Техника и вооружение 2003 03

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.