Беспилотные летательные аппараты: история, применение, угроза распространения и перспективы развития - [40]

Главная задача, которая стояла перед создателями ЭКР, заключалась в проверке основных принципов и ряда технических решений по межконтинентальной крылатой ракете. Для сокращения сроков и стоимости разработки ЭКР было предложено использовать 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 основного горючего и ТГ-02 («Тонка») в качестве пускового горючего. СПВРД РД-040 диаметром 400 мм маршевой ступени ЭКР разрабатывало ОКБ-670 М.М. Бондарюка.

В бортовой части системы управления ЭКР предлагалось использовать упрощенный вариант существующего самолетного автопилота. Маршевая ступень имела крестообразное оперение, четыре руля, попарно работающих по тангажу и рысканию (рули курса одновременно выполняли функции элеронов). Воздухозаборный канал для СПВРД был изогнут для создания объема под размещение приборов. На стыке маршевой ступени и первой ступени предполагалось сделать кольцевой проток для запуска СПВРД до разделения ракеты.

Для определения реальной траектории полета на ЭКР предусматривалась установка радиотехнической системы индикации и предстояло создать сеть наземных пунктов для приема ее сигналов. 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 выключения СПВРД от временного устройства маршевая ступень должна была совершить пикирующий или планирующий полет. Рассматривалась также возможность спасения этой ступени с помощью парашютно-реактивной системы[107].

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 передаче ЭКР в производство. К июлю 1953 г. в конструкцию ЭКР ввели изменения в части системы управления, связанные с испытанием в натурных условиях астронавигационной системы. Были изготовлены макеты основных узлов ракеты, макет приборного отсека в натуре: проводилось макетирование основных агрегатов. Были изготовлены также установка для отработки теплозащиты приборного и топливных отсеков, установка рулевых машинок в термобарокамере, рулевой агрегат маршевой ступени ЭКР. Проводились отработка технологии отдельных узлов конструкции, эксперименты по уточнению аэродинамических характеристик ЭКР, разбивка на плазе внешних обводов и трактов подачи воздуха к СПВРД, был начат выпуск 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 разработка рабочих чертежей макета, закончен этап теоретических и экспериментальных работ, подтвердивших надежность схемы индикации звезд в ночных условиях, и показана возможность работы этой схемы в дневных условиях. Работа проводилась совместно с Крымской астрофизической обсерваторией АН СССР и Государственным оптическим институтом. Вскоре был подготовлен эскизный проект автономной системы астронавигации для испытаний ЭКР.

Выполнялись работы по проектированию и изготовлению серии СПВРД. Были подготовлены стендовые образцы, проведены первые доводочные испытания, спроектирован и изготовлен турбонасосный агрегат. Система регулирования двигателя позволяла 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 целом. М.В. Келдыш выступил с предложением передать все дальнейшие работы по КРДД в Министерство авиационной промышленности (МАП) с тем, чтобы дать возможность ОКБ-1 НИИ-88 С.П. Королева сосредоточить усилия на создании межконтинентальных баллистических ракет. 20 мая 1954 г. вышло постановление Совета Министров СССР, которое закрепило предложение академика Келдыша.