Техника и вооружение 2012 04

В свою очередь, привлекательность конструктивно простых и эффективных ПВРД в качестве маршевой двигательной установки казалась более чем очевидной. Еще одним фактором в пользу их использования стало то, что как раз в те годы началась децентрализация управления экономикой СССР, и непосредственное руководство предприятиями всех отраслей промышленности перешло в госкомитеты и советы народного хозяйства экономических районов, как правило, включавшие в себя несколько областей. В результате, большинство ракетных и двигателестроительных КБ оказались «приписаны» к разным госкомитетам и совнархозам и взаимодействие между ними, включая выдачу и согласование заданий, координацию их выполнения, значительно изменилось. Поэтому введение в состав ракет относительно простых по конструкции ПВРД, казалось, могло снять ненужные трения в работе.

Да и зарубежный опыт также показывал растущий интерес к таким двигателям среди разработчиков ЗУР. В 1950-е гг. ПВРД установили на американских ЗУР «Тэлос» и «Бомарк», на английской «Бладхаунд», действовавших на дальностях в сотни километров. Подобными работами занимались и французы: фирмы Норд Авиасьон и ONERA разработали ракеты «Вега» и «Статалтекс», с помощью которых удалось выполнить ряд исследований.

В то же время широкому применению ПВРД препятствовал ряд объективных моментов и, в первую очередь, то, что их несомненные преимущества проявлялись лишь при скоростях М>3 и высотах более 15-20 км. К тому же в СССР существовало только одно ОКБ, где занимались разработкой ПВРД. Его возглавлял М.М. Бондарюк, основной сторонник внедрения этих двигателей в ракетную технику.

Михаил Макарович Бондарюк окончил МВТУ в 1930 г. и занимался совершенствованием авиационных двигателей в НИИ ГВФ. Уже в те годы он обратил внимание на ПВРД, оценил их перспективность и с 1940 г. вплотную занялся ими. 21 апреля 1941 г. он возглавил специально созданное в НИИ ГВФ экспериментальное конструкторское бюро (ЭКБ-3), со временем вошедшее в состав НИИ-1 МАП. Здесь под его руководством разрабатывались и испытывались ПВРД для самолетов-истребителей. Но успехи в этой области обозначились лишь после войны, с первыми теоретическими и конструкторскими проработками сверхзвуковых ПВРД для беспилотных ЛА. 1 октября 1950 г. коллектив М.М. Бондарюка стал самостоятельным ОКБ-670 МАП и вскоре приобрел широкую известность, благодаря созданным здесь ПВРД для стратегических межконтинентальных крылатых ракет «Буря» (ОКБ-301 С.А. Лавочкина) и «Буран» (ОКБ-23 В.М. Мясищева).

К активным работам по созданию ПВРД для ЗУР в ОКБ-670 приступили в середине 1950-х гг. Первоначально за основу была взята спроектированная здесь баллистическая двухступенчатая ракета «025», которая в процессе испытаний разгонялась до М=3,2-3,4, набирала высоту до 15 км и достигала дальности 70 км. Затем вместе с ОКБ-2 П.Д. Грушина на основе «025» была разработана экспериментальная двухступенчатая ракета КМ (В-752) с крестообразным оперением и ПВРД РД-025. Она предназначалась для изучения влияния углов атаки на работу ПВРД. В январе 1956 г. КМ прошла цикл продувок в ЦАГИ, а весной того же года состоялись первые четыре пуска. Исследования продолжались до осени 1957 г., было выполнено около десяти пусков, в ходе которых ПВРД надежно запускался при скоростях М=1,91-1,98, на высотах 1,1-1,3 км, обеспечивал продолжительность работы до 19,75 с и развивал тягу 300-600 кгс, удовлетворительно функционируя при углах атаки до 7’ (при холодных продувках – до 1 Г).

Во второй половине 1950-х гг. результаты этих экспериментов были использованы при создании первых отечественных ЗУР с ПВРД. Интересно, что на их ранних этапах ОКБ-670 предлагалось заняться не только ПВРД, но и ракетой для «Круга». Однако М.М. Бондарюк справедливо рассудил, что если с двигательной частью ракеты его КБ справится, то со всеми остальными ее аксессуарами (рулями, разнообразной аппаратурой и пр.) – вряд ли.

Как уже отмечалось, первая из предложенных ОКБ-8 и ОКБ-670 компоновок маршевой двигательной установки состояла из четырех автономных сверхзвуковых ПВРД РД-07, симметрично расположенных относительно оси ракеты. Каждый из РД-07 должен был иметь камеру сгорания диаметром 0,35 м и работать в диапазоне скоростей М=1,8-4,0, развивая начальную тягу около 1650 кгс. Однако последующие оценки, сделанные в ОКБ-8, показали, что для ракеты является предпочтительным использование однодвигательной схемы. Для нового варианта ракеты в ОКБ-670 спроектировали ПВРД РД-07К (ответственный ведущий конструктор И.Б. Леванов) диаметром 0,85 м. Он должен был располагаться непосредственно в корпусе ракеты и работать на высоте до 25,5 км, в диапазоне скоростей М=1,8-4,0. В процессе создания этого двигателя потребовалось освоить изготовление камеры сгорания из титанового сплава СТ-4, что позволило снизить его массу на 28%. Экспериментальные и доводочные испытания различных компоновок РД-07К, получившего в дальнейшем обозначение «ЗЦ4», проводились в 1959 г. В том же году началось их серийное производство на заводах в Челябинске и Тюмени.

Окончательно сформировать компоновку ЗУР, получившей обозначение «ЗМ8», удалось к началу 1959 г.

Для этой ракеты предусматривалось использовать комбинированное наведение: радиокомандное – на основном участке полета и самонаведение – на конечном. При этом полуактивная радиолокационная ГСН должна была работать по отраженному от цели сигнала импульсного излучения канала сопровождения цели станции наведения ракет.

Корпус маршевой ступени ракеты представлял собой сверхзвуковой ПВРД с центральным телом, кольцевыми форсунками и стабилизаторами горения. Центральное тело воздухозаборника (диаметр цилиндрической части – 0,45 м) было незначительно заглублено внутрь ракеты; в нем находились осколочно-фугасная боевая часть (масса – около 150 кг), радиовзрыватель и воздушный аккумулятор давления. В кольцевом корпусе ПВРД (наружный диаметр – 0,85 м) располагались баки с керосином, рулевые машинки, узлы крепления крыльев, блоки аппаратуры системы управления.

Ракета имела аэродинамическую схему «поворотное крыло», до того момента крайне редко использовавшуюся для ЗУР, несмотря на то, что многие специалисты-аэродинамики считали ее практически идеальной. В соответствии с их оценками эта схема позволяла обеспечить большую подъемную силу при небольших углах атаки, меньшую инерционность, так как перегрузки развивались непосредственно крылом без промежуточных звеньев (рулей, корпуса), минимальные забросы по перегрузке, линейность моментных характеристик при всех режимах полета, наименьшую величину возмущающего момента крена от «косой обдувки». При этом проявляющиеся при отклонении крыла продольные моменты от подъемных сил крыла и стабилизатора на ракете могли быть взаимно уравновешены. Соответственно, подбором площади и формы в плане стабилизатора и определенным положением крыла относительно центра масс можно было добиться такой балансировки, при которой полет ракеты происходил при нулевом или близким кнулевому углу атаки на управляемом участке полета.