• Главная
• Контакты
• Нашёл ошибку
• Прислать материал
• Добавить в избранное

Продолжение. Начало см. в «ТиВ» №№ 10. 12/2002 г… № 1/2003 г.

В середине 1950-х гг… по мере совершенствования средств воздушного нападения все большее значение стали приобретать проблемы увеличения дальности, высоты и скорости полета зенитных управляемых ракет. С учетом ограниченных энергетических возможностей существовавших в те годы двигательных установок, для решения этой проблемы было предложено использование ракетно-прямоточных или прямоточных воздушно-реактивных двигателей, в создании которых к этому времени были достигнуты определенные успехи как в нашей стране, так и за рубежом. В числе летательных аппаратов, использовавших в те годы подобные двигательные установки, были межконтинентальные крылатые ракеты «Буря» и «Навахо», ЗУР «Бомарк», «Тэйлос» и «Бладхаунд», летающие лаборатории «Вега» и «Статалтекс». Опираясь на этот позитивный опыт, в 1958 г. к проектированию зенитных ракет с прямоточными двигателями приступили в СССР. Практически одновременно эти работы начались в ОКБ-8 по ракете ЗМ8 для ЗРК «Круг», в ОКБ-134 по ракете ЗМ9 для ЗРК «Куб» и в ОКБ-2 по ракете 17Д для комплекса С-75М.

Первые работы по использованию двигательных установок подобного типа в ОКБ-2 начались еще в середине 1950-х гг. В то время конструкторское бюро приняло участие в проведении работ по экспериментальной ракете КМ (В-751), проводившихся совместно с ОКБ-670 М М. Бондарюка, имевшим к тому времени более чем десятилетний опыт работ над прямоточными воздушно-реактивными двигателями.

КМ представляла собой двухступенчатую ракету, выполненную на основе разработанной в ОКБ-670 неуправляемой ракеты «025», оснащенной твердотопливным стартовым ускорителем и небольшим, работающим на бензине сверхзвуковым ПВРД. Эта ракета должна была стать летающей лабораторией, предназначенной для исследования процессов работы прямоточного двигателя составе зенитной управляемой ракеты, летающей в широком диапазоне высот и выполняющей энергичные маневры. С этой целью на КМ было установлено переднее крестообразное оперение и соответствующие органы управления.

В ОКБ-2 специально для КМ были разработаны устройства программного управления полетом, служившие для реализации движения ракеты по траекториям, близким к характерным для зенитных ракет.

В январе 1956 г. модель КМ прошла полный цикл продувок в ЦАГИ, и весной этого же года состоялись первые четыре пуска на полигоне, Всего до осени 1957 г. было произведено 10 пусков КМ.

Разработка твердотопливной ракеты В-757 была задана Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 4 июня 1958 г. № 608–293 о создании комплекса С-75М, предусматривавшим также создание ракеты В-755 с применением ЖРД на маршевой ступени. Разработка ракеты В-757 велась в ОКБ-2 МАП. Согласно техническому заданию твердотопливная ракета разрабатывалась для перехвата воздушных целей, летящих со скоростями до 2300 км/ч на высотах до 25 км. После рассмотрения нескольких вариантов был принят к дальнейшей проработке проект ракеты с комбинированным ракетно-прямоточным твердотопливным двигателем.

Основная проблема, с которой предстояло столкнуться разработчикам такой ракеты, была связана с созданием высокоэффективной маршевой двигательной установки. Несмотря на то, что конструкция использовавшихся на первых зенитных ракетах жидкостных, твердотопливных и прямоточных воздушно-реактивных двигателей была доведена до максимально возможной для того времени степени совершенства, все они обладали существенными недостатками.

Так, наличие на борту ракеты жидкого топлива приводило к значительному усложнению и удорожанию ее конструкции. усложняло ее эксплуатацию, понижало надежность действия, увеличивало время подготовки такой ракеты к боевому применению. Двигатель был весьма трудоемким и сложным в изготовлении.

Твердотопливный двигатель обеспечивал максимальную простоту конструкции ракеты, удобство ее эксплуатации, что повышало надежность действия всей системы. Но низкие энергетические характеристики существовавших тогда твердых топлив и невысокое массовое совершенство конструкции двигателей приводили к неприемлемому увеличению стартового веса ракеты при заданных летных данных.

Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, использовавший для своей работы нетоксичное и неагрессивное жидкое топливо (как правило. определенные сорта керосина), обладал высокими энергетическими характеристиками. Однако они снижались при полете на больших высотах, представлявших тогда наибольший интерес для разработчиков зенитных ракет.

Специалисты ОКБ-2 пришли к рассмотрению варианта ракеты с комбинированным ракетно-прямоточным двигателем, работавшим на твердом топливе, для зенитных ракет в то время еще не применявшимся. По предварительным оценкам, такой двигатель должен был обладать высоким удельным импульсом (по расчетам до 500 кг. сек/кг) при возможности работы в широком диапазоне высот и скоростей полета. Приемлемый удельный импульс (до 160 кгс. с/кг) обеспечивался и при малых скоростях полета, а также на больших высотах, что делало весьма привлекательным применение такого типа двигателя на зенитной ракете. Для снижения к минимуму технического риска было признано целесообразным разработать изделие с таким двигателем на базе одной из уже существующих зенитных ракет.

В ОКБ-2 были проведены предварительные проработки двухступенчатой зенитной ракеты с маршевым комбинированным ракетно-прямоточным двигателем на базе ракеты В-755, первый пуск которой состоялся в мае 1958 г. Основное внимание было уделено выбору требуемых параметров этого двигателя, обеспечивавших получение летных данных ракеты, аналогичных оснащенной жидкостным двигателем В-755 Как показали результаты расчетов, такая ракета с маршевым ракетно-прямоточным двигателем могла обладать требуемыми летными характеристиками при стартовой массе одного порядка с В-755, но при этом ее длина значительно уменьшалась, а эксплуатационные характеристики улучшались. В качестве ускорителя предусматривалось использование стартового двигателя от ракеты В-755 без каких-либо изменений.

Полученные в ОКБ-2 результаты стали основой для уже упомянутого Постановления от 4 июня 1958 г. в части разработки ракеты В-757. Работы по созданию системы управления и бортовой аппаратуры ракеты должны были выполняться в КБ-1, а разработка экспериментальной ракеты, получившей заводское обозначение 17Д, в ОКБ-2 и на его филиале, размещавшемся на московском заводе № 41. Ведущим конструктором новой разработки был назначен В.В. Коляскин, ставший вскоре главным конструктором филиала ОКБ-2.

Встретившиеся на начальных этапах разработки ракеты теоретические и конструктивные проблемы потребовали привлечения широкого круга специализированных научно-исследовательских (ЦАГИ. ЦИАМ и пр.) и конструкторских организаций. Выбор параметров маршевого двигателя ракеты осложнялся также тем, что для ракеты предполагалось использование уже имевшегося стартового ускорителя В связи с этим время работы маршевого двигателя и количество топлива в нем, обеспечивающие активный полет маршевой ступени, были практически однозначно определены, при этом энергетические возможности оказались несколько хуже, чем при реализации теоретически оптимальных характеристик. Свойственный зенитным управляемым ракетам широкий диапазон изменения параметров набегающего потока определил то, что величина развиваемой маршевым двигателем тяги значительно менялась в зависимости от этих условий. Ситуация усложнялась тем, что практически отсутствовала возможность регулирования процесса горения топлива для соответствия оптимальным значениям секундного расхода конкретным условиям полета.

На начальных стадиях проектирования для регулирования тяги маршевого двигателя было решено использовать сопло с величиной критического сечения, изменяемой в соответствии с условиями полета. На дальнейших этапах вместо этого для газогенератора маршевого двигателя подобрали такую форму твердотопливного заряда, которая обеспечивала приемлемую зависимость расхода топлива по времени полета для типовой траектории ракеты.

Спроектированный твердотопливный ракетно-прямоточный двигатель обладал простотой и надежностью твердотопливного двигателя в сочетании с высокими энергетическими характеристиками прямоточного Ожидалось достижение при его работе величин удельного импульса порядка 400–450 кгс. с/кг Органическое сочетание достоинств этих типов двигателей обеспечивало необходимые величины тяги маршевой двигательной установки во всем рабочем диапазоне высот полета ракеты. На низких траекториях основную долю тяги должен был создавать прямоточный двигатель, а на больших высотах для поддержания высокой средней скорости полета оказывалось достаточно тяги, возникающей при истечении газов из газогенератора.

Однако весьма непростые вопросы эффективной совместной работы твердотопливного и прямоточного двигателей в то время находились еще в стадии теоретической и экспериментальной проверок и отработок. Требовалась проверка основных положений, заложенных в конструкцию этого двигателя, на различных масштабных моделях. В процессе продувок моделей в аэродинамических трубах получили первые данные о возможности дожигания специального твердого топлива в прямоточном двигателе, о необходимых для обеспечения высокой эффективности процесса сгорания размерах камеры двигателя и т. д.

Для удовлетворения противоречивых требований по устойчивости и управляемости ракеты, обеспечения необходимой эффективности ее боевой части, достижения наивыгоднейших параметров работы двигательной установки, удобства эксплуатации и обслуживания бортовой аппаратуры, при выборе компоновки ракеты было рассмотрено множество вариантов размещения элементов ЗУР.

Для ракеты была выбрана нормальная аэродинамическая схема. На корпусе маршевого двигателя были размещены крылья и рули, служащие для управления по тангажу и курсу, а также для стабилизации по всем трем каналам.

На носовой части корпуса ракеты находились неподвижные дестабилизаторы. снижающие запас статической устойчивости до уровня, при котором рули ракеты выводипи бы ее на заданный угол атаки. В отличие от схемы «утка», такое расположение аэродинамических поверхностей обеспечивало нормальную работу кольцевого воздухозаборника маршевого двигателя, перед которым не было возмущающих воздушный поток подвижных элементов.

Состоявшее из пяти отсеков центральное тело двигателя маршевой ступени по компоновке было в основном аналогично корпусу ракеты В-755. Внутри него последовательно располагались радиовзрыватель 5Е11, боевая часть с ПИМ И-98. радиоаппаратура ФР-15М с автопилотом АП-755, газогенератор с топливом и механизмы управления рулями. Антенны системы радиовизирования и приема команд располагались на внешнем корпусе в передней и задней частях ракеты.

Экспериментальная ЗУР семейства 17Д перед бросковым испытанием

Передняя часть корпуса, включая разъемы для установки боевой части и радиовзрывателя, ракет В-757 и В-755 была идентична. К заднему торцу газогенератора крепился конус. Центральное тело и обечайка маршевого двигателя соединялись с помощью четырех пилонов. Маршевая ступень ракеты и ускоритель были связаны стальной фермой, которая крепилась шпильками к конусу Ускоритель крепился к ферме болтами, которые в начальный момент движения срезались, позволяя ускорителю отделиться после окончания его работы.

Ускоритель, состоявший из твердотопливного двигателя, четырех стабилизаторов. упорного конуса и хвостового отсека, за исключением узлов сочленения и расцепки с маршевой ступенью, ничем не отличался от ускорителя ракет «семейства» В-750.

Камера сгорания маршевого ракетнопрямоточного двигателя была образована кольцевым зазором. Продольное сечение этого зазора, в котором происходило движение воздуха и продуктов сгорания, было спрофилировано по результатам газодинамических расчетов двигателя и испытаний моделей. В передней части был образован диффузор для входа сверхзвукового потока воздуха. В этом же месте был предусмотрен отвод пограничного слоя в специальные отверстия и далее сквозь полости в пилонах — на наружную поверхность внешнего корпуса ракеты с истечением через специальные обтекатели.

Примерно в середине канала двигателя происходило смешение с потоком воздуха продуктов сгорания топливного заряда (со значительным количеством несгоревшего магния), поступавших из газогенератора через щелевые отверстия, расположенные под углом от 70 до 80 град, к продольной оси ракеты. Количество этих отверстий на разных модификациях ракеты было различным и составляло от 20 до 26, в зависимости от состава применявшегося топлива. Получавшийся в процессе догорания магния газ выбрасывался из двигателя ракеты через сопло, образованное двумя коническими поверхностями.

В конструкции ракеты широко использовались элементы из магниевых и алюминиевых сплавов с защитными покрытиями. На крылья и части корпуса, подвергавшиеся в процессе полета аэродинамическому нагреву, наносились теплозащитные покрытия. Корпус ракеты, включая стыки отсеков и люки, был защищен от проникновения влаги.

Конструкция обеспечивала изготовление основных элементов корпуса ракеты из листового материала с широким применением сварки. Для изготовления ряда частей корпуса, крыльев и рулей применялось крупногабаритное литье и штамповка. Это позволило сократить число деталей и удешевить производство ракеты. Конструкция и технология изготовления отдельных частей ракеты обеспечивала полную взаимозаменяемость готовых изделий, отсеков и других ее элементов.

Ракета 17Д из-за наличия в ее составе комбинированного ракетно-прямоточного двигателя по своей форме и компоновке значительно отличалась от всех ракет «семейства В-750». Тем не менее для ее первых пусков использовались уже имевшиеся на полигоне наземные средства с незначительной доработкой, включая и пусковую установку.

Создание первой в нашей стране ЗУР с маршевым прямоточным воздушно-реактивным двигателем на твердом топливе потребовало проведения испытаний макетных образцов и натурных двигателей, для чего было построено и переоборудовано несколько стендов в ЦАГИ. филиале ЦИАМ. НИИ-1 ГКАТ и в НИИ-G ГКОТ. На это ушло около года, что привело к срыву ранее намеченных сроков. Уже осенью 1959 г. отставание работ стало предметом рассмотрения ВПК, в решении которой от 20 октября 1959 г. № 108 было отмечено, что Постановление СМ СССР в части передачи средств комплекса С-75В на совместные испытания в И! кв. 1959 г. не выполнено. Этим же решением предприятиям- поставщикам были назначены уточненные сроки по изготовлению аппаратуры АП-757, РУВ-757, маршевому РПДТТ, стартовому РДТТ, пусковой установке СМ- 90 и боевой части ДВР-755. Новым сроком предъявления ракеты на совместные испытания был предусмотрен II кв. 1960 г.

К тому времени в соответствии с Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 4 июля 1959 г № 735–338 в разработке находился вариант ракеты В-757Кр (ЗМ10) для ЗРК2К11 «Круг».

Предъявление В-757Кр на совместные испытания было намечено на IV квартал 1960 г. Работа велась параллельно с ранее начатой разработкой для этого же комплекса ракеты ЗМ8, которая велась в свердловском ОКБ-8 и была призвана подстраховать деятельность коллектива уральских конструкторов во главе с Л. Люльевым.

Первые пуски В-757 состоялись в начале 1960 г. Опыт отработки зенитных ракет показал, что их летные испытания должны проводиться в три основных этапа — баллистические (или бросковые), автономные и испытания в замкнутом контуре управления.

Для первого этапа испытаний в конце 1959 г. было специально подготовлено три макетных образца ракеты 17Д с не полностью снаряженным газогенератором маршевого двигателя и максимально упрощенным бортовым оборудованием, На этих образцах, которые представляли собой, по существу, летающую лабораторию, отсутствовали рули и дестабилизаторы. Внутри ракеты располагалось множество разнообразных датчиков, измерявших давление и температуру в контуре маршевого двигателя. Стартовая масса этих ракет составляла около 2,2 т.

Компоновочная схема варианта ракеты 17Д

1 — приемник воздушного давления; 2 — радиовзрыватель; 3 — дестабилизаторы; 4 — боевая часть; 5 — блок радиоуправления и визирования; 6 — блок питания; 7 — автопилот; 8 — отверстия для «слива» пограничного слоя; 9 — сливная полость: 10 — сливной карман; 11 — газогенератор; 12 — крыло; 13 — тор-баллон с воздухом: 14 — рулевая машина; 15- руль; 16- ферма; 17 — стартовый РДТТ; 18 — стабилизатор; 19 — опорный ролик.

На них должны были определяться характеристики воздухозаборников нескольких вариантов маршевого двигателя с различными площадями входа, производиться оценка работоспособности этого двигателя, исследоваться процессы старта и разделения ступеней.

Первый пуск такой ракеты прошел успешно 23 января 1960 г. с неподвижной пусковой установки под углом возвышения 40 град. После окончания работы ускорителя и его отделения маршевый двигатель запустился и разогнал ракету со скорости 560 м/с до 690 м/с. Дальность полета при этом составила около 23 км. Результаты анализа полученной информации показали их достаточно хорошую сходимость с расчетными характеристиками.

Успешным был и второй пуск. Во время третьего пуска через несколько секунд после включения маршевого двигателя начался помпаж на данном образце ракеты был установлен воздухозаборник с большей, чем ранее, плошадью входного сечения.

С четвертого пуска, осуществленного 22 апреля 1960 г., начался этап автономных испытаний, в ходе которых должны были определяться величины уходов ракеты от направления пуска к началу радиоуправления, качество стабилизации ракеты автопилотом, осуществляться проверка надежности работы бортовой аппаратуры и всей системы управления в целом.

10 пусков из этой серии должны были производиться в замкнутом контуре управления (т. е. в заданную точку пространства по условной цели) для оценки функционирования всей системы «ЗРК — ракета» и достижения режимов полета, по скорости и углам атаки сопутствующим реальному процессу перехвата воздушной цели с целью оценки качества стабилизации ракеты автопилотом. Во время этих пусков должны были также уточняться аэродинамические характеристики ракеты и проверяться работоспособность конструкции.

При выполнении маневров в соответствии с командами системы наведения были получены резкие изменения аэродинамических характеристик ракеты при достижении ею углов атаки свыше 7-10 град. Это явилось следствием срыва пограничного слоя перед воздухозаборником. При этом режиме /правление и стабилизация полета ракеты становились практически невозможными. Одной из мер борьбы с этим явлением было удаление («слив») пограничного слоя через специальные обтекатели на внешнем контуре ракеты.

Слив пограничного слоя позволил отодвинуть наступление срывных явлений до углов атаки 12–12,5 град. Как показали продувки моделей, при отводе пограничного слоя не сквозь обтекатели, а через специальные полости в крыльях эта величина должна была достигнуть не менее 14 град… что было достаточно для обеспечения необходимой управляемости ракеты.

С весны 1961 г. для газогенератора маршевого двигателя стало использоваться другое топливо с лучшей энергетикой и стабильностью характеристик при различных температурах, большей взрывобезопасностью и относительно простой технологией изготовления. Но для реализации дополнительных мер по усилению теплозащиты двигательной установки испытания были приостановлены на несколько месяцев.

Летом 1961 г. на ракете установили более мощный ускоритель, что позволило увеличить скорость перед запуском маршевого двигателя.

Стартовая масса испытывавшихся ракет с полностью снаряженными двигателями составляла от 2635 до 3045 кг, что было связано с неоднократными доработками ракеты. Максимальная скорость полета ракеты при испытаниях соответствовала М=3,7. Дальность активного участка полета достигала 40 км при средней скорости 820–860 м/с. Максимальная достигнутая ракетой высота активного полета составила 23 км.

Отставание по срокам регулярно становилось предметом рассмотрения в ВПК Так, 2 февраля 1961 г. было выпущено решение ВПК № 17, где был отмечен срыв установленных ранее сроков работ по созданию комплекса «Круг». В целях ускорения этих работ было признано целесообразным до окончания автономных испытаний ракет, предназначенных для ЗРК «Круг», проводить заводские летные испытания с серийными ракетами типа В-750, а на февраль-май 1961 г. наметили срок окончания отработки ЗУР В-757 в контуре управления системы С-75М. Решением ВПК от 28 декабря 1961 г. срои начала летных испытаний В-757Кр был перенесен уже на сентябрь 1962 г. В этом году московский завод № 41 должен был изготовить для испытаний 52 ЗУР В-757Кр. но летом 1962 г. испытания практически прекратились.

Задолго до их завершения стало ясно, что созданная для ЗУР В-757 принципиально новая двигательная установка имеет значительные резервы как по энергетическим, так и по массовым характеристикам, которые давали основания для развертывания работ в этом направлении. С конца 1960 г. в ОКБ-2 и его филиале на заводе № 41, возглавлявшемся В.В. Коляскиным, велись работы над новыми ЗУР с ракетно-прямоточными двигателями с более высокими характеристиками.

С другой стороны, к лету 1962 г., после принятия на вооружение ЗРК С-75М с ракетой В-755 и первых успехов, достигнутых разработчиками ЗМ8, дальнейшие работы по В-757 становились нерациональными в условиях выполнения в ОКБ-2 ряда значительно более серьезных и ответственных заданий. Окончательно же работы по ракетам В-757 и В-757Кр были прекращены по Постановлению ЦК КПСС и СМ СССР N0694-237 от 15 июня 1963 г.

Схема ракеты 17Д в штатном варианте

Проведенные в период 1960–1962 гг. около сорока пусков ЗУР В-757 и В-757Кр с маршевым твердотопливным ракетно-прямоточным двигателем показали определенную перспективность использования такого типа двигательной установки для зенитных управляемых ракет.

По решению ВПК, принятому в апреле 1961 г., в ОКБ-2 и в его филиале на заводе № 41 были начаты работы по созданию новой ЗУР, являвшейся развитием В-757 (17Д), но отличавшейся повышенной скоростью полета и способностью поражать высокоскоростные малоразмерные цели на высотах более 30 км.

Ракета, получившая обозначение В-758 (заводской индекс — 22Д), была предназначена для модернизированного варианта ЗРК С-75. Первоначально варианты этой ракеты внешне практически не отличались от 17Д. В процессе проработки различных вариантов в ОКБ-2 была предложена и испытана в стендовых условиях твердотопливная ракетно-прямоточная двигательная установка с кольцевым диффузором (как у 17Д), в камере сгорания которой устанавливались восемь небольших твердотопливных двигателей. Их установка преследовала двойную цель. С одной стороны, они должны были выполнять роль стартового ускорителя, а с другой — использоваться как горючее для ракетно-прямоточного двигателя. Изготавливаемые из магниевого сплава корпуса этих двигателей почти полностью выгорали в процессе его работы. Ракета, получившая обозначение 18Д, осталась только в проекте, но ее компоновка стала прообразом широко применяющейся в настоящее время «интегральной» схемы ПВРД на ракетах различного назначения.

В процессе дальнейшего проектирования 22Д ситуация резко изменилась. К концу 1962 г. в ходе проведения экспериментов по поиску путей увеличения дальности действия станции наведения комплекса С-75 было достигнуто устойчивое автоматическое сопровождение целей типа среднего бомбардировщика на дальностях свыше 100 км и высотах до 35-км.

Исходя из этих результатов, с учетом предварительных работ ЦК КПСС и СМ СССР 4 июня 1963 г. было принято Постановление о разработке 3VP с более высокими характеристиками. Новая ракета должна была обеспечивать поражение на дальностях до 60 км целей, летящих на высотах до 35 км со скоростями до 3000 км/ч.

В связи с тем, что возникла необходимость в увеличении дальности почти в полтора раза по сравнению с 17Д и высоты полета ракеты, принятую ранее компоновочную схему пришлось пересмотреть. Этому способствовало и то, что постановлением задавалось сохранение величин стартовой массы, размеров и моментов инерции на уровне серийно выпускавшихся ракет комплекса С-75, что было связано с необходимостью использования для новой ракеты уже имевшихся в частях ПВО пусковых установок, транспортных средств и технологического оборудования. Тем самым устанавливался предел стартовой массы ракеты — 2800 кг.

Перед проектировщиками стояли и другие проблемы. Так, для обеспечения эффективного поражения высокоскоростных и высотных целей ракета на конечном участке своей траектории при подлете к цели должна была совершать маневры с перегрузками более двух единиц. При этом цель могла находиться на высоте более 30 км, где аэродинамические органы управления ракеты сколько-нибудь реальных размеров обеспечивали требуемые перегрузки при скорости полета свыше 1400 м/с. Однако при большой скорости сближения ракеты с целью резко снижалась эффективность срабатывания боевой части, что требовало значительного увеличения ее массы и габаритов. Потребовалось проведение дополнительных исследований по определению рациональных уровней величин как массы боевой части ракеты, так и скорости ее полета на конечном участке траектории. Оптимальное значение скорости составило 1400–1500 м/с. Предъявленные к ракете высокие требования по величине средней скорости полета при ограничениях в конечной скорости предопределили характер траекторных характеристик. После интенсивного набора высокой сверхзвуковой скорости до сброса стартового ускорителя при работе ракетно-прямоточной двигательной установки начинался дополнительный разгон с дальнейшим поддержанием на маршевом режиме скорости полета на уровне свыше трех скоростей звука. С учетом полученных к тому времени результатов испытаний 17Д, показавших невозможность эффективной работы ракетно-прямоточного двигателя как на высотах более 20 км из-за возникновения помлажных режимов, так и при больших углах атаки, было принято решение об установке на ракете еще одного твердотопливного двигателя для достижения требуемых высот и скоростей перехвата цели. Таким образом, проектируемая ракета стала трехступенчатой.

Использование подобной схемы ракеты сулило значительное повышение ее летных данных и обеспечивало рациональное расходование топлива по траектории и, соответственно, активный полет на полную заданную дальность — 60 км. Подобная дальность полета для ракет, оснащенных только твердотопливными двигателями, в те годы была большим достижением. При полете на максимальную дальность на высотах менее 20 км топливо ракетно-прямоточных двигателей должно было использоваться полностью, после чего они должны были сбрасываться. При полете к цели, находящейся на высотах более 20 км, маршевые двигатели могли сбрасываться в любой момент их работы Непосредственно перед их сбросом должен был запускаться двигатель третьей ступени, который и осуществлял разгон ракеты до необходимой скорости более 1400 м/с.

Для В-758 была принята нормальная аэродинамическая схема. На корпусе третьей ступени ракеты были размещены четыре прямоугольных крыла малого удлинения и четыре руля-элерона, служащих для управления и стабилизации ракеты по всем трем каналам. Первая ступень ракеты включала в себя ускоритель со стабилизаторами, который в то время также использовался на ракете 17Д.

Примерно через год после начала испытаний в составе 22Д стал использоваться новый, более мощный ускоритель, который за 3–4 с разгонял ракету до скорости 600 м/с и более. Для обеспечения необходимых параметров работы при различных условиях окружающей среды в его сопле было установлено специальное устройство, позволявшее регулировать величину критического сечения.

Компоновка ракеты 22Д

1 — приемник воздушного давления: 2 — передающая антенна радиовзрывателя; 3 — радиовзрыватель; 4 — предохранительно-исполнительный механизм; 5 — боевая часть; 6 — приемная антенна рациовзрывателя; 7 — РПДТТ; 8 — заряд твердого топлива: Э — крыло; 10 — бортовой источник питания: 11 — антенны радиоуправления; 12 — рулевая машина; 13 — переходной конус; 14 — РДТТ первой ступени; 15 — стабилизатор; 16 — ролик — задняя опора на ПУ; 17 — сопло РДТТ третьей ступени; 18 — руль-элерон: 19 — воздушноарматурный блок; 20 — бортовой электроразъем: 21 — заряд твердого топлива; 22-РДТТ третьей ступени: 23 — бугель — передняя опора на ПУ; 24 — блок аппаратуры радиоуправления и радиовизирования; 25 — блок автопилота.

Основное внешнее отличие 22Д от 17Д состояло в установке на концах крыльев четырех твердотопливных ракетнопрямоточных двигателей, которые и были второй ступенью ракеты. Каждый ракетно-прямоточный двигатель имел осесимметричный диффузор, газогенератор с твердым топливом и камеру дожигания. В газогенераторе, изготовленном из листового титана с теплозащитным покрытием, было выполнено 18 сопловых отверстий, через которые газ поступал в камеру дожигания. Топливо газогенератора почти на треть состояло из порошка алюминиево-магниевого сплава, давало при сгорании значительное количество несгоревших частиц и обладало более высокими энергетическими характеристиками при меньшем разбросе величины скорости горения, чем топливо, использовавшееся в газогенераторе 17Д. Это вело к значительному снижению разницы в тяге каждого двигателя, что было весьма важным при одновременной работе четырех двигателей в составе ракеты. Сам твердотопливный заряд был выполнен в виде двух шашек. Камера сгорания и цилиндрическая часть обечайки диффузора изготавливались из стеклотекстолита, применение которого заметно упрощало и облегчало их конструкцию. Элементы для «слива» пограничного слоя на этих двигателях не устанавливались ввиду того, что при их работе на маршевом участке полета не предусматривался выход ракеты на углы атаки более 7-10 град.

Третья ступень ракеты, которая и должна была достигнуть цели, состояла из пяти отсеков. В первом отсеке располагались радиовзрыватель с передающей антенной. В носке ракеты был установлен приемник воздушного давления. Корпус первого отсека был смешанной конструкции. В зоне расположения передающей антенны радиовзрывателя он был выполнен из радиопрозрачного материала, а остальная часть изготавливалась литьем из магниевого сплава. Второй отсек предназначался для размещения осколочной боевой части с предохранительно-исполнительным механизмом. Корпус этого отсека выполнялся из листа легкого и достаточно прочного сплава АМГ-6Т, подкрепленного шпангоутами В третьем аппаратурном отсеке был расположен силовой шпангоут, использовавшийся для установки передних лонжеронов крыльев и устройств отделения ракетно-прямоточного твердотопливного двигателя. Корпус третьего отсека изготавливался литьем из магниевого сплава. Четвертый отсек представлял собой твердотопливный двигатель с зарядом в виде одной вкладной шашки, форма которой обеспечивала необходимый закон изменения тяги. Сопло этого двигателя было выполнено по схеме с удлиненным газоводом. что позволило разместить заряд в центре тяжести третьей ступени и, соответственно, избежать при его работе значительных изменений в центровке ступени. Корпус двигателя изготавливался из высокопрочной нержавеющей стали. В пятом отсеке по оси находилось сопло с газоводом. В кольцевом зазоре между ним и корпусом располагались блок питания, воздушный аккумулятор давления и рулевые машины управления рулями-элеронами. На изготовленном из магниевого сплава корпусе этого отсека были установлены четыре руля-элерона. Снизу в корпусе отсека располагался электроразъем. через который бортовая аппаратура ракеты перед пуском получала информацию от наземных средств, а сверху располагалась антенна канала радиоуправления.

Значительное внимание при разработке 22Д было уделено обеспечению отделения от ракеты твердотопливных ракетно-прямоточных двигателей, каждый из которых весил около 100 кг и к тому же располагался как раз в плоскости рулей-элеронов. Принятая схема их отделения с помощью специальных пироцилиндров позволила создать надежную и достаточно легкую конструкцию. Как показали испытания, она обеспечила отделение двигателей во всем необходимом диапазоне скоростей и высот полета без внесения значительных возмущений в полет ракеты и нарушения функционирования ее аппаратуры-. Тем не менее эти возмущения определили проведение сброса двигателей не позже, чем за 8-10 с до момента встречи с целью. За это время ракета с работающим двигателем третьей ступени успевала парировать возмущения и ликвидировать имевшуюся к этому времени ошибку наведения на цель.

Первоначальными планами предусматривалась поставка на испытания трех и семи ракет соответственно в III и IV кварталах 1963 г. На совместные испытания ракета должна была быть передана в декабре 1963 г. Производство ракет осуществлялось на заводе № 464 и в ОКБ-2.

Схема ракеты 22Д

ЗУР 22Д

К концу 1963 г. опытное производство ОКБ-2 изготовило первый образец 22Д для летных испытаний. Вместо боевой части была установлена радиотелеметрическая аппаратура с комплектом датчиков, предназначенных для измерений давления, скоростей и температуры в различных точках ракеты. Практически не потребовалось проведения каких- либо значительных переделок наземных пусковых устройств и оборудования, что позволило незамедлительно приступить к пускам. Экспериментальной проверке подлежала новая схема разделения ступеней ракеты, устойчивость работы и характеристики ее двигательных установок и остальных элементов конструкции. Среди прочих вопросов разработчиками ракеты и аппаратуры особое значение придавалось оценке качества прохождения радиосигналов от станции наведения на борт ракеты и сигналов ответчика обратно на станцию через шлейф газов с большим содержанием сгоревших металлических частиц.

Первый пуск В-758 по баллистической траектории с застопоренными рулями и без штатного заряда РДТТ третьей ступени состоялся 27 декабря 1963 г. В процессе этого испытания перед отделением ускорителя были запущены все четыре ракетно-прямоточных двигателя. Были отмечены столь большие возмущающие моменты из-за их разнотяговости, что их оказалось нечем парировать. После 20 с полета разрушился один из двигателей. а затем и ракета в целом.

Последующие испытания, проводившиеся с интенсивностью примерно один пуск в месяц, позвонили постепенно добиться устойчивого полета на заданную дальность и высоту. Пришлось отказаться от первоначально принятой конструкции стеклотекстолитовых камер ракетно-прямоточных двигателей, которые в процессе работы не выдерживали нагрева и теряли прочность. Увеличение их толщины вдвое не улучшило их работу, но масса камер при этом возросла и была практически равна массе аналогичной камеры из титанового листа с теплозащитным покрытием.

С десятого пуска 22Д, который состоялся 5 сентября 1964 г., камеры из титана уже использовались в составе ракеты В целях дальнейшего улучшения ракетно-прямоточных двигателей количество сопел в газогенераторе увеличили с 18 до 66. Это позволило уменьшить размеры струй газов, истекавших из газогенератора и размывавших теплозащиту в зоне их касания со стенками камеры, после чего каких-либо проблем при работе ракетно-прямоточных двигателей уже не возникало.

С одиннадцатого пуска, состоявшегося 10 октября 1964 г., начались программные и контурно-программные пуски. В контурно-программных пусках полет ракеты происходил в замкнутом контуре управления с наведением ее на условную неподвижную цель с последующей реализацией ступенчатых команд, выдаваемых программным механизмом ракеты или радиолокационной станцией наведения, что позволяло моделировать процесс перехвата.

За весь период испытаний до 25 августа 1966 г. было осуществлено 33 пуска ракеты 22Д с твердотопливными ракетно-прямоточными двигателями. Стартовая масса ракет в этих пусках составляла от 3110 до 3260 кг. Максимальная скорость, достигнутая ракетой при включенном двигателе третьей ступени и сброшенных ракетно-прямоточных двигателях, соответствовала 4,8 М, или около 1400 м/с. Достижение скоростей полета в атмосфере, близких к гиперзвуковым. было значительным достижением. При работе двигателя третьей ступени максимальная высота полета ракеты 22Д составила более 30 км. Маневренность ракеты на этих высотах оказалась достаточной для осуществления наведения на цель и ее перехвата. С работающими ракетно-прямоточными двигателями ее скорость не превышала 3,9 М (эта величина получена в девятнадцатом пуске

22Д 31 июля 1965 г.), а высота полета — 22 км. До этих скоростей и высот при углах атаки до 10 град, ракетно-прямоточные двигатели работали устойчиво, без срывных явлений и помпажа. Однако эффективность работы этих двигателей при скорости полета более ЗМ заметно снижалась из-за попадания в камеру дожигания сверхзвуковых течений и снижения из-за этого полноты сгорания топлива в ней.

К началу первых пусков 22Д в ОКБ-2 велась параллельная разработка ее варианта с четырьмя жидкостными прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Увеличение удельного импульса до 1200 кгс. с/кг вместо 550 кгс. с/кг у твердотопливного варианта позволяло добиться снижения стартовой массы ракеты примерно до 2850 кг. Однако это вело к появлению на ракете жидкого компонента топлива — керосина, от чего ее разработчики стремились уйти еще при создании 17Д.

Задание на разработку такой двигательной установки было выдано в возглавлявшееся М.М. Бондарюком ОКБ-670, которое к середине 1960-х гг. уже имело опыт разработки жидкостных сверхзвуковых прямоточных двигателей различных размеров и уровня тяги. Проект двигателя, получившего обозначение РД-046, был готов к концу 1965 г., а в феврале следующего года состоялся первый (и 27-й с момента начала испытаний) пуск 22Д с четырьмя РД-046, изготовленными на заводе № 464. Ракета с жидкостными двигателями стала легче примерно на 200 кг, несколько улучшились ее летные характеристики. Летом 1966 г. были проведены еще два пуска ракеты с РД-046, но к этому времени история 22Д уже подходила к концу.

Это не было связано ни с неожиданно проявившимися конструктивными просчетами, ни с какими-либо неудачами при испытаниях. Ракета 22Д была на высоте предъявлявшихся к ней требований — скоростная, высотная, с дальностью полета, которая по результатам испытаний могла достигать 70 км. Но характеристики самой системы С-75, для которой и предназначалась 22Д, оказались недостаточными для обеспечения поражения целей на таких дистанциях. К тому же за годы создания 17Д и 22Д улучшились характеристики оснащенных жидкостными двигателями ракет семейства В-750. Дальность их полета к середине 1960-х гг. подходила к 50 км, высота — к 30 км, а начавшаяся война во Вьетнаме подтвердила их достаточно высокие боевые качества. Зенитные ракеты этого семейства к этому времени были освоены в производстве и в частях ПВО, где для них была создана соответствующая инфраструктура (заправочные средства и т. п.). Применение токсичных и агрессивных жидких топлив стало привычным и не являлось сдерживающим фактором для их широкого использования. В этих условиях было признано нецелесообразным принятие на вооружение более совершенной и менее требовательной, но более дорогой и трудоемкой ракеты.

Прекращение работ по ракете 22Д определилось и осознанием исчерпанности возможностей для радикальной модернизации комплекса С-75 при наметившейся потребности в создании комплекса нового поколения как основного направления развития зенитной ракетной техники, которая в дальнейшем была реализована в ЗРК системы С-300.

Свидетельством огромного объема работ, выполненных ОКБ-2/МКБ «Факел» по совершенствованию ракет комплексов семейства С-75, может служить далеко не полный список некоторых известных как реализованных, так и нереализованных модификаций ракет для этих ЗРК.

— В-750 (1Д) — первая поступившая на вооружение ракета диапазона «В» (10 см);

— В-750П — экспериментальная ракета с поворотным крыпом;

— В-750ИР — вариант с импульсным радиовзрывателем;

— В-750В (11Д) — ракета диапазона «В» с увеличенной высотностью;

— В-750Н — ракета диапазона «Н» (6 см);

— В-750ВН (13Д) — ракета диапазона «Н» с увеличенной высотностью;

— В-751 — экспериментальная ракета КМ с прямоточным двигателем на основе «025» М М. Бондарюка;

— В-752 — вариант ракеты по пакетной схеме (с боковым расположением ускорителей);

— В-753 — вариант ракеты для корабельного комплекса М-2;

— В-754 — вариант ракеты с разработанной в НИИ-648 полуактивной радиолокационной ГСН ПАРГ-6-ЗВ;

— В-755 (20Д) — глубокая модернизация ракеты В-750ВН;

— В-755С — вариант ракеты, предназначавшийся для применения в составе макета системы «Сатурн-М»;

— В-756 — вариант ракеты для корабельного комплекса М-2бис:

— В-757 (17Д) — двухступенчатая ракета с ПВРД на маршевой ступени;

— В-757КР (ЗМ10) — вариант ракеты В-757 для комплекса Сухопутных войск «Круг»;

— В-758 (22Д) — трехступенчатая ракета с ПВРД на второй ступени;

— В-759 (5Я23) — модернизация ракеты В-755;

— В-760 (15Д) — вариант ракеты В-755 со спецзарядом;

— В-760В (5В29) — вариант ракеты В-759 со спецзарядом.

Окончание следует

Алексей Шеленков