Материал: uav-pir-center
Крылатые ракеты С.П. Королева |
115 |
11 декабря 1950 г. в ЦИАМе М.В. Келдыш выступил с докладом «О состоянии работ по ПВРД и их применению». Он подтвердил возможность и целесообразность использования ПВРД для ближ них сверхзвуковых КР и для КР с дальностью до 6000–8000 км, а также для зенитных управляемых ракет. Впоследствии М.В.Кел дыш настойчиво продвигал и развивал идею применения комби нации ЖРД и СПВРД в КРДД.
16 января 1952 г. на заседании президиума научно технического совета и ученого совета НИИ 88 С.П. Королев выступил с до кладом, посвященным подведению итогов НИР по теме «Ком плексные исследования и определение основных летно техни ческих характеристик крылатых составных ракет дальнего дей ствия». По проблемам аэродинамики, двигателей и схем состав ных КР с докладами выступили академик М.В. Келдыш и акаде мик С.А. Христианович. В тезисах доклада по результатам ис следований перспектив развития КРДД С.П. Королев уже опре деленно говорил о СПВРД как маршевом двигателе 2 й ступени. В качестве 1 й ступени рассматривалась баллистическая ракета с мощным ЖРД. Был выбран вертикальный старт, как хорошо отработанный к тому времени и требующий меньших измене ний в конструкции обеспечивающих средств.
С.П. Королев сделал вывод о возможности создания двухсту пенчатой крылатой ракеты с дальностью полета до 8000 км при ее стартовом весе 90–120 т. При этом он указывал, что 2 я сту пень должна иметь аэродинамическое качество К=5, а СПВРД с диаметром камеры сгорания – dКС = 2–2,5 м должен обеспечить устойчивую работу в режиме скорости 3М и с удельной тягой 1700 кг. В качестве системы управления рассматривались систе мы, действующие на принципе астронавигации и принципе ра дионавигации. В заключение С.П. Королев предложил совет скому руководству создать экспериментальную крылатую раке ту (ЭКР) с целью получения необходимого опыта по проектиро ванию, производству и эксплуатации КРДД.
На основе результатов проведенных исследований по теме Н 3 13 февраля 1953 г. было принято Постановление Совета Минис тров СССР, в котором, в частности, ОКБ 1 НИИ 88 было дано задание начать разработку двухступенчатой крылатой ракеты с дальностью полета 8000 км. Общее руководство проектировани ем ЭКР осуществлял С.П. Королев. Руководителем проекта
116 Беспилотные летательные аппараты
ЭКР у С.П.Королева был начальник проектного отдела К.Д. Бу шуев, который в своем отделе создал для этого группу «А» под руководством А.С. Будника. Вопросами динамики полета кры латых ступеней ЭКР и МКР в ОКБ 1 занимался И.Н. Моишеев. Для разработки системы астронавигации в отделе «У» НИИ 88, которым руководил Б.Е. Черток, была создана специальная ла боратория. Ее начальником был назначен И.М. Лисович. В 21 м отделе НИИ 88 под руководством Г.Н.Толстоусова разрабаты вался автопилот для крылатой ступени ЭКР и МКР.
Главная задача, которая стояла перед создателями ЭКР, заклю чалась в проверке основных принципов и ряда технических ре шений по межконтинентальной крылатой ракете. Для сокраще ния сроков и стоимости разработки ЭКР было предложено ис пользовать в качестве первой ступени ракету Р 11. В табл. 3.2 приведены основные характеристики ракеты Р 11.
Таблица 3.2
Основные характеристики ракеты Р 11
Вес, кг:
стартовый |
5350 |
головной части |
690 |
незаправленной ракеты |
1645 |
топлива |
3705 |
|
|
Длина, м |
10,424 |
|
|
Диаметр корпуса, м |
0,88 |
|
|
Тяга при старте, тс |
8,3 |
|
|
Удельная тяга на земле, с |
219 |
|
|
Компоненты топлива: |
|
|
|
окислитель |
Азотная кислота АК 27И |
|
|
горючее |
Керосин и «Тонка» ТГ 02 |
|
|
Максимальная дальность стрельбы, км |
270 |
|
|
Вероятное отклонение от цели, км: |
|
|
|
по дальности |
± 1,5 |
боковое |
± 0,75 |
|
|
На ракете Р 11 устанавливался ЖРД тягой 8,3 т, разработанный ОКБ 2 А.М. Исаева НИИ 88, работающий на азотной кислоте АК 20И в качестве окислителя, керосине Т 1 в качестве основ ного горючего и ТГ 02 («Тонка») в качестве пускового горючего. СПВРД РД 040 диаметром 400 мм маршевой ступени ЭКР раз рабатывало ОКБ 670 М.М. Бондарюка.
Крылатые ракеты С.П. Королева |
117 |
В бортовой части системы управления ЭКР предлагалось ис пользовать упрощенный вариант существующего самолетного автопилота. Маршевая ступень имела крестообразное оперение, четыре руля, попарно работающих по тангажу и рысканию (ру ли курса одновременно выполняли функции элеронов). Возду хозаборный канал для СПВРД был изогнут для создания объема под размещение приборов. На стыке маршевой ступени и пер вой ступени предполагалось сделать кольцевой проток для запу ска СПВРД до разделения ракеты.
Для определения реальной траектории полета на ЭКР предусма тривалась установка радиотехнической системы индикации и предстояло создать сеть наземных пунктов для приема ее сигна лов. Первая ступень должна была разогнать маршевую ступень до скорости 2,9–3,3М и поднять ее на высоту 16–20 км. Затем первая ступень отбрасывалась бы, а маршевая ступень летела бы на СПВРД со скоростью 3М до его выключения. После выклю чения СПВРД от временного устройства маршевая ступень должна была совершить пикирующий или планирующий полет. Рассматривалась также возможность спасения этой ступени с помощью парашютно реактивной системы107.
Эскизный проект ЭКР стал одним из результатов работ по теме Н 3. Он был утвержден С.П. Королевым 31 января 1953 г. и согласован с М.В. Келдышем, C.А. Христиановичем, М.М. Бондарюком.
По завершении эскизного проекта началась подготовка к пере даче ЭКР в производство. К июлю 1953 г. в конструкцию ЭКР ввели изменения в части системы управления, связанные с ис пытанием в натурных условиях астронавигационной системы. Были изготовлены макеты основных узлов ракеты, макет при борного отсека в натуре: проводилось макетирование основ ных агрегатов. Были изготовлены также установка для отработ ки теплозащиты приборного и топливных отсеков, установка рулевых машинок в термобарокамере, рулевой агрегат марше вой ступени ЭКР. Проводились отработка технологии отдель ных узлов конструкции, эксперименты по уточнению аэроди намических характеристик ЭКР, разбивка на плазе внешних обводов и трактов подачи воздуха к СПВРД, был начат выпуск
107 Ракетно космическая корпорация «Энергия» имени С.П.Королева. Гл. ред. Ю.П. Семенов. 1996.
118 Беспилотные летательные аппараты
рабочих чертежей. Летно технические характеристики ЭКР приведены в табл. 3.3.
Таблица 3.3
Основные проектные характеристики ЭКР
Стартовый вес, кг |
7874 |
Полная длина системы, м |
17,424 |
Ускоритель: |
|
длина, м |
8,29 |
диаметр корпуса, м |
0,88 |
тяга при старте, тс |
8,3 |
Компоненты топлива: |
|
окислитель |
Азотная кислота АК 27И |
горючее |
Керосин и «тонка» ТГ 02 |
Маршевая ступень: |
|
вес, кг |
1484 |
длина, м |
9,434 |
Диаметр корпуса, м |
0,65 |
Размах крыла, м |
2,018 |
Площадь крыла, м2 |
3,31 |
Число СПВРД |
1*РД 040 |
Диаметр СПРВД, м |
0,40 |
Тяга, тс |
0,70 |
Система управления |
Астронавигационная |
Проектируемая дальность полета, км |
730 |
Проектируемая высота полета, км |
16,0–26,0 |
Скорость полета, число М |
3,0 |
Начало разработки |
1953 г |
Закрытие темы |
Май 1954 г. |
Интенсивно продолжались работы по астронавигации. Было проведено 10 полетов на самолете с макетом системы, которые подтвердили правильность выбранных технических решений и возможность получения требуемой точности. Была начата раз работка рабочих чертежей макета, закончен этап теоретических
иэкспериментальных работ, подтвердивших надежность схемы индикации звезд в ночных условиях, и показана возможность работы этой схемы в дневных условиях. Работа проводилась сов местно с Крымской астрофизической обсерваторией АН СССР
иГосударственным оптическим институтом. Вскоре был подго товлен эскизный проект автономной системы астронавигации для испытаний ЭКР.
Выполнялись работы по проектированию и изготовлению серии СПВРД. Были подготовлены стендовые образцы, проведены
Крылатые ракеты С.П. Королева |
119 |
первые доводочные испытания, спроектирован и изготовлен турбонасосный агрегат. Система регулирования двигателя поз воляла поддерживать скорость полета с точностью 10 м/с путем изменения расходования топлива. Была разработана методика испытаний ЭКР.
Наступило время принимать решение по крылатой ракете в це лом. М.В. Келдыш выступил с предложением передать все даль нейшие работы по КРДД в Министерство авиационной промыш ленности (МАП) с тем, чтобы дать возможность ОКБ 1 НИИ 88 С.П. Королева сосредоточить усилия на создании межконтинен тальных баллистических ракет. 20 мая 1954 г. вышло постановле ние Совета Министров СССР, которое закрепило предложение академика Келдыша.
Вместе с тематикой по КРДД в МАП ушла лаборатория И.М. Лисовича (в филиал НИИ 1 МАП). В НИИ 1 МАП пере шли А.С. Будник и часть его группы «А». В ОКБ 23 В.М. Мяси щева перешел И.Н. Моишеев. Также в МАП перешли и другие специалисты, занимавшиеся «крылатой» тематикой. 25 мая 1954 г. тема Т 2 (теоретические, экспериментальные проработ ки по ЭКР и техническая документация) была передана в МАП.
К этому времени СПВРД РД 040, разработанный в ОКБ 670 М.М. Бондарюка для ЭКР, прошел все доводочные и официаль ные заводские испытания и были получены экспериментальные характеристики (табл. 3.4).
Таблица 3.4
Тактико(технические характеристики СПВРД РД(040 для ЭКР (разработка ОКБ(670 М.М. Бондарюка)
Рабочий диапазон высот, км |
16–26 |
Рабочий диапазон чисел М |
2,9–3,3 |
Маршевое число М |
3,0 |
Ресурс, ч |
2,5 |
Максимальная тяга, кгс при М=3,0 и на высоте 18 км |
700 |
|
|
Удельная тяга, с |
1200 |
|
|
Диаметр камеры, мм |
400 |
|
|
Длина камеры сгорания с соплом, мм |
2400 |
|
|
Вес камеры сгорания с соплом, кг |
60 |
|
|
Топливо |
Б 70 |
В конце 1940 х гг. в СССР появилась информация о разработках в США крылатых ракет дальнего действия. В связи с создавшим