Техника и вооружение 1999 05-06

Станция наведения ракет 1С32 комплекса "Круг" разрабатывалась в том же НИИ-20 главным конструктором И.М.Дризе.

Разработку ЗУР на конкурсной основе поручили двум артиллерийским КБ, имевшим довольно большой опыт создания зенитных пушек. Разработчиком ЗУР массой 2000 кг с твердотопливным двигателем был назначен знаменитый В.Г.Грабин, главный конструктор расположенного в подмосковном Калининграде ЦНИИ-58 ГКОТ. Ракету КС-40 (3М8) массой 1800 кг с прямоточным двигателем должен был создать коллектив ОКБ-8 Свердловского СНХ во главе с Л.В.Люльевым.

Работы Грабина продолжались относительно недолго. Разрабатываемая им ракета С-134 также оснащалась прямоточным двигателем. В отличие от свердловского образца доступ воздуха в камеру сгорания осуществлялся через 4 секторных воздухозаборника. Грабинская фирма самостоятельно разрабатывала и пусковую установку под индексом С-135. В целом вся эта работа велась чуть больше года – 4 июля 1959 г. постановлением правительства ЦНИИ-58 присоединили к расположенному поблизости ОКБ-1 С.П.Королева. Сам Грабин оказался не у дел, на преподавательской работе в МВТУ, а большинство его бывших сотрудников под руководством Сергея Павловича приступили к проектированию твердотопливных баллистических ракет стратегического назначения.

Однако, конкурсный характер разработки сохранялся – к созданию ракет для "Круга" подключился главный конструктор ОКБ-2 Госкомитета по авиационной технике (ГКАТ) П.Д. Грушин, предложивший для комплекса "Круг" ракету В-757Кр – вариант своей ЗУР В-757 ("изделие 17Д") с прямоточным ^двигателем на твердом топливе, разрабатывавшейся в те же годы для Войск ПВО страны. Комплекс "Круг" с грушинской ракетой В- 757Кр (ЗМ10) получил обозначение 2К11М.

Как уже отмечалось, основному разработчику ЗУР (получившей обозначение 3М8) – ОКБ-8 было однозначно задано применение на зенитной управляемой ракете прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД). Выбор такого типа двигателя с использованием неагрессивного жидкого топлива представлялся вполне обоснованным. В качестве окислителя в ПВРД использовался кислород воздуха, так что в баках ракеты размещалось только горючее – керосин. ПВРД превосходил ракетные двигатели по удельной тяге в пять и более раз. Для скоростей полета ракеты в 3-5 раз превышающих звуковую ПВРД характеризовался наименьшим расходом горючего на единицу тяги даже в сравнении с турбореактивным двигателем. По сравнению с ним конструкция прямоточного двигателя представлялась поразительно простой, он был и намного дешевле. Едва ли не единственным недостатком ПВРД считалась неспособность создавать значительную тягу на дозвуковых скоростях при отсутствии необходимого скоростного напора на входе в воздухозаборник, что не позволяло ограничиться применением только ПВРД на ракетах, стартующих с Земли.

В середине пятидесятых годов предпринималось немало попыток внедрения прямоточных двигателей не только в ракетную технику, но даже и в пилотируемую авиацию. "Впереди планеты всей" здесь оказались французы. Помимо явно экспериментальных самолетов фирмы "Ледюк" с более чем экстравагантным размещением в центре воздухозаборника кабины летчика, пилотирующего самолет в пикантном лежачем положении, был разработан и настоящий истребитель "Грифон" с комбинированным турбо-прямоточным двигателем.

В ракетостроении помимо множества нереализованных проектов с ПВРД были реально летавший самолет-снаряд "Навахо" и серийные зенитные ракеты "Бомарк", "Супер Бомарк", "Бладхаунд", "Тейлос".

В нашем отечестве к концу пятидесятых годов наибольший опыт в проектировании и отработке ПВРД был накоплен в СЖБ-670 Госкомитета по авиационной технике (ГКАТ) коллективом во главе с главным конструктором М.М.Бондарюком. Самой значительной их работой было создание сверхзвукового ПВРД для межконтинентальной крылатой ракеты С.А.Лавочкина "Буря", успешно отработанного как на стендах, так и в летных испытаниях. Велись проработки двигателей для аналогичной ракеты В.М.Мясищева "Буран", а также для других летательных аппаратов. Правда, имеющийся опыт был несколько од- носторонен – двигатели разрабатывались для маломаневренных аппаратов, совершающих полет с постоянной скоростью практически на одной и той же высоте.

С учетом невозможности работы ПВРД на малых скоростях ракета 3М8 была выполнена по двухступенчатой схеме. Для обеспечения условий запуска прямоточного двигателя твердотопливные ускорители разгоняли ракету до скорости, соответствующей числу М=1,5…2.

К концу пятидесятых годов уже имелись сведения о неустойчивом характере работы прямоточных двигателей при больших углах атаки. В то же время, для зенитной ракеты, предназначенной для поражения высокоманевренных самолетов фронтовой авиации, требовалась реализация поперечных перегрузок порядка восьми единиц. Это в значительной мере определило выбор общей схемы ракеты. Для второй (маршевой) ступени была принята компоновка с поворотным крылом, которая обеспечивала возможность создания достаточной подъемной силы при небольших углах атаки корпуса ракеты. Сам корпус маршевой ступени ракеты представлял собой сверхзвуковой прямоточный двигатель ЗЦ4 – трубу с остроконечным центральным телом, кольцевыми форсунками и стабилизаторами горения. На предыдущих ракетах подобных схем большая часть систем и агрегатов размещалась по кольцевой схеме во внешнем корпусе ПВРД. Однако ряду элементов, например, боевой части, подобная компоновка была явно противопоказан- на. В центральном теле воздухозаборника с диаметром цилиндрической части 450 мм помимо осколочно-фугасной боевой части ЗН11 массой около 150 кг располагались радиовзрыватель ЗЭ26 и шаровой баллон воздушного аккумулятора давления. В передней части центрального тела предполагалась установка головки самонаведения. Центральное тело было незначительно заглублено во внутренний объем корпуса ракеты. Далее располагались ажурные конструкции из кольцевых и радиальных элементов – спрямляющие решетки, блоки форсунок, стабилизаторы горения. В кольцевом корпусе двигателя с наружным диаметром 850 мм начиная от его передней кромки располагались баки с керосином, примерно посредине длины – рулевые машинки, крепление крыльев, а ближе к задней кромке – блоки аппаратуры системы управления (СУ).

Поворотные крылья размахом 2206 мм размещались по "Х"-образной схеме и могли отклоняться гидропневматическим рулевым приводом в диапазоне ±28°. Хорда крыла составляла 840 мм у основания, 500 мм на законцовке. Стреловидность по передней кромке составляла 19°38\ по задней кромке – -8°26' (отрицательная), суммарная площадь обоих консолей (поворотных частей) в одной плоскости – 0,904 м² .