Хроники
   Жакко

Ракета В-758

Проведенные в период 1960-1962 гг. около сорока пусков ЗУР В-757 и В-757Кр с маршевым твердотопливным ракетно-прямоточным двигателем показали определенную перспективность использования такого типа двигательной установки для зенитных управляемых ракет.

По решению ВПК, принятому в апреле 1961 г., в ОКБ-2 и в его филиале на заводе N 41 были начаты работы по созданию новой ЗУР, являвшейся развитием В-757 (17Д), но отличавшейся повышенной скоростью полета и способностью поражать высокоскоростные малоразмерные цели на высотах более 30 км.

ЗУР 22Д. Графика А. Фаныгина © МКБ "Факел"

ЗУР 22Д © МКБ "Факел"

Ракета, получившая обозначение В-758 (заводской индекс - 22Д), была предназначена для модернизированного варианта ЗРК С-75. Первоначально варианты этой ракеты внешне практически не отличались от 17Д. В процессе проработки различных вариантов в ОКБ-2 была предложена и испытана в стендовых условиях твердотопливная ракетно-прямоточная двигательная установка с кольцевым диффузором (как у 17Д), в камере сгорания которой устанавливались восемь небольших твердотопливных двигателей. Их установка преследовала двойную цель. С одной стороны, они должны были выполнять роль стартового ускорителя, а с другой - использоваться как горючее для ракетно-прямоточного двигателя. Изготавливаемые из магниевого сплава корпуса этих двигателей почти полностью выгорали в процессе его работы. Ракета, получившая обозначение 18Д, осталась только в проекте, но ее компоновка стала прообразом широко применяющейся в настоящее время "интегральной" схемы ПВРД на ракетах различного назначения.

В процессе дальнейшего проектирования 22Д ситуация резко изменилась. К концу 1962 г. в ходе проведения экспериментов по поиску путей увеличения дальности действия станции наведения комплекса С-75 было достигнуто устойчивое автоматическое сопровождение целей типа среднего бомбардировщика на дальностях свыше 100 км и высотах до 35-км.

Исходя из этих результатов, с учетом предварительных работ ЦК КПСС и СМ СССР 4 июня 1963 г. было принято Постановление о разработке ЗУР с более высокими характеристиками. Новая ракета должна была обеспечивать поражение на дальностях до 60 км целей, летящих на высотах до 35 км со скоростями до 3000 км/ч.

В связи с тем, что возникла необходимость в увеличении дальности почти в полтора раза по сравнению с 17Д и высоты полета ракеты, принятую ранее компоновочную схему пришлось пересмотреть. Этому способствовало и то, что постановлением задавалось сохранение величин стартовой массы, размеров и моментов инерции на уровне серийно выпускавшихся ракет комплекса С-75, что было связано с необходимостью использования для новой ракеты уже имевшихся в частях ПВО пусковых установок, транспортных средств и технологического оборудования. Тем самым устанавливался предел стартовой массы ракеты - 2800 кг.

Схема ЗУР 22Д

Перед проектировщиками стояли и другие проблемы. Так, для обеспечения эффективного поражения высокоскоростных и высотных целей ракета на конечном участке своей траектории при подлете к цели должна была совершать маневры с перегрузками более двух единиц. При этом цель могла находиться на высоте более 30 км, где аэродинамические органы управления ракеты сколько-нибудь реальных размеров обеспечивали требуемые перегрузки при скорости полета свыше 1400 м/с. Однако при большой скорости сближения ракеты с целью резко снижалась эффективность срабатывания боевой части, что требовало значительного увеличения ее массы и габаритов. Потребовалось проведение дополнительных исследований по определению рациональных уровней величин как массы боевой части ракеты, так и скорости ее полета на конечном участке траектории. Оптимальное значение скорости составило 1400-1500 м/с. Предъявленные к ракете высокие требования по величине средней скорости полета при ограничениях в конечной скорости предопределили характер траекторных характеристик. После интенсивного набора высокой сверхзвуковой скорости до сброса стартового ускорителя при работе ракетно-прямоточной двигательной установки начинался дополнительный разгон с дальнейшим поддержанием на маршевом режиме скорости полета на уровне свыше трех скоростей звука. С учетом полученных к тому времени результатов испытаний 17Д, показавших невозможность эффективной работы ракетно-прямоточного двигателя как на высотах более 20 км из-за возникновения помпажных режимов, так и при больших углах атаки, было принято решение об установке на ракете еще одного твердотопливного двигателя для достижения требуемых высот и скоростей перехвата цели. Таким образом, проектируемая ракета стала трехступенчатой.

Использование подобной схемы ракеты сулило значительное повышение ее летных данных и обеспечивало рациональное расходование топлива по траектории и, соответственно, активный полет на полную заданную дальность - 60 км. Подобная дальность полета для ракет, оснащенных только твердотопливными двигателями, в те годы была большим достижением. При полете на максимальную дальность на высотах менее 20 км топливо ракетно-прямоточных двигателей должно было использоваться полностью, после чего они должны были сбрасываться. При полете к цели, находящейся на высотах более 20 км, маршевые двигатели могли сбрасываться в любой момент их работы. Непосредственно перед их сбросом должен был запускаться двигатель третьей ступени, который и осуществлял разгон ракеты до необходимой скорости более 1400 м/с.

Для В-758 была принята нормальная аэродинамическая схема. На корпусе третьей ступени ракеты были размещены четыре прямоугольных крыла малого удлинения и четыре руля-элерона, служащих для управления и стабилизации ракеты по всем трем каналам. Первая ступень ракеты включала в себя ускоритель со стабилизаторами, который в то время также использовался на ракете 17Д.

Примерно через год после начала испытаний в составе 22Д стал использоваться новый, более мощный ускоритель, который за 3-4 с разгонял ракету до скорости 600 м/с и более. Для обеспечения необходимых параметров работы при различных условиях окружающей среды в его сопле было установлено специальное устройство, позволявшее регулировать величину критического сечения.

Основное внешнее отличие 22Д от 17Д состояло в установке на концах крыльев четырех твердотопливных ракетно-прямоточных двигателей, которые и были второй ступенью ракеты. Каждый ракетно-прямоточный двигатель имел осесимметричный диффузор, газогенератор с твердым топливом и камеру дожигания. В газогенераторе, изготовленном из листового титана с теплозащитным покрытием, было выполнено 18 сопловых отверстий, через которые газ поступал в камеру дожигания. Топливо газогенератора почти на треть состояло из порошка алюминиево-магниевого сплава, давало при сгорании значительное количество несгоревших частиц и обладало более высокими энергетическими характеристиками при меньшем разбросе величины скорости горения, чем топливо, использовавшееся в газогенераторе 17Д. Это вело к значительному снижению разницы в тяге каждого двигателя, что было весьма важным при одновременной работе четырех двигателей в составе ракеты. Сам твердотопливный заряд был выполнен в виде двух шашек. Камера сгорания и цилиндрическая часть обечайки диффузора изготавливались из стеклотекстолита, применение которого заметно упрощало и облегчало их конструкцию. Элементы для "слива" пограничного слоя на этих двигателях не устанавливались ввиду того, что при их работе на маршевом участке полета не предусматривался выход ракеты на углы атаки более 7-10 град.

Третья ступень ракеты, которая и должна была достигнуть цели, состояла из пяти отсеков. В первом отсеке располагались радиовзрыватель с передающей антенной. В носке ракеты был установлен приемник воздушного давления.

Корпус первого отсека был смешанной конструкции. В зоне расположения передающей антенны радиовзрывателя он был выполнен из радиопрозрачного материала, а остальная часть изготавливалась литьем из магниевого сплава. Второй отсек предназначался для размещения осколочной боевой части с предохранительно-исполнительным механизмом. Корпус этого отсека выполнялся из листа легкого и достаточно прочного сплава АМГ-6Т, подкрепленного шпангоутами. В третьем аппаратурном отсеке был расположен силовой шпангоут, использовавшийся для установки передних лонжеронов крыльев и устройств отделения ракетно-прямоточного твердотопливного двигателя. Корпус третьего отсека изготавливался литьем из магниевого сплава. Четвертый отсек представлял собой твердотопливный двигатель с зарядом в виде одной вкладной шашки, форма которой обеспечивала необходимый закон изменения тяги. Сопло этого двигателя было выполнено по схеме с удлиненным газоводом, что позволило разместить заряд в центре тяжести третьей ступени и, соответственно, избежать при его работе значительных изменений в центровке ступени. Корпус двигателя изготавливался из высокопрочной нержавеющей стали. В пятом отсеке по оси находилось сопло с газоводом. В кольцевом зазоре между ним и корпусом располагались блок питания, воздушный аккумулятор давления и рулевые машины управления рулями-элеронами. На изготовленном из магниевого сплава корпусе этого отсека были установлены четыре руля-элерона. Снизу в корпусе отсека располагался электроразъем, через который бортовая аппаратура ракеты перед пуском получала информацию от наземных средств, а сверху располагалась антенна канала радиоуправления.

Значительное внимание при разработке 22Д было уделено обеспечению отделения от ракеты твердотопливных ракетно-прямоточных двигателей, каждый из которых весил около 100 кг и к тому же располагался как раз в плоскости рулей-элеронов. Принятая схема их отделения с помощью специальных пироцилиндров позволила создать надежную и достаточно легкую конструкцию. Как показали испытания, она обеспечила отделение двигателей во всем необходимом диапазоне скоростей и высот полета без внесения значительных возмущений в полет ракеты и нарушения функционирования ее аппаратуры. Тем не менее эти возмущения определили проведение сброса двигателей не позже, чем за 8-10 с до момента встречи с целью. За это время ракета с работающим двигателем третьей ступени успевала парировать возмущения и ликвидировать имевшуюся к этому времени ошибку наведения на цель.

Первоначальными планами предусматривалась поставка на испытания трех и семи ракет соответственно в III и IV кварталах 1963 г. На совместные испытания ракета должна была быть передана в декабре 1963 г. Производство ракет осуществлялось на заводе N 464 и в ОКБ-2.

К концу 1963 г. опытное производство ОКБ-2 изготовило первый образец 22Д для летных испытаний. Вместо боевой части была установлена радиотелеметрическая аппаратура с комплектом датчиков, предназначенных для измерений давления, скоростей и температуры в различных точках ракеты. Практически не потребовалось проведения каких-либо значительных переделок наземных пусковых устройств и оборудования, что позволило незамедлительно приступить к пускам. Экспериментальной проверке подлежала новая схема разделения ступеней ракеты, устойчивость работы и характеристики ее двигательных установок и остальных элементов конструкции.

Среди прочих вопросов разработчиками ракеты и аппаратуры особое значение придавалось оценке качества прохождения радиосигналов от станции наведения на борт ракеты и сигналов ответчика обратно на станцию через шлейф газов с большим содержанием сгоревших металлических частиц.

Первый пуск В-758 по баллистической траектории с застопоренными рулями и без штатного заряда РДТТ третьей ступени состоялся 27 декабря 1963 г.

В процессе этого испытания перед отделением ускорителя были запущены все четыре ракетно-прямоточных двигателя. Были отмечены столь большие возмущающие моменты из-за их разнотяговости, что их оказалось нечем парировать. После 20 с полета разрушился один из двигателей, а затем и ракета в целом.

Последующие испытания, проводившиеся с интенсивностью примерно один пуск в месяц, позволили постепенно добиться устойчивого полета на заданную дальность и высоту. Пришлось отказаться от первоначально принятой конструкции стеклотекстолитовых камер ракетно-прямоточных двигателей, которые в процессе работы не выдерживали нагрева и теряли прочность. Увеличение их толщины вдвое не улучшило их работу, но масса камер при этом возросла и была практически равна массе аналогичной камеры из титанового листа с теплозащитным покрытием.

С десятого пуска 22Д, который состоялся 5 сентября 1964 г., камеры из титана уже использовались в составе ракеты.В целях дальнейшего улучшения ракетно-прямоточных двигателей количество сопел в газогенераторе увеличили с 18 до 66. Это позволило уменьшить размеры струй газов, истекавших из газогенератора и размывавших теплозащиту в зоне их касания со стенками камеры, после чего каких-либо проблем при работе ракетно-прямоточных двигателей уже не возникало.

С одиннадцатого пуска, состоявшегося 10 октября 1964 г., начались программные и контурно-программные пуски. В контурно-программных пусках полет ракеты происходил в замкнутом контуре управления с наведением ее на условную неподвижную цель с последующей реализацией ступенчатых команд, выдаваемых программным механизмом ракеты или радиолокационной станцией наведения, что позволяло моделировать процесс перехвата.

За весь период испытаний до 25 августа 1966 г. было осуществлено 33 пуска ракеты 22Д с твердотопливными ракетно-прямоточными двигателями. Стартовая масса ракет в этих пусках составляла от 3110 до 3260 кг. Максимальная скорость, достигнутая ракетой при включенном двигателе третьей ступени и сброшенных ракетно-прямоточных двигателях, соответствовала 4,8 М, или около 1400 м/с. Достижение скоростей полета в атмосфере, близких к гиперзвуковым, было значительным достижением. При работе двигателя третьей ступени максимальная высота полета ракеты 22Д составила более 30 км. Маневренность ракеты на этих высотах оказалась достаточной для осуществления наведения на цель и ее перехвата. С работающими ракетно-прямоточными двигателями ее скорость не превышала 3,9 М (эта величина получена в девятнадцатом пуске 22Д 31 июля 1965 г.), а высота полета - 22 км. До этих скоростей и высот при углах атаки до 10 град. ракетно-прямоточные двигатели работали устойчиво, без срывных явлений и помпажа. Однако эффективность работы этих двигателей при скорости полета более ЗМ заметно снижалась из-за попадания в камеру дожигания сверхзвуковых течений и снижения из-за этого полноты сгорания топлива в ней.

К началу первых пусков 22Д в ОКБ-2 велась параллельная разработка ее варианта с четырьмя жидкостными прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Увеличение удельного импульса до 1200 кгс.с/кг вместо 550 кгс.с/кг у твердо-топливного варианта позволяло добиться снижения стартовой массы ракеты примерно до 2850 кг. Однако это вело к появлению на ракете жидкого компонента топлива - керосина, от чего ее разработчики стремились уйти еще при создании 17Д.

Задание на разработку такой двигательной установки было выдано в возглавлявшееся М.М. Бондарюком ОКБ-670, которое к середине 1960-х гг. уже имело опыт разработки жидкостных сверхзвуковых прямоточных двигателей различных размеров и уровня тяги. Проект двигателя, получившего обозначение РД-046, был готов к концу 1965 г., а в феврале следующего года состоялся первый (и 27-й с момента начала испытаний) пуск 22Д с четырьмя РД-046, изготовленными на заводе N 464. Ракета с жидкостными двигателями стала легче примерно на 200 кг, несколько улучшились ее летные характеристики. Летом 1966 г. были проведены еще два пуска ракеты с РД-046, но к этому времени история 22Д уже подходила к концу.

Это не было связано ни с неожиданно проявившимися конструктивными просчетами, ни с какими-либо неудачами при испытаниях. Ракета 22Д была на высоте предъявлявшихся к ней требований - скоростная, высотная, с дальностью полета, которая по результатам испытаний могла достигать 70 км. Но характеристики самой системы С-75, для которой и предназначалась 22Д, оказались недостаточными для обеспечения поражения целей на таких дистанциях. К тому же за годы создания 17Д и 22Д улучшились характеристики оснащенных жидкостными двигателями ракет семейства В-750. Дальность их полета к середине 1960-х гг. подходила к 50 км, высота-к 30 км, а начавшаяся война во Вьетнаме подтвердила их достаточно высокие боевые качества. Зенитные ракеты этого семейства к этому времени были освоены в производстве и в частях ПВО, где для них была создана соответствующая инфраструктура (заправочные средства и т.п.). Применение токсичных и агрессивных жидких топлив стало привычным и не являлось сдерживающим фактором для их широкого использования. В этих условиях было признано нецелесообразным принятие на вооружение более совершенной и менее требовательной, но более дорогой и трудоемкой ракеты.

Прекращение работ по ракете 22Д определилось и осознанием исчерпанности возможностей для радикальной модернизации комплекса С-75 при наметившейся потребности в создании комплекса нового поколения как основного направления развития зенитной ракетной техники, которая в дальнейшем была реализована в ЗРК системы С-300