Особенности компоновочных и аэродинамических схем летательных аппаратов…
7
●
благоприятные условия потока на входе в воздухозаборник за счет
предварительного сжатия потока на нижней поверхности фюзеляжа;
●
статическая устойчивость в канале тангажа и в то же время балан-
сировка без потерь аэродинамического качества.
Перечисленные качества позволяют признать приведенную аэро-
динамическую схему весьма совершенной применительно к крейсер-
скому режиму полета (высота — свыше 20 км, число Маха M ≈ 3).
Нельзя не заметить сходства между обликом ракеты «Метеорит»
и известными сверхзвуковыми самолетами «Конкорд» и Ту-144: и схема
«бесхвостка» с определенным подобием геометрии крыла, и располо-
жение элевонов на крыле, и плоские воздухозаборники под крылом,
и дестабилизатор. Такому сходству есть простое объяснение: это дей-
ствительно оптимальная аэродинамическая схема сверхзвукового аппа-
рата, предназначенного для полета на большие расстояния с большой
сверхзвуковой скоростью. Однако в случае с КР существует множество
обстоятельств, которые делают эту схему неочевидной несмотря на все
перечисленные достоинства.
В соответствии с техническими требованиями КР «Метеорит»
должна стартовать с внешней подвески самолета-носителя и из пуско-
вой установки подводных лодок в погруженном положении. Последнее
особенно трудно, поскольку ракету требуется оснастить мощной раз-
гонной ступенью и «упаковать» вместе с ней в ограниченные габариты.
На рис. 6 показана стартовая конфигурация ракеты морского базирова-
ния («Метеорит-М»). Крыло довольно большого размаха (более 5 м)
удалось разместить только с применением тройного складывания каж-
дой из консолей. Сложить пришлось и часть киля вместе с рулем на-
правления. Геометрия маршевой ступени такова, что свободный объем
контейнера, в который можно поместить стартовые модули, оказывается
разделенным на две части: достаточно просторную в передней части
ракеты, перед воздухозаборником под фюзеляжем, и более стесненную
под маршевым двигателем. Для достижения большой дальности полета
необходимо вывести маршевую ступень как можно дальше за пределы
трансзвуковых скоростей (M > 1,3), на которых минимальны избытки
тяги (превышение тяги над сопротивлением) и максимален километро-
вый расход топлива. Это означает, что должен быть в максимальной
степени использован весь свободный объем пускового контейнера, что
возможно лишь при необычной форме стартовой ступени, а такая форма
возможна лишь у ракетного двигателя на жидком топливе, причем
впереди размещается большой топливный бак, а за ним — раздвоенный
стартовый модуль, состоящий из двух продольных баков с жидкост-
ным ракетным двигателем (ЖРД), между которыми размещается киль
ракеты.
