Авиация и космонавтика 2007 12 - [12]
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.
В целом, ракета В-750 оказалась почти вдвое легче, чем ракета комплекса С-25, при практически одинаковой досягаемости по дальности и высоте. Однако при этом В-750 оснащалась менее мощной боевой частью.
Двигатель для маршевой ступени ракеты В-750 разрабатывался с 1954 г. на конкурсной основе ОКБ-2 и ОКБ-3, входившими в НИИ-88. В ОКБ-3 главного конструктора Д.Д. Севрука создавался однокамерный двигатель С3.20 с турбонасосной системой подачи топлива с максимальной тягой 3100 кг, работавший на двух компонентах топлива. Для начальной раскрутки турбонасосного агрегата (ТНА) использовался пороховой стартер, который при срабатывании также разогревал стенки жидкостного газогенератора, в результате чего поступавший в него окислитель начинал разлагаться и обеспечивать работу ТНА.
Ракетао 1Д на полигоне Капустин Яр. 1955 г.
В ОКБ-2 главного конструктора A.M. Исаева создавался однокамерный двигатель С2.711 с турбонасосной системой подачи топлива с максимальной тягой 2600 кг. В головке камеры сгорания двигателя были впервые применены центробежные двухкомпонентные форсунки, позволившие получить лучшую, чем при использовании однокомпонентных, полноту сгорания топлива. В отличие от С3.20 для запуска и раскрутки ТНА С2.711 использовалось однокомпонентное топливо, при разложении которого выделялся горячий газ.
