КРЫЛАТЫЕ РАКЕТЫ А.Я. БЕРЕЗНЯКА


РАКЕТЫ ДЛЯ ВООРУЖЕНИЯ ДАЛЬНЕЙ АВИАЦИИ






Крылатые ракеты Х-22, Х-22М и Х-22МА




     В конце пятидесятых годов военное противостояние между СССР и странами НАТО усилилось. Наибольшую угрозу для нашей страны представляла опасность внезапного нападения с применением ядерного оружия. В США основным средством доставки ядерных боеприпасов к цели в то время были стратегические бомбардировщики и самолеты-штурмовики, базирующиеся на авианосцах и на авиабазах, расположенных вблизи границ Советского Союза. К тому же начала осуществляться специальная программа строительства ударных авианосцев, оснащаемых тяжелыми самолетами-штурмовиками, носителями ядерного оружия.
     Известно, что для авианосцев основную угрозу представляют противокорабельные ракеты авиационного и морского базирования и дальноходные торпеды подводных лодок, в том числе торпеды, оснащенные ядерными зарядами. Для защиты от средств воздушного и подводного нападения ударным авианосцам придавались специальные корабли охранения, включая крейсеры ПВО (противовоздушной обороны) – носители зенитных ракетных комплексов дальнего и ближнего действия, а также авианосцы с самолетами-истребителями, вооруженны ми ракетами класса «воздух-воздух».
     На вооружении морской авиации Советского Союза в то время находились самолеты-носители Ту-16, вооруженные дозвуковыми противокорабельными ракетами КСР-2, имевшими максимальную дальность полета 160 км и скорость полета 1250 км/час на высоте 10 км. В стадии создания находился авиационный комплекс с противокорабельной ракетой К-10, характеристики которой были несколько выше, чем у ракеты КСР-2, (максимальная дальность полета 220 км и скорость полета 1800 км/час на высоте 11км). Однако вероятность прорыва к авианосцу через зоны противовоздушной обороны авианосного ударного соединения как ракет КСР-2, так и ракет К-10 была невысока. К тому же и самолеты-носители Ту-16 при пуске этих ракет вынуждены были бы углубляться в зону действия истребителей-перехватчиков, базирующихся на авианосцах, что могло привести к недопустимо большим их потерям.
     В этих условиях для обеспечения защиты страны от угрозы воздушного нападения необходимо было создать новые, более эффективные средства, способные успешно поражать самолеты (носители ядерного оружия) в местах их постоянно го базирования, как на авиабазах, так и на авианосцах.
     Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 17.04.1958 года Министерству авиационной промышленности СССР совместно с рядом других министерств и ведомств было поручено создать перспективный авиационный ракетный комплекс К-22. В состав этого комплекса должны были входить новый сверхзвуковой самолет-ракетоносец Ту-22К, сверхзвуковая высотная противокорабельная ракета Х-22 и система обнаружения надводных целей и выдачи целеуказания ракетам. Постановлением предусматривалось, что ракета Х-22 должна была иметь летно-технические характеристики, намного превосходя щие достигнутый в то время уровень мирового авиационного ракетостроения. Значения основных ее летно-технических параметров (максимальная высота, скорость и дальность полета) должны были свести к минимуму возможные потери самолетов-носителей и ракет от огневого противодействия перспективных комплексов ПВО авианосного корабельного соединения.
     В связи с увеличением, по сравнению с ракетами КСР-2 и К-10, максимальной дальности полета ракеты Х-22 и реализацией боевого применения по принципу «пустил-забыл» необходимо было разработать новую самолетную аппаратуру, обеспечивающую обнаружение и выдачу целеуказания ракетам Х-22 о целях с больших расстояний, а также более совершенную активную радиолокационную головку самонаведения ракеты.
     Предусматривалось применение ракеты Х-22 и по площадным целям, для чего необходимо было разработать вариант исполнения ракеты с оснащением ее аппаратурой счисления пути на базе доплеровского измерителя скорости и угла сноса.
     Естественно, что поставленные задачи потребовали решения ряда новых научно-технических проблем в области аэродинамики, прочности, материаловедения, авиационной технологии, организации проведения летных экспериментов. К работе были подключены научно-исследовательские институты: ЦАГИ, ВИАМ, НИАТ, ЛИИ.
     Головным разработчиком комплекса было определено ОКБ А.Н. Туполева, головным разработчиком ракеты – ОКБ А.И. Микояна, в составе которого был филиал ОКБ-155, возглавляемый А.Я. Березняком. Коллективу этого филиала и лично Александру Яковлевичу были перепоручены все работы по созданию ракеты Х-22. Однако на начальном этапе разработки со стороны ОКБ А.И. Микояна оказывалась существенная помощь в проектировании ракеты. Так, в частности, ими совместно с научными работниками ЦАГИ была разработана аэродинамическая схема ракеты, а на этапе эскизного проектирования из головного ОКБ в филиал была командирована большая группа опытных инженеров-технологов для оказания помощи в разработке конструкции планера ракеты.
     На этапе эскизного проектирования ракеты Х-22 впервые в мировой и отечественной практике ракетостроения был заложен модульный принцип построения ракеты, позволивший в дальнейшем при минимальных дополнительных затратах разработать и сдать на вооружение три модификации ракеты Х-22, отличающиеся друг от друга, в основном, системой наведения и боевым снаряжением:
     – Х-22М с активной радиолокационной головкой самонаведения «ПГ»;
     – Х-22МА, оборудованную аппаратурой счисления пути на базе доплеровского измерителя скорости и угла сноса «ПСИ»;
     – Х-22МП с пассивной радиолокационной головкой самонаведения.
     Основные летно-технические характеристики ракет Х-22М и Х-22МА:

   Х-22М  Х-22МА
 Максимальная дальность полета, км 320 500
Диапазон высот пуска, км 10-14 10-14
Скорость полета на марше, км/ч 3600-4000 3600-4000

     При проектировании ракет была заложена следующая схема их боевого применения.
     Обнаружение и выбор цели производятся оператором самолета-носителя по информации самолетной радиолокацион ной станции. В случае неисправности станции обнаружение и выбор цели должны осуществляться с использованием активной радиолокационной головки самонаведения «ПГ» ракет Х-22 и Х-22М, которая захватывает и сопровождает цель еще до отцепки ракеты от носителя. С момента отцепки ракеты от самолета-носителя аппаратура «ПГ» совместно с автопилотом осуществляет самонаведение ракет Х-22, Х-22М на цель в азимутальной плоскости в течение всего времени автономного полета ракеты (до момента «ослепления» головки на расстоянии нескольких сот метров от цели).
     При подготовке к пуску ракет Х-22МА данные о выбранной для поражения цели вводятся в аппаратуру «ПСИ». С выходом самолета-носителя в зону разрешенных дальностей стрельбы при наличии сигнала «Ракета готова» и совпадении направления полета носителя с направлением на выбранную для поражения цель производится пуск ракеты Х-22МА.
Траектория полета ракет Х-22МА и Х-22, Х-22М в вертикальной плоскости с выходом ракет на заданную высоту маршевого полета формируется по командам автопилота ракеты. Переход в пикирование ракет Х-22МА и Х-22, Х-22М на цель производится по командам соответственно аппаратуры «ПСИ» и активной радиолокационной головки самонаведения «ПГ» по достижении ракетой заданной дальности до цели. Заданный угол пикирования ракеты Х-22МА на цель обеспечивает ся автопилотом ракеты, при этом аппаратура «ПСИ» отключается от контура управления ракетой.
     После перехода ракеты Х-22, Х-22М в пикирование активная радиолокационная головка осуществляет самонаведение ракеты на цель как в азимутальной, так и в вертикальной плоскостях, обеспечивая прямое попадание ракеты в заданную для поражения цель.
     Подрыв специальных боевых частей ракет Х-22 и Х-22М производится по команде аппаратуры «ПГ» на заданном расстоянии от цели или при встрече ракеты с целью по факту замыкания на ракете контактных датчиков цели. Подрыв ракет Х-22МА осуществляется при помощи автоматики специальной боевой части при достижении заданной высоты.
     При снаряжении ракет Х-22, Х-22М фугасно-кумулятивной боевой частью подрыв ее осуществляется при встрече ракеты с целью.
     При создании ракеты Х-22 разработчикам впервые пришлось решать ряд принципиально новых технических задач. Так, например, большая сверхзвуковая скорость и большая, по тем временам дальность автономного полета ракеты и связанные с этим большие аэродинамические и тепловые нагрузки на ракету потребовали решить задачу обеспечения необходимой теплопрочности и жесткости конструкции планера ракеты при жестких ограничениях, накладываемых на его массово-габарит ные характеристики. Необходимо было обеспечить приемлемые для аппаратуры ракеты температурные условия в отсеках ракеты и необходимый температурный режим компонентов топлива жидкостного ракетного двигателя ракеты (без использова ния внешней теплозащиты топливных баков).

Ракета Х-22

     Большие трудности также возникли с созданием радиопроз рачного обтекателя для ракет Х-22, Х-22М. Необходимо было обеспечить как высокий коэффициент радиопрозрачности обтекателя, требующийся для достижения заданных характерис тик аппаратуры «ПГ», так и необходимую прочность и жесткость обтекателя в условиях воздействия большого скоростного напора и температуры торможения потока, характерных для автономного полета этой ракеты. Основной вклад в решение этой проблемы внесли научные сотрудники ВИАМ.
     Высокая температура воздушного потока в пограничном слое в процессе полета ракеты потребовала исключить возможность попадания его внутрь отсеков ракеты. Для обеспечения этого вначале было решено разработать безлюковую конструкцию ракеты и уплотнить стыки отсеков. При этом аппаратура в переднем и заднем аппаратурных отсеках размещалась на специально разработанных аппаратурных балках, жестко закрепленных на несъемных частях отсеков. Доступ для монтажа и демонтажа блоков аппаратуры обеспечивался при снятии (сдвижке, соответственно, вперед и назад) носовой и хвостовой частей корпуса ракеты. Такая конструкция была реализована на первых трех сериях опытной партии ракеты Х-22. Однако, первый же опыт проведения наземной и летно-эксперименталь ной отработки бортового оборудования этих ракет показал большие неудобства в осуществлении доступа к аппаратуре и оборудованию, находящемуся в заднем аппаратурном отсеке, в связи с необходимостью расстыковки топливных магистралей, проходящих в зоне этого отсека, и проведением последующей проверки герметичности топливной системы после состыковки этих магистралей. Начиная с четвертой серии опытной партии ракет, доступ к оборудованию в заднем аппаратурном отсеке обеспечивался через специально выполненные люки. Для исключения попадания в аппаратурный отсек горячего воздуха из пограничного слоя на крышки люков было нанесено специально разработанное для этой ракеты теплостойкое резиноподоб ное уплотнение. В процессе создания ракеты Х-22 впервые удалось обеспечить взаимозаменяемость отсеков ракеты по стыковочным рамам, что позволило в эксплуатации оперативно (в зависимости от характера выполняемой боевой задачи) производить смену боевого снаряжения ракеты. Был обеспечен удобный подход к бортовому оборудованию ракеты при его монтаже и в эксплуатации.
     Охлаждение аппаратуры ракеты в совместном полете осуществлялось подачей с самолета-носителя спирта в испаритель ную систему охлаждения переднего аппаратурного отсека и холодного воздуха – в задний аппаратурный отсек. В автономном полете аппаратура «ПГ», расположенная в переднем аппаратурном отсеке ракеты, охлаждалась испарительной системой охлаждения, использующей при работе бортовой запас спирта.
     Для обеспечения работоспособности аппаратуры «ПГ» на больших высотах потребовалось поддерживать в переднем аппаратурном отсеке нормальное атмосферное давление (соответствующее атмосферному давлению у поверхности земли), для чего отсек был герметизирован и наддувался воздухом, подаваемым с носителя до отцепки ракеты, а после отцепки ракеты – из специального бортового баллона высокого давления.
     Следует также отметить, что именно на ракете Х-22 впервые в отечественной практике создания летательных аппаратов в конструкции корпуса, крыла и оперения ракеты были широко использованы титановые сплавы в сочетании с жаропрочными и нержавеющими сталями, что позволило создать конструкцию, имеющую сравнительно небольшую (для такой ракеты) массу и необходимую теплопрочность и жесткость.
     При изготовлении агрегатов конструкции планера ракеты Х-22, выполняемых из стальных и титановых сплавов, впервые в авиационном ракетостроении широко использовалась автоматическая аргоно-дуговая, точечная и роликовая электросварки. В то время промышленность только начинала осваивать технологию изготовления сварных конструкций, выполняемых из титановых сплавов, и автоматическую аргоно-дуговую сварку топливных баков, и заслуги в этом заводских (завода-изготовителя ракет Х-22) инженеров-технологов и помогавших им сотрудников НИАТ несомненны.
     Для семейства ракет Х-22 предприятиями Министерства радиопромышленности была разработана перспективная по тем временам бортовая система управления, базирующаяся на использовании электрогидравлического автопилота (разработки КБ-1) и индивидуальных для каждой модификации ракеты систем наведения. Активная радиолокационная головка самонаведения «ПГ» и аппаратура счисления пути на базе доплеровского измерителя скорости и угла сноса «ПСИ», использовавшиеся соответственно на ракетах Х-22, Х-22М и Х-22МА, разработаны коллективом КБ-1, а пассивная радиолокационная головка самонаведения «ПГП», использовав шаяся на ракете Х-22МП, была разработана коллективом ЦНИИ-108.
     Двигательная установка ракеты Х-22 была создана на базе жидкостного ракетного двигателя разработки завода № 300 Министерства авиационной промышленности.

     В итоге по реализованным в процессе разработки летно-техническим характеристикам ракета Х-22 в то время (и в течение еще нескольких десятилетий) не имела зарубежных и отечественных аналогов. В начальной стадии разработки были даже определенные сомнения в возможности достижения столь высоких летно-технических характеристик. Возможно, поэтому в окончательном виде тактико-технические требования к ракете Х-22 были сформулированы и утверждены Главнокомандующим ВВС Советского Союза только в октябре 1959 года, после разработки эскизного проекта ракеты.
     Ракеты для вооружения дальней авиации





     

Крылатая ракета Х-22МП


     Работы по созданию ракеты Х-22МП с пассивной радиолокационной головкой самонаведения были начаты в 1962 году. Ракета Х-22МП предназначалась для поражения корабельных и наземных радиолокационных станций (РЛС), работающих в импульсном режиме в частотных диапазонах, соответствующих длинам волн ~10см и ~20см.
     Обнаружение работающих РЛС осуществлялось пассивным радиолокационным пеленгатором самолета-носителя. При подготовке ракеты Х-22МП к пуску радиотехнические параметры выбранной для поражения РЛС-цели вводились в пассивную радиолокационную головку самонаведения ракеты. После «захвата» цели головкой самонаведения ракеты, получения с ракеты сигнала «Ракета готова» и выхода самолета-носителя в зону разрешенных дальностей пуска производилась отцепка ракеты от самолета-носителя. Дальнейший полет ракеты к цели осуществлялся аналогично полету ракет Х-22, Х-22М.
     Ракета Х-22МП оснащалась фугасно-кумулятивной боевой частью с активной оболочкой. Активная оболочка значитель но увеличивала радиус поражения РЛС-целей. Подрыв боевой части осуществлялся на высоте 8м над поверхностью земли (воды или надстроек корабля – при работе по корабельным РЛС) по сигналу неконтактного оптического взрывателя. При прямом попадании ракеты Х-22МП в корабль подрыв боевой части осуществлялся по факту замыкания контактных датчиков цели взрывательного устройства ракеты.

* * *
     Высокие летно-технические характеристики, заложенные при проектировании ракеты Х-22, были подтверждены успешно проведенными государственными летными испытаниями комплекса К-22. Все три модификации ракеты Х-22 были приняты на вооружение ВВС.

Ракета Х-22 под сверхзвуковым бомбардировщиком Ту-22М3

     Технические решения, найденные разработчиками ракеты Х-22 в процессе ее создания, нашли широкое применение в дальнейших разработках авиационных ракет, а полученный опыт позволил конструкторскому коллективу, созданному А.Я. Березняком, решать еще более сложные технические задачи.


     Ракета Х-22М.
     Государственная премия 1971 года.


Ракета Х-22МА.
     Государственная премия 1975 года.





     

Крылатая ракета КСР-5



     Аэродинамическая схема ракеты КСР-5 представляла собой уменьшенную в размерах копию аэродинамической схемы ракеты Х-22 и отличалась от нее отсутствием нижнего гребня.
     Масса ракета КСР-5 не превышала стартовой массы ракет КСР-2 и КСР-11, поэтому ракета размещалась на самолете-носителе Ту-16 на штатных балочных держателях ракет КСР-2 и могла использовать информацию существовавшей на этом самолете радиолокационной аппаратуры целеуказания.
     Основные характеристики ракеты КСР-5 близки к характеристикам находившейся тогда в стадии отработки авиационной ракеты Х-22.
     Решение задачи по ограничению стартовой массы ракеты КСР-5 с максимально возможным приближением ее летно-технических характеристик к характеристикам ракеты Х-22 достигалось изготовлением агрегатов планера ракеты, включая топливные баки, из алюминиевых сплавов. В качестве основного конструкционного материала для этой ракеты был выбран коррозионно-стойкий алюминиевый сплав АМг-6. В связи с тем, что алюминиевые сплавы имеют существенно более низкую жаропрочность, чем титановые сплавы и нержавеющие стали, из которых выполнена конструкция ракеты Х-22, большое значение имел выбор режимов полета ракеты КСР-5. Были проведены специальные исследования (расчетные и экспериментальные) по определению верхней границы диапазона допустимых скоростей полета ракеты, при которых еще возможно использование в конструкции ракеты алюминиевых сплавов. В результате этого было установлено, что реализация автономного полета ракеты КСР-5 с максимальной скоростью 3200 км/час возможна на высотах 22…25 км.
     При изготовлении топливных баков ракеты из сплава АМг-6 возникла новая задача – создание двигателя с тяговыми характеристиками, близкими к тяговым характеристикам ЖРД ракеты Х-22, но работающего на компонентах, приспособлен ных для хранения в баках из сплава АМг-6. Такой ЖРД был создан коллективом, возглавляемым другом и соратником Александра Яковлевича Исаевым А.М.
     Система управления ракеты КСР-5 была укомплектована более совершенной, чем у ракеты КСР-2, активной радиолокационной головкой самонаведения ВС-К, разработанной Ленинградским НИИ-131 Министерства радиопромышленно сти. Электрический автопилот (с электрофрикционным рулевым приводом) разработан ОКБ-2 Министерства общего машиностроения.
     В качестве боевого снаряжения для ракеты КСР-5 были разработаны сменные фугасно-кумулятивная и специальная боевые части и взрывательное устройство с системой контактных датчиков цели. На ракете КСР-5 могла применяться также и разработанная позднее для ракеты КСР-5П фугасно-ку мулятивная боевая часть с активной оболочкой.
     Схема боевого применения ракеты КСР-5 была в основном такая же, как у ракеты Х-22М. При этом была также обеспечена возможность обнаружения и выбора цели с использованием активной радиолокационной головки самонаведения ракеты КСР-5 в случае отказа бортовой РЛС самолета-носителя.
     С целью минимизации доработок самолета-носителя Ту-16 была разработана автономная бортовая система охлаждения ракеты КСР-5. Система использовала для охлаждения головки самонаведения ракеты воздух аппаратурного отсека, прогоняемый вентилятором через теплообменник, который охлаждался забортным воздухом (при полете ракеты под носителем) или испаряющимся жидким аммиаком (в автономном полете ракеты). Специальный баллончик с жидким аммиаком входил в комплектацию ракеты и не требовал подзарядки в течение всего срока службы ракеты.
     Передний аппаратурный отсек ракеты КСР-5, как и на ракете Х-22, был герметизирован и в автономном полете наддувался сжатым воздухом, подаваемым из специального баллона, что позволяло активной радиолокационной головке самонаведения ракеты устойчиво работать на больших высотах.





     

Крылатая ракета КСР-5П




     Работы по созданию ракеты КСР-5П в соответствии с Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР были начаты в 1964 году. В апреле 1965 года был разработан эскизный проект ракеты.
     Ракета КСР-5П шла на замену ракеты КСР-11 и предназна чалась для поражения наземных и корабельных радиолокаци онных станций, работающих в импульсном режиме в частотных диапазонах, соответствующих длинам волн ~10 см и ~20 см.

     Ракета КСР-5П создавалась как модификация ракеты КСР-5 и отличалась от нее только типом головки самонаведения. На ракете КСР-5П устанавливалась пассивная радиолокаци онная головка самонаведения, разработанная ЦНИИ-108 Министерства радиопромышленности. Была разработана фугасно-кумулятивная боевая часть с активной оболочкой и предусмотрена возможность снаряжения ракеты специальной боевой частью.

   КСР-5  КСР-5П
Максимальная дальность полета, км 240 300
Высота полета на марше, км 22,5 22,5
Скорость полета, км/ч 3200 3200

     Подготовка к боевому применению ракеты КСР-5П в основном аналогична подготовке ракеты КСР-5. При этом обнаружение и выбор работающей РЛС-цели производились оператором самолета-носителя с помощью пеленгационного устройства пассивной радиолокационной головки самонаведения ракеты КСР-5П или аппаратурой разведки и целеуказа ния самолета-носителя. Радиотехнические параметры выбранной для поражения РЛС вводились затем в пассивную радиолокационную головку самонаведения ракеты, которая после этого переходила в режим «захвата» и автосопровожде ния цели. При достижении самолетом-носителем разрешенной дальности пуска и совпадением направления полета с направлением на цель производился пуск ракеты.
     Формирование траектории полета ракеты КСР-5П к цели осуществлялось так же, как у ракет КСР-5. Подрыв боевой части ракеты производился на высоте 8м от поверхности земли (воды или надстроек корабля – при работе по корабельным РЛС) по сигналу ракетного оптического взрывателя или в момент соударения ракеты с преградой по сигналу системы контактных датчиков цели.

Самолет-носитель Ту-16К




     Ракета КСР-5.
     Государственная премия 1970 года.


Ракета КСР-5П.
     Государственная премия 1977 года.





     

Ракета-мишень КРМ


     На этапе предварительного обсуждения с Заказчиком крылатую ракету-мишень КРМ предлагалось разработать на базе сверхзвуковой авиационной ракеты Х-20М. Но А.Я. Березняк предложил (и это было реализовано) разработать мишень на базе более дешевой дозвуковой ракеты КСР-2. При этом была доработана аэродинамическая схема и установлен более мощный, чем на ракете КСР-2, двухкамерный ЖРД. Реализация этого предложения позволила создать сравнительно недорогую авиационную мишень с высокими летно-техническими характеристиками, не имевшую в то время аналогов как в СССР, так и за рубежом.
     Пуски мишени КРМ осуществлялись с самолета-носителя Ту-16Н-КРМ. На траектории мишень выполняла маневр в горизонтальной плоскости типа «змейка». Для увеличения радиолокационной заметности мишени до величины, соответствующей заметности самолетов типа МиГ-17 и Су-7, она была оборудована линзами Люнеберга.
     Интересно отметить, что до появления мишени КРМ в войсках ПВО имели место шапкозакидательские настроения. Считалось, что успешный перехват под Свердловском американского дозвукового высотного самолета-шпиона, пилотировавшегося Пауэрсом, подтверждал высокие боевые возможности отечественных комплексов ПВО и, следовательно, потенциальная угроза, связанная с появлением у вероятного противника новых сверхзвуковых высотных самолетов, могла быть успешно парирована существовавшими тогда отечественными комплексами ПВО. Однако первые попытки осуществить в полигонных условиях реальный перехват мишени КРМ самолетами-истребителями, вооруженными ракетами класса «воздух-воздух», или наземными зенитно-ракетными комплексами далеко не всегда приводили к успеху.
     Управление КРМ на траектории осуществлялось автопилотом с электрическими рулевыми машинками. Мишень КРМ была оборудована бортовой измерительной аппаратурой БИА, предназначенной для замера и передачи на наземную радиотелеметрическую станцию РТС-8 параметров, характеризующих движение мишени, работу автопилота и двигателя. Для обеспечения надежного слежения за мишенью в полете и невыхода мишени из зоны полигона КРМ оборудовалась радиолокаци онными приемоответчиками и бортовой аппаратурой ликвидации. Уничтожение не сбитых средствами ПВО мишеней осуществлялось по команде автопилота мишени или по команде с наземного пункта управления.
     С целью экономии средств впоследствии был задан и успешно создан модернизированный вариант КРМ – спасаемая мишень КРМ-2. Мишень КРМ-2 была оснащена парашютно-реактивной системой мягкой посадки, выполненной по типу системы мягкой посадки космических аппаратов. В конструкцию планера мишени КРМ-2 вместо обычного нижнего гребня был введен гребень-амортизатор, подлежащий замене после каждого приземления мишени. По сравнению с КРМ была значительно улучшена эксплуатационная технологичность мишени КРМ-2 за счет сосредоточения аппаратуры в головной части корпуса мишени, группировки ее по назначению и обеспечения удобных подходов к ней.
     В ходе разработки спасаемой мишени КРМ-2 был поставлен и успешно решен ряд новых задач:
     – расширение диапазонов высот, скоростей и дальностей полета мишени;
     – ведение с земли радиоуправления мишенью на траектории;
     – удешевление и упрощение конструкции мишени и ее эксплуатации;
     – исследование реальной возможности спасения мишени (осуществления ее приземления с минимальными разрушениями).

   КРМ  КРМ-2
Количество программных траекторий 3 6
Высота пуска, км 20, 23, 26 13,6…27
Диапазон скоростей полета, км/ч 2100-3200 1220-3200

     Большой вклад в разработку системы спасения мишени был внесен специалистами НИИ ПДС, создавшими для КРМ-2 трехступенчатую парашютную систему. Система обеспечива ла торможение мишени до малой дозвуковой скорости полета и последующее вертикальное снижение с подходом к земле со скоростью не более 8м/с.
     Дальнейшее уменьшение скорости снижения мишени до значения 0…3 м/с (в момент касания мишенью поверхности земли) обеспечивалось тормозным ракетным твердотоплив ным двигателем. При этом в процессе последовательного срабатывания ступеней парашютной системы спасения мишени производилась перецепка тросов парашютной системы, обеспечивавшая перевод ракеты-мишени из положения «полет носом к земле» в горизонтальное положение. Один из успешно применявшихся экземпляров мишени КРМ-2 был отремонтирован и применен повторно. Объем восстановительных работ (включая нейтрализацию баков) показал целесообраз ность повторного применения ракет с агрессивными компонентами топлива.

Авиационная ракета-мишень КРМ-2 в полете

     Авиационная ракета-мишень КРМ серийно изготавливалась в течение многих лет и способствовала совершенствованию средств ПВО страны.