-
сти полета 900 м/с.
На основании результатов ЛКИ, дополни-
тельных пусков с НС-2 и ПЛ и завершения
швартовных и заводских ходовых испытаний
АПЛ МВК рекомендовала переход на этап Го-
сударственных испытаний с достигнутыми ре-
зультатами.
Государственные испытания
КРО «Метеорит-М»
Г осударственные испытания комплек-
са «Метеорит-М» проводились на основа-
нии решения Комиссии Президиума СМ
СССР по военно-промышленным вопросам
от 01.04.1988 г. № 104 под руководством Го-
сударственной комиссии, назначенной Реше-
нием Комиссии Совета Министров СССР по
военно-промышленным вопросам. ГК в основ-
ном состояла из членов МВК по ЛКИ.
Председателем Госкомиссии был капитан
1 ранга Е.М. Кутовой (начальник управления
стратегического и ударного оружия НИИ Воо-
ружения ВМФ), его заместителями - техниче-
ский руководитель О.Я. Артамасов (главный
конструктор НПО машиностроения по комплек-
су «Метеорит»), В.А. Желтаков (заместитель на-
чальника 4 ГЦП МО по научной работе), полков-
ник Е.А. Кравченко (начальник управления 21
ГЦМП ВМФ), А.И. Бабенко (начальник отдела
крылатых ракет НИИ вооружения ВМФ).
Заместители технического руководи-
теля: С.А. Альперович (ведущий конструк-
тор), Л.М. Шелепин (начальник отдела
НПО машиностроения).
Члены комиссии: Л.М. Бондаренко (КБ «Элек-
троприбор»), А.В. Чистяков, Г.И. Лакиза (НПО
ИТ), Р.Ф. Игнатуша (КБХА), И.Я. Майстрен-
ко (4 ГЦП), В.И. Большагин (Уфимское КБ ма-
шиностроения), Г.А. Хазанович (КБ «Салют»),
Б.П. Гуханов, Ю.Г. Ушаков (филиал № 2 ЦКБМ),
В.Ф. Потапов (КБСМ), А.В. Балов ( ЛПМБ «Ру-
бин»), Г.Я. Сорокин (ПО «Севмашпредприя-
тие»), Ю.С. Болоткин (НИИ ВМФ) - секретарь
комиссии, В.А. Комаров (ЦНИИмаш), Ю.А. Коз-
ко (НИИ ТП), В.И. Ступак (445 ВП МО), А.В. Горя-
йнов (НПО машиностроения) и др.
Повышенные тактико-технические требо-
вания к сверхзвуковой КР по скорости, высо-
те и дальности полета, точности попадания
в цель и скрытности от средств противни-
ка потребовали разработки и эксперимен-
тальной отработки в наземных условиях и на
самолетах-лабораториях параллельно с лет-
ными испытаниями большого комплекса новых
технических средств, внедрявшихся в ракеты
поэтапно.
Особенно больших затрат времени потре-
бовали доводки и переделки системы радио-
локационной коррекции «Кадр», осложнив-
шиеся гибелью экспериментального само-
лета-лаборатории.
Целью испытаний являлись всесторонняя
оценка технических и эксплуатационных ха-
рактеристик комплекса, подтверждение их со-
172
ЯРКИЙ СЛЕД
> КРЫЛАТОГО -МЕТЕОРИТА»
ответствия требованиям ВМФ и подготовка
рекомендаций о возможности принятия ком-
плекса на вооружение.
Пуски ракет проводились на 21 ГЦМП и 4 ГЦП
по утвержденным трассам, исходя из возмож-
ностей полигонов (в частности, средств внеш-
нетраекторных и телеметрических измерений)
и задач пусков на дальности от 2087 до 3144
км.
По программе предстояло выполнить 9 пу-
сков ракет, из которых 3 - с АПЛ, 6 - с назем-
ного стенда. В зачет пусков входили резуль-
таты пусков ракет (42л, 44л), выполненных по
программе генерального конструктора в дека-
бре 1987 г.
Для испытаний с ПЛ ракеты поставлялись
заправленными топливом и сжатыми газами.
До начала ГИ на АПЛ под руководством
МВК были завершены швартовные и завод-
ские ходовые испытания с выходом в море
для проведения комплексных испытаний КРО
«Метеорит-М».
В результате на этапе Государственных ис-
пытаний из 11 ракет с учетом пусков изделий
42л и 44л:
•	в 4 - программа выполнена полностью;
•	в 3 - не подтверждена точность попада-
ния;
•	в 3 - досрочное прекращение полета из-за
низкого качества изготовления и наруше-
ния технологических процессов;
•	в 1 - ошибка в ПЗ.
Причины невыполнения задач по точно-
сти стрельбы не связаны с конструкторской
разработкой и принципами работы бортовых
средств ракеты. В пусках, проведенных с АПЛ,
подтверждены требования к корабельной ча-
сти РО «Метеорит-М».
В выводах ГК отмечалось, что результа-
ты летно-конструкторских и государствен-
ных испытаний подтвердили высокий научно-
технический уровень разработок и что решен
ряд научно-технических проблем с практиче-
ской отработкой, имеющих важное значение
для перспективных разработок в интересах
ВМФ, ВВС, в числе которых:
•	коррекция по РЛ - изображениям местно-
сти;
•	снижение радиолокационной заметности
ЛА с помощью РП - покрытий и материа-
лов, а также благодаря применению уни-
кального специального устройства;
•	многофункциональный комплекс защиты
от средств ПВО, включая ложные цели;
•	вывод ракет на высотный маршевый уча-
сток полета со сверхзвуковой скоро-
стью;
•	создание и применение модификаций вы-
сокоэнергоемкого ракетного топлива для
маршевого двигателя.
ГК также отметила низкое качество и нару-
шение технологии изготовления ракет, постав-
ленных на ЛКИ и ГИ, что привело к затягиванию
сроков создания комплекса.
Госкомиссия предложила принять ракетный
комплекс «Метеорит-М» в опытную эксплуата-
цию ВМФ, разработать комплексную програм-
му интенсивной опытной эксплуатации АПЛ пр.
667М с ракетным комплексом «Метеорит-М» и
определить его перспективы, а также принять
решение о доработке изготовленного боеком-
плекта ракет.
Был подписан Акт о готовности корабельной
части ракетного комплекса, которая в соответ-
ствии с совместным решением МОМ и ВМФ
передана личному составу корабля на ответ-
ственное хранение.
Разработанный комплекс аналогов в ми-
ре не имел. В США только в 1984 г. были нача-
ты работы по созданию аналогичного образца
с плановыми сроками их завершения в 1995-
2000 гг., но продолжения они не имели.
Летно-конструкторские
испытания КРО «Метеорит-А»
Для первоначальной отработки, проведе-
ния совместных наземных и летных испытаний
был выделен самолет Ту-95МС № 4 и пере-
дан для доработки на Таганрогский авиазавод
им. Г.М. Бериева. На заводе был выполнен
комплекс доработок, включающий усиление
силовой конструкции крыла, монтаж пусковых
установок - держателей балочных, прокладку
бортовой кабельной сети, установку аппарату-
ры подготовки и пуска ракет ССУ «Лира», дора-
ботку бортового радиоэлектронного оборудо-
вания и навигационно-пилотажного комплекса
самолета. После доработок самолет получил
индекс Ту-95МА.
Было принято решение провести весь объем
отработок и испытаний предварительно на 2
пусковых установках, смонтированных на дис-
танции 2100 мм от вертикальной оси самолета
на правом и левом крыльях.
Перед началом совместных наземных и лет-
ных отработок самолета с ракетой был вы-
полнен большой объем стендовой отработки
взаимодействия аппаратуры самолета с ап-
паратурой ракеты на стендах КБ «Электропри-
бор» и ЦКБМ.
Но все-таки главные проблемы были в от-
работке взаимодействия БРЭО самолета
Ту-95МА с БАСУ ракеты «Метеорит-А».
173
ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ КОМПЛЕКСОВ РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ
С УНИФИЦИРОВАННОЙ СТРАТЕГИЧЕСКОЙ КРЫЛАТОЙ РАКЕТОЙ «МЕТЕОРИТ.
Отделение ракеты от самолета в возду-
хе - сход с пускового устройства - сама по се-
бе задача достаточно сложная, а уж такой, как
«Метеорит-А» со складываемым крылом, и по-
давно. Был проведен большой цикл продувок в
аэродинамической трубе ЦАГИ модели само-
лета Ту-95МА с масштабными моделями раке-
ты. На этих испытаниях выявился ряд серьез-
ных проблем по устойчивости и управляемости
ракеты на первых секундах после отделения
ракеты от пускового устройства и сброса пе-
реднего обтекателя воздухозаборника марше-
вого двигателя.
В передней части корпуса ракеты переднее
горизонтальное оперение до отделения раке-
ты от пускового устройства заранее устанавли-
валось на угол 15° вниз от горизонтальной оси
ракеты. После отделения ракеты и стабилиза-
ции полета электропривод ставил это опере-
ние в нейтральное положение.
Передний сбрасываемый обтекатель уста-
навливался на входе в тоннель воздухозабор-
ника и обеспечивал защиту его и устройств ре-
гулирования положения панелей для режима
работы МД при полете ракеты. Также этот об-
текатель обеспечивал улучшение аэродинами-
ческих характеристик ракет при полете в под-
стыкованном к пусковому устройству самолета
состоянии и защиту от попадания посторонних
предметов при взлете или посадке самолета с
ракетой.
Сброс выполнялся после срабатывания пи-
ротехнических устройств, удерживающих об-
текатель, затем под действием специальных
толкателей, сообщающих первоначальный им-
пульс, и далее под действием аэродинамиче-
ских сил обтекатель с выполнением поворота
вокруг оси снизу воздухозаборника сходил с
этих устройств и уходил строго вниз от ракеты.
Никаких «приключений» со сбросом обтекате-
ля при пусках ракет мы не имели.
Также был разработан и установлен на ра-
кете «Метеорит-А» задний обтекатель, вы-
полненный в виде автономного блока с 3 аэ-
родинамическими рулями, с автономным
энергоприводом и управляющей системой.
В течение 2,5-3 с после отделения ракеты от
пускового устройства эти аэродинамические
рули управляли ракетой, держа ее в горизон-
тальной плоскости. Затем задний обтекатель,
при воздействии пороховой струи от стартово-
го агрегата раскрутки ТРД и толкателей отде-
лялся и уходил вниз. Маршевый двигатель вы-
ходил на заданный режим, и ракета начинала
программный полет по траектории.
Летные испытания самолета с ракетой
«Метеорит-А» начались в 1983 г. с работ по т.н.
снятию летно-технических характеристик - по-
ведению самолета с ракетой в воздухе на раз-
личных режимах полета самолета. Для этой от-
работки использовались габаритно-весовые
макеты ракеты - изделия № 61103 и 61104.
Полет с ракетой № 61106 и ее сброс при
проверке аварийного режима был выполнен
28 мая 1983 г. После этого сброса было полу-
чено заключение ЦАГИ о безаварийном сходе
ракеты с пусковой установки и начале летных
испытаний ракеты с пуском по циклограмме
согласно конкретным программам испыта-
ний.
Командиром экипажа самолета Ту-95МА
был назначен Герой Советского Союза, заслу-
женный летчик-испытатель И.К. Ведерников.
Состав экипажа испытателей был подобран
на удивление слаженный, работоспособный
и очень высокопрофессиональный. Впослед-
ствии работали и другие экипажи - с команди-
рами Д.Н. Линьковым, В.С. Добровольским и
другими летчиками, но все они отличались вы-
сочайшим профессионализмом и ответствен-
ностью за выполняемую работу.
Решением ВПК СМ СССР от 01.04.1988 г.
№ 104 была создана Государственная комис-
сия по проведению Государственных испыта-
ний комплекса «Метеорит-А».
В ее состав вошли: Л.В. Козлов (председа-
тель, начальник 8 ГНИИ МО СССР); О.Я. Арта-
масов(заместительпредседателя,технический
руководитель испытаний, главный конструктор
темы); В.И. Богданов (заместитель председа-
теля, заместитель начальника ЖЛИиДБ от ММ3
«Опыт»); Л.Е. Макаров (заместитель председа-
теля, заместитель начальника управления 1 ГУ
МОМ); В.И. Пасекунов (заместитель председа-
теля, начальник 2-го управления вооружения
ВВС МО СССР); А.С. Стефашин (заместитель
председателя, заместитель начальника 8 ГНИИ
МО СССР); С.А. Альперович (заместитель тех-
нического руководителя, ведущий конструктор
НПО машиностроения); Э.Е. Жернов (замести-
тель технического руководителя, заместитель
начальника отдела НПО машиностроения).
В члены комиссии были включены многие
представители предприятий-участников соз-
дания и отработки комплекса ракетного оружия
«Метеорит-А», представители заказывающих
управлений ВВС, сотрудники НИИ, полигонов
и воинских частей.
Все полеты выполнялись с базировани-
ем в ЖЛИиДБ в подмосковном г. Жуковском.
По условиям требований ПДИТР (противо-
действие иностранной технической разведке)
взлет или посадка самолета с ракетой должны
были осуществляться только в темное время
174
ЯРКИЙ СЛЕД
КРЫЛАТОГО ^МЕТЕОРИТА »
суток. Даже если по причине отказа каких-либо
устройств ракеты и следовательно необходи-
мости возврата в ЖЛИиДБ посадка осущест-
влялась на заволжском аэродроме в районе
полигона, затем выжидалось темное время су-
ток и проходил обратный перелет. Были очень
жесткие требования к секретности, ночные по-
леты производились с условием, что иностран-
ная разведка не должна иметь представления
даже о внешнем виде ракеты, тем более с но-
сителем.
Но все-таки, несмотря на все предосторож-
ности и строгости, через некоторое время, к
ужасу наших спецслужб, в авиационном жур-
нале Flight появилась фотография самолета с
ракетой «Метеорит-А». По нашим предположе-
ниям, этот фотоснимок был сделан в предрас-
светной мгле где-то на шоссе в районе окрест-
ностей г. Жуковского из окна проезжающего
автомобиля. Как говорится, разведка не дрем-
лет - это закон жанра.
При подготовке ракеты к выдаче на сты-
ковку с самолетом проходил этап проверок
всех ее систем на специально оборудован-
ной технической позиции, которая была раз-
вернута на период всех отработок на терри-
тории НПО машиностроения в специально
оборудованном помещении контрольно-
испытательной станции. Это было помеще-
ние со специальными стендами, имитиру-
ющими как аппаратуру борта ракеты, так и
аппаратуру, максимально повторяющую все
системы самолета-носителя. Помещение
было оборудовано специальным экранирую-
щим покрытием для исключения выхода «на-
ружу» всех частотных характеристик ракет-
ной аппаратуры.
После выполнения проверок и готовности
ракеты к монтажу на носитель ее грузили на
специальную транспортную систему - «автопо-
езд» и под прикрытием охраны с соблюдением
всех предусмотренных «секретных» требова-
ний только в темное время суток транспорти-
ровали в г. Жуковский на ЖЛИиДБ.
Одной из подготовительных операций уже
после подвески ракеты на пусковое устрой-
ство (АПУ-25) была подача через специальный
штуцер в носовой части ракеты сухого возду-
ха для создания избыточного (до 0,5 атм), дав-
ления внутри отсеков Ф1 и Ф2 и поддержания
температурного режима работы приборов и
систем, их вентиляции. Также внутреннее дав-
ление в отсеках требовалось для обеспечения
прочности стенок корпуса и исключения поте-
ри устойчивости стенок отсеков при перепаде
наружного давления в зависимости от высот
полета ракеты.
Отделение КР
«Метеорит-А» от
самолета-носителя
Система технически себя оправдала и бы-
ла применена как при старте КР морского ба-
зирования на ПЛ, так и ракет авиационного ба-
зирования.
Команда специалистов НПО машиностро-
ения в составе О.Я. Артамасова, В.М. Ки-
селева, Е.Д. Каменя, Э.Е. Жернова, А.Д. Ту-
ранского, И.В. Харламова, Э.А. Денисенко
Л.Д. Смиричевского, Е.А. Аслезова, В.Ф. Ма-
ликова и многих других специалистов совмест-
но с представителями ЖЛИиДБ, ММ3 «Опыт»,
КБ «Электроприбор», ОКБ «Вымпел» выпол-
няла работы по подвеске ракеты на пусковое
устройство и предстартовые проверки систем
самолета и ракеты.
По завершении этих работ самолет взлетал
и уходил в район полигона в заволжских сте-
пях для выполнения пуска ракеты, а вся ко-
манда специалистов садилась в автобус и к
2-3 часам ночи возвращалась на КП предпри-
ятия. На КП с нетерпением ожидали инфор-
мацию с пунктов приема ТМ-информации в
реальном времени. Ее анализ проводился в
экспресс-режиме, и результаты становились
известны немедленно. При необходимости
уже после полета проводился более тщатель-
ный и подробный анализ для выяснения при-
чин отказов, если таковые случались.
Кроме пусков ракет по штатным програм-
мам, было проведено много т.н. «технологи-
ческих пусков», или, как мы их называли, «ма-
тематических отцепок» - это когда подготовка
к пуску происходит в штатном режиме, затем
осуществляется как бы самостоятельный по-
лет ракеты, но без ее фактической отцепки от
самолета. При этом бортовая аппаратура ра-
кеты работает, и все фиксируется на спецап-
паратуру с последующим анализом.
Самолет, сбросив ракету весом около 7 т, по
рассказам летчиков, «подвсплывал» метров на
80-100 вверх и уходил с левым разворотом от
места пуска. Можно только представить себе,
как асимметрично обдуваемая винтами само-
лета ракета под действием собственного веса
175

ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ КОМПЛЕКСОВ РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ
СУШ1ФИЦИРОВАННОН СТРАТЕГИЧЕСКОЙ КРЫЛАТОЙ РАКЕТОЙ «МЕТЕОРИТ
Натурные
испытания ракеты
«Метеорит-А»
с самолета-
носителя Ту-95МА
уходила вниз и на расстоянии 15-20 м от само-
лета плавно раскрывала крыло площадью 22 м2
(площадь крыла самолета Миг-21). Реальные
пуски фиксировались фотокамерами, установ-
ленными на конце крыла самолета Ту-95МА, а
также производилась киносъемка с рядом ле-
тящего самолета Миг-29.
Всего было выполнено 20 пусков ракеты
«Метеорит-А» с самолета Ту-95МА, при этом
не было зафиксировано ни одного замечания
по динамике старта ракеты. Во время пуска с
самолета ракета автоматически сбрасывала
отделяемые элементы - обтекатели, крышки,
агрегаты раскрытия крыла и др.
При старте с самолета для вывода марше-
вого двигателя на режим он раскручивался по-
роховым агрегатом (твердотопливным тур-
бостартером). Ракета набирала скорость с
пикированием, затем резко уходила вверх впе-
реди самолета на маршевую высоту и, набрав
скорость, уходила к цели. Летчики говорили,
что зрелище уходящей ракеты было незабыва-
емым.
Натурные испытания ракеты «Метеорит-А»
авиационного базирования выполнялись с
привлечением 8 ГНИИ МО в г. Ахтубинске
с использованием оборудования и площа-
док полигона Капустин Яр. Тесное сотруд-
ничество со всеми службами воинских ча-
стей дало возможность специалистам НПО
машиностроения приобрести опыт взаи-
модействия со структурами Министерства
обороны, служб их обеспечения, анализа
ТМ-информации и результатов испытаний.
Такой опыт может быть получен только тог-
да, когда, как говорится, с людьми «пуд соли
съешь». Деловые доверительные контакты,
«завязанные» руководившими испытаниями
представителями НПО машиностроения -
Г.А. Ефремовым, М.И. Лифшицем, О.Я. Ар-
тамасовым, С.А. Альперовичем, М.Б. Гуре-
вичем, И.В. Харламовым, В.М. Киселевым,
Э.Е. Жерновым и многими другими людьми
позволяли быстро и объективно решать воз-
никавшие, казалось бы, трудноразрешимые
проблемы.
Многочасовые полеты на вертолете Ми-8
по поиску места падения ракеты, наконец, ее
обнаружение в песках слегка припорошенной
снегом пустыни, демонтаж на месте, что на-
зывается, голыми руками, требующегося для
подробного анализа агрегата, - все это эта-
пы испытаний и отработок с самым непосред-
ственным участием специалистов НПО маши-
ностроения. Случались ситуации, для решения
которых необходимо было самостоятельно
принимать немедленные действия с осознани-
ем полной ответственности.
В одном из поисков упавшей ракеты в без-
людной степи на территории казахстанского
полигона при невозможности демонтировать
отказавший агрегат пришлось уговаривать
экипаж вертолета всеми возможными и даже
«далеко не служебными» способами взять на
наружную подвеску полуразрушенную часть
ракеты - топливный отсек вместе с марше-
вым двигателем, остатками полуразрушен-
ных крыльев, чтобы доставить все это в рас-
положение ТП на 8 ГНИИ. Специалисты НПО
машиностроения, выполняя работу такелаж-
ников и стропальщиков, собственными ру-
ками зацепили петлями трос от вертолета
на остатках ракеты и, скомандовав «вира по
малу», следили, как пилоты поднимали вер-
толет в воздух. Перед отлетом была прове-
дена оценка поведения груза в воздухе, и
только затем, забрав всю команду специа-
листов, вертолет взял курс на 8 ГНИИ. Такие
«приключения» сплошь и рядом случались во
время натурных испытаний в условиях поли-
гонов.
При отработке ракеты авиационного бази-
рования был решен ряд технических вопросов
как весьма надуманных, так и реально имев-
ших место быть. Среди них был вопрос обле-
денения ракеты во время полета на пусковой
установке самолета-носителя. Был задуман
эксперимент, воспроизводящий процесс об-
леденения. Из опыта было известно, что этот
процесс начинается при совпадении опре-
деленных условий в атмосфере: влажность,
температура, давление и другие факторы.
Условия возникновения обледенения поста-
рались воспроизвести на земле. В один из
176
- ЯРКИМ СЛЕД
КРЫЛАТОГО «Г^ТЕОРИТА»
холодных дней ракету установили на откры-
той площадке, и на нее был направлен мел-
кодисперсный распыл воды. Естественно,
после нескольких минут воздействия этой
«атмосферы» ракета равномерно покрылась
белой снеговой шубы. Стало очевидно, что
если реально при полете под самолетом ра-
кета будет иметь такой вид, ни о каком при-
менении ее говорить не приходится.
Тут вспоминается высказывание великого
ученого-физика Вильяма Томсона: «Матема-
тика подобна жернову - перемалывает то, что
под него засыпят, и, как засыпав лебеду, вы не
получите пшеничную муку, так и исписав целые
страницы формулами, вы не получите истины
из ложных предпосылок». Иными словами, как
будет задуман и поставлен эксперимент, таков
и получится результат. В.Н. Челомей, посмо-
трев представленные фотографии покрытой
снеговой шубой ракеты, сказал, что если кто-
либо будет интерпретировать или обсуждать
результат такого «обледенения», то он такого
«интерпретатора» уволит.
По результатам реальных полетов в зону
возможных условий образования обледенения
были выявлены места на ракете, представляю-
щие действительно серьезные проблемы, - это
прежде всего плоские или близкие к плоским
элементы, находящиеся в невозмущенных по-
токах воздуха в атмосферных условиях, склон-
ных к образованию обледенения.
Большой проблемой также была проверка
воздействия на оборудование ракеты электро-
магнитных полей (ЭМП) от аппаратуры самоле-
та и наземных аэродромных средств во время
взлета и посадки. Эти испытания на воздей-
ствие ЭМП на ракету носят название «приведен-
ные испытания» Опасность этих воздействий в
том, что под их влиянием может сработать име-
ющаяся на ракете пиротехника или возникнут
отказы в электронном оборудовании.
В нашей стране был специальный НИИ по
проведению подобных испытаний, полно-
стью оснащенный всем необходимым обо-
рудованием, а главная испытательная база
НИИ находилась в Крыму на аэродроме Ба-
герово, что под Керчью. По воспоминаниям
участников таких работ это была одна из са-
мых запоминающихся командировок. Рабо-
ты проводились очень интенсивно, с совме-
щением свободного времени с экскурсиями
по южному берегу Крыма, включая винные
погреба винзавода «Золотая балка». Работы
курировались Черноморским флотом, и ис-
пытатели были приняты, что называется, «по
высшему разряду». Естественно, это положи-
тельно отразилось на быстром и успешном,
всего за один месяц с небольшим, заверше-
нии работ и получении необходимых положи-
тельных заключений.
По завершении этапа ЛКИ комплекса
«Метеорит-А» был утвержден Акт межве-
домственной комиссии с реализацией пла-
на мероприятий по замечаниям. Комплекс
«Метеорит-А» был представлен на ГСИ в со-
ставе самолета-носителя Ту-95МА в ноябре
1987 г. Результаты Государственных испы-
таний комплекса ракетного оружия с раке-
той «Метеорит-А» были утверждены руково-
дящими организациями актом от 28 марта
1990 г.
Летные испытания КРО авиационного ба-
зирования с КР «Метеорит-А» в части обе-
спечения пусков и анализа ЛТХ ракет про-
водились 30-м ЦНИИ МО с участием 4 ГЦП
МО. Объектом испытаний был комплекс ра-
кетного оружия с КР «Метеорит-А» в составе:
крылатая ракета «Метеорит-А», самолетная
система управления «Лира», авиационные
пусковые устройства (АПУ-25), система до-
кументирования, комплекс наземного обо-
рудования.
Основными задачами ЛКИ с самолетом-
носителем были:
•	получение опытных данных и проверка вза-
имодействия систем КРО при подготовке
на ТП, транспортировании и подвеске под
самолет, проверка после подвески, пред-
стартовой подготовки и пуска;
•	проверка надежности и безопасности от-
цепки от самолета и старта ракеты в ре-
альных условиях полета самолета;
•	получение опытных данных по эксплуата-
ционным, летно-техническим и точност-
ным характеристикам КРО и проверка их
соответствия требованиям ТТЗ;
•	отработка эксплуатационной документа-
ции;
•	выдача заключения о возможности пере-
хода на этап Государственных испытаний.
КНО для подготовки ракет «Метеорит-А» на
технической позиции по составу был в основ-
ном идентичен наземному оборудованию для
подготовки ракет «Метеорит-М» и отличался
только транспортировочной тележкой для ра-
бот на ТП и при подвеске под самолет, а также
автопоездом для транспортирования ракеты с
ТП на аэродром.
Подготовка ракет проводилась на терри-
тории НПО машиностроения с последую-
щей их доставкой на аэродром ЛИИ имени
М.М. Громова в городе Жуковском. Подве-
ска под самолет, предполетные проверки
ракет проводились на аэродроме на терри-
177

ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ КОМПЛЕКСОВ РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ
С УНИФИЦИРОВАННОЙ СТРАТЕГИЧЕСКОЙ КРЫЛАТОЙ РАКЕТОЙ «МЕТЕОРИТ»
тории ЖЛИиДБ, затем полет в зону пуска с
выходом в точку отцепки ракеты от самолета
с последующим возвратом на аэродром в го-
роде Жуковском.
Пуски ракет проводились из района 4 ГЦМП
по трассам, идентичным трассам испытаний
ракет «Метеорит-М».
В период с ноября 1982 по август 1983 гг.
выполнялись полеты самолета с габаритно-
весовыми макетами и технологически дей-
ствующими ракетами. Основными задачами
этих полетов были:
•	получение летно-технических характери-
стик самолета на различных режимах по-
лета, включая отцепку ракеты;
•	отработка методик пилотирования, выхода
в точку пуска;
•	получение опытных данных по рабо-
те навигационно-пилотажного комплек-
са (НПК) самолета, взаимодействию НПК,
ССУ и БСУ ракеты в реальных условиях по-
лета.
Всего было выполнено 40 таких полетов,
включая режим «математической отцепки» и
сброс ГВМ.
На этапе ЛКИ выявилась серьезная пробле-
ма в системе начальной выставки (СНВ) ко-
мандных приборов бортовой системы управ-
ления ракеты с использованием самолетного
НПК. В результате сложнейшей совместной
работы КБ «Электроприбор» с предприятиями
МАП - МИЭА (разработчик НПК), ГосНИИАС и
специалистов ЖЛИиДБ, включая экипажи са-
молета Ту-95МА, эта проблема была решена.
ЛКИ КРО авиационного базирования
«Метеорит-А» проводились с некоторым от-
ставанием от пусков ракет «Метеорит-М». До
начала ЛКИ было проведено 11 пусков универ-
сальной ракеты «Метеорит-М», по результа-
там которых в основном были доработаны кон-
струкция составных частей ракеты, включая
МД, алгоритмы работы БСУ, системы регули-
рования панелей воздухозаборника, управле-
ния работой МД и других.
Всего на этапе ЛКИ было выполнено 9 пу-
сков, из которых:
•	аварийных пусков - 1, ошибка НПК само-
лета (17л),
•	досрочное прекращение полета - 4 (19л,
28л, 33л, 37л) из-за неотделения твердо-
топливного стартера (19л), разгерметиза-
ции топливного бака (28л), короткого за-
мыкания в цепях нагревателя электронной
установки (33л), недостатка тяги (37л), по-
вышенных погрешностей НПК (30л);
•	завершенных полета - 3, в которых получе-
ны заданные дальность и скорость полета
(40л, 45л, 47л), но не была достигнута за-
данная точность.
В полете изделия 30л был проверен режим
полета на скорости 820 м/с.
Невыполнение требований точности по-
падания связано с аномальной привязкой
СНРК на СУМ из-за пониженной энергетики
отраженного сигнала при реальных наклон-
ных дальностях визирования (40л), а также с
ошибками в ПФЛ радиовысотомера (45л) и ПЗ
СНРК (47л).
Для проверки точности попадания ракеты
было принято совместное решение МОМ и ВВС
о проведении в дополнение к программе ЛКИ
пуска ракеты (43л) по программе генерального
конструктора с возможностью зачета получен-
ного результата на этапе Государственных ис-
пытаний. Задачи пуска выполнены полностью,
ракета достигла заданной дальности с высо-
кой точностью.
Программа летных испытаний КРО авиаци-
онного базирования с ракетой «Метеорит-А»
в основном была выполнена. На этом эта-
пе подтверждена безопасность пусков с
самолета-носителя, проверены режимы по-
лета самолета с ракетами, отработано вза-
имодействие составных частей КРО. МВК
приняла решение о переходе на этап Госу-
дарственных испытаний.
Государственные испытания
КРО «Метеорит-А»
Государственные испытания проводились
под руководством Государственной комиссии,
назначенной решением Государственной Ко-
миссии Совета Министров СССР по военно-
промышленным вопросам.
Членами ГК были представители пред-
приятий - участников создания и отработки
комплекса ракетного оружия «Метеорит-А»,
представители заказывающих управлений
ВВС, НИИ, полигонов и войсковых частей.
Целью ГИ было определение соответствия
летно-технических данных, основных бое-
вых, тактических и эксплуатационных харак-
теристик авиационного ракетного комплек-
са требованиям ТТЗ ВВС, а также выработки
рекомендаций о порядке дальнейших работ
по РК в составе авиационных ракетных ком-
плексов.
Авиационный ударный комплекс был пред-
ставлен на ГИ в следующем составе: унифици-
рованная КР «Метеорит», самолетная системы
управления «Лира», два пусковых устройства
АПУ-25, установленных на самолете-носителе
Ту-95МА, а также КНО.
178
*- ЯРКИЙ СЛЕД
КРЫЛАТОГО ‘ МЕТЕОРИТА»
ТАБЛИЦА 1
Год Кол-во пусков	Дата пуска	№ летного изделия	Этап ЛИ	Достигнутые основные ЛТХ			Отказы (ошибки)		Примечания
				V	Н	Д	Системы, агрегаты	Класси- фикация	
Летно-конструкторские испытания
1980 2	20.05 09.12	1л (52011) 2л (52012)			НС-1 НС-1	—X —X			TCCPC ПЗ БСУ	К К	
1981 3	30.04 30.09 26.12	Зл (52013) 4л (52014) 5л (52016)			НС-1 НС-1 НС-1	iJiU			Цик.БСУ ТСМД ОИТ МД	К п К	
1982 6	29.01 22.02 28.04 15.07 26.10 23.12	6л (52015) 7л (52018) 8л (52019) 9л (52017) Юл (52020) 11л (52031)			ПСК ПСК ПСК НС-1 НС-2 НС-2				HP МД МД ОИТ МД	п п К	Задачи достижения ЛТХ не заданы
											
											
						щ					
1983 5	01.07 26.08 14.10 21.12 27.12	12л 13л 14л i 15л i 16л			НС-2 НС-2 НС-2 НС-2 ПЛ				ДТ ПЗ БСУ HP мд	п к п	
			(52033 (52034] (52038] (52035]								
						—X					
						—X					
1984 6	11.01 26.04 25.05 07.08 20.10 06.11	17л (62002) 18л (52039) 19л (62003) 20л (52036) 21л (52042) 22л (52040)			СН НС-2 СН НС-2 НС-2 ПЛ	Ilf			нпксн мд ТТС БЦВК	п п п п	Неотделение Тп(дициллин)
											
											
											
1985 5	26.03 27.08 05.12 25.12 26.12	23л (52037) 24л (52044) 25л (52043) 26л (52047) 27л (51001-3)			НС-2 НС-2 НС-2 НС-2 ПСК				ТБ Расход Тп	п К	Разгерметизация баков Пониж Н
						—X					
								—			
											
											
1986 8	25.03 09.04 27.08 22.09 16.10 18.11 08.12 16.12	28л.(62006) 29л (52049) 30л (62006-2) 31л (52104) QOn /КСИЛСХ			СН НС-2 СН НС-2 НС-2 СН ПЛ НС-2				ТБ ТБ МД БЦВК ОИТ МД	п п п п п К	Разгерметизация баков Разгерметизация баков КЗ в системе
						—X					
						—X	“A				
		1	1 KJkJ) 33л (62004] 34л (52106] 35л (52107]									
								A ——			
						—X					
1987 9	23.01 11.02 08.04 04.06 24.07 25.08 21.12 24.12 27.12 Л-i по	36л (51001-2) 37л (62005) 38л (52108) 39л (52109) 40л (62021)			ПСК СН НС2 НС2 СН НС2 НС2 СН ПЛ Г»1_1				гду БЦВК	К К К	Потеря ГДУ
						—X					
											
								мах 1			
											
		Ч 1Л VDzlUOU, 42л (52110] 43л (62007]		1							
								-			
											
		1	1 у ЛСп /еоппох						11 1 A			
12Ю5		47л (62009)	СН									
											
Государственные испытания
18.03 27.05 17.08		46л (52111) 48л (52048) 49л (62022) 50л (52116) 51л (62024) 52л (52113) 53л (52052)* 54л (52117)*						1 ЭМС Разрушение
			НС2 '					ПЗ БСУ ТС ТБ БЦВК ГА г	К п к п	
			НС2 J	1 СН	—X ПЛ |—Х					
1988 10	15.10 01.11 16.11 16.12 16.12							
			СН					
			НС2 	1					
			ПЛ					
			ПЛ					
1989 7	16.02 06.04 01.06 15.06 29.06 26.12 26.12	гг-п /ЕО!О“7\				ПЗ БСУ ТС ТБ Трб ГА КС	к п п п	Тп (бициллин) Разрушение
		□ЭЛ (0^IZ/) ССп /СО!QA\			мах			
		□ЬЛ	loU) С “7 m	nUz£	вишимиимии					
		О/Л 58л (51011) 59л (52118) 60л (62027)** 61л (62025)**			А			
			НС2 .-ж сн L—х СН рх					
Обозначения:
П - производственный отказ, К - конструкторский отказ, X - досрочное прекращение полета, X - аварийное прекращение полета, * 2-ракетный залп при 4-ракет-
ной ПП с использованием 2 ТДР, ** 2-ракетный залп, ▼ - подтверждение точности, мах - максимальная дальность трассы полета.
Сокращения:
СРС - стартово-разгонная ступень, ПЗ - полетное задание, БСУ - бортовая система управления, Цикл. - циклограмма, ОИТ - отсутствие избытков тяги, МД -
маршевый двигатель ракеты, HP - насос-регулятор МД, ДТ - датчик температуры, НПК - навигационный пилотажный комплекс, СН - самолет-носитель, ТБ - то-
пливный бак ракеты, ТДР - технологическая действующая ракета, ТС - топливная система, ТТС - твердотопливный турбостартер, БЦВК - бортовой цифровой вы-
числительный комплекс, Тп - топливо, ГДУ - газодинамическая устойчивость, ГА - гидравлический аккумулятор, Трб - трубопровод, КС - коммутатор сигналов,
Кр.ТБ - крыльевые топливные баки ракеты, ПП - предстартовая подготовка, ЭМС - электромагнитная совместимость.
179

'ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ КОМПЛЕКСОВ РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ
С УНИФИЦИРОВАННОЙ СТРАТЕГИЧЕСКОЙ КРЫЛАТОЙ РАКЕТОЙ «МЕТЕОРИТ’
Технология подготовки ракет в НПО машино-
строения, на аэродроме ЛИИ имени М.М. Гро-
мова на территории ЖЛИиДБ ММ3 «Опыт» с
полетом в зону пуска, запуск ракеты по трас-
сам испытаний ракет «Метеорит» и последую-
щий возврат на аэродром были аналогичны от-
работанным на этапе ЛКИ.
По программе предстояло выполнить 20 по-
летов с технологическими действующими ра-
кетами (ТДР) и с пусками 6 ракет (2 - парных,
2 - одиночных, 2 - резервных). В зачет пусков
входили результаты пуска ракеты (43л) по про-
грамме генерального конструктора.
Фактически в период с 1 ноября 1988 по 28
февраля 1990 гг. было выполнено 8 испытатель-
ных полетов с ТДР и летными изделиями и 5 пу-
сков ракет, из которых 1 парный в залпе. Испыта-
тельные полеты на самолете-носителе Ту-95МА
выполнялись летными экипажами 30-го ГНИИ
ВВС и ЖЛИиДБ. Первый пуск ракеты (49л) эта-
па ГИ проведен экипажем самолета Ту-95МА
под командованием председателя ГК генерал-
майора авиации Л.В. Козлова.
Получены следующие результаты:
•	в 4 пусках - досрочное прекращение по-
лета из-за некорректности алгоритма и
ошибки в ПЗ БСУ, погрешности НПК, отка-
за прибора коммутатора сигналов БСУ;
•	в одном аварийном - разрушение трубо-
провода гидросистемы ракеты.
На основании полученных результатов испы-
таний в связи с низкой надежностью ракет реше-
нием ГК дальнейшие пуски были остановлены.
В своем заключении ГК отметила низкую
надежность представленного на испытания
КРО, что не позволило определить его харак-
теристики и оценить в полном объеме соот-
ветствие основных ЛТХ, боевых, тактических
и эксплуатационных характеристик авиаци-
онного ракетного комплекса требованиям
ТТТ ВВС.
В то же время, учитывая достигнутый уровень
характеристик по дальности, скорости и высо-
те полета (82-92% от заданных ТТТ ВВС), а так-
же то, что ракетный комплекс «Метеорит-А» из
существовавших в то время разработок в об-
ласти стратегических крылатых ракет и их си-
стем наведения наиболее полно удовлетворял
Решению Совета Обороны от 1987 года о соз-
дании высотных сверхзвуковых стратегических
крылатых ракет, Государственная комиссия
рекомендовала продолжить летную отработку
комплекса с целью повышения надежности ра-
кеты, оценки перспективных решений и прин-
ципов наведения и предложила использовать
неизрасходованные по программе ГИ изделия
для отработки конструкции ракет, их систем и
совершенствования ПМО по программе гене-
рального конструктора.
Перечень пусков ракет с достигнутыми на
этапах ЛКИ и ГИ результатами, включая основ-
ные летно-технические характеристики раке-
ты, приведен в табл. 1.
Экспериментальные пуски
КР «Метеорит»
Во исполнение комплексной целевой про-
граммы работ по созданию стратегических КР,
утвержденной решением ВПК от 01.06.1989 г.,
с целью получения повышенных точностных
характеристик ракеты, а также проверки эф-
фективности доработок по результатам ГИ бы-
ли проведены пуски универсальных ракет «Ме-
теорит», которые осуществлялись с наземного
стенда на 4 ГЦП и самолета-носителя Ту-95МА.
ТАБЛИЦА 2
Год Кол-во пусков	Дата пуска	№ летного изделия	Тип старта	Достигнутые основные ЛТХ			Замечания		Примечания
				V	Н	Д	Системы, агрегаты	Класси- фикация	
1990 5	08.02 14.06 16.08 01.11 15.11	62л (52138) 63л (52125) 64л (62102) 65л (52136) 66л (62108)	НС НС СН НС СН			мах	Ошибка в ПФЛ РВ По антенне СНРК	П П	ПМ выполнена ПМ выполнена Неисправность
									
									
						мах			
						мах л			
									
1991 4	29.01 05.03 06.06 01.11	67л (62106) 68л (52137) 69л (62104) 70л (62109)	СН НС СН СН				Ошибка НПК Ошибка в БЭНК СНРК Отказ установки	П П П	ДПП ПВО ПМ выполнена
						мах			
									
									
									
Всего	9								
Обозначения:
П - производственный отказ, ▼ - подтверждение точности, мах - максимальная дальность трассы полета.
Сокращения:
ПФЛ РВ - перфолента радиовысотомера, СНРК - система наведения по радиолокационным картам, ПМ - программа, НПК - навигационный пилотажный
комплекс, БЭНК - бортовой эталон наблюдаемого кадра, ДПП - досрочное прекращение полета, ПВО - поражающие средства противовоздушной обороны.
180
ЯРКИЙ СЛЕД
. Ч КРЫЛАТОГО "МЕТЕОРИТА»
W- __________
Пуск КР «Метеорит-А» с самолета-носителя ТУ-95МА
181
=Li. J-J
ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ КОМПЛЕКСОВ РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ
С УНИФИЦИРОВАННОЙ стратегической КРЫЛАТОЙ РАКЕТОЙ «МЕТЕОРИТ'
Лш.	L г
1
F
Старт «Метеори-
та-М» со стенда НС-2
(фото вверху).
Старт «Метеори-
та-А» с СН Ту-95МА
(фото внизу)
Пуски в основном проводились на мак-
симально возможную в условиях полигона
дальность 3100 км, при этом специально на
заключительном этапе полета был выбран до-
полнительный участок для высокоточной кор-
рекции, который с целью повышения его от-
ражательной способности был оборудован
уголковыми отражателями.
Повышение точности ракеты проводилось за
счет доработки ПМО БЦВК аппаратуры СНРК и
изменения циклограммы работы БСУ на участ-
ке пикирования.
На этом этапе было проведено 9 пусков ра-
кет различной комплектации, включая одну
экспериментальную (70л) с дополнительными
крыльевыми топливными баками.
Перечень пусков ракете достигнутыми резуль-
татами, включая основные летно-технические
характеристики ракеты, приведен в табл. 2.
Основные результаты по программе испы-
таний:
•	из 6 пусков ракет (62л-69л) в 3 (63л, 64л,
66л) подтверждена заданная в ТТТ точ-
ность попадания;
•	4 ракеты (62л, 65л, 66л, 68л) согласно про-
грамме достигли максимальной дально-
сти, при этом на ракете 66л, благодаря
нормальной привязке СНРК по пяти ОУМ,
точность попадания соответствовала тре-
бованиям ТТТ и впервые подтверждена
длительная работа специальной электрон-
ной установки, входящей в состав МФКЗ;
Оценить точность ракет (65л, 68л) с учетом
привязки СНРК изделий на дополнительном
участке высокоточной коррекции при пикирова-
нии не удалось из-за неисправности волново-
да левой антенны СНРК на изделии 65л, привед-
шей к ослаблению контрастности наблюдаемых
изображений на трех ОУМ, включая высокоточ-
ный участок, и на изделии 68л в результате соб-
ственной повышенной ошибки (несоответствие
бортового эталона наблюдаемому изображению
высокоточного ОУМ) после четырех нормальных
привязок СНРК. На изделии 62л точность попа-
дания не была достигнута из-за ошибки в записи
паспортных данных РВ, что привело к нерасчет-
ной повышенной скорости полета до 3 М и как
следствие к промаху на первом главном ОУМ.
При полете изделия 67л из-за ошибки НПК са-
молета также не удалась нормальная привязка
на первом главном ОУМ, что привело к значи-
тельному перелету точки прицеливания.
Впервые на ракете 63л, поставленной на
полигон после транспортных испытаний и за-
правленной на заводе высококалорийным ра-
кетным топливом, был установлен и испытан
в реальных условиях полета отделяемый эле-
мент МФКЗ - блок ложных целей (БЛЦ), что по-
зволило с положительными результатами про-
верить летно-технические данные ракеты при
его применении и при этом подтвердить точ-
ность попадания.
182
ЯРКИИ СЛЕД
КРЫЛАТОГО -МЕТЕОРИТА
Основными задачами пуска ракеты 69л были
оценка возможности преодоления ПВО с помо-
щью бортового МФКЗ и проверка взаимодей-
ствия его составных частей. Помимо этого, про-
верялась эффективность ДУ за счет увеличения
длительности одного из режимов его работы.
При наборе высоты и скорости полета ошиб-
ка технического персонала при подготовке ра-
кеты после ее подвески под самолет (не бы-
ли сняты технологические крышки с жалюзи
воздухозаборника) привела к потере газово-
динамической устойчивости и остановке МД.
Повторный запуск МД (авторотация) в воздухе
обеспечил выход ракеты на заданную скорость
и высоту полета.
В заданное время полета был включен
МФКЗ. После регистрации излучения назем-
ной РЛС высокого разрешения и сигнала «ОБ-
НАРУЖЕНИЕ» по команде от МФКЗ была за-
действована специальная установка, которая
из-за отказа не вышла на рабочий режим. Ра-
кета была демаскирована. Новейшими на-
земными средствами ПВО (С-200) были запу-
щены две ракеты; первая в телеметрическом
варианте, вторая - в боевом. При известных
времени и траектории полета ракета «Мете-
орит» была уничтожена только осколками БЧ
второй противоракеты. Благодаря примене-
нию только одной установленной ложной цели
(ЛЦ), первая противоракета отвернула в сто-
рону Л Ц.
Заключительный пуск универсальной раке-
ты «Метеорит» (70л), носил эксперименталь-
ный характер. Для проверки одного из вари-
антов увеличения максимальной дальности
полета на ракете в топливной системе МД
были установлены в крыльях дополнительные
баки. На запланированной дальности полета
проверено с положительными результатами
функционирование вновь разработанной то-
пливной системы при достигнутой на этапах
ГИ скорости.
Подводя итоги почти десятилетнего труда
коллективов предприятий промышленности
во главе с НПО машиностроения (ЦКБМ) по
созданию стратегических ракетных комплек-
сов морского и авиационного базирования
с универсальной стратегической крылатой
ракетой «Метеорит», можно с уверенностью
сказать, что поставленная уникальная по но-
визне и технически сложная задача в основ-
ном была решена.
В ракете внедрены новые технические ре-
шения:
•	аэродинамическая компоновка, обеспечи-
вающая высокие аэродинамические каче-
ства;
•	подфюзеляжный регулируемый воздухо-
заборник, обеспечивающий высокий ко-
эффициент восстановления давления;
•	система управления с коррекцией от радио-
технических средств, включая коррекцию
по радиолокационной карте местности;
•	новый способ управления полетом ракеты
на участке набора высоты и марша, обе-
спечивающий максимальную дальность
полета;
•	крыло и вертикальное оперение с многозвен-
ным складыванием для размещения ракеты
в ПУ заданных ограниченных габаритов;
•	для маршевого двигателя применено то-
пливо с высокой теплотворной способно-
стью;
•	многофункциональный комплекс защи-
ты от средств ПВО, включающий широкое
применение радиопоглощающих матери-
алов и покрытий, аппаратуру радиотехни-
ческой защиты и принципиально новую си-
стему электронной радиомаскировки, а
также оригинальные устройства буксируе-
мых ложных целей;
•	система разгрузки отсеков ракеты от
внешнего давления при подводном старте
и во время нахождения ракеты на авиаци-
онном пусковом устройстве.
Несмотря на потери при летных испытани-
ях ракет «Метеорит» из-за низкого качества
их изготовления, подготовки полетного зада-
ния, Государственные комиссии рекомендо-
вали накопленный научно-технический и про-
изводственный потенциал использовать для
создания высотных сверхзвуковых стратеги-
ческих крылатых ракет в варианте с обычным
снаряженем.
Результаты летной отработки подтверди-
ли возможность решения поставленных пе-
ред разработчиками КРО «Метеорит» научно-
технических проблем с их практической
отработкой, имеющих важное значение для
перспективных разработок боевой ракетной и
авиационной техники.
Разработанный в СССР в 1980-х годах ра-
кетный комплекс с унифицированной крыла-
той ракетой «Метеорит» не имел аналогов в
мировой практике.
Несмотря на уникальные тактико-техничес-
кие характеристики КРО «Метеорит-М», вы-
полненный значительный объем испытаний
унифицированной ракеты «Метеорит» (70 пу-
сков) и наличие изготовленного боекомлекта
ракет, готовой корабельной части комплекса и
АПЛ в целом, работы по КРО «Метеорит-М» По-
становлением СМ СССР от 22 октября 1990 г.
были прекращены.
183
ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ КОМПЛЕКСОВ РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ
С УНИФИЦИРОВАННОЙ СТРАТЕГИЧЕСКОЙ КРЫЛАТОЙ РАКЕТОЙ «МЕТЕОРИТ-
r>
Участники летных
испытаний СКР «Метеорит»
от «НПО машиностроения»
и смежных организаций
Подготовку и проведение летных испытаний
КРО «Метеорит-М» с участием отделов - раз-
работчиков систем ЦКБМ, а также представи-
телей организаций и предприятий разработ-
чиков составных частей ракеты и комплекса,
начиная с 1979 г., осуществлял испытательный
комплекс ЦКБМ.
В период проведения работ по ракетным
комплексам с КР «Метеорит» испытательный
комплекс до 1984 г. в разные годы возглавлял
заместитель главного конструктора М.И. Лиф-
шиц, его заместителем был В.Н. Вишневский,
который в 1984 г. был назначен заместителем
главного конструктора - начальником испыта-
тельного комплекса. В 1987 г. заместителем
главного конструктора по летным испытаниям и
эксплуатации назначается Н.П. Белогруд, испы-
тательное отделение возглавил В.А. Филатов,
его заместителями были Э.Е. Жернов и В.В. Се-
менов. В 1990 г. заместителем главного кон-
структора по летным испытаниям и эксплуата-
ции был назначен В.М. Киселев.
Испытание ракеты «Метеорит-М» с на-
земного стенда было поручено отделу IQ-
34 (начальник отдела В.А. Ермаков, с 1981 г.
Л.М. Шелепин). Испытания на ПСК и ПЛ бы-
ли традиционно возложены на отдел 10-35
(начальник отдела К.Ф. Сахаров). Обработку
и анализ телеметрической информации про-
водил отдел 44 (начальники отдела А.Ф. Бог-
данов, с 1985 г. - В.А. Наумовец). Обеспече-
ние работ на полигонах было поручено отделу
10-36 (начальник отдела Э.А. Денисенко).
Проведение летных испытаний ракетно-
го комплекса авиационного базирования
«Метеорит-А» возлагалось на вновь созданный
отдел 10-65 (начальник отдела Э.Е. Жернов, с
1983 г. - Л.Д. Смиричевский).
Работы по полигонным измерительным ком-
плексам проводились отделом 10-01 (началь-
ник отдела Л.Н. Петров, затем Н.Н. Урядов).
Отдел 10-34 как головной отдел в испы-
тательном комплексе по организации и про-
ведению летных испытаний КР «Метео-
рит» выполнял большую работу по выпуску
программно-организационной, эксплуатаци-
онной, в том числе на испытания с ПСК, и отчет-
ной документации, документации на создание
ТП и СП, включая наземное технологическое
оборудование. Работы по наземному оборудо-
ванию велись в тесном сотрудничестве с фи-
лиалом № 2.
Головным подразделением в отделе по
организации и проведению ЛИ была брига-
да 34-01 (начальник бригады Ю.Н. Пителин-
ский, его заместитель Ю.Д. Даровских). Бри-
гады 34-03 (начальник бригады В.П. Родин),
34-04 (начальник бригады В.А. Фролов) вы-
полняли работы по созданию ТП и СП, по на-
земному оборудованию, заправке ракеты.
Все бригады, включая бригаду 34-05 (на-
чальник бригады Л.Р. Голубева, с 1981 г -
Ю.М. Фадеев), выпускали эксплуатационную
документацию.
Во главе разработок, кроме начальников
подразделений, были: В.В. Барков, Ю.Д. Даров-
ских, Е.В. Иванов, В.А. Николаенок, А.А. Шока-
рев, С.Н. Лебедев, Г.В. Арапов, В.В. Пропп. Ра-
боты было много, особенно по согласованию
документации смежных организаций. Трудно-
сти были связаны с тем, что большая часть со-
трудников отдела участвовала в испытаниях по
другим темам. Тем не менее отдел справлял-
ся с поставленной новой задачей, изготавли-
валось наземное оборудование, выпускалась
программно-организационная и эксплуатаци-
онная документация.
Организация и проведение ЛИ новой кры-
латой ракеты потребовали перепрофилиро-
вания сотрудников отдела 10-34 с «косми-
ческой» темы на «морскую», имеющую свои
особенности. Необходимо было решать зада-
чу обеспечения подготовки КР на технических
позициях 4 ГЦП, Фиолента и в Северодвин-
ске, а возможность одновременной работы на
двух базах была реальной, что подтвердилось
в дальнейшем.
Оценив характер работ на ПСК после прове-
денных в январе-апреле 1982 г. 3 пусков ракет
и предстоящие работы на ПЛ, руководство от-
дела 10-34 вышло с предложением сосредо-
точить все испытания по комплексу ракетного
оружия с новой КР в отделе 10-34. Это пред-
ложение отдела было поддержано начальни-
ком испытательного комплекса М.И. Лифши-
цем и одобрено генеральным конструктором
В.Н. Челомеем.
Внутри отдела проводился ряд организа-
ционных мероприятий по распределению ра-
бот между подразделениями. Начальником
сектора 34-01 был назначен начальник груп-
пы А.А. Шокарев, на его место - С.Н. Лебе-
дев. К работам по КРО подключены сотрудни-
ки сектора 34-06 Е.И. Фадин, В.П. Фельдман,
В.И. Сбродов, а также сотрудники других сек-
торов: Г.Т. Кудрявцев, А.К. Персиянов, Г.М. Су-
тайкин, С.А. Разуваев.
Внутри отдела были условно сформированы
группы для обеспечения ЛИ в различных ме-
184
/
стах. Однако жесткой привязки не получилось.
Поэтому специалисты по подготовке КР на ТП
были взаимозаменяемы.
Таким образом, в 1982 г. в отделе 10-34
сформировались испытательные груп-
пы, которые на протяжении последующих
лет осуществляли подготовку КР на ТП и пу-
ски с наземного стенда, ПЛ и ПСК. Основ-
ными участниками этих групп были: руково-
дители работ на 4 ГЦП - В.А. Николаенок, с
1986 г. - И.Н. Разживин, на 21 ГЦМП ВМФ -
С.А. Разуваев, с 1986 г,- В.А. Николаенок, а
также Г.В. Арапов, В.В. Барков, Ю.А. Голу-
бев, А.М. Евлашкин, И.И. Елисеев, Е.В. Ива-
нов, В.И. Калинова, В.А. Климков, Г.Т. Кудряв-
цев, С.Н. Лебедев, К.И. Малов, И.П. Маткин,
В.Ф. Панкратов, В.В. Пропп, В.П. Родин,
В.И. Сбродов, В.А. Ситников, Г.М. Сутай-
кин, И.А. Тузова, Е.И. Фадин, В.П. Фельдман,
В.А. Фролов, А.Л. Чилингорян, к которым при-
соединились молодые специалисты М.И. Бер-
цов, И.А. Тырдин, А.М. Гащенков.
Отдел 10-65 до 1989 г. осуществлял голов-
ную роль в испытаниях КРО «Метеорит-А».
Работы в ЖЛИиДБ с ракетой, системами КРО
«Метеорит-А», установленными на самолете
Ту-95МА, взаимодействие с представителями
ММ3 «Опыт» и другими смежными организа-
циями, а также выпуск эксплуатационной доку-
ментации выполнял коллектив сектора во главе
с В.М. Киселёвым: Ю.А. Гинесин, Е.Н. Мыслин,
В.Н. Безенин, А.П. Виниченко и др.
Программно-методическую и отчетную до-
кументацию разрабатывал сектор А.Д. Туран-
ского с участием В.С. Блинова, Г.М. Нонешни-
кова и А.Е. Перепечина. Трассами испытаний
занимался В. Г. Лихобой совместно со специа-
листами отдела баллистики, в работах по под-
готовке ракет на ОЗМ и их отправке в ЖЛИиДБ
участвовал О. К. Гамбаров.
В этих работах также принимал участие за-
меститель начальника отдела И.Н. Дудников.
В связи с идентичностью подготовки раке-
ты на технической позиции и в целях концен-
трации работ по комплексам «Метеорит» в
одном подразделении в 1988 г. в отдел 10-34
передали из отдела 10-65 работы по лет-
ным испытаниям КРО авиационного базиро-
вания «Метеорит-А» с сотрудниками отдела:
Н.А. Агаповой, В.Н. Безениным, О.К. Гамба-
ровым, И.Н. Дудниковым, Н.С. Казаниной,
В.М. Киселевым, а также Е.Н. Мыслиным,
В.Н. Швецовой.
Отдел 35 до 1984 г. проводил работы по вы-
даче технических заданий, исходных данных на
разработку корабельной части КРО на ПСК и
АПЛ.
Ведущие специалисты отдела И.И. Кузне-
цов, В.А. Черников, В.А. Зайцев участвовали в
подготовке и проведении испытаний на ПСК, а
также на этапах швартовных и заводских ходо-
вых испытаний и в первом пуске с АПЛ. Веду-
щий инженер Б.А. Стопников участвовал в ча-
сти ПУ при создании, сдаче СП на 4 ГЦП.
Отдел 44 выполнял большой объем работ
по выпуску программно-методической и экс-
плуатационной документации по анализу теле-
метрической информации, выпуску отчетов по
пускам ракет.
Существенный вклад в работы по испытани-
ям универсальной ракеты «Метеорит» внесли
сотрудники отдела А.А. Александров, Е.Д. Без-
рук, Д.М. Блохин, А.Н. Горковенко, Г.М. Горя-
чева, В.Б. Гуревич, И.Л. Дударева, В.И. Или-
нич, Ю.А. Киселев, А.П. Краснощек, В.С. Разин,
И.Б. Ржевская, Ю.В. Семенков, В.И. Семенов,
Ю.П. Татищев, Ю.Н. Чигвинцев, Ю.И. Яблоков
и многие др.
Оперативная обработка телеметрической
информации проводилась сотрудниками отде-
ла 11-02: М.Н. Щепатовым, А.А. Шинкаревым,
Н.М. Шеиным, В.П. Кульневой, В.Е. Цураковым
и другими.
Работы по полигонным измерительным
комплексам 4 ГЦП Минобороны и 21 ГЦМП
ВМФ обеспечивали сотрудники отдела 10-01
А.Т. Акимов и Н.И. Горленко, переведенные в
отдел 10-34 в 1988 г.
Отдел 10-36 при участии его сотрудни-
ков Л.А. Бальяна, А.Г. Биденко, Ю.А. Думи-
на, Г.В. Ишковой, А.А Косова, Л.В. Новиковой,
Р.Ю. Флешлера, В.Ф. Юхимчука совместно
с сотрудниками филиала № 2 ЦКБМ провел
большие работы по созданию ТП на полигонах
испытаний.
Для оперативного материально-техничес-
кого обеспечения испытаний на полигонах бы-
ли созданы головные экспедиции, в которых
трудились начальники экспедиций: на 4 ГЦП -
Г.А. Мартынов, на 21 ГЦМП ВМФ - Р.С. Шеве-
лев, на 31 НИЦ ВМФ - И.П. Хоменко, а также
сотрудники отдела: Л.В. Верховод, Б.А. Де-
нюшкин, В.А. Журов, М.В. Корешков, Г.А. Крав-
ченко, Т.А. Логинова, Н.М. Малофеева,
Ф.И. Пеленев, Ж.В. Разуваева, Л.С. Царькова,
А.С.Янюшкина и другие сотрудники. Коорди-
нацию работ отдела осуществляли Э.А. Дени-
сенко и А.Т. Сиротин.
В составе отдела 10-43 (10-42) после его
выделения из отдела 10-34 была группа для
поисково-эвакуационных работ в местах паде-
ния ракет на трассах полета в составе: руково-
дителя группы И.А. Осокина, а также Е.А. Асле-
зова, Ю.Н. Усова, усилиями которых в тесном
185
J-J
РГЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ КОМПЛЕКСОВ РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ
С УНИФИЦИРОВАННОЙ СТРАТЕГИЧЕСКОЙ КРЫЛАТОЙ РАКЕТОЙ «МЕТЕОРИТ
* *	*_______________L___________________________
Валентин
Тихонович
Климов,
начальник Жуковской
летно-испытательной
и доводочной базы
контакте с военными и гражданскими авиа-
торами в экстремальных условиях Заполярья
и степей Казахстана осуществлялись поиск и
эвакуация (при необходимости) в НПО маши-
ностроения остатков ракет из мест их паде-
ния.
В 1989 г. в испытательный комплекс был
введен отдел 10-26 (начальники отдела -
Ю.П. Третьяков, В.М. Белый, И.А. Эндель) те-
леметрических и траекторных измерений, со-
трудники которого обеспечили на полигонах
получение в полете измерительной информа-
ции по ракете.
Для различных комплектаций ракет усили-
ями сотрудников отдела В.М. Белого, Г.Н. Го-
лубевой, В.К. Демочкиной, А.А. Землянова,
И.В. Зотовой, Е.Д. Куренковой, Н.Б. Лудмана,
В.Н. Молчанова, К.И. Пирожкова был выпущен
большой объем схемной, программной и экс-
плуатационной документации.
На полигонах от отдела принимали уча-
стие: И.А. Эндель, В.Б. Макаренко, Э.Ф. Зу-
баков, В.А. Смирнов, В.И. Сычев, В.А. Саве-
льев, С.В. Горбунова, а также механики отдела
В.Н. Бахмурный, Е.Т. Гришин, Н.Ф. Юдаков.
Необходимо отметить, что сотрудниками
отделов 10-26 и 10-36 были созданы два под-
вижных измерительных пункта приема ТМИ
для использования их при подготовке ракет в
ЖЛИиДБ в городе Жуковском.
Отдел 5 (начальник отдела А.С. Графен-
бергер) выполнял работы по сопровожде-
нию разработки, включая программное обе-
спечение, и эксплуатации корабельной и
самолетной систем документирования как
на АПЛ, так и на самолете Ту-95МА соответ-
ственно, а также по созданию системы на-
земных измерений и телевизионного наблю-
дения на 4 ГЦП МО.
На полигонахв работах принимали участие:
В.В. Ананьев, А.Б. Бухвостов, Н.П. Буканов,
А.И. Лосев, Н.А. Милкостная, О.С. Рябчиков,
В.В. Симаков, Е.П. Соенков, Ю.М. Сыврачев,
В.И. Хватов, Л.Л. Хрянина и другие сотруд-
ники.
В летных испытаниях от НПО машиностро-
ения активное участие принимали сотрудни-
ки не только испытательного комплекса, но и
большинства подразделений проектного ком-
плекса и комплекса рабочего проектирова-
ния, ОЗМ, транспортного цеха: А.А. Агафо-
нов, А.Т. Акимов, В.Н. Алашеев, Е.М. Барский,
Л.А. Белокопытов, Ю.А. Бубнов, Б. Войнов,
В.П. Галов, В.В. Гастинг, А.В. Гончар, С.Н. Гор-
бачев, Б.В. Гречнев, М.Ф. Гурьев, Ю.Ф. Гу-
рьев, В.И. Евсеева, Л.В. Иванова, Е. Ильин,
М.Г. Киндинов, С.С. Кириченко, В.С. Ковалев,
А.В. Корнюхин, Б.И. Крылов, В.С. Лучинин,
В Малышев, А.С. Марченков, В. Маркин, И. Ме-
щерский, Г.И. Моруга, А.М. Мурзин, А.В. Некра-
сов, А.Ф. Новиков, Н.Н. Орлова, Ю.А. Пашин,
С.А. Пильнова, В. Потинцев, Н.Л. Прохорова,
Л.А. Ребарбар, М.В. Ростоцкий, М.М Салахов,
О.Н. Смирнов, Л.Т. Сутайкина, А.М. Таранюк,
Г.И. Толмачев, В.И. Тонкоглас, В.И. Шимчук,
С.Б. Якунин, Р.И. Яцковский, В.Е. Яшин.
Значимый вклад в принятие решений на
всех этапах создания ракетных комплексов с
универсальной ракетой «Метеорит», включая
летные испытания и выпуск эксплуатационной
документации, внесли руководители и предста-
вители 445 ВП МО В.А. Бирулин, В.Н. Голубни-
чий, В.Ф. Есиновский, С.Ю. Иванов, Н.Н. Кали-
нин, В. Малинин, Ю.В. Преснов, С. Фокин, что
способствовало качеству подготовки ракет на
полигонах.
В летных испытаниях ракетного комплекса
морского базирования «Метеорит-М» с уни-
версальной сверхзвуковой крылатой ракетой
«Метеорит» принимали участие сотни специ-
алистов предприятий промышленности - раз-
работчиков и изготовителей ракеты, корабель-
ной части комплекса.
От филиала № 1 ЦКБМ: Г.А. Хазанович - ру-
ководитель работ, В.А. Андрющенко, В.Ю. Дья-
ченко, О.С. Калинин, В.М. Лондон, Ю.И. Мамаев,
А.А. Никитин, А.Я. Нодельман, А.А. Ободо-
вский, А.А. Полунин, Г.П. Решетов, А.С. Уваров,
М.А. Щербаков.
Отфилиала №2 ЦКБМ: А.А. Зайцев, В.В. Гор-
батов, В.И. Нефедов, В.И. Помаскин, В.А. Со-
ловьев, Б.Б. Яковлев, В.В. Баштанов.
От завода имени М.В. Хруничева: Б.В. Федо-
сеев, А.В. Новоселов, С.М. Папченков, А.А. Ми-
рошников, А.А. Зайцев, А.А. Горячев.
От КБ «Электроприбор»: Л.М. Бондарен-
ко, А.И Болотников, А.С. Боряк, Г.И. Лящев,
И.А. Мукоед, А.С. Харитонов, А.И. Махонько,
Л.Н. Тризна, А.Я. Харченко, И.А. Янкелевская,
Г.П. Двойнишникова.
От ЗиШ: С.П. Балым, В.М. Иванов, Г.М. По-
встянко, В.П. Скрипец, А.А. Торбин, В.В. Соло-
вьев.
От НИИ ПМ: Н.Н. Колесников.
От КБХА: Р.Ф. Игнатуша.
От НИИ ТП: Ю.А. Козко, С.Н. Смирнов.
От НПО ИТ: И.Н. Гобелко, Г.И. Лакиза,
Л.М. Медведев, О.А. Мелентьев, В.А. Королев,
В.А. Антонов, В.А. Попил, Л.А. Широков.
От Ижевского мотозавода: Н.А. Бортников,
А.А. Манаков, А.И. Шишкин.
От ЛПБМ «Рубин»: А.В. Балов - руководи-
дель работ до 1988 г., с 1988 г. - В.А. Ману-
хин, А.К. Брусов, В.Н. Щетинин, А.Н. Васильев,
186
КРЫЛАТО!
ЯРКИИI
метеорита
В.В. Колесник, В.А. Алексеев, С.Е. Волков,
Л.В. Быков и другие.
От НПО «Гранит» Ю.А. Чекмарев.
От ПО «Севмашпредприятие»: В.В. Стадниц-
кий - ответственный сдатчик АПЛ, В.П. Севрюк,
В.Я. Чупров, В. Красавцев.
От КБСМ: В.Ф. Потапов, Д.В. Баскаков,
В.Н. Галаган, А.Г. Каплунов, С.А. Кутуев,
Б.В. Лысяков, Н.Д. Медуница, В.И. Плешков,
Б.А. Смирнов, В.Д. Терещенко, А.С. Цветков,
В.И. Чайло, А.М. Шевченко, А.Б. Ширкин и др.
Ощутимый вклад в качество подготовки объ-
ектов испытаний и объективность получения и
оценки результатов испытаний внесли воен-
нослужащие полигонов.
4 ГЦП Минобороны: Ю.И. Пресняков,
В.Н. Шабаршин, И.Н. Разживин, Н.А. Бакулев-
ский, Г.И. Барков, А.А. Бобров, В.А. Буркало,
И.Н. Воробьев, А.А. Даварашвили, А.И. Доцен-
ко, С.А. Ермолов, А.А. Жуковский, В.А Зверев,
С.В. Зеленин, И.Н. Карпушев, А.А. Комисса-
ров, А.А. Корнилов, С.В. Кочетов, А.И. Роенок,
Ю.А. Демидов, И.Я. Майстренко, Р.И. Ман-
суров, Л.А. Магелов, В.А. Мачнев, В.Г. Ма-
хонь, Я.К. Могутин, А.В. Новиков, Ю.И. Павлен-
ко, В.А. Самойленко, В.П. Седых, В.А. Серов,
А.С. Пермяков, В.Н. Плаксин, А. Романьков,
В.Д. Саварин, А.Е. Фигуров, С.А. Хаджиахме-
тов, И.П. Холодное, П.А. Шеин, Р.А. Шутко и
другие.
21 ГЦМП ВМФ: А.А. Богомолов. П.П. Гален-
чик, П.А. Киршин, Н.Я. Коваленко, Ю. В. Найму-
шин, С.Ф. Павлов, М.А. Паламарчук, А.Ю. Паш-
кевич, Г.А. Скворцов, Э.В. Шитов и другие.
Необходимо особо отметить то, что, не-
смотря на большое количество задейство-
ванных в летных испытаниях специалистов
многочисленных предприятий и организаций
со своими сложившимися традициями, на
этапах подготовки составных частей ракет-
ных комплексов и пуска было взаимное ува-
жение, понимание ответственности за ре-
зультат работы.
В процессе проведения летных испытаний
КРО «Метеорит-А» команда специалистов
НПО машиностроения в составе О.А. Артама-
сова, Э.А. Денисенко, Э.Е. Жернова, В.М. Ки-
селева, Л.Д. Смиричевского, И.В. Харламова
и многих других совместно с представителя-
ми ЖЛИиДБ ММ3 «Опыт» им.Туполева, НПО
«Электроприбор», ММ3 «Вымпел» выполня-
ла работы по подвеске ракеты на пусковое
устройство и предстартовые проверки си-
стем самолета и ракеты.
В этих работах от ЖЛИиДБ участвовали
В.Т. Климов, М.С. Легран, И.И. Сухомлин.
187
КРО «МЕТЕОРИТ»
основны
использо
ВАРИАНТЫ И МОДИФИКАЦИИ, _________
ПЕРСПЕКТИВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ РЕШЕНИЙ
Боевое использование комплекса пред-
усматривалось производить в соответ-
ствии с боевыми (БЗ) и полетными (ПЗ)
заданиями, в которых содержалась вся инфор-
мация, необходимая для стрельбы.
БЗ и ПЗ изготавливались на автоматизиро-
ванном вычислительном комплексе в центре
подготовки полетных заданий (ЦППЗ) на всю
территорию боевых действий.
ПЗ определяют маршрут полета ракеты, цик-
лограмму и условия работы ее бортовых си-
стем, а также содержат эталонные радиоло-
кационные изображения участков коррекции
(ЭРЛИ). ПЗ предусматриваются на каждую ра-
кету. Комплект ПЗ, сгруппированных для всего
боекомплекта ПЛ или СН, составляет одно БЗ.
Перед выходом ПЛ в море командиру ПЛ
должны быть выданы боевые задания.
По окончании подготовки ПЛ выходит в за-
данный район боевых действий.
Для ВВС БЗ должно было выдано в части,
где дислоцируются самолеты-носители ком-
плексов «Метеорит-А».
Применение комплекса
РО «Метеорит»
КРО «Метеорит-М» был предназначен для
стрельбы по объектам, расположенным на вы-
соте до 3000 м над уровнем моря, при удале-
нии ПЛ от береговой черты при старте КР до
3000 км. Количество одновременно обстре-
ливаемых целей - по количеству ракет в бое-
комплекте ПЛ. Предусмотрен был надводный и
подводный старт.
Скорость хода ПЛ при стрельбе из подво-
дного положения 4-5 узлов, а с надводного по-
ложения - от минимальной скорости, при ко-
торой обеспечивается удержание ПЛ на курсе,
до максимальной. Волнение моря при подво-
дном старте - до 7 баллов включительно, при
надводном - до 4-5 баллов; скорость ветра
- до 20 м/с; температура воздуха - от -40 до
+50 °C.
Для КРО «Метеорит-А» с СН Ту-95МА при
скорости до 650 км/ч, высоте пуска от 700 до
7000 м количество одновременно обстрелива-
емых целей равнялось количеству ракет в бо-
екомплекте (2-4 шт.); интервал пуска ракет
-20 с.
Пуск ракет мог быть произведен из любой
точки района боевых действий (район пуска),
где находится ПЛ. Отметим, что маршрут по-
лета ракеты состоит из двух частей: базовой,
пролегающей над сухопутной территорией, и
оперативной, пролегающей над морем отточ-
ки пуска до назначенной точки базовой траек-
тории. Базовая часть маршрута не зависит от
места ПЛ во время пуска и задается в ПЗ. Опе-
ративная часть маршрута обеспечивает выве-
дение ракеты от точки пуска на точку сопряже-
ния с базовой частью маршрута.
С получением боевого приказа на стрельбу
ПЛ ложится на боевой курс. По сигналу «Бое-
вая тревога, ракетная атака» начиналась авто-
матическая предстартовая подготовка.
Выработанные корабельной цифровой вы-
числительной системой исходные данные вво-
дятся в бортовой цифровой вычислительный
комплекс ракет. По окончании предстарто-
вой подготовки производится автоматический
пуск ракет в заданной последовательности с
установленным интервалом между стартую-
щими ракетами.
После старта последней КР в КЦВС форми-
руется информация для донесения о результа-
тах пуска.
Функционирование систем
ракеты «Метеорит» в полете
После пуска ракеты инерциальная навига-
ционная система совместно с радиовысото-
мером и бортовой цифровой вычислительной
188
системой обеспечивают полет ракеты по вы-
бранному маршруту в соответствии с ПЗ. Кор-
рекция уходов ИНС осуществляется допле-
ровским измерителем скорости и угла сноса,
обеспечивающим учет сноса ракеты над мор-
ской поверхностью.
При подходе КР к береговой черте по сигна-
лу с БЦВК включается система наведения по
радиолокационным картам, которая по резуль-
татам радиолокационного наблюдения форми-
рует радиолокационное изображение первого
участка коррекции. После этого проводится
сравнение РЛИ с ЭРЛИ, заложенным в память
БЦВК, в результате вырабатываются сигналы
коррекции траектории полета.
В зависимости от дальности стрельбы
возможно проведение нескольких коррек-
ций по опорным участкам с целью обеспече-
ния заданных точностей полета и попадания
в цель.
По достижении заданной дальности стрель-
бы БЦВК выдает сигнал на пикирование раке-
ты, а затем на подрыв боеприпаса.
Многофункциональный комплекс защиты
обеспечивает противодействие средствам пе-
рехвата вероятного противника с целью повы-
шения эффективности прорыва ракетой систе-
мы противоракетной обороны противника.
Анализ показал, что применение РПП, РПМ и
специальной электронной системы обеспечива-
ло снижение ЭПР ракеты в сотни и тысячи раз в
зависимости от длины волны облучающей РЛС.
Дополнительное подключение САП и БЛЦ,
по расчетам, практически исключало перехват
ракет комплекса «Метеорит» средствами ПРО
80-90-х годов.
КР «Метеорит
с системой наведения
по радиолокационным
картам местности
«Кадр» на МАКС-2007,
г. Жуковский
189

ОСНОВНЫЕ ПРИНЦИПЫ БОЕВОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ КРО «МЕТЕОРИТ».
ВАРИАНТЫ И МОДИФИКАЦИИ, ПЕРСПЕКТИВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ РЕШЕНИЯ
Общий вид кры-
латой ракеты
«Метеорит-П»
Варианты и модификации,
перспективные технические
решения
На базе комплекса с КР «Метеорит» прора-
батывались варианты и модификации РО, в
том числе принципиально иного целевого на-
значения.
В частности, исследовалась концепция и ра-
циональный технический облик «Метеорита» -
сверхдальнего перехватчика воздушных целей.
Ракетный комплекс «Метеорит» - ЗУР при
старте с наземной пусковой установки дол-
жен был обеспечить вывод ракеты в зону пе-
рехвата, обнаружение и идентификацию це-
лей - стратегических бомбардировщиков,
применение по ним бортового оружия, распо-
ложенного на наружной подвеске ракеты «Ме-
теорит» (до четырех ракет «воздух-воздух» ти-
па К-27), сближение и поражение ближайшей
цели подрывом осколочно-фугасной БЧ соб-
ственно «Метеорита». Для увеличения даль-
ности действия на маршевую ступень ракеты
крепился дополнительный конформный бак с
топливом (бак-коллектор), сбрасываемый по-
сле выработки топлива.
В ПВО страны предполагалось применение
таких комплексов для защиты дальних аркти-
ческих рубежей. При этом многократно упро-
щалась наземная инфраструктура противо-
воздушной обороны: для базирования и пуска
ракет не требовалось аэродромов и сложных
стартовых сооружений, что в условиях веч-
ной мерзлоты имеет определяющее значе-
ние. Одновременно достигалось поражение
стратегических бомбардировщиков - носите-
лей крылатых ракет до рубежа пуска этих ра-
кет (ценнейшее боевое качество комплекса
дальнего перехвата, сохраняемое в процессе
его модернизации на протяжении всего жиз-
ненного цикла).
В работах по указанным модификациям
«Метеорита» принимали участие Б.Н. Ната-
ров, В.С. Солодов, А.Н. Лавренов, М.В. Боль-
шаков, А.Р. Чекнев, Н.В. Ефремов, Ю.В. На-
заров, Е.А. Ксенофонтов, Д.П. Легошин
и др.
В начале 1980-х годов работы по созда-
нию ракетных комплексов с унифициро-
ванной сверхзвуковой крылатой ракетой
«Метеорит» получили новое направление.
Осознавая реальную угрозу со стороны ави-
аносных ударных соединений США и НАТО,
военно-политическим руководством СССР
было принято решение о создании разведы-
вательно-ударной системы.
Система должна была разрабатываться
по единому ТТЗ ВМФ и включать (функцио-
нально) средства космической разведки и
целеуказания, самолетной системы целеу-
казания и разведки, атакжесобственныесред-
ства разведывательно-ударных комплексов:
подвижный береговой разведывательно-
ударный комплекс с противокорабельным ва-
риантом ракеты «Метеорит» - «Метеорит-П»;
авиационный разведывательно-ударный ком-
плекс на базе самолетов Ту-160 и Ту-95
с ракетой Х-90С; подвижный наземный
разведывательно-ударный комплекс с бал-
листической ракетой средней дальности,
доработанной для поражения надводных
целей.
В соответствии с решением Государствен-
ной комиссии по военно-промышленным во-
просам в 1983 г. НПО машиностроения были
разработаны технические предложения по соз-
данию разведывательно-ударного комплекса с
КР «Метеорит-П».
В конце 1985 г. вышло Постановление Пра-
вительства о начале разработки эскизного
проекта разведывательно-ударной системы,
предназначенной для поражения надводных
13165
190

Д
КРЫЛАТОГО «МЕТЕОРИТА-
группировок боевых кораблей и транспортов
противника ракетами берегового, авиацион-
ного и наземного базирования по данным кос-
мических и авиационных средств разведки и
целеуказания.
Срок разработки эскизного проекта на си-
стему был установлен - первый квартал 1987
года. Указанным Постановлением были опре-
делены и основные исполнители работ по соз-
данию системы.
Во втором квартале 1987 года состоя-
лось рассмотрение эскизного проекта. В
соответствии с ним передвижной берего-
вой разведывательно-ударный комплекс
(РУК) с противокорабельной крылатой ра-
кетой «Метеорит-П» включает: противоко-
рабельную ракету «Метеорит-П»; наземную
систему управления ракетным оружием;
командный пункт РУК; передвижной бое-
вой стартовый комплекс; систему защиты
от несанкционированного использования
ракеты.
В декабре 1987 г. был подписан договор с
США о ликвидации ракет средней и меньшей
дальности. В связи с подписанием этого до-
говора из состава разведывательно-ударной
системы исключался подвижный наземный
разведывательно-ударный комплекс с бал-
листической ракетой, подвижный береговой
разведывательно-ударный комплекс с про-
тивокорабельной крылатой ракетой «Мете-
орит-П» заменялся на разведывательно-
ударный комплекс морского базирования, а
авиационный разведывательно-ударный ком-
плекс существенных изменений не претер-
пел.
В начале 1990-х годов работы по созданию
системы были прекращены.
Комплекс РО «Метеорит» со сверхзвуковой стратегической крылатой ракетой,
стартующей из-под воды или с самолета-носителя, с «интеллектуальной» систе-
мой управления, включающей систему навигации по радиолокационным кар-
там местности, с уникальным комплексом радиотехнической защиты - это ка-
чественный этап эволюции отечественной авиаракетной техники и, как полагают
авторы, принципиально важный инженерный задел на XXI век.
191
Долгие 15 лет (1976-1991 гг.) длилась
эпопея «Метеоритов». Это были годы
трудного, напряженного, но увлека-
тельного труда многих тысяч ученых, инжене-
ров, рабочих. Сложность поставленной стра-
ной задачи потребовала полного напряжения
сил, изучения и систематизации ранее неизве-
данного в самых разных областях техники - аэ-
родинамики, автоматики, радиотехники, физи-
ки, материаловедения и информатики.
Итогом стала готовность к принятию на во-
оружение морского и авиационного комплек-
сов с унифицированной крылатой ракетой
«Метеорит». На многих предприятиях оборон-
ного комплекса страны было подготовлено се-
рийное производство. Для подводной лодки
проекта 667М на машзаводе имени М.В. Хру-
ничева изготовили полный боекомплект ракет.
Были получены акты государственных летных
испытаний с рекомендацией принятия нового
оружия в эксплуатацию Вооруженными Сила-
ми страны.
В 1991 г., после Рейкьявика, изменилась ми-
ровая политическая обстановка. Руководство
страны остановило развертывание нового ору-
жия. Разработка комплексов «Метеорит», ка-
кой бы уникальной она ни была, не получи-
ла признания, награждения или даже простой
благодарности.
Настоящая книга призвана сохранить до-
брую память обо всех, участвовавших в на-
пряженной и успешной работе по уникальному
Концепция благо-
устройства сквера
на въезде в г. Реутов
с установкой обе-
лиска из трех ракет
«Метеорит»,
Проект разработан
в мастерской
скульптора
ВИ. Казанского
192
ЯРКИН СЛЕД
 МЕТЕОРИТА»
проекту комплекса - передовому по получен-
ным техническим решениям не только в мас-
штабах СССР, но и в мировой практике.
Многие сейчас задают вопрос: «Если эта ра-
кета была так востребована в свое время, и ее
конструкция являла собой воплощение самых
передовых разработок в ракетной технике, то
почему бы не восстановить ее изготовление и
не поставить на вооружение?»
Наверное, ответ очевиден: как говорили
древние, нельзя дважды войти в одну и ту же
реку, так же невозможно и воспроизвести соз-
данное 40 лет назад оружие, имеющее даже
для сегодняшнего дня непревзойденные тех-
нические характеристики. И не потому, что уш-
ли люди, создававшие эту технику, и не пото-
му, что принципиально изменились элементная
база и взгляды на некоторые технические про-
блемы, - изменились подход к решению про-
блем военного противостояния и концепция
применения современных средств вооружен-
ной борьбы.
Эта книга не только о выдающихся техниче-
ских решениях, она прежде всего о людях: кон-
структорах и технологах, испытателях и отра-
ботчиках, «заказчиках» и вооруженцах - всех
тех, кто посвятил часть своей жизни и в меру
своего таланта трудился, что называется, «не
за страх, а за совесть» каждый на своем посту
над созданием комплекса вооружений с кры-
латой ракетой «Метеорит».
Как было принято у нас в стране - награ-
дами удостаивали только те работы, которые
завершались созданием оружия, принимае-
мого на вооружение, а если по тем или иным
причинам работы не завершались сдачей
на вооружение и серийным производством,
участники этих работ не награждались и не
поощрялись.
Пусть эта книга с упоминанием имен тех, кто
принимал участие в разработке комплексов
оружия со стратегической крылатой ракетой
«Метеорит», будет своеобразным знаком при-
знания и уважения их трудового вклада в обо-
рону страны.
Авторы не ставили своей целью сделать
учебное пособие по конструированию крыла-
Проект
памятного обелиска
КР «Метеорит»
тых ракет, но показать пути, которыми шли при
решении тех или иных проблем, иногда впер-
вые в ракетной технике, подчас получая неза-
служенные упреки, но в конечном итоге обре-
тая решение задачи. Это то, что мы считаем
необходимым рассказать, возможно, на поль-
зу будущим создателям новых образцов ракет-
ной техники.
Да простит нас читатель за сухость языка, за
порой «голые» технические описания, но факты
и труд за каждым техническим решением - это
труд коллективов людей, внесших существенный
вклад в обороноспособность нашей страны!
Коллектив авторов и составителей данной
книги приносит свои извинения за то, что, воз-
можно, удалось вспомнить поименно не всех,
кто принимал участие в создании комплекса.
Но, пусть без конкретных имен и фамилий, в
наших сердцах долго будут жить образы и лица
людей, с которыми мы бок о бок работали над
созданием ракетного комплекса с КР «Метео-
рит», с теми, кто отдавал свои силы и знания на
благо общего дела.
193
4 ГЦП МО - 4 Государственный центральный полигон
Министерства обороны
8 ГНИИ МО СССР - 8 Государственный научно-
исследовательский институт Министерства обороны
Союза Советских Социалистических Республик
21 ГЦМП ВМФ - 21 Государственный центральный морской
полигон Военно-Морского Флота
30 ГНИИ ВВС - 30 Государственный научно-исследовательский
институт Военно-Воздушных Сил
31 НИЦ ВМФ-31 Научно-исследовательский центр
Военно-Морского Флота
445 ВП МО - 445 Военное представительство Министерства
обороны
АН СССР - Академия наук Союза Советских Социалистических
Республик
АПЛ - атомная подводная лодка
АПП - аппаратура предстартовой подготовки
АПП и ПР - аппаратура предстартовой подготовки и пуска ракет
АПУ - авиационная пусковая установка (устройство)
АРК - автомат раскрытия крыла
АРО - автомат раскрытия оперения
АРУ - автоматическая регулировка усиления
АТ - азотный тетроксид
АУ КСППО - аппаратура управления корабельной системой
повседневного и предстартового обслуживания
БАСУ - бортовая аппаратура системы управления
БЗ - боевые задания
БИС - большие интегрированные схемы (системы)
БКРТЗ - бортовой комплекс радиотехнической защиты
БЛА - беспилотный летательный аппарат
БЛЦ - буксируемая ложная цель
БПФ - быстрое преобразование Фурье
БР - баллистическая ракета
БРПЛ - баллистические ракеты подводных лодок
БРЭО - бортовое радиоэлектронное оборудование
БС - боевое снаряжение
БСУ - бортовая система управления
БЦВМ (БЦВК) - бортовая цифровая вычислительная машина
(комплекс)
БЧ - боевая часть
ВБХ - внутренние баллистические характеристики
ВЗПП - Воронежский завод полупроводниковых приборов
(ныне ОАО «ВЗПП-С»)
ВВС - Военно-Воздушные Силы
ВЗ - воздухозаборник
ВИАМ - Всероссийский институт авиационных материалов
(ныне ФГУП «ВИАМ» ГНЦ РФ)
ВМС - Военно-Морские Силы
ВМФ - Военно-Морской Флот
ВНИИ Бумпром - Всесоюзный научно-исследовательский
институт бумажной промышленности (ныне ОАО «ВНИИБ»)
ВНИИНП - Всесоюзный научно-исследовательский институт
по переработки нефти (ныне ОАО «ВНИИНП»)
ВНИИ ПО - Всесоюзный научно-исследовательский институт
противопожарной обороны (ФГУ «ВНИИ ПО» МЧС России)
ВНИИЭМ - Всесоюзный научно-исследовательский институт
электромеханики (ныне ОАО «НПП ВНИИЭМ»)
ВОКМУ - волоконный органический комплексный
материал - углерод
ВПК - Военно-промышленная комиссия
ВППД - вилка перехода подвижная дополнительная
ВНИИ ИТ - Всесоюзный научно-исследовательский институт
источника тока
ВТ - высокая точность
ВТИ - внешнетраекторные измерения
ВТО-МСИО - встроенное технологическое обеспечение
межвидовой системы информационного обеспечения
ВТУ ГШ МО - Военно-топографическое управление
Генерального штаба Министерства обороны
ВУ - выходное устройство
ГА - гидравлический аккумулятор
ГВ - грубое визирование
ГВМ - габаритно-весовой макет
ГГ - газогенератор
ГДУ - газодинамическая устойчивость
ГИ - государственные испытания
ГИПРОНИИАВИАПРОМ - Государственный
проектный научно-исследовательский
институт авиационной промышленности
(ОАО «ГИПРОНИИАВИАПРОМ»)
ГК - государственная комиссия
ГМХ - габаритно-массовые характеристики
ГосНИИАС - Государственный научно-исследовательский
институт авиационных систем (ныне ФГУП «ГосНИИАС»)
ГОКБ «Прожектор» - Головное особое конструкторское бюро
«Прожектор» (ныне ОАО «ГОКБ «Прожектор»)
ГПТ - генератор постоянного тока
ГСИ - государственные сдаточные испытания
ген - головка самонаведения
ГСП - гиростабилизированная платформа
194
 *••• ЯРКИЙ
КРЫЛАТОГО МЕТЕОРИТА
ГСТ - генератор синхронного тока
ГЦМП - Государственный центральный морской
полигон
ГЦМП СФ - Государственный центральный морской
полигон Северного флота
ГЦП - Государственный центральный полигон
ГЦП МО - Государственный центральный полигон
Министерства обороны
ГШ ВМФ - Главный штаб Военно-Морского Флота
ГЭМ - гидроэлектрические манипуляторы
ДБ - держатель балочный
ДБЗ - дополнение боевого задания
дзз - дистанционное зондирование Земли
дисс - доплеровский измеритель скорости
и угла сноса
ДНА - диаграммы направленности антенны
ДП - дистанционный переключатель
ДПП - досрочное прекращение полета
ДТ -датчик температуры
ДУ - двигательная установка
ЕС ЭВМ - единая система
электронно-вычислительной машины
ЖЛИиДБ - Жуковская летно-испытательная и
доводочная база (ныне ЖЛИиДБ ОАО «Туполев»)
ЖРД - жидкостный ракетный двигатель
ЗИП - запасной инструмент и принадлежности
ЗИХ - завод имени М.В. Хруничева
(ныне ГК НПЦ им. М.В. Хруничева)
ЗиШ - завод имени Т.Г. Шевченко
(ныне ГП «ХПЗ им. Т.Г. Шевченко»)
ЗН - зона наблюдения
ЗУР (АУР) - зенитная (авиационная) управляемая
ракета
ЗХИ - заводские ходовые испытания
ИД - исходные данные
ИК - инфракрасное излучение
ИКО - индикатор кругового обзора
ИС - исследовательский стенд
ИМС - интегральные микросхемы
ИНС - инерциальная навигационная система
КА - космический аппарат
КАДР - система коррекции траектории полета
ракеты по радиолокационным картам местности
(по определенным участкам)
КАСУ - корабельная аппаратура системы
управления
КБ - конструкторское бюро
КБСМ - Конструкторское бюро специального
машиностроения (ныне ОАО «КБСМ»)
КБХА - Конструкторское бюро химической
автоматики (ныне ОАО «КБХА»)
КБ «Электроприбор» - конструкторское бюро
«Электроприбор» (ныне ОАО «КБ «Электроприбор»)
КД - конструкторская документация
КИ - комплекс испытаний
КИА - контрольно-испытательная аппаратура
КИС - контрольно-испытательная станция
киц - контрольно-испытательный центр
ККП - комплекс командных приборов
КНО - комплекс наземного оборудования
КО - камуфлирующее окрашивание
КПА - контрольно-проверочная аппаратура
КПД - коэффициент полезного действия
КПЭО - комплексная программа экспериментальной
отработки
КР - крылатая ракета
КРВ - комплекс ракетного вооружения
КРДД - крылатая ракета дальнего действия
КРО - комплекс ракетного оружия
КРТ - компонент ракетного топлива
КС - камера сгорания
КСД - корабельная система документирования
КСППО - корабельная система повседневного и
предстартового обслуживания
КСУ - корабельная система управления
КЦВС - корабельная цифровая вычислительная
система
КЧ - корабельная часть
ЛИИ им. М.М. Громова - Летно-исследовательский
институт имени М.М. Громова
(ныне ФГУП «ЛИИ им. М.М. Громова»)
ЛКИ - летно-конструкторские испытания
ЛМИ - Ленинградский механический институт
ЛОИ - летно-отработочные испытания
ЛПМБ «Рубин» - Ленинградское
проектно-монтажное бюро «Рубин»
(ныне ОАО «ЦКБ МТ «Рубин»)
ЛТХ - летно-тактические характеристики
ЛФНИИРП - Ленинградский филиал
научно-исследовательского института резиновой
промышленности
ЛЦ - ложные цели
ЛЭИС - Ленинградский
электротехнический институт связи
(ныне«СПбГУТ им. М.А. Бонч-Бруевича»)
МАКБ «Темп» - (ныне ОАО «НПП «Темп»
им. Ф.Короткова»)
МАП - Министерство авиационной промышленности
МБР - межконтинентальная баллистическая ракета
МВК - межведомственная комиссия
МД - маршевый двигатель
МИК - монтажно-испытательный корпус
МИС - моторно-испытательная станция
МИЭА - Московский институт электромеханики и
автоматики (ныне ОАО «МИЭА»)
МКБ «Радуга» - Машиностроительное
конструкторское бюро «Радуга»
(ныне ОАО «ГосМКБ «Радуга» им. А.Я. Березняка)
МКР - межконтинентальная крылатая ракета
МКС - межведомственные координационные советы
МКУ - морской кабелеукладчик
МЛ - магнитные ленты
ММ3 «Опыт» - Московский машиностроительный
завод «Опыт» (ныне ОАО «АНТК им А.Н. Туполева»)
МОМ - Министерство общего машиностроения
МП - Министерство приборостроения
195
•ПЕРЕЧЕНЬ".я 1	 w ж
ПРИНЯТЫХ СОКРАЩЕНИЙ
МС - маршевая ступень
МСП - Министерство судостроительной промышленности
МСМ - Министерство среднего машиностроения
МФКЗ - многофункциональный комплекс защиты
МЦИХ - массовые центровочные инерционные характеристики
МЭП - Министерство электротехнической промышленности
НАТО - Организация Североатлантического договора (военно-
политический союз), (NATO)
НВК ППЗ - наземный вычислительный комплекс подготовки
полетных заданий
ндмг - несимметричный диметилгидразин
НИ - наблюдаемое изображение
НИИ - научно-исследовательский институт
НИИ 25 - Государственный научно-исследовательский
институт № 25 (ныне 25-й Государственный НИИ
по применению топлив, масел, смазок и специальных
жидкостей МО РФ)
НИИ ПМ - Научно-исследовательский институт
полупроводникового машиностроения (ныне ОАО «НИИ ПМ»)
НИИ ТМ - Научно-исследовательский институт технологии
машиностроения (ныне ОАО «НИИ ТМ»)
НИИ тепловых процессов - Научно-исследовательский
институт тепловых процессов (ныне ГНЦ ФГУП
«Исследовательский центр им. М.В. Келдыша»)
НИИ ТП - Научно-исследовательский институт точных приборов
(ныне ОАО «НИИ ТП»)
НИИЭМ - Научно-исследовательский институт электромеханики
НИОКР - научно-исследовательская опытная конструкторская
работа
НИР «За горизонт» - научно-исследовательская работа «За
горизонт»
НИЦ - научно-исследовательский центр
НИЭР - научно-исследовательская экспериментальная работа
НК - надводный корабль
НЛ - наземный ландшафт
НМЛ - накопитель магнитной ленты
НПК - навигационно-пилотажный комплекс
НПО - научно-производственное объединение
НПО ГИПХ - Научно-производственное объединение
«Государственный институт прикладной химии»
(ныне ФГУП «РНЦ «Прикладная химия»)
НПО «Гранит» - Научно-производственное объединение
«Гранит» (ныне ОАО «Концерн «Гранит-Электрон»)
НПО ИТ - Научно-производственное объединение
измерительной техники (ныне ОАО «НПО ИТ»)
НПО «Композит» - Научно-производственное объединение
«Композит» (ныне ЗАО «НПО «Композит»)
НПФЛ - накопитель перфоленты
НТС - научно-технический совет
НС - наземный стенд
ОБЧ - обычная боевая часть
ОГ - оперативная группа
ОЗМ - Опытный завод машиностроения (одно из подразделений
ЦКБМ ныне ОАО «ВПК «НПО машиностроения»)
ОЗУ - оперативное запоминающее устройство
ОИТ - отсутствие избытков тяги
ОКБ «Сухого» - Опытное конструкторское бюро «Сухого»
(ныне ОАО «ОКБ «Сухой»)
ОКР - опытная конструкторская работа
ОМО - отдел механической обработки
ОРМЗ - Оренбургский машиностроительный завод
(ныне ОАО «ПО «Стрела»)
ОСАП - отделяемые станции активных помех
отк - отдел технического контроля
ОТР - организационно-техническое руководство
ОУМ - опорные участки местности
ОЦКМ - обзорная цифровая карта местности
ОЭ - оптические элементы
ПА - погрузочный агрегат
ПАВ - подводный атомный взрыв
ПАД - пороховой аккумулятор давления
ПБ - передний блок
ПБСК - передвижной боевой стартовый комплекс
ПВ - промежуточное визирование
ПВО - противовоздушная оборона
ПВРД - прямоточный воздушно-реактивный двигатель
ПГО - переднее горизонтальное оперение
ПГС - пневмогидросистема
ПДИТР - противодействие иностранной технической разведке
ПЗ - полетное задание
ПЗУ - постоянное запоминающее устройство
ПИК - полигонный измерительный комплекс
ПКР - противокорабельная крылатая ракета
ПКТ - преобразователь контактный токонесущий
ПЛ - подводная лодка
ПЛАРБ - подводная атомная лодка с баллистическими ракетами
ПЛО - противолодочная оборона
ПМ - программа и место
ПМО - программно-математическое обеспечение
пнк - пилотажно-навигационный комплекс
ПНЧ - преобразователь низких частот
ПО - программное обеспечение
ПО «Интеграл» - Производственное объединение «Интеграл»
(ныне ОАО «Интеграл»)
ПО «Севмаш» - Производственное объединение «Севмаш»
ПОН - программа обеспечения надежности
ПРО - противоракетная оборона
ПП - предстартовая подготовка
ПСИ - приемосдаточные испытания
ПСК - погружаемый стартовый комплекс
ПУ - пусковая установка
ПУСО - приемное устройство сигналов облучения
ПФЛ - перфолента - носитель информации
РВ - радиовысотомер
РВСН - Ракетные войска стратегического назначения
РД - ракетный двигатель
РДТТ - ракетный двигатель твердого топлива
РЛ - радиолокация
РЛИ - радиолокационное изображение
РЛК - радиолокационный канал
РЛС - радиолокационная станция
PH - ракета-носитель
РО - ракетное оружие
РПК СН - ракетный подводный крейсер стратегического
назначения
РПМ - радиопоглощающие материалы
РПП - радиопоглощающее покрытие
РСА - радиолокатор с синтезированной апертурой
РТЗ - радиотехническая защита
196

^•С-ЯРКИЙ СЛЕД
„ КРЫЛАТОГО «МЕТЕОРИТА»
РУК - руководство управлением комплекса
РЭС - радиоэлектронная система
СА - системы амортизации
САП - станция активных помех
САУ - система автоматического управления
СБЧ - специальная боевая часть
свд - система высокого давления
СВЧ - сверхвысокие частоты
СГК - советы главных конструкторов
СГФ - строительная горизонталь фюзеляжа
СДУ - стартовая двигательная установка
СИН - система инерциальной навигации
СИП - самолетный измерительный пункт
СКР - стратегическая крылатая ракета
СКРВ - стратегический комплекс ракетного вооружения
СМКБ «Новатор» - Свердловское машиностроительное
конструкторское бюро «Новатор»
(ныне ОАО «ОКБ «Новатор»)
СМ СССР - Совет Министров Союза Советских
Социалистических Республик
СН - самолет-носитель
СНВ - система начальной выставки
СНРК - система навигации по радиолокационным
картам местности
СОИ - система отображения информации
СОТР - система обеспечения тепловых режимов
СП - стартовая позиция
СПВРД - сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный
двигатель
СПУ - самоходная пусковая установка
СРС - стартово-разгонная ступень
ссд - самолетная система документирования
СССР - Союз Советских Социалистических Республик
ССУ - самолетная система управления
СУ - системы управления
СУС - силовые установки
США - Соединенные Штаты Америки
ТБ - топливный бак
ТВ - точное визирование
ТВ и ТПВ - телевизионные и тепловизионные
(сенсоры)
твд - театр военных действий
ТДР - технологическая действующая ракета
ТЗ - техническое задание
ТМИ - телеметрическая информация
ТНА - турбонасосный агрегат
ТНИИС - Таганрогский научно-исследовательский институт
связи (ныне ФГУП «ТНИИС»)
Тп-топливо
ТП - техническая позиция
Трб - трубопровод
ТРД - турбореактивный двигатель
ТРТИ - Томский радиотехнический институт
ТС - топливная система
ТТЗ - тактико-техническое задание
ТТС - твердотопливный турбостартер
ТТТ - тактико-технические требования
ТТХ - тактико-технические характеристики
УКБМ - Уфимское конструкторское бюро машиностроения
УУС - универсальный ударный стенд
УТС - учебно-тренировочные средства
УПК - устройство преобразования кодов
УПКБ «Деталь» - Уральское проектно-конструкторское бюро
«Деталь» (ныне ОАО «УПКБ «Деталь»)
УПСП - универсальная программа станочного производства
УЭПР - удельная эффективная поверхность рассеяния
ХО - характеристики объектов
ЦАГИ - Центральный аэрогидродинамический институт
(ныне ФГУП «ЦАГИ им. Н.Е. Жуковского»)
ЦВД - цистерна выравнивания давления
ЦВК - цифровой вычислительный комплекс
ЦВМ - цифровая вычислительная машина
ЦВС - цифровая вычислительная система
ЦИАМ - Центральный институт авиационного моторостроения
(ныне ФГУП «ЦИАМ им П.И. Баранова»)
ЦИЛ - центральная измерительная лаборатория
ЦКБ - центральное конструкторское бюро
ЦКБМ - Центральное конструкторское бюро машиностроения
(ныне ОАО «ВПК «НПО машиностроения»)
ЦКМ - цифровая карта местности
цкз - цистерны кольцевой зазор
ЦК КПСС - Центральный Комитет Коммунистической партии
Советского Союза
ЦНИИмаш - Центральный научно-исследовательский институт
машиностроения (ныне ФГУП «ЦНИИмаш»)
ЦНИИМВ - Центральный научно-исследовательский институт
материаловедения (ныне ОАО «Композит»)
ЦНИИ СЭТ - Центральный научно-исследовательский
институт судовой электротехники и технологии
(ныне ФГУП «ЦНИИ СЭТ»)
ЦНИИХМ - Центральный научно-исследовательский институт
химического машиностроения (ныне ГНЦ РФ «ФГУП «ЦНИИХМ»)
ЦППЗ - центр подготовки полетных заданий
ЧР - чрезвычайный режим
ЧСЗ - Черноморский судостроительный завод
(ныне публичное АО «ЧСЗ»)
ШИ - швартовные испытания
ШР - штепсельные разъемы
ЭИ - эталон изображений
ЭМДС - электромеханизм дестабилизатора
ЭМП - электромагнитные поля
ЭМС - электромагнитная совместимость
ЭП - эскизный проект
ЭПР - эффективная поверхность рассеяния
ЭРИ - электрорадиоизделия
ЭРЛИ - эталонное радиолокационное изображение
ЭЦАУ - эквивалент центральной аппаратуры управления
ЯБЧ - ядерная боевая часть
ALCM - крылатая ракета авиационного базирования
GPS - Глобальная система позиционирования
197
основнь
ЗРАБОТЧИКИ
ОРУЖИЯ С КР «МЕТЕОРИТ»
ЦКБМ (НПО МАШИНОСТРОЕНИЯ),
КБ «САЛЮТ», ОКБ «ВЫМПЕЛ»
Абезяев И.Н.
Абелев М.Б.
Абрамова Т.Ф.
Авдеев А.К.
Авдоченок А.И.
Авраменко Н.Г.
Агафонов АЛ.
Агеев В.Ф.
Агеев ИЯ.
Агеева Н.И.
Агуреев В.Н.
Акимов А.С.
Акимов А.Т.
198

• ЯРКИ!» СЛЕД
КРЫЛАТОГО ^МЕТЕОРИТА»
Акопова А.М.
Аксенов Г.М.
Алашеев В.И.
Александров А А.
Александрова Н.М.
Алексеев С.М.
Алиев А.Ю.
Алферов В.И.
Альперович Э.М.
Аляутдинов МА.
Андронов В.Т.
Андронова В.Н.
Анисимов ВЛ.
Антонов Г.П.
Арапов Г.В.
Арасланова А.Х.
Артамасов О Я.
Артемова Г.Г.
Архаров А.С.
Арчаков Н.И.
АсанинСЛ.	АтовмянНА.	Аулов Г.М.	Афанасьев В А.
199
ОСНОВНЫЕ РАЗРАБОТЧИКИ И СОЗДАТЕЛИ
КОМПЛЕКСА РАКЕТНОГО ОРУЖИЯС КР*<МЕТЕОРИТ»
Афанасьев С.Э.
Афанасьева Г.Е.
Базаров ФА.
Балабуха Н.П,
Балаян Л А.
Башканихин В.И.	БезенинВ.Н.	Безрук ЕД.	Белкин Л.Н.	Белов Б.Г.
Белозеров ЮД.
Белый В.М.
БелюстинЛ.В.
Беляев ЮД.
Бенедиктова Т.В.
200
» ЯРКИЙ СЛЕД
КРЫЛАТОГО «МЕТЕОРИТА»
Биденко В.Г.
Бобин И.М.
Богданова И.Н.
Большаков М.В.
Бондаренко ЛА.
Борзунов А.Е.
Борисов В.И.
Борисов Е.П.
Борисов ПА.
201
ОСНОВНЫЕ РАЗРАБОТЧИКИ И СОЗДАТЕЛИ
КОМПЛЕКСА РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С К1*<МЕТЕОРИТ >
Борисов Ю.А.
Боровков АЛ.
Борячок В.В.
Бочкарев В.И.
Бочкарева В.К,
Брусов ЕЛ.
Брюшинин А.И.
Будилова Г.Н.
Булгаков А.И.
Буравин А.Е.
Бургонский А.И.
Бухвостов А.Б.
Быков А.В.
Быков В.Г.
Быстров ВЛ.
Вавилова JI.Б.
Валединский А.И.
Васильев А.М.
Васильев Б.М.
Васильев Р.В.
Васильев Г.И.	Васильченко А.В.	Ватрухин Ю.М.	Вдовин Г.В.	Вдовиченко BSL
202

> КРЫЛАТОГО;
яркий след
:теорита»
Вейхман Е.В.
Венедиктов АА.
Веремейченко А.К.
Верещако Д.В.
Верховод Л.В.
Вершков ФА.
Ветрова В А.
Викулин В.П.
Винокуров АЛ.
Вискова Л А.
Вишняков А.Н.
Владимирова И.М.
Власов ЮА.
Власюк ОЛ.
Воеводин А.Н.
Волков В А.
Волков В.И.
Володина Т.В.
Воробьева Н.И.
Вышелесский Б.Ф.
Вязелева НА.
Вятлев А.Г.
Вятлева ЕЛ.
203
ОСНОВНЫЕ РАЗРАБОТЧИКИ И СОЗДАТЕЛИ
КОМПЛЕКСА РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР^МЕТЕОРИТ

Гаврилова ТА.	Галицкий Я.С.	Галкин А.Ю.	Галкин О.С.	Галочкина Т.С.
ГамбаровО.К,	ГастингВ.В.	ГащенковАМ.	Геворкян В.М.	Генин А.З.
Герасимов ВЛ.	Герон ВЛ.	Гетман В.Г.	Гибнер Б.Г.	Гинесин ЮЛ.
Гирин В.В.	Глазков А.И.	Глоба Г.Я.	Глухова И.И.	Говоров В.В.
Головня А.В.	Голубев ЮЛ.	Гонтарев В.А.	Гончар А.В.	Гончаров А.П.
204
к1
КРЫЛАТОГО "МЕТЕОРИТА»
205
ОСНОВНЫЕ РАЗРАБОТЧИКИ И СОЗДАТЕЛИ * '
КОМПЛЕКСА РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С Кр4<МЕТЕОРИТ >
Грюнблат Г.Г.
Гуревич М.Б.
Давтян АЛ.
Дементьев Ю.Н.
Денисенко ЭЛ.
206
- ЯРКИЙ СЛЕД
КРЫЛАТОГО МЕТЕОРИТА-
Деревягина В.Г,	Дзюба С.Г.	ДилбарянН.Н.	ДиментманВД.	Дмитриев Г.И,
Дмитриев И.С.	Долматов JO.H.	Дорофеева Ю.Г.	Драгун Д.К.	Дроздов В.Е.
Дубенсков О.П.
Дударев А. И.
Дударева ИЛ.
Дудников И.Н.
Дульман ЯД.
Думин Ю.С.
Дьякин А А.
Дюнин Р.Н.
Евгиевский С.Н.
Евтропов Е.Г.
Евтропова Р.С.
Егоров В А.
Егоров Г.С.
Егоров Н.Т.
Епифановский И.С.
207
ОСНОВНЫЕ РАЗРАБОТЧИКИ И СОЗДАТЕЛИ *
КОМПЛЕКСА РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР^МЕТЕОРИТ»
Ермаков Б.Г.
Ермаков В А.
Ерофеева ЕЛ.
Ефимов С.В.
Ефремов ГА.
Ефремова ГА.
Ерхов А.С.
Есиновский В.Ф.
Женихов В.В.
Жеребков ДА.
Жернов Э.Е.	Жигарева С А.
Жилин ЭЛ.
Жуков Н.В.
Жулънев Я.И.
Журавлев А.Е.	Журавлев А.Н.	Журавлев ЮА.	Журов В А.	Забродин Л.Н.
Зайцев А. А.	Зайцев Б.С.	Зайцев ЕА.	Зарецкая Г.Р.	Затравкин Г.М.
208
ЯРКИЙ СЛЕД
КРЫЛАТОГО «метеорита >
Захаренков В.С.
Захаров Н.П.
Зимин О.Г.
Зимин С.Н.
Зинин С.В.
209
ОСНОВНЫЕ РАЗРАБОТЧИКИ И СОЗДАТЕЛИ " "
КОМПЛЕКСА РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР «МЕТЕОРИТ-
Кабанова В.Г.
Каверин В А.
Кадулин Л.Ф.
Казаков А.И.
Казакова Р.Ф.
Казаков ГА.
Казанов Н.Г.
Кайдаш АЛ.
Калинин В.Ф.
Калинова В.И.
Каменева Л.В.
Каменский Л.В.
Камень ЕД.
Карамавров А.С.
Кардапольцев МА.
Карпенко Ю.Г.
Карташева ГЛ.
Карягин БА.
Карякин Н.Н.
Катаев С А.	Катерина Н.М.	Катышева В.Н.	Кацнельсон А.М.
Каширина З.Г.
210
ЯРКИЙ СЛЕД
КРЫЛАТОГО МЕТЕОРИТА»
Квак ТА.
Кеселъман ВТ.	Кириллов К.Ф.	Кириченко В.Н.	Кириченко С.С.
Кирюшкина Л.П.
Киселев ЮА.	Киселева О А.	КлепневВТ.	Клименко А А.
Кшмков ВЛ
Климов В.Ф.	Климова С.П.	Кобец Ю.В.	КобызевВЛ.
Коваленко В.Е.
Ковач НА.	КовчегинАЛ.	Козицкий ЕЛ.	Козлов ОЛ.
Козлов Ю.М.
Козлова ЛА.
Колесников А.К.
Колесов В.В.
Колодяжная ОЛ.
211
ОСНОВНЫЕ РАЗРАБОТЧИКИ И СОЗДАТЕЛИ
КОМПЛЕКСА РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР’МЕТЕОРИТ
••--Л 1>
Комаров АЛ.	Коновалова Т.Н.
Корешков М.В.
Корниенко В.А.
Коробов А.Ф.
Коровкин АЛ.
Королев Б.М.
Коротков В.А.	Короткова Т.Г.	Косов АЛ.
Костин АЛ.	Котов С.М.	Котюкова И.А.	Кочкин АЛ.	Кочубей С.Э.
Кравцов ЕЛ.	Кравченко Г.Е.	Красавин С.С.	Краснощек АЛ.
Кременец Е.М.
Крепе РЛ.
Кречетов А.Ю.
Крупчатников И.В.
212
ЯРКИЙ СЛЕД	z-
. КРЫЛАТОГО МЕТЕОРИТА»
Крушин А.Ф.
Ксенофонтов ЕЛ.
Кудряшов В.С.
Кузьменых В.И.
Купцов С.Н.
Куранов Е.Г.
Куренкова ЕД.
Кутейников Ю.И.
Кутцев В.А.
213
ОСНОВНЫЕ РАЗРАБОТЧИКИ И СОЗДАТЕЛИ *
КОМПЛЕКСА РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР*<МЕТЕОРИТ»
Кучеров Г.Г.
Кушнер Б.И.
Лавров НЛ.
Ладыгин МД.
Лакеев В А,
Лапухова Т.С.	Ларин Н.И.	Ларионов АЛ.	Ларионов Ю.В.	Латышев В.Г.
Лебедев С Л.	Легошин ДЛ.	Лемдянов В.С.	Леонов А.Г.	Леонтьев ГА.
Лимаренко НЯ.	Липец Р.Г.	Лифшиц М.И.	Лихарев ЮЛ.	Лихобой В.Г.
Лобжанидзе ВЛ.	Ловкое МА.	Логинов В.Г.	Логинов С.Г.	ЛозгачеваГ.М.
214
ЯРКИН СЛЕД
КРЫЛАТОГО «МЕТЕОРИТА»
Лоаовик ВЛ.
Лопатин С.Б.
Лопухов И.И.
Лошкарев А.Н.
Лукин В.П.
Лукьянов Ю.М.
Лукьянова А.Е.
Лурье В.И.
Лылин ПА.
Лысенко Г.И.
Лысиков В.Б.
Любимов Д.А.
Майоров Е.П.
Макаренко В.Б.
Макаров В.С.
Макарушкин А.С.
Македонский А.М.
Максимов Б.Г.	Максимова ВЛ.	Малинин АА.
Малинина СЛ.
Малков В.М.
Малов К.И.	Малоенко Е.П.	Манцева Г.И.
215
ОСНОВНЫЕ РАЗРАБОТЧИКИ И СОЗДАТЕЛИ
КОМПЛЕКСА РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР^МЕТЕОРИТ»
ни
Марков А.М,
Марков С.Ф.
Маркова И.П,
Мартишин О,В.
Мартынов В,И.
Мартынов В.Г.
Мартынов ГА,
Марутъко АЛ.
Масленников А,Г,
Масленников ВЛ.
Масленникова Л.В.
Матвеева Г.В.
Матвеевская ГА,
Маткин И,П,
Махоткина О.Г.
Мелихов И,В,
Мельников Ю.В.
Меншагин О,В.
Микитасова С.Н.
Минаев Ю.И.
Минасбеков ДА,	Мироненков А,М,	Миронов В.М,
Миронов НА,
Миронов Ю.М,
216
КРЫЛАТОГО «МЕТЕОРИТА
Митрофанов ВЛ.
Митрошин БД.
Митрошина Т.И.
Михалева А.М.
Михеева Т.С.
Мишенин Г.И.
Мишуков Г.В.
Модестов В А.
Мозжухин Е.П.
Моисеева Р.И.
Моргунова ЗА.
Морозова Л.В.
Молчанов В.Г.
МоругаГ.И.	Мосин А.П.	Мотыльков В А.	МошенскийЕ.С.	Муллин Н.И.
Мурзин А.М.
Мухин Б.Е.	Мыздриков П.Е.	МыслинЕ.И.	Мясников В.П.
217
ОСНОВНЫЕ РАЗРАБОТЧИКИ И СОЗДАТЕЛИ “
КОМПЛЕКСА РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР -МЕТЕОРИТ

Назаров В.И.
Натаров В.Н.
Неглинский И.В.
Николаев Г.И.
Новиков АЛ.
Натензон Я.М.
Николаевский Б.А.
Новиков АЛ.
Наумовец В.А.
Новикова И.Б.
Наместников К.И.
Нечаева Н.Н.
Никонов А.В.
Новикова Л.В.
Натаров Б.Н.
Никитенко ВЛ.
Новиков А.Е,
Новичков В.Ф.
218
кий след
КРЫЛАТОГО «МЕТЕОРИТА»
Ноделъман Я.Б.
Нонешников Г.М.
Овчинников В.К.
Ольшевский Б.Ф.
Орлов В А.
Оберемченко Л.И.
Овчинников А.Н.
Орлова ЛА.
Орлова Н.Н.
Осипова А.Ф.
Осипов В.М.
Панов А.С.
Панов С А.
Панченко Т.С.
Панюков Ю.Е.
Папешкин В А.
Парамонов Ю.Н.
Паршина Н.Н.
Паршков В А.
Пасивкин В,В.
Пашин ЮА.
Пашков В А.
219
ОСНОВНЫЕ РАЗРАБОТЧИКИ И СОЗДАТЕЛИ *
КОМПЛЕКСА РАКЕТНоГи ОРУЖИЯ С КР МЕТЕОРИТ-
220
с— ЯРКИЙ СЛЕД
КРЫЛАТОГО «МЕТЕОРИТА»
Полозов ВЛ.
ПолухинДЛ.
Полховская А.К.
Помаскин В.И.
Пономаренко А.Г.
Понюхов А.Г.
Попков Н.М.
Попов А.С.
Попов ВЛ.
Попов Э.В.
Попов-Иванов Ю.В.
Потапов Д.В.
Прибыловский В.В.
Прищенко А.И.
Попова-Быстрицкая
ТЛ.
Проводин В.Н.
Прокофьев Ю.С.
Пронин И.В.
Пропп В.В.
Просянников В.В.
Прохорова Л.С.
Прохорова HJI.
Прохорчук ЮЛ.
Пузрин С.Б.
Пухаев Б.З.
221
ОСНОВНЫЕ РАЗРАБОТЧИКИ И СОЗДАТЕЛИ w
КОМПЛЕКСА РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР^МЕТЕОРИТ
Пшенное Б.В.
1
Разуваева ЖЛ.
Разуваев С Л.
Раков И JI.
Рабинов Г.Е.
Раскин BJC.
Растокин А.Ф.
РебарбарЛА.
Резниченко АЛ.
Ржевская И.Б,
Рогачев А£.
Родин ВЛ.
Родин ГЛ.
Родович Э.М.
Родюков А.В.
Розенцвит ЦЛ.
Розов Н.В.
Романов В А.
Романова И.С,
Ростоцкий МЛ.	Рохмаков ВЛ.	Рудаков ВЛ.	Рудаковский В А.	Русинова ЮЛ.
222
ЯРКИЙ СЛЕД
КРЫЛАТОГО МЕТЕОРИТА»
Рыбальченко БМ.
Рыбчинский В А,
Рязанцев БД.
Сабиров Ю.Р.
Савельев В.В.
Сальникова Л.К.	Самойлов В А.	Самойлов В.Е.	Сапронов В .В.	Сахаров М.М.
СахноАЛ.
Сачков В.В.
Сбродов В.И.
Свентицкая В А.
Свешников В.В.
СвинцовА.В,
Свиридов В А.
Свирин Н.С.
Семашко В.В.
Семенков Ю.Н.
223
ОСНОВНЫЕ РАЗРАБОТЧИКИ И СОЗДАТЕЛИ
КОМПЛЕКСА РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР*»МЕТЕОРИТ»
Семенов В.В.
Семенов В.И,
Сенников П.З.
224
ЯРКИЙ СЛЕД
КРЫЛАТОГО МЕТЕОРИТА»
225
Тарасов АЛ.
Тарасов В А.
Тарасов Г.В.
Тарутин В А.
Татаринов Н.И.
Татищев Ю.П.	Тимохова Т.Г.	ТирковИ.В.	Титов А.П.
Титова ГЛ.
Тихонова Г.М.
Ткачев Р.Т.
Ткачев Н.М.
Ткаченко Т.Н.
Толкачева Н.Ф.
Толмачев Г.И.
Толстова В.Я.
Тонкоглас В.И.
Третьяков ЮЛ.
Трофимов Ю.М.
Тузова ИА.
Тумин М.Ю.
Туринский АД.
ТырдинИА.
226
ЯРКИЙ СЛЕД
КРЫЛАТОГО «МЕТЕОРИТА»
Тюльков С.И.
Тюпова О.В.
Тюрин В.Г.
Тюрин О.В.
Уколова Н.П.
Урядов Н.Н.
УсовЮ.Н.
Уткин В.И.
Уткина Г.В.
Фадин Е.И.
Фальковский В.Б.
Федоров В.Ф.
Федосеев В.А.
Федосеенко В.М.
Фельдман В.П.
Феоктистов В.В
Фесенко А.Н.
Фетисов В.И.
Фигловская ИЛ.
Филиппов А.И.
Флешлер Р.Ю.
Фотченкова Т.П.
Фролов А.Ф.
227
ОСНОВНЫЕ РАЗРАБОТЧИКИ И СОЗДАТЕЛИ
КОМПЛЕКСА РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КММЕТЕОРИТ»
Фролов В А.
Фролов В.С.
Фролов С.В.
Хабибулин Т.М.
Хазанович ГА.
Хапаева Г.И.
Харламов И.В.
Харченко С А.
Хламов К.Г.
Ходунов ФД.
Холобес С.И.
Хоменко И.П.
Хомяков МА.
Хопин А.В.
Хохлов Б.М.
Храповицкий Ю.С.
Хромушкин А.В.
Хромушкина О.Н.
Хрянин ЮА.
Хурумов В.Х.
Цаплин АЛ.
Царев В.П.
Цветкова Л.Г.
Цыганков ЮА.
Чамова П.М.
228
ЯРКИЙ СЛЕД
КРЫЛАТОГО МЕТЕОРИТА»
Челомей В.Н.
Черников Н.Н.	Чернин ФА.	Чернов С.С.	Чернова Т.М.
Черных В.С.
Чернышова О.И.	ЧивилевВД.	ЧигвинцевЮ.Н.	Чилингорян АЛ.
Чионов В.К.
Чистяков И.С.	ЧорняСА.	Чумакова Л А.	Шадрин В А,
Шаповалов А.И.
Шаповалов И.И.
Шаронов В.П.
Шатохин ИД.
Шифров Л.Н.
Швецов А.Б.
Шевелев Р.С.
Шелепин Л.М.
Шестаков В.П.
Шибаев В.В.
229
ОСНОВНЫЕ РАЗРАБОТЧИКИ И СОЗДАТЕЛИ "
КОМПЛЕКСА РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР'-МЕТЕОРИТ »
Шило В.К.
Шимчук В.И.
Широков Ю.С.
Ширяев А.В.
Шокарев АЛ.
Шишурин А.В.
Шмелев Л Д.
Шулаков В.И.
Шустрое ЕА.
Шотниев И.К.
Шпагин В.М.
Шуба И.И.
Шумов Ю.В.
Шумский А.С.
Шуняев А.С.
Шустрое БА.
Шутенко О.И.
Щербань Ю.Н.
Щурик Г.В.
ЭйдисА.И.
230
Эндель ИА.

Юрлов В А.
Юхимчук В.Ф.
Юшкин А.С.
ЮюковДА.
Яблоков Ю.И.	Языкова ЗА.	Якимов ЮЛ.	Яковлева ТА.
Яковлев В А.
Якунин С.
Янченко В.В.
Яцковский Р.И.
Яшин В.Е.
МАШЗАВОД ИМЕНИ М.В. ХРУНИЧЕВА
Киселев А.И.
Городничев Ю.П.
231
ОСНОВНЫЕ РАЗРАБОТЧИКИ И СОЗДАТЕЛИ "
КОМПЛЕКСА РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР*МЕТЕОРИТ
НИИ ПРИКЛАДНОЙ МЕХАНИКИ
Байков АЛ.
Доронин В.П.	Духанин Н.Н.	Казаков БА.	Каширов В.Т.
Кобиляков ВД.
Кузнецов В.И.
Курносов В.И.
Райхман О.Ю.
Сапожников И.Н.
УФИМСКОЕ КБ МАШИНОСТРОЕНИЯ
Большагин В.И.	Гаврилов СА.
Подшивалин В.Г.
Румянцев ЮА.
Рыжов А А.
Саркисов АЛ.
232
ЯРКИН СЛЕД
КРЫЛАТОГО МЕТЕОРИТА»
КБ «ЭЛЕКТРОПРИБОР»
Айзенберг Я.Е.	Батаев ВЛ.	БекА.В.	БелохинО.М.	Бирюков В.Е.
Бондаренко Л.М.	БутН.Б.	Быков А.М.	Воронченко В.Г.	Доценко В.Н.
Кривоносов А.И.	ЛящевГМ.	Мариин Л.И,	Нестеренко 10.Г.	Новиков В.В.
Поддубный Е.П.	Романенко В.Н.	Сергеев В.Г.	Симагин В.Г.	Синельников ЕЯ.
233
ОСНОВНЫЕ РАЗРАБОТЧИКИ И СОЗДАТЕЛИ
КОМПЛЕКСА РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР’ МЕТЕОРИТ»
Скибин А.П.
Харитонов А.С.
Черкашин ВД.
Шишков В.Ф.
НИИ ТОЧНЫХ ПРИБОРОВ
Болоний В.И.
Глушков А.Б.
Козко ЮЛ.
Плетнев А.С.
Смирнов С.Н.
НИИ ТЕПЛОВЫХ ПРОЦЕССОВ
Авдеев Л.В.
Баринов ЮД.
Бобров ВЛ.
Богин В.Н.
Бояршинов В.В.
Васин А.И.
Жуков Ю.В.
Зайкин Н.С.
Ивлев А.Н.
Иевлев В.М.
234

V- ЯРКИЙ СЛЕД
КРЫЛАТОГО «МЕТЕОРИТА»
Ильин АЛ.
Коба В,В.
Кузнецов В.Г.
Носов Н.М.
Помогин Н.И.
235
ОСНОВНЫЕ РАЗРАБОТЧИКИ И СОЗДАТЕЛИ '
КОМПЛЕКСА РАКЕТНОГО ОРУЖИИ С К1*<МЕТЕОРИТ»
Трескин ЮЛ.
Шебанов А.Ю.
Хлопкин К.С.
УПКБ «ДЕТАЛЬ»
Васин АЛ.
Грехов Б.Ф.
Островский О.Н.
Судоплатов Н.Н.
НИИ ЭЛЕКТРОМЕХАНИКИ
Болюс И.В.	Барабанов И.К.	Вастрюков В.Ф.
Гарганеев Б.П.
Гладышев В.С.
Голубев П.В.	Катков В.И.	Оленин Б.П.
Потапов А.Т.
Сергиенко А.В.
236
••ЯРКИЙ СЛЕД
КРЫЛАТОГО «МЕТЕОРИТА»
Толокольников А.И.
Чернышев А.И.
КБ СПЕЦИАЛЬНОГО МАШИНОСТРОЕНИЯ
Баскаков Д.В.
Галаган В.Н.
Каплунов А.Г.
Ковалис С.П.
Кутуев С А.
Лысяков Б.В.
Медуница НД.
Миронов В.М.
Назаров В.И.
Плешков В.И.
Потапов В.Ф.
Смирнов БА.
Терещенко ВД.
Тюхтин МА.
Цветков А.С.
Чайло В.И.
Чернецкий В.В.
ЧернобривецП.П.
Шевченко А.М.
Ширкин А.Б.
237
ОСНОВНЫЕ РАЗРАБОТЧИКИ И СОЗДАТЕЛИ *
КОМПЛЕКСА РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР' МЕТЕОРИТ»
КБ ХИМИЧЕСКОЙ АВТОМАТИКИ
Гармонов ЮЛ.
Козелков В.П.
ММ3 «ОПЫТ» ИМ. А.Н. ТУПОЛЕВА
Ведерников И.К.
Горский ДА.
Кантор Д.И.
Кирсанов Н.В.
Малкее Л А.
Туполев АЛ.
ЛПМБ «РУБИН»
Алексеев В А.
Алексеев И.В.
Артюхов Ю.П.
Балов А.В.
Быков Л.В.
Васильев А.Н.
Волков С.Е.
Горигледжан ЕА.
Колесник В.В.
Манухин В А.
238
Марголин О.Я.
Орлов С.В.
Позняк К.С.
Спасский И.Д.
Гринюк И.Е.
Бровиков В.Н.
Стиховский Ю.Н.
Дядюн Ю.И.
Фирсов В А.
ЦКБ «АРСЕНАЛ»
Конычев ЮД.
Криволапова Д.Н.
Парняков С.П.
НИИ связи
Бугров В.Н.
Губанов А.И.
Головин Н.К.
Кузнецов В.И.
। । 239
Рощенко А.И.
ОСНОВНЫЕ РАЗРАБОТЧИКИ И СОЗДАТЕЛИ
КОМПЛЕКСА РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР*ШЕТЕОРИТ >
Амиръянц ГА.
Брянцев БД.
ЦАГИ
Буньков В.Г.
Довбищук В.И.
Зиненков М.Ч.
Зиненков ЧД.	Ишков Л.С.	Поповский В.Н.
МИНИСТЕРСТВО ОБЩЕГО МАШИНОСТРОЕНИЯ
Афанасьев С А.
Бакланов ОД.
Габелко ИЛ.
Герасимов Н.Б.

Антуфьев О.Ф.
&
Гончаров Б.В.
Дивавин Л.П.
Дроздов ИЛ.
Зубов АЛ.
Иванов ВЛ.
Киселев Б.В.
Коновалов ВЛ.
Крючков ВД.
Макаров Л.Е.
Матренин А.С.
240
ЯРКИЙ СЛЕД
КРЫЛАТОГО «МЕТЕОРИТА»
Николаев Э.В.
Попов В.С.
Рабинович Е.Н.
Семенов Г.В.
а
Устинов И.Ф.
Хохлов Н.Д.
Чепак В.И.
445 ВП МО
Беляев Л. Ф.
Бирулин В А.
Есиновский В.Ф.
Левченко АА.
Лежнев-Финьковский Л.П.
Малинин В А.
Ступак В.И.
Стэпур Н.И.
Языков Б.И.
241
ОСНОВНЫЕ РАЗРАБОТЧИКИ И СОЗДАТЕЛИ
КОМПЛЕКСА РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ С КР^<МЕТЕОРИТ>
Ле я'Ъ— :С
НИИ ВООРУЖЕНИЯ ВМФ
Кутовой Е.М.
Павлов В.П.
Свечников Е.Б.
Шауб КА.
31 НИЦ ВМФ
Гавралов П.Е.
Доненко АГ.
Дорноступ В.С.	Еременко В.В.	ЕреськоВ.М.	Ефремов ЛА.
Захламин В.Е.
ИгнашевП.Е.	Казанцев А.Г.	Каныгин Е.В.	Коваль П.Г.	Коло шин Ю.В.
Крюков АА.
Лобач В.И.	Лукашенко Ю.Г.	Мамай Е.Б.	Мельник В А.
242
ЯРКИ* СПЕЛ
КРЫЛАТОГО «МЕТЕОРИТА »
Миронюк Ф.Ф.
Нехаенко А.Г.
Никифоров В.С.
Остаток Г.С.	Рябой И.Е.
Сибирев В.П.
Соловьев Б.Е.
Степанов Н.И.
Стрижак И.И.	Теленков В.В.
Феценко В.Л.
Феценко Н.В.
Шаповалов АП.
ЯгорРЖ.
4 ГЦП МО
Батаев П.П.
Бирюков В.Н.
Буркало В.А.
Дюддиков Е.Т.
Желтаков В А.
Жуковский АА.
Клейн М.И.
Корнилов А.В.	Линников Г.Ф.	Мазяркин Н.В.
243
ОСНОВНЫЕ РАЗРАБОТЧИКИ И СОЗДАТЕЛИ ~
КОМПЛЕКСА РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ «МЕТЕОРИТ»
Майстренко ИЛ.
Махонъ В.Г.
Новиков А.В.
Раенок А.И.
Разживин И.Н.
Шабаршин В.Н.
Шейн П.И.
Шпаков В.В.
8 ГНИИ ВВС
АгуринЛЛ.
Аюпов А.И.
Бетехтин П.Н.
Инюшин И.В.
Русаков Н.Е.
21 ГЦМП ВМФ
Бобырев ОД.
Лямичев В.И.
Ефремов Е.В.
Кравченко ЕА.
Скворцов ГА.
Голенчик П.П.
Коваленко НЛ.
Наймухин Ю.В.
Павлов С.В.
Шитов Э.В.
Валилыциков НА.
244
БЛАГОДАРНОСТЬ
Авторы книги приносят глубокую благодарность представителям подразделений ОАО «ВПК «НПО машиностроения» и
смежных организаций, предоставивших материалы для написания данной книги: Л.А. Бондаренко, А.И. Бурганскому,
Ю.А. Власову, В.А. Гонтареву, А.Д. Горбачеву, А.В. Горяйнову, В.Д. Диментману, Э.Е. Жернову, В.С. Кудряшову, Е.М. Ку-
товому, А.Н. Лавренову, В.П. Лобжанидзе, Л.Е. Макарову, В.И. Никитенко, В.П. Павлову, Ю.А. Прохорчуку, Г.С. Резнико-
ву, Г.Ф. Решу, В.В. Савельеву, С.В. Степанову, Г.А. Хазановичу, А.В. Хромушкину, Л.М. Шелепину, Ю.В. Шумову.
Участники создания комплекса ракетного оружия с КР «Метеорит» и группа составителей книги.
В первом ряду слева направо: А.И. Бургонский, ВД.Диментман,Д.А. Минасбеков, Г.А. Хазанович, Ю.А. Прохорчук, А.Г. Леонов, Г.А. Ефремов,
И.В. Харламов, Л.М. Шелепин, В.И. Никитенко.
Во втором ряду слева направо: М.В. Палкин, Ю.В. Шумов, В.С. Кудряшов, Г.Ф. Реш, А.Н. Лавренов, Л.А. Бондаренко, А.В. Горяйнов,
В.П. Павлов, В.А. Гонтарев, ЭЕ.Жернов, В.П. Лобжанидзе, А.О. Дегтярев
245
Создателям комплекса ракетного оружия с КР «Метеорит»	5
Читателю книги о «Метеорите»	6
Глава 1. Ракета «Метеорит» - достойное место в ряду крылатых ракет КБ В.Н. Челомея	8
Глава 2. Основные принципы построения и выбора технического облика ракетного оружия с КР «Метеорит» 18
Зарождение проекта	18
Технические новации и решения,
реализованные в конструкции КР «Метеорит»	20
Глава 3. Государственная поддержка создания комплексов ракетного оружия с КР «Метеорит»	26
Глава 4. Комплексы ракетного оружия с унифицированными КР «Метеорит-М» и «Метеорит-А»	32
Состав ракетного комплекса	32
Назначение комплексов и выбор носителей	32
Основные разработчики	33
Этапы разработки КР «Метеорит»	33
Основные тактико-технические
характеристики комплексов	34
Состав комплексов	34
Траектория полета ракеты	35
Глава 5. Расчетно-теоретическое обеспечение: аэродинамика, баллистика, динамика, управление	36
Как это начиналось	36
Проектирование	38
Маршевая ступень	38
Стартово-разгонная ступень	40
Проблемы динамики	42
Преодоление «горла» трансзвуковых скоростей	43
Экспериментальная отработка	47
Подводный старт	49
Авиационный старт	50
Проблемы динамики авиационного старта	52
Проблемы аэроупругости	53
Шарнирные моменты аэродинамических рулей	54
Буксируемые ложные цели	55
Комплексированная навигация	57
Глава 6. Проблемы обеспечения вибротеплопрочности, аэроупругой динамической устойчивости КР «Метеорит»	58
Обеспечение вибротеплопрочности ракеты «Метеорит»	58
Испытания по подтверждению прочности конструкции	59
Обеспечение аэрогидроупругой устойчивости при полете
ракеты и движении в воде при подводном старте	63
Обеспечение ударостойкости ракеты «Метеорит»,
размещаемой на ПЛ, к воздействию подводных взрывов	69
Обеспечение прочности комплекса «самолет-носитель -
авиационная пусковая установка - крылатая ракета «Метеорит»	70
Глава 7. Системы силовых установок крылатых ракет «Метеорит-М» и «Метеорит-А»	72
Воздухозаборник, выходное устройство и силовая установка	72
Управление сверхзвуковым воздухозаборником	73
Выбор маршевого двигателя. Доводка двигателя КР-23	75
Научно-технические проблемы,
решенные в процессе разработки двигателя	77
Доводка конструкции двигателя	82
Испытательная база	83
Топливная система	84
Моторно-испытательная станция	88
Высокоэффективные горючие для КР «Метеорит»	89
Гидросистемы ракеты «Метеорит»	90
Система раскрытия консолей крыла	92
Двигательная установка для СРС. Двигатель ЗД24	94
Система обеспечения тепловых режимов КР «Метеорит»	97
Наддув отсеков маршевой ступени КР «Метеорит-М»	100
Глава 8. Система управления комплексов ракетного оружия с КР «Метеорит»	102
Идеология построения и общая архитектура бортовой СУ	103
Комплекс командных приборов	104
Особенности разработки СУ комплексов «Метеорит-М»
246

и «Метеорит-А». Бортовая цифровая вычислительная машина
(БЦВМ). Программное обеспечение	106
Стабилизация маршевой и стартово-разгонных ступеней	109
Начальная выставка гиростабилизированной платформы
бортовой СУ	111
Система начальной выставки ГСП	112
Высокоточная навигация КР. Бортовые радиотехнические средства
коррекции траектории	114
Результаты экспериментальной отработки технологии
парирования яркостной сезонной и погодной изменчивости
изображений местности в системах наведения КР	119
Выводы о работе СНРК	122
Система управления электроавтоматикой устройств
и агрегатов ракетного комплекса	123
Приборы электроавтоматики, датчики и электросоединители	123
Система электроснабжения аппаратуры СУ и бортового
радиоэлектронного оборудования	124
Глава 9. Многофункциональный комплекс защиты КР «Метеорит»	126
Радиолокационная невидимость КР как составная часть МФКЗ	126
Невидимость КР в инфракрасном диапазоне спектра излучений	130
Бортовой комплекс радиотехнической защиты	130
Г лава 10. Конструкция планера ракеты «Метеорит»	132
Конструкторские и технологические решения	132
КБ «Салют» - филиал №1 ЦКБМ в разработке элементов
комплекса «Метеорит»	137
Глава 11. Изготовление ракет «Метеорит-М» и «Метеорит-А» на заводе им. М.В. Хруничева и ОЗМ	142
Изготовление ракет «Метеорит» на заводе им. М.В. Хруничева	142
Технологическая подготовка и изготовление некоторых
элементов ракеты «Метеорит» на ОЗМ	146
Глава 12. Идеология построения, общая архитектура
и экспериментальная отработка СУ «Клевер» и «Лира»	148
Идеология построения архитектуры СУ «Клевер» и «Лира»	148
Экспериментальная отработка бортовой, корабельной
и самолетной СУ на стендах и при натурных испытаниях КР	151
Глава 13. Носители морского и авиационного комплексов ракетного оружия
с унифицированной стратегической крылатой ракетой «Метеорит»	154
Атомная подводная лодка проекта 667М	154
Пусковые установки КРО «Метеорит-М»	155
Стратегический самолет-носитель Ту-95МА	159
Пусковая установка для самолета-носителя Ту-95МА	159
Глава 14. Летные испытания комплексов ракетного оружия с унифицированной
стратегической крылатой ракетой «Метеорит»	160
Летно-конструкторские испытания КР «Метеорит-М»	161
Подготовка и обеспечение летно-конструкторских испытаний
РО «Метеорит-М»	162
Результаты ЛКИ	166
Государственные испытания КРО «Метеорит-М»	172
Летно-конструкторские испытания КРО «Метеорит-А»	173
Государственные испытания КРО «Метеорит-А»	178
Экспериментальные пуски КР «Метеорит»	180
Участники летных испытаний СКР «Метеорит»
от «НПО машиностроения» и смежных организаций	184
Глава 15. Основные принципы боевого использования КРО «Метеорит».
Варианты и модификации, перспективные технические решения	188
Применение комплекса РО «Метеорит»	188
Функционирование систем ракеты «Метеорит» в полете	188
Варианты и модификации, перспективные технические решения	190
Послесловие	192
Перечень принятых сокращений	194
Основные разработчики и создатели комплекса ракетного оружия с КР «Метеорит»	198
...... ...... ..... =247------------------------- — Н« ! -------------------------- --------------
ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
Г.А. Ефремов, А.И. Киселев, А.Г. Леонов,
И.В. Харламов
Яркий след крылатого «Метеорита»
Ответственный редактор ГГ. Карвовский
Редакторы А.О. Дегтярев, Н.Е. Дементьева
Дизайн макета и верстка А.П. Качур
Дизайн обложки А.Е. Сакеллари
Ответственный секретарь Т.И. Хрипкова
Корректор В.В. Сороковова
ООО «Издательский дом «Бедретдинов и Ко»
109507, г. Москва, а/я 38,
тел./факс: (495) 980-50-58,
e-mail: be-and-co@be-and-co.com
«Отпечатано в соответствии с предоставленными материалами
в ООО «ИПК Парето-Принт», г. Тверь, www.pareto-print.ru»
Подписано в печать 03.12.2012 г.
Формат 60x90/8
Печать офсетная. Усл. печ. листов 31
Тираж 2000 экз. Заказ № 6914/12
Авторы книги
Ефремов Герберт Александрович - почетный генеральный директор, почетный генеральный
конструктор ОАО «ВПК «НПО машиностроения». Окончил Ленинградский военно-механический
институт по специальности инженер-механик по жидкостным баллистическим ракетам. С 1956 г.
работает в ОКБ-52. Прошел путь от инженера-конструктора до генерального директора, гене-
рального конструктора (1984-2007 гг). Принимал участие в разработке, испытаниях и руководил
созданием образцов ракетных вооружений и космической техники. Один из создателей направ-
ления военно-технического сотрудничества с зарубежными партнерами по продукции ОАО «ВПК
«НПО машиностроения». Герой Социалистического Труда, лауреат Ленинской премии, Государ-
ственной премии, премии Правительства РФ, Государственной премии РФ им. маршала Совет-
ского Союза Г.К. Жукова, кандидат технических наук, профессор. Имеет государственные награ-
ды СССР, России и Республики Индии.
Киселев Анатолий Иванович - советник генерального директора ГКНПЦ им. М.В. Хруничева.
Окончил Московский авиационно-технологический институт. Работал на заводе им. М.В. Хруни-
чева, прошел путь от инженера-технолога до заместителя директора завода. В начале 1970-х гг.
назначен заместителем начальника 1-го Главного управления Министерства общего машино-
строения В 1975 г назначен директором завода им. М.В. Хруничева, позднее был назначен гене-
ральным директором ГКНПЦ им. М.В. Хруничева. На заводе руководил изготовлением и отработ-
кой ракетных комплексов с крылатыми ракетами, тяжелых носителей и различных космических
систем. Герой Социалистического Труда, лауреат Ленинской премии и премии Правительства
России, доктор технических наук, профессор. Имеет государственные награды СССР, России и
иностранных государств
Леонов Александр Георгиевич - генеральный директор, генеральный конструктор ОАО «ВПК
«НПО машиностроения». Окончил Московский авиационный институт по специальности инженер-
механик по летательным аппаратам. Начал работать в ЦКБМ с 1975 г в должности инженера-
конструктора. Участвовал в разработке и испытаниях новых образцов ракетно-космической тех-
ники. Один из участников создания в рамках военно-технического сотрудничества совместной
российско-индийской организации «СраМос». Лауреат премии Правительства РФ, заслуженный
машиностроитель РФ доктор технических наук, профессор, заведующий кафедрой МГТУ им.
Н.Э. Баумана. Имеет государственные награды СССР и России.
Харламов Игорь Васильевич - руководитель дирекции, главный ведущий конструктор ОАО
«ВПК «НПО машиностроения». Окончил Московский авиационный институт по специальности
инженер-механик по летательным аппаратам. С 1963 г. работает в ЦКБМ в должности инженера-
конструктора. Принимал участие в разработке и испытаниях многих образцов крылатых ракет и
космических систем, участвовал в работах по линии военно-технического сотрудничества с раз-
личными инопартнерами. Заслуженный испытатель космической техники Имеет государствен-
ные награды России.
Издательский дом
«Бедретдинов и Ко»
Москва
2012