Авиация и космонавтика 2007 12

При разработке СИР были использованы наработки, полученные на заключительной стадии работ по С-25, но не реализованные в этой системе. Для перевозимого комплекса были бы абсолютно неприемлемы грандиозные вращающиеся антенны-жмельницы», применявшиеся в С-25. В отличие от первого советского зенитного ракетного комплекса антенны СИР в процессе сканирования сектора обзора оставались неподвижными. При этом поддержание общей ориентации блока антенн в направлении на цель обеспечивалось механическим приводом, предназначенным для разворота оси блока антенн по азимуту и углу места. Соответствующее конструктивно-схемное решение было найдено при разработке «ленинградской» версии С-25 – нереализованного комплекса С-50. Для уменьшения габаритов антенн были использованы оригинальные технические решения в конструкции. Приемлемые габариты антенн достигались применением металловоздушной линзы, рупорного облучателя с механическим сканированием. Переход на 6-сантиметровый диапазон позволил сохранить точность определения координат цели и ракеты, несмотря на уменьшении габаритов антенн.

Использование в радиолокационной станции наведения ракет магнетрона со скачкообразной перестройкой частоты и применение аппаратуры селекции движущихся целей были призваны обеспечить ее работоспособность при применении активных и пассивных помех.

Трехканальное исполнение контура наведения ракет обеспечивало возможность одновременного обстрела цели тремя ракетами. Команды на все ракеты предавались одной станцией наведения ракет с использованием импульс- но-временного кодирования. Антенна передачи команд с относительно узкой диаграммой направленности была смонтирована на блоке основных антенн и отслеживала их ориентацию.

Радиолокатор наведения проектировался в КВ-1, в отделе, возглавляемом С.П. Заворотищевым и ВД. Селезневым. Передающие устройства проектировались под руководством В Н. Кузьмина и В.Д. Синельникова, приемные устройства – Ю Н. Аксенова, В.И. Плешивцева, антенны – Е.Г. Зелкина, аппаратура автоматического сопровождения цели и ракет – Н.В. Семакова, аппаратура СДЦ – В.Е. Черномордика.

Для комплекса С-75 под руководством Ю.В. Афонина и В.Г. Цепилова был разработан новый метод наведения ракет на цель – так называемый метод половинного спрямления. Траектория полета ракеты рассчитывалась исходя из определенных с помощью радиолокационных средств СНР параметров полета (скорость, дальность, высота, направление полета) и направлялась к промежуточной расчетной точке, расположенной между текущим положением цели и расчетной точкой встречи. Применение этого метода позволяло строить энергетически более выгодные траектории полета ракет, существенно снизить потребные перегрузки ракеты при стрельбе по маневрирующей цели, сузить необходимый сектор обзора пространства станцией наведения ракет для обеспечения одновременного сопровождения одной антенной системой как цели, так и наводящихся на нее ракет.

Выбор основных технических решений по ракете, получившей обозначение В-750 (индекс изделия – 1Д), во многом определялся принятым обликом радиоэлектронной части комплекса. В частности, применение узконаправленной антенны передачи команд на ракету, жестко связанной с блоком ориентируемых на цель основных антенн станции наведения, практически однозначно определяло применение наклонного старта ракеты с разворачиваемых в сторону цели пусковых установок. Для осуществления такого старта, без опасного сближения с поверхностью земли, требовалась высокая начальная тяговооруженность – отношение тяги к стартовой массе ракеты. Такую высокую тягу мог обеспечить только твердотопливный (по терминологии тех лет – пороховой) двигатель. Напротив, при относительно длительном последующем полете к цели требовалось в десятки раз меньшее значение тяги и высокая экономичность двигателя по расходу топлива. Этим условиям в те годы отвечал только жидкостный ракетный двигатель. Таким образом, определилась двухступенчатая схема ракеты с твердотопливным двигателем на стартовом ускорителе и жидкостным – на маршевой ступени. Такая схема, кроме того, обеспечивала высокую среднюю скорость ракеты и, соответственно, возможность своевременного поражения цели. Данная схема уже была реализована в американской ракете «Найк-Аякс» и в отечественной ШБ, разрабатывавшейся в КБ-1 в начале 1950-х гг.

Для выбора аэродинамической схемы ракеты специалистами-аэродинамиками ОКБ-2 были разработаны оригинальные методы расчетов. В результате, впервые в нашей стране для ЗУР

была использована нормальная аэродинамическая схема – рули располагались за крыльями. Одновременно в передней части ракеты были установлены дестабилизаторы, увеличившие маневренность ракеты и позволившие регулировать запас ее статической устойчивости в процессе доводки.

Использование нормальной схемы позволило реализовать более высокое аэродинамическое качество по сравнению со схемой «утка». Для этой схемы также не требовалось применять элероны – управление ракетой по крену достигалось дифференциальным отклонением рулей. В свою очередь, высокая тяговооруженность и достаточная статическая устойчивость ракеты на стартовом участке позволили реализовать задержку управления по тангажу и рысканью вплоть до отделения стартовика. Однако во избежание неприемлемого ухода осей бортовых гироприборов на стартовом участке потребовалось обеспечить стабилизацию по крену, для чего расположенная в одной из плоскостей пара консолей стабилизаторов ускорителя оснащались элеронами.

Особое внимание было уделено внесению «гармонии» в процесс управления ракетой при различных скоростях и высотах ее полета. Проблема поиска средств достижения подобной гармонии тогда еще только вставала в полный рост и была связана с достижением ракетами высоких сверхзвуковых скоростей полета в атмосфере. При этом оказывалось, что рули, спроектированные для сверхзвуковой ракеты, недостаточно эффективны для управления ее движением на дозвуковой скорости и, наоборот, рули, эффективные на дозвуке, в сверхзвуковом полете становились чрезмерно эффективными, значительно снижавшими точность управления ракетой.

Решение этой задачи в ОКБ-2 было найдено практически сразу – на ракете был установлен специальный механизм изменения передаточного числа, автоматически регулировавший угол отклонения рулей в зависимости от скоростного напора воздушного потока. Обоснованием применения этого механизма, а также расчетом его характеристик занимались аэродинамики ОКБ-2 под руководством В.М. Егорова. Первые испытания на стенде макетного образца этого механизма были проведены в декабре 1954 г., а через два месяца этот механизм был опробован в полете в составе экспериментального варианта ракеты ШБ.