Михаил Палушенко - Беспилотные летательные аппараты: история, применение, угроза распространения и перспективы развития

Одновременно был спроектирован эжекторный стенд — труба прямоточного двигателя (ТПД), где на срезе сопла СПВРД обеспечивались условия, соответствующие полету на высоте 25 км. На стенде ТПД в 1956 г. были проведены испытания СПВРД РД-012 в условиях высоты 25 км. После пуска компрессорной в филиале ЦИАМ (Центральный институт авиационного моторостроения) в ОКБ-670 на ее базе был создан стенд Ц-12, обеспечивающий непрерывную огневую работу РД-012 в течение 6 часов. На этом стенде и была проведена основная отработка РД-012 и РД-018. В ноябре 1956 г. к летным испытаниям был готов и двигатель РД-012У.

Для разработки системы управления крылатой ракеты в 1955 г. в НИИ-1 МАП был создан филиал, возглавляемый Рубеном Григорьевичем Чачикяном, с главными конструкторами систем И.М. Лисовичем (по астронавигационной системе управления маршевой ступени) и Г.Н. Толстоусовым (по автопилоту маршевой ступени). Надо отметить, что в этом филиале впервые в СССР была создана астронавигационная система управления. С.П. Королев предложил проверить эту систему на самолете. Предложение было принято. К началу 1952 г. система была готова к установке на самолете Ил-12 , на котором было совершено 10 полетов по маршруту Москва — Даугавпилс (700 км). Испытания проводились на протяжении второй половины 1952 г. — первой половины 1953 г. За все время испытаний не было отмечено ни одного отказа, а ошибка навигации составила не более 7 км.

Следующую проверку система автономной астронавигации проходила в 1954–1955 гг. На вновь изготовленных самолетных макетах были снова проведены самолетные испытания, но на этот раз использовался самолет Ту-16 . В 4х полетах на дальность 4000 км на высоте 10–11 км при средней скорости 800 км/ч за 5–6 часов полета система имела ошибки в пределах 3,3–6,6 км [271] Черток Б.Е. Ракеты и люди. М., 1994. . По тем временам такая ошибка означала достаточно хорошую точность.

Эскизное проектирование МКР Буря завершилось в 1955 г. Однако в 1956 г. вышло постановление Советского правительства, по которому боевой заряд весом 2100 кг, под который проектировалась ракета, был заменен боевым зарядом весом 2350 кг. Это потребовало соответствующих изменений в конструкции ракеты. Вся техническая документация для Бури была готова в 1957 г. Вскоре было начато производство опытного экземпляра.

К концу 1957 г. МКР Буря была уже построена. Всего было изготовлено 19 ракет на двух заводах: № 301 (г. Химки, Московская обл.), № 18 (г. Куйбышев). СПВРД для маршевой ступени изготавливались на заводе № 24 (г. Куйбышев). Ускорители для МКР Буря изготавливались на заводе № 301 в Химках.

Конструкция МКР Буря была выполнена из жаростойких конструкционных материалов: из ранее не использовавшегося в авиации титана различных марок и высокопрочных нержавеющих сталей. Для уменьшения сопротивления корпус снаружи полировали до зеркального блеска. Толщина листов, из которых сваривались корпуса МКР Буря , составляла 0,6 мм. Технологию их обработки и сварки разрабатывали в ВИАМе (Всероссийский институт авиационных материалов) и МВТУ им. Н.Э. Баумана. МКР Буря за свой длительный полет (общее его время 2,5 ч) могла прогреваться до небывало высоких температур. Например, температура конструкции двигательного канала могла достигать 420 °C. Крылья и внешние поверхности фюзеляжа (они же — внешние стенки баков) имели «более низкую» температуру — до 350 °C.

В конструкции Бури использовались и другие термостойкие материалы, применявшиеся для герметизации различных покрытий, изоляции, остекления и т. п. [272] Шевалев И., Фомичев А. Межконтинентальная ракета C.А. Лавочкина. Самолеты Мира . 1996, № 4. С. 2–5. . Большинство из этих материалов ко времени создания МКР не было освоено советской промышленностью. Их внедрение шло параллельно с работами по ракете.

МКР Буря была двухступенчатой. 1-я ступень состояла из двух блоков ускорителей с четырехкамерными ЖРД разработки ОКБ-2 НИИ-88, которым руководил А.М. Исаев. Стартовый ускоритель в виде цилиндрической формы с заостренной передней частью состоял из топливных баков и четырехкамерного ЖРД С2.1100, затем — С2.1150. В топливные баки каждого ускорителя заправлялось 20 840 кг окислителя и 6300 кг горючего. В струе газов ЖРД располагались газовые рули, обеспечивающие управление ракетой на начальном участке полета. При наборе скорости управление полетом осуществлялось воздушными рулями. На ускорителях устанавливались горизонтальные рули и стабилизаторы. Ускорители общим весом 64 760 кг симметрично располагались под крыльями маршевой ступени и крепились к ее фюзеляжу на 4-х узлах каждый.

Под ускорители первой ракеты Буря было создано две модификации двигателей. С.А. Лавочкин выдвинул требование сначала работать на максимальной тяге, постепенно снижая ее. Вначале с этим предложением по двигателю С.А. Лавочкин обратился к В.П. Глушко, но тот отказался оказать поддержку. Тогда Лавочкин обратился к А.М. Исаеву и в его лице нашел единомышленника и сподвижника. В сравнительно короткий срок — за два-три года была произведена отработка и начаты летные испытания двигателя С2.1100.

М.В. Келдыш отмечал большой вклад А.М. Исаева в создание этого двигателя. А.М. Исаев не удовлетворился результатом работы двигателя на изопропилнитрате. Он начал создавать более совершенный двигатель С2.1150, который значительно отличался по весу от прежнего. Заказ на двигатели С2.1150 был перенесен на завод № 500 в Тушино, где и было налажено их серийное производство. Тактикотехнические характеристики ЖРД 1-й ступени МКР Буря приведены в табл. 11.3.

Маршевая ступень Бури была построена по нормальной самолетной схеме с треугольным среднерасположенным крылом, имеющим стреловидность по передней кромке 70° и тонкий сверхзвуковой профиль. В передней части цилиндрического фюзеляжа маршевой ступени находился сверхзвуковой диффузор с центральным телом, в котором размещалась боевая часть.

В хвостовую часть фюзеляжа вел воздухопровод, окруженный кольцевыми баками с топливом. СПВРД диаметром 1700 мм стыковался с воздухопроводом и питался топливом с помощью турбонасосного агрегата (ТНА) и регулятора подачи топлива, устанавливаемых в специальном отсеке.

Таблица 11.3

Основные данные ЖРД 1-й ступени МКР Буря ОКБ-2 А.М.Исаева

Цилиндрический фюзеляж, немного суженный спереди и сзади, заканчивался обтекателем сопла СПВРД и крестообразным хвостовым оперением с аэродинамическими рулями. Система астронавигации находилась в охлаждаемом приборном отсеке в средней верхней части фюзеляжа, а датчики этой системы прикрывались специальным куполом из жаростойких кварцевых пластин.