Состав
МетеоритРакета "Метеорит" была выполнена по аэродинамической схеме "утка" со складным стреловидным крылом и складным вертикальным оперением. Ракета имела скорость полета 3500 км/ч и дальность стрельбы около 5000 км. Высота полета составляла 22 — 24 км.

Маршевый двигатель КР-23 - турбореактивный , способный работать в широком диапазоне полетных условий: скорость от 0,4 до 3М и высота полета от 0 до 24 км. КР-23 (см. фото) разработан в КБ Уфимского моторостроительного объединения. Воздухозаборник маршевого двигателя помещен внизу фюзеляжа (см. фото).

Топливная система маршевой ступени оснащалась топливным баком емкостью 2800 литров, разделенным  на пять секций, что позволило сохранять центровку ракеты по мере выработки топлива. Бак имел двухступенчатую систему наддува. Во время полета на больших высотах температура топлива и КР в целом опускалась ниже минус 50 градусов, что вызвало проблемы с запуском ТРД. Для выхода из сложившейся ситуации в систему был введен дополнительный обогреваемый пусковой топливный бачок емкостью пять литров, который обеспечивал надежный запуск двигателя. В КР-23 применялась комбинированная автоматическая электронно-гидравлическая система управления, включающая в себя электронный аналоговый регулятор Р-93А и топливный насос-регулятор НР-93А, который имел канал резервирования, позволяющий обеспечивать двигатель топливом в случае отказа основной системы.

Высокая удельная скорость потока на входе в двигатель с учетом требуемой массы и габаритов привела к необходимости применения новых технических решений в конструкции ТРД. В результате удалось создать компактную камеру сгорания с нормальным температурным полем. Когда во время испытаний возникла проблема преодоления трансзвуковых скоростей, удачные конструктивные решения позволили провести форсирование двигателя без изменения его конструкции. Увеличения тяги добились за счет газогенератора и повышения оборотов двигателя, ввиду отсутствия форсажной камеры, а также благодаря повышению температуры газа перед турбиной. Еще одним уникальным техническим решением стала система запуска ТРД при помощи твердотопливного стартера. Конструкторы, поставленные в жесткие весовые рамки, смогли реализовать технологию сбрасываемого твердотопливного стартера, который за восемь – десять секунд выводил двигатель на 80 процентов мощности.

Ключевое значение для повышения возможностей ракеты по прорыву ПВО имело достижение низкого уровня радиолокационной заметности. Была создана новая, не имевшая мировых аналогов, специальная электронная установка. Принцип ее действия основывался на эффекте поглощения внешнего электромагнитного излучения. При создании электронной установки использовались результаты научных разработок и экспериментов по маскировке космических аппаратов на высотах свыше 100 км. Такие эксперименты проводились ЦКБМ и НИИ тепловых процессов (ныне – Исследовательский центр имени М.В. Келдыша). Однако создание бортовой электронной установки для маскировки относительно крупноразмерного летательного аппарата, каким являлась крылатая ракета, летящего на высоте 20–25 км, было совершенно новой и сложной задачей. В этой области ранее не велись даже научно-исследовательские работы. Расчеты показали, что электронная установка будет иметь большую потребляемую мощность и высокое напряжение на исполнительных органах. Это создавало дополнительную сложность в условиях ограниченных возможностей бортовых источников электропитания крылатой ракеты и необходимости обеспечения электромагнитной совместимости специальной электронной установки с другими радиоэлектронными системами.

Разработка электронной установки осуществлялась НИИ тепловых процессов под руководством члена-корреспондента АН СССР Виталия Иевлева. Установка была создана и прошла полный комплекс стендовых и натурных летных испытаний. В ходе летных испытаний ракеты «Метеорит» при включении электронной установки на индикаторах РЛС ПВО наблюдались уменьшение яркости отметки цели, неустойчивое сопровождение и пропадание отметки.

Снижение радиолокационной заметности ракеты также обеспечивалось за счет исключения резких изломов поверхности, большой стреловидности крыльев и стабилизаторов, широкого применения радиопоглощающих материалов и покрытий, использования внутри канала воздухозаборника двигателя специальной переотражающей решетки. Применение радиопоглощающих материалов и покрытий, а также специальной электронной установки обеспечило снижение эффективной поверхности рассеяния (ЭПР) ракеты на два-три порядка в зависимости от длины волны облучающей РЛС. Для снижения заметности ракеты в инфракрасном диапазоне спектра излучений на сопловой части маршевого двигателя была установлена специальная насадка, обеспечившая экранирование ИК-излучения факела.

О нас
Опубликовано в Ср, 26/10/2011 - 08:21
Гуров Сергей                 ОАО "НПО"Сплав"                          (г.Тула)
Клочков Александр        БГТУ "Военмех" им.Д.Ф. Устинова   (г.Санкт-Петербург)  klochkov_042@mail.ru
Яковлевич Дмитрий       БГТУ "Военмех" им.Д.Ф. Устинова   (г.Санкт-Петербург)

В разработке сайта принимали участие:

Пароцкий Андрей         1999 - 2002г.     БГТУ "Военмех" им.Д.Ф. Устинова (г.Санкт-Петербург)
Рябчиков Алексей         2002 - 2004г.     БГТУ "Военмех" им.Д.Ф. Устинова (г.Санкт-Петербург)

В работе ИС "Ракетная техника" принимают участие студенты и преподаватели кафедры А-5 "Процессов управления"  БГТУ  "Военмех" им.Д.Ф. Устинова (заведующий проф. д.т.н. Толпегин О.А)