ТТХ ракеты:
Длина - ок. 11 м
Размах крыла - ок.7 м
Высота - ок.1.8 м
Масса - ок.15000 кг
Дальность действия - 3000 км
Скорость максимальная:
- 4.5М (источник - ТМКБ "Союз")
- до 6М (вероятно, проектные пожелания)
Тип БЧ: согласно источника, предполагалось использование 2-х боевых частей индивидуального наведения, способных поразить цели удаленные на 100 км друг от друга.
Модификации:
- Модель 1 - опытно-экспериментальный прототип гиперзвукового летательного аппарата разработки МКБ "Радуга". Проходил испытания в 1973-1978 г.г.
- Модель 2 - опытно-экспериментальный прототип гиперзвукового летательного аппарата разработки МКБ "Радуга". Проходил испытания в 1980-1985 г.г.
Х-90 / тема ОКР Б-239 - проект гиперзвуковой крылатой ракеты большой дальности.
- ГЭЛА - гиперзвуковой экспериментальный летательный аппарат, создан на базе проекта КРБД Х-90 для исследований полета на гиперзвуковых скоростях. Согласно исторической справки ТМКБ "Союз" испытания ПВРД для ГЭЛА успешно завершены в октябре 1988 г.
Тип: баллистическая ракета подводной лодки.
Размеры, м: длина 9,8, диаметр 1,4.
Стартовая масса, кг: 15 876.
Характеристики: дальность стрельбы, км: 4748, круговое вероятное отклонение, м: 930.
Боеголовка: три разделяющиеся боевые блоки мощностью 60 кт каждая плюс дипольные отражатели и ловушки.
Двигательная установка: ракетный двигатель твердого топлива.
Наведение: инерциальное.
АВИАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС " КРЕЧЕТ "
АРК " Кречет " разрабатывался как принципиально новый ракетный комплекс, позволяющий обеспечить высокую эффективность применения ракет в условиях ответно-встречного ядерного удара за счет повышения живучести ракет . Старт ракеты с самолета-носителя позволяет также использовать энергетические возможности самолета-носителя для увеличения забрасываемого ракетой веса и досягаемости объектов потенциального противника.
Принципиальные новые технические решения, заложенные в разработку ракеты
Ракета выполнена по схеме с последовательным расположением ступеней. Боевое оснащение установлено под ГО. Впервые в практике отечественного ракетостроения предполагалось реализовать следующие технические решения:
- отделение баллистической ракеты среднего класса от самолета-носителя на сверхзвуковой скорости;
- двигатель I ступени запускается через ~3 с после начала движения ракеты в грузовом отсеке. Отличительной особенностью старта ракеты является разворот ракеты на угол 45° по каналу крена и отворот на угол 10° по каналу рыскания аэродинамическими рулями для снижения газодинамического воздействия струи ТТРД I ступени на самолет-носитель, а также исключения возможности пересечения курса самолета-носителя ракетой . Возможен старт ракеты при полете самолета-носителя на дозвуковой скорости;
- прямые методы наведения ракеты и расчет на борту исходных данных для полета по заданным координатам целей позволяют увеличить число неплановых целей, отказываться от отсечки тяги ДУ и обеспечить гибкость при планировании поражения целей в условиях ответного удара;
- с целью сокращения времени неуправляемого полета ракеты при разделении ступеней предусмотрена "горячая" раздвижка соплового насадка в рабочее положение истекающей струей продуктов сгорания;
- введение навигационного участка, на котором уточняется угловое положение командных приборов от астрокоординатора, а скорость и координаты - от спутниковой навигационной системы;
- использование в жидкостной ДУ боевой ступени монотоплива, снижающего пожаро- и взрывоопасность в аварийных ситуациях (по сравнению с самовоспламеняющимися компонентами), снижающего газодинамическое воздействие на отделяемые ББ за счет глубокого дросселирования (в 30 раз] камеры двигателя большой тяги при минимальном времени поворотов ГЧ на участке ее полета и обеспечивающего подачу рабочего тела в гидроприводы поворотного сопла II ступени ракеты ;
- основной двигатель РГЧ - двухрежимный. с 30-кратной глубиной дросселирования. Построение боевых порядков из ББ и ложных целей выполняется системой двигателей малой тяги по "тянущей" схеме. Двигатель моноблочной ГЧ - двухкамерный, весь полет этой ГЧ выполняется по "тянущей" схеме;
- ГО - оживальной формы, сбрасываемый в полете путем деления его на створки посредством подрыва ДУЗов и разбрасыванием их с помощью пружинных толкателей.
АРК " Кречет " характеризуется только ему присущими свойствами:
- высокой, независимой от уровня развития разведки противника живучестью, обусловленной высокими летно-техническими характеристиками самолета-носителя ТУ-160К, боеготовностью, необходимой стойкостью к поражающим факторам ядерного взрыва;
- значительным располагаемым временем для анализа ситуации и принятия решения о пуске ракет, обеспечиваемым возможностью длительного нахождения самолета-носителя в воздухе;
- возможностью гибкого реагирования на изменение оперативной обстановки за счет многообразия форм боевой готовности, боевого дежурства и многоразовости использования самолета-носителя.
Досягаемость АРК, с учетом дальности полета самолета - носителя, км - 10000;
Максимальная дальность пусков, км - 7500;
Боевре оснащение:
- РГЧ с индивидуальным наведением шести ББ;
- моноблочная ГЧ с комплексом средств преодоления ПРО противника;
Защита ББ от средств ПРО предусматривается
Точность стрельбы, км - 0.6;
Боеготовность при нахождении в готовности № 1 на аэродромах дежурства, мин - 5;
Стойкость ракеты к ПФЯВ :
- до старта - обеспечивается рассредоточением самолетов-носителей на аэродромах
дежурства и барражированием в воздухе;
- в полете - обеспечивается специальными покрытиями и конструктивными мероприятиями при
проектировании корпуса и системы управления ракеты;
Выживаемость - 0.89 ;
Технические характеристики ракеты:
Стартовый вес. т - 24.4;
Максимальный забрасываемый вес. кг - 1400;
Число ступеней - две маршевые ступени и боевая ступень в двух вариантах - для РГЧ и для
моноблочной ГЧ;
Габаритные размеры ракеты, м:
- длина - 10.7;
- диаметр - 1.6;
Вид топлива:
- маршевых ступеней - твердое, смесевое;
- боевой ступени - жидкое монотопливо;
ДУ I ступени: односопловая. моноблочная, со стационарным, частично утопленным в камеру
сгорания соплом, раструб сопла - телескопический с одним подвижным
насадком;
- тяга (в пустоте), тс - 71;
- давление в камере, кгс/см - 110;
- органы управления - на ДУ органы управления отсутствуют, управление полетом
обеспечивается аэродинамическими рулями;
ДУ II ступени: односопловая. моноблочная, с частично утопленными в камеру сгорания
поворотным управляющим соплом, раструб сопла - телескопический с одним
подвижным насадком;
- тяга (в пустоте), тс - 25.7;
- давление в камере, кгс/см - 60;
- органы управления - поворотное управляющее сопло на подвесе типа эластичного опорного
шарнира, представляющего собой пакет чередующихся и соединенных
одна с другой резиновых и титановых тарелей;
ДУ боевой ступени: многофункциональная, состоит из двигателя большой тяги и системы
двигателей малой тяги с многократным запуском;
тяга ДБТ (в пустоте), кгс - 300;
тяга ДМТ (в пустоте), кгс - 6 и З;
Система управления - автономная, инерциальная с коррекцией от внешних источников
информации;
Коэффициент энерговесового совершенства ракеты Gnr/Go, кгс/тс - 57.3.
Источник: Книга " Ракеты и космические аппараты КБ Южное".
Starting in October 1979, a series of flight tests of Propulsion Technology Validation missiles, using a Marquardt rocket-ramjet, were conducted.[1] Over the course of seven test firings, a maximum speed of Mach 5.5 at an altitude of 40,000 feet (12,000 m) was achieved