ДАННЫЕ НА 2022 г. (стандартное пополнение) Тактическая ударная аэробаллистическая управляемая ракета. Разработка ракеты, аналогичной по принципиальному устройству и назначению ракете SRAM (США), велась МКБ "Радуга" с 1974 г. ( источник) под общим руководством главного конструктора И.С.Селезнева. В 1978 г. изготовлены опытные образцы ракеты и начато освоение серийного производства ракеты на Дубненском машиностроительном заводе. В 1986 г. ракеты начали поступать в части Дальней Авиации. Из-за задержки с доводкой ракетным комплексом были оснащены только несколько десятков последних серийных Ту-22М3. Доработка ранее выпущенных самолетов не осуществлялась. Так же доработка комплекса задержала и освоение ракет строевыми экипажами - только в декабре 1988 г. первые пуски осуществили летчики 200-го ТБАП. Ракета принята на вооружение в 1988 г. и поставлялась в 184-й Гвардейский ТБАП и 1230-й (ныне - 121-й Гвардейский) ТБАП на самолетах Ту-160, а также в три полка 37-й воздушной армии ВГК на самолетах Ту-22М3. Впервые публично ракета показана в марте 1992 г. на показе техники для глав стран СНГ в Мачулищах (Белоруссия). Назначение базовой модели ракеты Х-15 - поражение стационарных площадных целей - военно-промышленных объектов, баз ВВС и ПВО, РЛС, командных пунктов и т.п. В т.ч. для проделывания бреши в системе ПВО противника. 
Конструкция - ракета имеет несущий корпус цилиндрической формы и три аэродинамических руля. Грузовой и приборный отсеки ракеты выполнены в виде цельносварной конструкции из титановых сплавов ОТ4-1 и ВТ-5. Хвостовая часть - из ОТ4-I и ВТ-5. Отсеки фюзеляжа имеют наружную теплозащиту ТЗМКТ и внутреннюю теплоизоляцию. Рули полностью поворотные, изготовлены из титанового сплава ОТ-4 с наружным теплозащитным покрытием. Носки рулей изготовлены из жаропрочного вольфрамо-молибденового сплава ВМ-1. Окантовки отсеков и гаргротов - из жаропрочной стали ВЖ-100. Обтекатель оживальной формы с теплоизоляцией (ТКЧ-6), облицован тканью АТОМ-2. Поверхность планера ракеты имеет металлизированное покрытие для улучшения отражательных характеристик при радиолокационном облучении (источник).
При освоении ракеты в производстве в 1978 г. был внедрен новый технологический процесс по изготовлению обтекателей двухслойной конструкции в жестких прессформах методом пропитки под давлением с одновременной запрессовкой на клее ВК-20 двух металлических рам. Кроме того, был внедрен технологический процесс нанесения теплозащитного материала МКТ непосредственно на металлические отсеки в жестких прессформах методом пропитки под давлением, а также процесс нанесения теплозащитного материала на рули методом автоклавного вакуумного формования. Отрабатывался и технологический процесс по изготовлению обтекателя трехслойной конструкции на связующем материале К-9-70. Сначала формовался слой из ткани ТС-8/3-КТО, второй слой - из Т-11-Р и третий из ТС-8/3-КТО. Каждый слой требовал своей термической обработки. Большие трудности были при обработке технологии теплозащиты гаргротов изделия. Суть в том, что после нанесения теплозащитного слоя была необходима его термическая обработка, в процессе которой нарушались геометрические размеры деталей из стеклопластика. Тогда было принято решение об изготовлении металлических деталей не по конструкторскому чертежу, а по технологическому с упреждением размеров на величину деформации при прессовании в жесткой прессформе. Возникла необходимость изготовления и крупногабаритных стальных деталей, требующих очень жестких условий термической обработки. Оборудования подходящего не было. Была разработана и построена первая печь ПАП - крупногабаритная, высокотемпературная печь с перепадом температур по зонам (5(С. Это позволило качественно проводить термообработку деталей (без остаточной деформации), а иногда в жестких приспособлениях (термокалибровка). Таким методом обрабатывались обечайки из сплава ВТ-20. В процессе отработки технологии изготовления обтекателей, отсеков планера ракеты, гаргротов, нанесения наружного теплозащитного покрытия этих агрегатов и в испытаниях активное участие принимали специалисты МКБ "Радуга" С. Н. Озеров, Б. И. Маков, А. А. Осоченко, В. С. Солдатенков, М. А. Харченко, С. А. Куманькова. Очень важная работа была проведена с институтом им. Патона по разработке и оснащению производства стальными отливками конусов методом центробежного электрошлакового литья (ЦЭШЛ). Но, к большому сожалению, эту работу закончить не удалось ввиду конверсии (источник).
Компоновка и боковая проекция ракеты Х-15 (рисунок И.Приходченко, из статьи Марковский В., Перов К.,
Система управления - автономная инерциальная
Некоторые варианты ракет оснащены ГСН: 1) ПКР - активная РЛ ГСН миллиметрового диапазона;
2) Анти-РЛС - пассивная РЛ ГСН
Предполагалось применение ракеты по разным типовым траекториям от полета на малой высоте до баллистического высотного полета на максимальной скорости. На баллистической высотной траектории ракета совершала баллистический полет до высоты 40 км, далее - снижается к цели развивая скорость до 5М.
Бортовая система управения ракетным оружием самолета-носителя СУРО (например, Ту--22М3) обеспечивала целеуказание, подготовку к стрельбе и управление пусковыми установками. Обнаружение целей и ввод их координат мог осуществляться как заранее так и по время полета носителя с использованием бортовых средств обнаружения целей. Используя навигационные данные от навигационного комплекса самолета-носителя СУРО производила подготовку и ввод полетного задания в инерциальные системы управления ракет. Двигатель - двухсекционный двухразового включения РДТТ "160" / 9А2001 разработки Моторостроительного Проектного Бюро (с 1986 г. ОКБ "Союз", источник). Двигатель включал в себя две секции - стартовую и маршевую, разделенные перегородками и оснащенные каждая своей системой зажигания. Топливо - смесевое, с отливкой непосредственно в корпус двигателя с профилированным внутренним каналом звездообразного сечения. На стратосферном участке траектории ракета управлялась двигательной установкой реактивной стабилизациии (ДУРС) "161" / "160.10" / 9Ж2001, сопла которой (на схеме обозначены как пиросвечи ДУРС, см.выше) были установлены параллельно аэродинамическим рулям и качались вместе с ними. ДУРС представлял из себя своего рода треугольник, образованный тремя газовыми колонками, соединёнными коллектором. Снизу к колонкам присоединялись газогенераторы, также соединённые треугольником с помощью специальных кронштейнов. Газогенераторы запускались с помощью пиросвечей ПС-410, заимствованных с макеевских ракет. Сопла крепились по три в ряд параллельно плоскости аэродинамических рулей на трубках-газоводах, свёрнутых в спиральную пружину и припаянных к колонкам. Сопла наворачивались на резьбовые втулки, которые крепились на общей колодке, в которую впаивались трубки ( источник). ТТХ ракеты: Длина - 4780 мм Размах крыла - 920 мм Диаметр корпуса - 455 мм | | ТТТ пороекта Х-15 | Х-15 | Х-15С (ТТХ с Мосаэрошоу-1995)
| | Длина | | 4780 мм | 4780 мм | | Размах крыла | | 800 мм | 920 мм | | Диаметр корпуса | | 455 мм | 455 мм | | Масса | до 1100 кг | 1100 кг (?)
| 1200 кг | | Масса БЧ | |
| 150 кг | | | | | | | Дальность действия | до 300 км | 60-150 км (на первых публичных показах)
60-300 км | 60-150 км (на первых публичных показах) | | Скорость полета | | 600-700 м/с
до 5 М | 600-700 м/с
до 5 М | Высота пуска - 300-22000 м Высота полета - до 40 км КВО - 5-8 м Время полета на дальность 200 км - 180-200 сек Боевое оснащение: - базовый вариант ракеты Х-15 - компактная термоядерная БЧ, вероятно, унифицированная с КР Х-55 и специально разработанная для применения на КРБД типа Х-55 мощностью 200 кт. Разработчик боевой части - ВНИИА, главный конструктор - А.А.Бриш. Термоядерный заряд разработан ВНИИП (ВНИИТФ). Учебные ракеты оснащались имитатором специальной БЧ и фугасным зарядом для контроля попадания.
- вариант Х-15С - проникающая фугасная БЧ массой 150 кг.
Модификации: Х-15 - ядерная ударная, базовая модификация ракеты.
Х-15С / Х-15А - противокорабельная, впервые показана в 1993 г.  Ракета Х-15С (Ракеты типа Х-15. // Авиация и космонавтика. №9 / 2005 г.).
Х-15П - противорадиолокационная, разработка прекращена в 1991 г.
Носители: - Ту-160 BLACKJACK - до 24 ракет на 4-х многопозиционных катапультных установках МКУ-6-1 в двух бомбоотсеках фюзеляжа. Катапультирование ракеты в МКУ-6-1 осуществлялось гидропневмоакумулятором с пневматическим толкателем, уборка катапульты осуществлялась гидравликой. - Ту-22М3 BACKFIRE - ракеты могут размещаться на многопозиционной катапультной установке МКУ-6-1 (6 ракет в бомбоотсеке фюзеляжа) и до 4-х ракет могут размещаться на авиационных катапультных устройствах АКУ-1 под крылом. Комбинированный вариант подвески - 6 ракет на МКУ-6-1 в фюзеляже и 2 ракеты Х-22 или бомбы на наружной подвеске.  (Ракеты типа Х-15. // Авиация и космонавтика. №9 / 2005 г.). Ракеты Х-15 на барабанной подвеске МКУ-6-1 в фюзеляже Ту-22М3 и 2 ракеты Х-22 на наружной подвеске (Ракеты типа Х-15. // Авиация и космонавтика. №9 / 2005 г.). - опытные Ту-95МС-6/МС-16 - по 6 и по 16 ракет с подвеской на штатных местах КРБД Х-55 - информация не подтверждена. Были так же сомнительные данные о возможном применении на Су-34.
Статус: Россия
- 1992 г. - ракета впервые публично показана в марте 1992 г. на показе техники для глав стран СНГ в Мачулищах (Белоруссия).
- 1993 г. - ракета впервые представлена на выставке вооружений в Нижнем Новгороде, в том же году разрешены поставки ракеты на экспорт.
- 1998-2000 г.г. - есть на вооружении (все данные по состоянию на 2000 г.).
- 2010 г. или немного позже - ракеты Х-15 сняты с вооружения.
Источники: Авиационная аэробаллистическая ракета Х-15. 2004 г. ( источник). ДМЗ им.Н.П.Федорова, официальный сайт, 2013 г. ( источник). Ильин В., Левин М., Практически единственный стратег (Ту-160). // Крылья родины. N 1 / 1994. Мороз С., Сделано в СССР. // Авио. № 5 / 1996. Ракеты типа Х-15. // Авиация и космонавтика. №9 / 2005 г. Сойко Н., Созвездие главного конструктора. // Независимое военное обозрение. № 24 / 1997. |
