Первая ступень — крылатый разгонный аппарат, вторая — крылатый космический корабль, пилотируемый экипажем.
Крылатый разгонный аппарат снабжен одним основным ЖРД «М-1» фирмы «Аэроджет» («Aerojet») и двумя ЖРД «J-2» фирмы «Рокетдайн» («Rocketdyne»), используемыми как верньерные во время работы основного двигателя. Кислородные баки наддуваются гелием, подогретым в теплообмен никах специальной системой. Водородные баки во время ра боты ЖРД наддуваются подогретым водородом, выходящим из двигателя. Двигатели разгонного аппарата работают непре рывно до выключения командой, и повторный запуск не производится.
Крылатый космический корабль (орбитальная ступень) в качестве основного двигателя имеет ЖРД «J-2» и два ЖРД RL-10 фирмы «Пратт энд Уитни» («Pratt and Whitney»). Эти двигатели должны были позволять осуществить повторный запуск при небольшом остатке топлива в баках, поэтому перед каждым повторным запуском для обеспечения нормальных условий при входе в насосы баки должны наддуваться.
Обе ступени аппарата выполнены геометрически подобными, имеют треугольное крыло с модифицированным симметричным профилем, обеспечивающим нулевую подъемную силу и нулевой кабрирующий момент во время разгона аппарата первой ступенью.
Ступени аппарата соединены между собой четырьмя взрывными болтами, пропущенными сквозь специальные фланцы лонжеронов.
Кабина экипажа и полезная нагрузка расположены в носовой части аппарата, чем обеспечивается хороший обзор и быстрое аварийное покидание корабля. Обшивка кабины многослойная, верхнее покрытие из молибдена охлаждается радиационно и не требует абляционной защитной обмазки.
Между верхним покрытием и стенкой кабины имеется слой изолирующего наполнителя, образующий два пространства: первое — между верхним покрытием и изолирующим слоем — продувается охлаждающим газом, во второе — между изолирующим слоем и стенкой кабины — впрыскивается вода, которая охлаждает стенку кабины за счет скрытой теплоты парообразования.
Согласно расчету при входе в атмосферу внутренняя стенка кабины будет иметь предельную температуру 5060° С, а верхнее покрытие — 1220 °C.
Чтобы обеспечить высокую частоту полетов на орбиту при малом количестве аппаратов, цикл наземной подготовки должен быть выбран оптимальным В рамках планируемой стоимости из расчета 240 полетов в год парк должен состоять из 12 разгонных и 24 орбитальных ступеней.
Цикл наземной подготовки каждой разгонной ступени, выполняющей 20 полетов в год, составит 18 суток.
Сборка ступеней космического корабля осуществляется в горизонтальном положении на прицепной транспортной) установке, имеющей подъемное устройство, источник энергии и пусковой стол. Корабль устанавливается соосно с выхлопной отклоняющей системой, затем комбинация «пусковой стол-летательный аппарат» поворачивается в положение для пуска.
Полет космического аппарата «Астро» мыслился его создателям следующим образом. Запуск предполагалось производить с мыса Канаверал в восточном направлении. Через семь секунд после взлета начинается гравитационный поворот, после окончания которого устанавливается угол атаки, соответствующий нулевой подъемной силе и сохраняющийся до выключения двигателей разгонной ступени. Непосредственно перед разделением запускаются двигатели «RL-10» и, когда тяга достигнет максимального значения, взрываются соединительные пироболты. До запуска двигателя «J-2» разгонная ступень должна начать разворот, чтобы уйти от струи.
Разделение происходит на высоте 82 километров на расстоянии 110 километров от места старта. На режиме планирования разгонная ступень может пройти 830 километров до аэродрома посадки; продолжительность полета при этом составит десять минут. Посадочная скорость на максимальной подъемной силе — 163 км/ч.
Космический корабль после отделения от разгонной ступени продолжает выход на орбиту по оптимальной траектории. После выполнения операций на орбите торможением он переводится на траекторию входа в атмосферу и посадки.
Движение по этой траектории происходит с одновременным поворотом аппарата относительно вектора скорости через крыло.
Траектория входа в атмосферу до перехода на режим равновесного планирования может быть разделена на три фазы: вход, переходный режим и режим постоянной высоты.
В фазе входа корабль ориентируется на максимальный тангаж. Угол входа в атмосферу выбирается в зависимости от допустимой температуры и расстояния до места посадки. Если на круговой орбите высотой 555 километров сообщить космическому кораблю тормозной импульс 106 м/с, корабль войдет в атмосферу на высоте 122 километров под углом — 3°. Далее корабль поворачивается относительно вертикальной оси на 180° носом по полету и устанавливается на угол атаки 45°, затем угол атаки меняется по определенному закону, чтобы в процессе выравнивания до высоты 70 километров подъемная сила оставалась постоянной.
На высоте 70 километров корабль поворачивается относительно вектора скорости, чтобы уменьшить вертикальную составляющую аэродинамической подъемной силы. Маневр по крену с одновременным разворотом и выходом корабля из плоскости орбиты продолжается до тех пор, пока угол наклона траектории полета не станет равным нулю. Высота, на которой заканчивается переходная фаза, зависит от допустимой температуры и потребной дальности. При таком маневрировании только на нижнюю поверхность корабля действует максимальный скоростной напор, поэтому эта поверхность проектируется на максимальный удельный тепловой поток. В фазе постоянной высоты полета угол атаки увеличивается с уменьшением скорости. Необходимая боковая дальность может быть получена маневром по крену, но постоянная высота при этом не сохраняется.
При скорости 4,6–6,7 км/с корабль выходит на траекторию равновесного планирования. С помощью управления углами атаки и крена уточняется расчет на посадку. В конце фазы равновесного планирования производится посадка с выключенным двигателем на выбранный аэродром.
Управляя с помощью аэродинамических сил параметрами траектории входа в атмосферу, можно осуществить посадку космического корабля в любом месте на площади 9100 X 3700 километров. Максимальная боковая дальность при угле крена 45° равна 3700 километрам.
Разработка и доводка системы «Астро» должна была проводиться в соответствии с программой, предусматривающей три этапа. На первом этапе фирма «Дуглас» планировала использовать один экспериментальный аппарат, пилотируемый двумя астронавтами и совершающий горизонтальный и вертикальный взлет. Аппарат совершал бы трансконтинентальные и трансокеанские перелеты, в ходе которых конструкторы собирались протестировать бортовые системы.
На втором этапе парк экспериментальных машин включал два одинаковых аппарата, прошедших «обкатку» ранее.
Теперь система могла бы осуществлять вертикальный взлет, при этом вторая ступень с экипажем из двух человек должна была выходить на орбиту высотой 540 километров с полезным грузом 910 килограммов.
На третьем, заключительном, этапе систему «Астро» планировалось испытывать в окончательном полномасштабном варианте.
Другие проекты двухступенчатых космических кораблей
Работы по созданию двухступенчатых космических кораблей многоразового использования также проводились совместно фирмами «Боинг» и «Локхид». В частности, были рассмотрены варианты двухступенчатых кораблей с параллельным расположением ступеней, которые исследовались при горизонтальном и вертикальном стартах с различными двигательными установками.
В ходе анализа возможных схем транспортного космического корабля будущего специалисты фирмы «Боинг» пришли к заключению, что многократно используемая система для запуска космических аппаратов будет представлять собой различные вариации самолетов, включая вертикально взлетающие, горизонтально взлетающие с воздушно-реактивными двигателями и пилотируемые самолеты-носители космических аппаратов. Стоимость такого самолета оценивалась в 1 миллиард долларов.
Специалисты «Боинга» утверждали, что первым шагом в развитии ракет-носителей разового действия могло бы стать создание крылатой ракеты-носителя (полная масса — 1700 тонн, полная длина — 82 метра, размах крыла — 43 метра), взлетающей вертикально со стартового стола. Горизонтально взлетающие носители, которые появятся позднее, будут иметь большие крылья и более тяжелое шасси, но зато они смогут возвратиться на базу и произвести аварийную посадку в случае неисправности.
Носитель с воздушно-реактивными двигателями будет близок к самолету по своей схеме и выполнению операций.
Так как двигателям носителей с ВРД необходим атмосферный кислород, они будут запускать полезную нагрузку (орбитальную ступень) с высоты в 30 километров (так называемый «воздушный старт»). Главное их преимущество по сравнению с баллистическими ракетами — маневренность, но они будут обладать и другими достоинствами высотных сверхзвуковых самолетов.
Конструкторы «Боинга» исследовали также возможность старта с ракетной тележки. Самолет, стартующий с ракетной тележки, будет иметь меньшие крылья, потребует меньше топлива и более простое и легкое шасси, все это упростит проблему входа в атмосферу.
В то же самое время совместно с «Боингом» фирма «Локхид» разрабатывала двухступенчатый космический самолет на 100 полетов со стартовым весом около 500 тонн, способный доставлять на низкую околоземную орбиту до 11 тонн полезной нагрузки, включающей 10 пассажиров, 3 тонны груза и экипаж из двух человек. По одному из проектов ступени располагались горизонтально, и самолет вначале разгонялся ракетной тележкой. После взлета с ракетной тележки «включалась» нижняя ступень. В конце разгона первая ступень отделялась и управляемая экипажем совершала планирующий спуск и горизонтальную посадку на аэродроме базы.
Вторая ступень с силовой установкой на ЖРД выводилась на заданную орбиту. После выполнения полета в космическом пространстве вторая ступень, управляемая экипажем, входила в атмосферу и совершала горизонтальную посадку на аэродроме. Для управления вектором тяги на концах крыльев обоих ступеней собирались установить ракетные двигатели.
Кроме того, фирма «Локхид» работала над увеличенным вариантом космического самолета, который должен был перевозить на околоземную орбиту от 50 до 100 пассажиров.
По контракту с ВВС США фирма «Канадайр» («Canadair») разработала космический корабль и провела изучение проблемы спасения экипажа на всех стадиях полета Земля-Орбита-Земля.
Предполагалось, что космический корабль весом 10,8 тонны с экипажем из двух человек будет запускаться на орбиты высотой от 370 до 36000 километров ракетой-носителем с ЖРД, форма аппарата была выбрана из соображений минимизации аэродинамического нагрева при входе в атмосферу.
Кабина разделена на два отсека. Передний отсек используется при выходе на орбиту и входе в атмосферу. В нем находится управление кораблем и аварийные системы, система связи, навигации, система аварийного спасения; объем отсека — 5 м3. Задний отсек разделен герметической перегородкой на две части. Передняя часть со свободным объемом 6,5 м3 используется экипажем для выполнения работы на орбите.
Задняя часть заполнена азотом для предотвращения пожара.
В ней расположены оборудование подачи криогенного топлива и система обеспечения жизнедеятельности экипажа.
Защитное покрытие для безопасного полета через радиационные пояса должно весить около 9 тонн. Во время прохождения через радиационные пояса и при солнечных вспышках экипаж должен находиться в защищенном отсеке.
К более поздним проектам двухступенчатых космических кораблей многократного использования можно отнести корабль «Траймес» («Trimes»), разработанный фирмой «Конвейр» в 1968 году по контракту с НАСА.
«Траймес» состоял из трех почти идентичных элементов.
На каждом из них размещался свой экипаж из двух человек.
Стартовая масса космического корабля — 518 тонн.
Основная силовая установка ступеней — ЖРД. Старт вертикальный при параллельном размещении ступеней. Две внешние ступени являются разгонными, а центральная — орбитальной.
При запуске все ракетные двигатели получают питание из топливных баков разгонных ступеней, которые после выработки топлива и достижения скорости 2440 м/с отделяются от орбитальной ступени и возвращаются на Землю.
Основными элементами конструкции ступеней являются цилиндрический отсек, два жидкостных ракетных двигателя, два турбовентиляторных двигателя и выдвижное крыло.
Вокруг цилиндрического отсека устанавливается обтекатель, обеспечивающий теплозащиту и аэродинамическую форму по типу летательных аппаратов с несущим корпусом.
В разгонных ступенях в цилиндрическом отсеке размещаются только топливные баки, а в орбитальной ступени помимо топливных баков меньшего объема, имеется секция длиной около 4 метров и диаметром 5 метров для перевозки грузов или 12 пассажиров.
В носовой части ступеней находится кабина экипажа, а хвостовая часть несет органы управления полетом.
Топливо в ЖРД подается вытеснительной системой; тяга двух ЖРД — 113 тонн.
Турбовентиляторные двигатели служат для дозвукового полета при возвращении на Землю. Скорость при заходе на посадку — около 280 км/ч. Указывалось, что для обеспечения захода на посадку при одном работающем двигателе масса ступени в это время должна быть не более 32 тонн.
Выдвижное крыло ступеней — переменной стреловидности.
Это вызвано необходимостью аэродинамической балансировки при дозвуковом полете. При полном выдвижении крыла на угол стреловидности 22° его размах составляет около 29 метров.
Предполагалось, что космический корабль рассмотренной схемы способен доставлять полезный груз массой 11,3 тонны на геоцентрическую орбиту с небольшим наклонением к экватору или 8,4 тонны — на полярную орбиту.
Стоимость одного запуска оценивалась в 300 тысяч долларов.
Считалось, что применение такого космического корабля позволит снизить стоимость выведения на орбиту 1 килограмма полезного груза с 1110 долларов для некоторых обычных ракет-носителей до 44 долларов. Общая стоимость работ по этой системе оценивалась в 1–2 миллиарда долларов.
По мнению специалистов фирмы «Конвейр», предложенная схема транспортного космического корабля обеспечивала гибкость использования его элементов. Так, возможности доставки на орбиту более тяжелого полезного груза достигается путем добавления разгонных ступеней или установкой на ступени дополнительных стандартных секций для увеличения объема топливных баков и грузового отсека. Однако такое увеличение массы должно компенсироваться соответствующим повышением характеристик двигателей.
Астроплан
Специалисты НАСА изучали не только сложные многоступенчатые схемы. И в 60-е годы еще сохранялась определенная инерция конструкторского мышления, взращенного на представлении о космическом корабле как о чем-то цельном и монолитном. В частности, довольно активно обсуждалась концепция «Астроплана» — одноступенчатого крылатого космического аппарата, предназначенного для доставки грузов на орбитальную космическую станцию.
Кроме того, предполагалось, что астроплан можно будет применять для грузовых и пассажирских перевозок в пределах земного шара на дальность порядка 10 000 километров.
Астроплан должен был иметь взлетный вес 4550 тонн, посадочный вес — 330 тонн, полезная нагрузка составляла 200 тонн.
Стреловидные крылья астроплана скомпонованы из топливных баков. Чтобы сделать конструкцию наиболее эффективной по нагрузке, кислород, составляющий 74 % взлетного веса, размещали в параллельных цилиндрических баках, расположенных перпендикулярно оси симметрии аппарата. К передней кромке баков крепилась полезная нагрузка, а на задней кромке устанавливались десять ЖРД тягой по 680 тонн каждый. Жидкий водород, составляющий 15 % взлетного веса, закачивали в коническо-цилиндрические баки, образующие стреловидные крылья. Аэродинамические рули устанавливали на концах крыльев и также использовали как топливные баки.
Все нагрузки во время разгона и возвращения воспринимаются конструкцией, имеющей криогенные температуры; при возвращении в атмосферу до высокой температуры нагревается только ненагруженный тепловой экран.
Водородные баки изготавливались из титана, а кислородные — из высокопрочной стали.
Траектория вывода астроплана на орбиту близка к траектории взлета баллистических ракет-носителей.
Незаправленный космический корабль доставляется за восемь часов до пуска на стартовую площадку и устанавливася вертикально на пусковой стол. После монтажа полезного груза, заправки топливом и окончательного контроля всех систем запускаются двигатели и астроплан освобождается от стопорного устройства.
В течение 365 секунд активного полета астроплан летит по траектории с нулевой подъемной силой, достигая на высоте 93 километров скорости, несколько превышающей круговую; максимальное ускорение на активном участке не превышает 3,5 g и регулируется дросселированием двигателей.
После выключения основных двигателей астроплан выходит на орбиту ожидания высотой 150–185 километров, на которой остается до тех пор, пока угол между ним и орбитальной космической станцией не будет оптимальным для выполнения маневра встречи. Маневр встречи и швартовки выполняется с помощью двигателей управления вектором тяги; эти же двигатели используются для торможения при входе в атмосферу.
С включением в соответствующей точке орбиты тормозных двигателей астроплан теряет высоту и возвращается в атмосферу под малым углом. Полет его замедляется, и при аэродинамическом управлении он планирует до стартовой площадки в пределах заданного «коридора» аэродинамического полета. После посадки астроплана проводятся его осмотр, обслуживание и подготовка к следующему запуску. В случае катастрофы экипаж должен спасаться в приданном астроплану космическом корабле типа «Джемини», а сам астроплан — уничтожаться системой ликвидации.
Космический корабль «Janus»
Идея создания космического корабля, обладающего хорошими аэродинамическими характеристиками при входе в атмосферу во всем диапазоне скоростей от космической до посадочной, привела к разработке космического аппарата с разделением ступеней в процессе входа в атмосферу. Космический корабль «Янус» («Janus») состоит из контейнера полуконической формы, внутри которого находится самолет с треугольным крылом.
После входа в плотные слои атмосферы и торможения до дозвуковой скорости на высоте 15 километров контейнер сбрасывается и приземляется на парашютах, а самолет производит посадку на аэродром.
Космический корабль «Янус» проектировался для двухнедельного полета по орбите вблизи Земли с экипажем из трех человек. Основные характеристики: длина — 8,2 метра, размах крыла — 4, 9 метра, полезный объем — 24 м3, вес самолета с экипажем и оборудованием — 1800 килограммов, общий вес корабля — 7250 килограммов.
Внутренний объем контейнера герметизирован и заполнен воздухом под давлением в 1 атмосферу. Сообщение между самолетом и контейнером осуществляется через люки в днище фюзеляжа. В средней части контейнера расположены жилые помещения для экипажа. Шлюзы на задней стенке контейнера обеспечивают вход и выход экипажа перед стартом корабля и в полете по орбите.
При выборе аэродинамической формы контейнера, для обеспечения аэродинамического качества, динамической устойчивости и балансировки пришлось отказаться от идеальной полуконической формы. Угол конуса контейнера — 24 градуса — был выбран из условия оптимального расположения центра тяжести, центра давления и обеспечения хорошей компоновки самолета в контейнере.
Для предотвращения перегрева фонаря кабины самолета при входе в атмосферу контейнер должен быть сбалансирован на положительные углы атаки. Балансировка осуществляется щитками, расположенными в хвостовой части контейнера.
Если расположить щитки в самой нижней части задней кромки, то при отклонении вниз возникает большой момент на пикирование и при небольших значениях аэродинамического качества приведет к выходу корабля на отрицательные углы атаки. Это можно исправить, придав носовой части контейнера форму санок, которая увеличивает аэродинамический момент на кабрирование.
Глава 9 КОСМОПЛАНЫ СОВЕТСКОГО СОЮЗА
Несмотря на всеобщее увлечение баллистическими ракетами, вызванное научно-техническим наследием Третьего рейха, в Советском Союзе нашлись конструкторы, которые, вопреки мнению руководства страны, не оставляли надежды возродить авиационно-космические системы. Само собой, разрабатываемые ими проекты выдвигались как альтернативные под какое-нибудь из многочисленных постановлений Совмина или под заказ от Министерства обороны. К сожалению, ни один из этих проектов не был доведен до серийного производства. Инертность мышления, недостаток средств, поглощаемых разработкой и строительством мощных межконтинентальных ракет, большая загруженность КБ — все это практически не оставляло советским авиационным конструкторам шанса довести свои проекты космопланов «до ума». Тем не менее такой шанс у них был…
Самолеты-снаряды «Ту-121» («С») «Ту-123» («Д»)
В 1956 году в ОКБ-156 Туполева было создано новое подразделение «Отдел К», задачей которого была разработка беспилотных летательных аппаратов различного назначения. Постепенно это новое подразделение превратилось в полноценное конструкторское бюро. Его возглавил сам Андрей Туполев.
Одним из основных направлений работ «Отдела К» стало создание целой серии проектов беспилотных самолетов различного назначения, рассчитанных на крейсерские сверхзвуковые скорости, соответствующие 2,5 или 3 Махам, и обеспечивающих дальность полета в пределах от 3000 до 5000 километров.
Первым в длинном ряду был проект беспилотного ударного самолета «121» («Ту-121», «С»), предназначавшийся для поражения целей на дальностях до 4000 километров. Впервые в практике ОКБ конструкторам предстояло создать не только летательный аппарат со сверхзвуковой крейсерской скоростью полета, но и наземные стартовые средства к нему, а также контрольно-проверочный комплекс, обеспечиваюший подготовку и запуск.
Официально задание на проектирование самолета «С» («С» означает «Средний») ОКБ-156 получило в 1957 году. 23 сентября 1957 года вышло постановление Совета Министров № 1145-519 по разработке новой стратегической ударной системы на основе беспилотного самолета «С» (обозначение по КБ — «Ту-121»). К работам по различным элементам системы привлекалось большое количества предприятий и организаций авиационной, радиоэлектронной промышленности и других смежных отраслей военно-промышленного комплекса. Например, специально для «Ту-121» в ОКБ-300 Сергея Туманского создавался новый малоресурсный турбореактивный двигатель «КР-15-300» с длительной тягой на форсажном режиме 10 000 килограммов.
Для обеспечения эффективной работы ТРД на всех режимах полета отделом силовых установок КБ был спроектирован многорежимный подфюзеляжный воздухозаборник с многоскачковым полуконусным центральным телом, с системой слива пограничного слоя и отстреливавшимся ограничительным коллектором, оптимизировавшим работу двигателя и воздухозаборника, а также кольцевое эжекторное сопло. Для топливной системы были разработаны жесткие интегральные фюзеляжные баки-отсеки с надежной комбнированной системой герметизации.
Для беспилотного самолета проектировалась новая компактная ядерная боевая часть, полностью интегрированная с его системами. Система управления должна была быть автономной, программной, с возможностью использования астроинерциальной коррекции на маршруте полета к цели.
Для управления рулевыми поверхностями были созданы оригинальные теплоустойчивые компактные гидравлические привода, представлявшие законченные агрегаты с замкнутой гидросистемой и электроприводными гидронасосами.
Исходя из условий использования в конструкции самолета традиционных авиационных материалов, для него была задана максимальная скорость длительного полета в 2,5 2,6 Маха. Это позволило разработать достаточно легкую кон струкцию с использованием хорошо освоенных в промыш ленности алюминиевых сплавов, с минимальным исполь зованием жаропрочных стальных сплавов в наиболее напряженных элементах конструкции.
Большая работа была проведена по созданию мобильной пусковой установки. Необходимо было спроектировать пусковое устройство, обеспечивавшее надежный запуск беспилотного самолета в самых различных условиях.
Созданный в ОКБ Туполева беспилотный летательный аппарат «Ту-121» представлял собой цельнометаллический моноплан нормальной схемы. Основные характеристики: длина самолета — 24,77 метра, диаметр фюзеляжа — 1,7 метра, размах крыла — 8,4 метра, взлетная масса — 35 000 килограммов, масса пустого самолета — 7300 килограммов.
Крыло самолета в плане было треугольной формы, с углом стреловидности по передней кромке — 67°. Управляющие поверхности на крыле отсутствовали.
Все управление самолетом осуществлялось с помощью цельноповоротных киля и стабилизатора. Все три руля крепились на гаргротах-обтекателях, в которых размещались рулевые приводы. Передняя часть беспилотного самолета была занята аппаратурой управления и наведения на цель и отсеком с боевой частью. Здесь же находились агрегаты системы охлаждения. Средняя часть самолета была в основном занята топливными цельносварными баками.
Для старта самолета-снаряда использовались стартовые твердотопливные ускорители «ПРД-52» с тягой по 80 000 килограммов.
Стартовые двигатели устанавливались на направляющей пусковой установки и образовывали стартовый агрегат «РАТ-52». За время работы от 3,75 до 5 секунд стартовые ускорители сообщали самолету скорость порядка 165170 км/ч и выводили его на высоту 100 метров. Ускорители, по мере падения их тяги, после отделения самолета от пусковой установки разворачивались вокруг точек крепления к самолету и самостоятельно отделялись от него.
Маршевый двигатель при ресурсе 15 часов обеспечивал нормальную статическую тягу 10 тонн, а при форсажном режиме — до 15 тонн в течение 3 часов. Маршевая высота полета (около 20 километров) достигалась на удалении 200 300 километров от места старта. Точность наведения самолетаснаряда на цель обеспечивалась применением инерциальной системы наведения, астронавигационной системы «ЗемляАИ» и автопилотом «АП-85». При достижении расчетной точки изделие «С» переводилось в пикирование под углом около 50°. На высоте порядка 2 километров над поверхностью Земли должен был срабатывать специальный боевой заряд типа «205», разработанный в НИИ-1011.
При возникновении нештатных ситуаций изделие «С» самоликвидировалось. Самоликвидация производилась: при боковом отклонении от заданного курса или развороте, при внеплановом снижении ниже 15 километров, при пропадании бортового питания. Для снижения опасности и предотвращения серьезных разрушений при полете над своей территорией самоликвидация производилась при «пассивном подрыве» изделия без срабатывания боевого заряда.
После прохождения дистанции и перевода в пикирование самоликвидация производилась только с подрывом боевого заряда.
Во второй половине 1958 года в опытном производстве были собраны первые экспериментальные самолеты «121».
С 30 декабря 1958 года начались огневые испытания и отстрелы имитаторов на полигоне в Фаустово, позднее на полигоне во Владимировке. В ходе этих испытаний проверялась правильность выбранной системы запуска. Началась подготовка к летным испытаниям.
Летом 1959 года первый летный экземпляр самолета «121» был перевезен на испытательную базу ОКБ. 25 августа первенец беспилотного самолета-снаряда «Ту-121» ушел в полет.
Этот испытательный полет прошел успешно, затем было еще несколько успешных полетов, подтвердивших правильность выбранных технических решений. Показанная в ходе испытаний реальная дальность «Ту-121» позволяла при старте с территории СССР нанести атомный удар по любой точке в Западной Европе, Северной Африке и Азии. Всего было отстреляно пять изделий, уже шла речь о подготовке серийного производства. Однако 5 февраля I960 года вышло постановление Совета Министров, сворачивавшее все работы по этой беспилотной ударной системе. Советское военно-политическое руководством сделало окончательный выбор в пользу ударных стратегических средств на основе баллистических ракетных комплексов. Как мы помним, в то же самое время были свернуты работы по тяжелыми крылатым ракетам «Буря» и «Буран».
В ходе работ над «Ту-121» был подготовлен эскизный проект межконтинентального самолета-снаряда «Ту-123» (Изделие «Д» — «Дальний»), обеспечивавшего доставку боевой нагрузки (термоядерная боевая часть) на дальность 9000–9500 километров с точностью до 10 километров. Самолет-снаряд «Д» должен был совершать полет на высотах от 22 до 25 километров со скоростью 2500–2700 км/ч.
Предварительный проект представлял собой увеличенный по массе и габаритам самолет «Ту-121» («С»). Для увеличения дальности полета предлагалось увеличить запас топлива и установить новые более экономичные турбореактивные двигатели «НК-6». Систему управления «Ty-123» предлагалось выполнить астроинерциальной.
Работы по межконтинентальному снаряду были остановлены на стадии проекта вместе с работами по «Ту-121». Под шифром «123» в дальнейшем разрабатывался беспилотный разведчик (система «Ястреб»).
Разведывательный самолет «Ту-123» («Ястреб»)
В конце 1950-х годов в связи с нарастанием угрозы внезапного ядерного удара со стороны США руководство Советского Союза приняло решение создать систему дальней беспилотной фото- и радиоразведки под шифром «Ястреб». Ответственность за решение этой задачи возложили на ОКБ Андрея Туполева.
