Техника и вооружение 2002 03

Как и на ракете Р-101, выявились большие возмущения ho крену, в особенности при полете на больших высотах. Для устранения связанных с ними колебательных процессов была увеличена площадь элеронов, что способствовало снижению средних значений углов их отклонения и, соответственно, уменьшило загрузку рулевого привода. Ввели стопорение элеронов на участке работы газовых рулей. Кроме того, воздушные рули выполнили с неподвижным участком в районе корневой хорды, что также способствовало снижению возмущений по крену. В результате улучшилась устойчивость ракеты на больших высотах, повысилась надежность ввода в луч станции Б-200.

Для расширения тактических возможностей комплекса дополнительно ввели антенны диапазонов Б и В, разместив их на торце хвостового обтекателя. Кроме того, улучшили герметичность вводов кабелей, применили разъемы типа ШР вместо вспомогательных щитков.

В процессе отработки двигатели получили обозначение С09.29А.

Ракета «207А»

1. Воздушный баллон 2. Приемная антенна НВ 3. Приемник НВ 4. Блок В13А автопилота 5. Рулевой привод 6. Блок СБ 07 НВ 7. Блок В-2А автопилота 8. Гироблок автопилота 9. Генератор НВ 10.ПИМ 11. Боевая часть 12. Передающие антенны НВ 13. Бак окислителя 14. Заборник окислителя 15. Рулевой привод 16. Бак горючего 17. Заборник горючего 18. Воздушный баллон 19. Воздушный баллон 20. Блок СО-12М 21. Преобразователь 22. Блок СО-11М 23. Аккумулятор 24. Двигатель 25.Газовые рули

Наряду с пусками доработанных «изделий 205» в 1953 г. начались и испытания более совершенного образца ракеты, разработанного ОКБ-301.

Еще на стадии выпуска эскизного проекта, в 1951 г, выяснилось то, что ракеты «205» не вполне отвечают предъявляемым Заказчиком требованиям. Максимальная высота поражаемых целей составляла 15 км против заданных 20…25 км, наклонная дальность — 20…22 км против требуемых 30…35 км. Тем самым определилась необходимость разработки модернизированной ракеты.

Применительно к прорабатывавшимся новым вариантам ракеты рассматривались следующие три основные направления совершенствования:

• оснащение ракеты более эффективной кумулятивной боевой частью — разработка так называемого изделия с КЗ (кумулятивный заряд);

• применение более совершенного двигателя;

• внедрение облегченной системы подачи топлива.

Набор из трех шар-баллонов весил около 200 кг и занимал много места в корпусе ракеты. Рассматривались две более легкие альтернативные системы подачи с вытеснением топлива из баков продуктами сгорания жидкостного или порохового аккумулятора давления.

Жидкостный аккумулятор давления в сочетании с модифицированным четырехкамерным двигателем в варианте С09.29Д и кумулятивной боевой частью отрабатывали в составе модификации В-300 КЗ. Она была доведена только до стадии наземных огневых стендовых испытаний на экспериментальной базе НИИ-88 в Загорске в ноябре — декабре 1952 г. Схема оказалась довольно сложной, но перспективной. Не найдя применения в зенитных ракетах, она в конечном счете была все-таки доведена, но уже применительно к первой советской оперативно-тактической баллистической ракете Р-11 (8А61). В несколько модифицированном виде эта система применяется и на современных стратегических баллистических ракетах, но уже в качестве вспомогательной — для создания давления подпора в баках, необходимого для устойчивой работы агрегатов турбонасосной подачи топлива.

Ракета В-300 с пороховым аккумулятором давления (ПАД) проектировалась еще с 1950 г., но официально разрабатывалась по правительственному распоряжению № 19310РС от 11 октября 1951 г. Этот вариант получил обозначение «изделие 206» и оснащался четырехкамерным двигателем Исаева в модификации С09.29Б. При отработке выяснилось, что требуемый выход на режим в зимних условиях обеспечить не удалось из-за недостаточного уровня давления забора топлива.

Дальнейшая разработка ракеты с пороховым аккумулятором давления увеличенной баллистики и кумулятивной боевой частью была продолжена по Постановлению Правительства от 27 августа 1952 г. Ракета получила обозначение «изделие 208». Она должна была комплектоваться двигателями разработки вновь организованного ОКБ-3 НИИ-88 главного конструктора Севрука, в частности однокамерным

С3.9 с тягой 9 т. Было изготовлено более 30 ракет, проведено 20 пусков, в ходе которых было выявлено несоответствие отрабатываемых ракетой углов атаки и перегрузок подаваемым командам управления. В результате два изделия даже разрушились от превышения допустимых перегрузок. В дальнейшем для ракеты разработали новый ПАД с одношашечным зарядом, но в связи с успешным ходом разработки изделия «205» работы по ракете «208» в 1953 г. приостановили. Тем не менее в 1954 г. выполнили еще семь пусков экспериментальных образцов, но затем деятельность в этом направлении окончательно прекратили.

Неудачные попытки применения альтернативных вытеснительных систем подачи способствовали переходу в дальнейшем к применению на зенитных ракетах двигателей с турбонасосным агрегатом.

Правительственным Постановлением от 31 декабря 1952 г. была поставлена задача улучшения тактико-технических характеристик ракеты с доведением до уровня, заданного тактико-техническими требованиями. В результате была спроектирована ракета «207», обеспечивающая ряд преимуществ по сравнению с «изделием 205» в части тактических и эксплутационных показателей.

Первоначально на ракете «207» предусматривалось применение усовершенствованного варианта двигателя С09.29. Для увеличения дальности предусматривалось отключение двух из четырех камер двигателя с соответствующим снижением секундного расхода топлива по завершении стартового и разгонного участков полета. Однако увеличение времени работы части камер двигателя в варианте С09.29.0-ОВ приводило к прогару конструкции. С другой стороны, коллективу Исаева удалось успешно создать более совершенный однокамерный двигатель с регулированием тяги. Применительно к оснащению этим двигателем ракета и получила дальнейшее развитие под обозначением «207А».

Ракета «207А» оснащалась однокамерным двигателем С2.260. Взамен применения четырех камер конструкторы разделили на четыре части верхнюю часть камеры, установив в ней небольшую крестообразную перегородку высотой до 100 мм, так называемый «исаевский крест». Не имея тепловой защиты, перегородка сгорала, выполнив свою роль на наиболее напряженном участке со сложным процессом запуска и выхода двигателя на режим. Однокамерный двигатель прошел успешные огневые стендовые испытания 15 августа 1951 г. Применение двухкомпонентного топлива с ТГ-02 без пускового горючего позволило исключить из состава ракеты предназначенный для него торовый бачок и сократить число мембран с пяти до двух. Соотношение компонентов уменьшили с 4,0 до 3,79, что позволило укоротить бак окислителя на 0,25 м.