Беспилотные летательные аппараты: история, применение, угроза распространения и перспективы развития - [107]
М.В. Келдыш отмечал большой вклад А.М. Исаева в создание этого двигателя. А.М. Исаев не удовлетворился результатом работы двигателя на изопропилнитрате. Он начал создавать более совершенный двигатель С2.1150, который значительно отличался по весу от прежнего. Заказ на двигатели С2.1150 был перенесен на завод № 500 в Тушино, где и было налажено их серийное производство. Тактикотехнические характеристики ЖРД 1-й ступени МКР Буря приведены в табл. 11.3.
Маршевая ступень Бури была построена по нормальной самолетной схеме с треугольным среднерасположенным крылом, имеющим стреловидность по передней кромке 70° и тонкий сверхзвуковой профиль. В передней части цилиндрического фюзеляжа маршевой ступени находился сверхзвуковой диффузор с центральным телом, в котором размещалась боевая часть.
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 | 1823×1238×1238 | 2034×1203×1203 |
| 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 хвостовым оперением с аэродинамическими рулями. Система астронавигации находилась в охлаждаемом приборном отсеке в средней верхней части фюзеляжа, а датчики этой системы прикрывались 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.) впервые в мире удалось получить устойчивую работу ПВРД на скоростях, близких к 3М в свободном полете. В конце 1952 г. кандидатуры участников этой работы — Щетинков, Зуев, Панкратов, 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 степени. 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-Краматорского машиностроительного завода им. В.И. Ленина (главный конструктор В.И. Капустинский). После старта МКР разгонялась ускорителями до скорости 3М и достигала высоты 18–20 км. Управление ракетой на разгонном участке траектории сначала осуществлялось с помощью газовых рулей, а затем переключалось на воздушные (газовые сбрасывались).
После того как скорость достигала 3М и выходил на режим максимальной 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 постоянным аэродинамическим качеством на СПВРД. На маршевом участке полет корректировался с помощью системы автоматической астронавигации «Земля». За время полета до цели МКР поднималась до высоты 25,5 км. При приближении к цели маршевая ступень, управляемая автопилотом, должна была совершить противозенитный маневр и перевести МКР в крутое пикирование на цель. При этом отделялось центральное тело с боевым ядерным зарядом (конечная высота полета превышала высоту отделения на 7–8 км).
