Материал: uav-pir-center
Межконтинентальные крылатые ракеты периода холодной войны |
305 |
В хвостовую часть фюзеляжа вел воздухопровод, окруженный кольцевыми баками с топливом. СПВРД диаметром 1700 мм стыковался с воздухопроводом и питался топливом с помощью турбонасосного агрегата (ТНА) и регулятора подачи топлива, устанавливаемых в специальном отсеке.
|
|
Таблица 11.3 |
Основные данные ЖРД 1(й ступени МКР Буря ОКБ(2 А.М.Исаева |
|
|
|
|
|
Индекс |
С2.1100 |
С2.1150 |
Год разработки |
1954–1957 |
|
Компоненты топлива: |
|
|
окислитель |
АК 27И |
АК 27И |
горючее |
(Т 1) ТГ 02 и ОТ 155 |
ТГ 02 |
Тяга двигателя, кг |
68614, снижение до 48274 |
68443, снижение до 48600 |
Удельная тяга, с: |
|
|
земная |
236 |
233 |
пустотная |
263 |
260 |
Соотношение компонентов |
3,7 |
3,53 |
Давление в камере сгорания, атм |
47,8, снижение до 35,3 |
47,8, снижение до 35,3 |
Давление на срезе сопла, атм |
0,7, снижение до 0,58 |
0,7, снижение до 0,58 |
Геометрическая степень расширения сопла |
8,3 |
8,3 |
Число оборотов ТНА, об/мин |
12000 |
11600 |
Время работы, с |
150 |
150 |
Вес, кг |
800 |
650 |
Удельный вес |
11,65 |
9,5 |
Габариты, мм |
1823x1238x1238 |
2034x1203x1203 |
Особенности |
Связка из 4–2 ЖРД |
Связка из 4 ЖРД, |
|
|
цельносварная конструкция |
Цилиндрический фюзеляж, немного суженный спереди и сзади, заканчивался обтекателем сопла СПВРД и крестообразным хво стовым оперением с аэродинамическими рулями. Система ас тронавигации находилась в охлаждаемом приборном отсеке в средней верхней части фюзеляжа, а датчики этой системы при крывались специальным куполом из жаростойких кварцевых пластин.
Маршевый СПВРД РД 012 2 й ступени разработан ОКБ 670 М.М. Бондарюка. При испытаниях двигателя на пятом «горячем» и последующих семи «горячих» пусках с работающими ПВРД (часть которых испытывалась уже в июле–декабре 1952 г.) впер вые в мире удалось получить устойчивую работу ПВРД на скоро стях, близких к 3М в свободном полете. В конце 1952 г. кандида туры участников этой работы – Щетинков, Зуев, Панкратов,
306 Беспилотные летательные аппараты
Меркулов, Беспалов, Карпейский, Винницкий и Алферов – во главе с Келдышем были представлены в Комитет по Сталинским премиям. В конце февраля ученым «по секрету» сообщили, что Комитет выдвинул их на получение Сталинской премии 1 й сте пени. Однако за неделю до подписания постановления умер И.В. Сталин, в связи с чем эта премия была отменена.
В табл. 11.4 приведены тактико технические характеристики двигателя маршевой ступени.
Таблица 11.4
Основные данные СПРВД РД(012У для МКР Буря разработки ОКБ(670 М.М. Бондарюка
Рабочий диапазон высот, км |
16–25,5 |
Рабочий диапазон чисел М |
2,8–3,3 |
Маршевое число М |
3,15 |
Ресурс, ч |
4 |
Время непрерывной работы, ч |
2,5 |
Максимальная тяга, кгс при М=3,15 и на высоте 18 км |
9050 |
Удельная тяга, с |
1560 |
Диаметр камеры, мм |
1700 |
Длина камеры сгорания с соплом, мм |
5770 |
Вес камеры сгорания с соплом, кг |
750 |
Вес комплекта двигателя, кг (камера сгорания с соплом, |
|
ТНА с агрегатами системы регулирования и зажигания) |
950 |
Топливо |
Т 5 |
Энергетическая мощность ТНА, квт |
18 |
МКР Буря стартовала вертикально, непосредственно со стрелы лафета установщика (специального пускового устройства) на железнодорожной платформе конструкции Ново Краматорско го машиностроительного завода им. В.И. Ленина (главный кон структор В.И. Капустинский). После старта МКР разгонялась ускорителями до скорости 3М и достигала высоты 18–20 км. Уп равление ракетой на разгонном участке траектории сначала осу ществлялось с помощью газовых рулей, а затем переключалось на воздушные (газовые сбрасывались).
После того как скорость достигала 3М и выходил на режим мак симальной тяги СПВРД, производилась расцепка ускорителей и маршевой ступени. Далее полет маршевой ступени до района цели происходил с постоянной скоростью 3,15–3,2М и с посто янным аэродинамическим качеством на СПВРД. На маршевом участке полет корректировался с помощью системы автоматиче ской астронавигации «Земля». За время полета до цели МКР
Межконтинентальные крылатые ракеты периода холодной войны |
307 |
поднималась до высоты 25,5 км. При приближении к цели мар шевая ступень, управляемая автопилотом, должна была совер шить противозенитный маневр и перевести МКР в крутое пики рование на цель. При этом отделялось центральное тело с бое вым ядерным зарядом (конечная высота полета превышала вы соту отделения на 7–8 км).
На полигоне Владимировка (Астраханская обл.) к 30 июля 1957 г. была завершена подготовка технической позиции и стартовой площадки и подготовлена к пуску первая ракета – заводской № 2/1. К этому времени конструкция МКР прошла целую серию наземных испытаний. В испытательном варианте ракета обору довалась дублирующей системой управления по радио (РУ 6) и приемоответчиками (СО Д1), обеспечивающими радиолокаци онное визирование ракеты с земли, тремя РТС 8 и одной высо коопросной РТС 5, обеспечивающими запись параметров МКР Буря. Вместо боезаряда в испытательном варианте МКР распола галось телеметрическое оборудование.
Втабл. 11.5 приведены результаты пусков МКР Буря. Ее летные испытания начались в августе 1957 г. 1 августа при попытке за пуска возникли осложнения. Так, оказалось, что выбор изопро пилнитрата в качестве горючего привел к тому, что Буря не ушла со старта из за взрыва клапана пуска. Аварийное выключение двигателя спасло МКР от взрыва и пожара. Быстро была выяс нена и причина неполадки.
Вавральном порядке была произведена доработка нового двига теля, он был привезен на полигон и установлен на ракету взамен неисправного. Ровно через месяц ракета снова стояла на старте. 31 августа ракета оторвалась от пускового устройства, двигатели ускорителей сработали нормально (давления в камерах сгорания вышли на режим, о чем свидетельствовали показания сигнализа торов давления), но из за неполадок в системе управления – из за динамической нагрузки – сработали реле системы управления и дали ложную команду на отделение газовых рулей ускорителей.
Это привело к потере управления ракетой, и она, совершив ку вырок, взорвалась рядом со стартовой позицией273. Конструк
273 Шевалев И., Фомичев А. Межконтинентальная ракета C.А. Лавочкина. Са молеты Мира. 1996, № 4. С. 2–5.
308 Беспилотные летательные аппараты
ция хвостового отсека впоследствии была доработана и проведе ны все необходимые испытания двигателя, подтвердившие пра вильность этого решения.
Первая МКР Буря ушла со старта 1 сентября 1957 г. В последующих трех запусках нормальный полет прерывался еще до расцепления ступеней: во втором – на 31 й секунде, в третьем – на 63 й секунде и в четвертом – на 81 й секунде. В этом полете маршевая ступень ракеты не успела запустить свой двигатель. Первый же удачный пуск состоялся 22 мая 1958 г. В этом полете расцепка прошла ус пешно и был запущен СПВРД маршевой ступени.
Затем последовали еще три неудачных пуска. Седьмой пуск не состоялся из за аварийного отключения двигателя на старте. Ра кета не вышла из зацепов пускового устройства. Причина оказа лась в «человеческом факторе» – в линии подачи изопропилни трата обнаружилась ветошь. Этот двигатель был заменен, и через месяц ракета ушла со старта нормально274.
28 декабря 1958 г. состоялся очередной пуск МКР Буря. В двух последующих пусках отмечена рекордная для того времени дальность полета: 1350 км при скорости 3300 км/ч и 1760 км при скорости 3500 км/ч.
Для проведения следующего полета на МКР была установлена астронавигационная аппаратура. К сожалению, этот пуск ока зался неудачным.
Последующие запуски проводились с МКР в новой компонов ке. Были модернизированы ускорители и на 1 й ступени уста новлены новые ЖРД. Запуск 19 апреля 1959 г. с новыми ускори телями состоялся без астронавигационной системы наведения. Этот полет продолжался около десяти минут. Следующий полет позволил провести испытание системы астронавигации. После выполнения программы полета ракета была развернута на 210о и дальше летела по радиокомандам. Дальность ее полета состави ла 4000 км.
На этом испытания МКР Буря на короткой трассе завершились. Однако, показав ряд конструкционных, эксплуатационных и
274 Шевалев И., Фомичев А. Межконтинентальная ракета C.А. Лавочкина. Са молеты Мира. 1996, № 4. С. 2–5.
Межконтинентальные крылатые ракеты периода холодной войны |
309 |
боевых преимуществ перед МКР, 20 января 1960 г. на вооруже ние РВСН стала поступать межконтинентальная МБР Р 7. То обстоятельство, что как носитель ядерного оружия МКР Буря не в состоянии конкурировать с МБР, стало ясным практически для всех, в том числе и для С.А. Лавочкина.
Еще в 1958 г. в ОКБ 301 было предложено использовать МКР Буря в качестве фоторазведчиков и ракет мишеней. Постанов ление ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 5 февраля 1960 г. разрешило использовать пять оставшихся МКР Буря для отра ботки варианта фоторазведчика.
Начались испытания МКР на «длинной трассе»: Владимиров ка – полуостров Камчатка. По этой теме в феврале–марте 1960 г. состоялось три запуска. Однако в октябре работы по фотораз ведчику Буря были прекращены. 16 декабря 1960 г. состоялся по следний пуск МКР Буря, но уже в варианте ракеты мишени. По следние испытания были проведены уже без C.А. Лавочкина (как мы писали выше, он скончался 9 июня 1960 г.).
В последних двух пусках удалось получить наибольшую даль ность полета (6500 км). Работа маршевого двигателя прекрати лась из за полной выработки топлива. В ОКБ 301 были намече ны пути получения расчетной дальности в 8000 км. Однако даль ность полета ракеты в 8000 км была недостаточна, чтобы охва тить всю территорию возможного противника. Еще в 1959 г. за казчик выдвинул требование большей дальности полета. Требо вание было обоснованным, так как американская МБР Атлас в августе 1959 г. доставила боевой груз на расстояние 9000 км. От ветом американцам стала МБР Р 7А.
На пусках первых ракет № 2/1, 2/2, 1 03, 2 01, 3/1, 3/2, 1 01 и 2 04 отрабатывались участок выведения, запуск и работа 1 й ступени, разделение 1 й и 2 й ступеней, запуск СПВРД и дина мика управления на начальном участке полета. На следующем этапе летных испытаний, начиная с 29 марта 1959 г., в задачу пусков ракет № 3 01, 2 05, 2/4 входила отработка устойчивой работы ракеты на малой трассе (без астронавигации) с провер кой устойчивости управления и работы двигательной установ ки маршевой ступени.
Пуски ракет № 10 02, 10 04, 10 03, 10 05 осуществлялись по «большой трассе» при управлении с помощью астронавигации.