Техника и вооружение 2003 03 - [17]
Примерно в середине канала двигателя происходило смешение с потоком воздуха продуктов сгорания топливного заряда (со значительным количеством несгоревшего магния), поступавших из газогенератора через щелевые отверстия, расположенные под углом от 70 до 80 град, к продольной оси ракеты. Количество этих отверстий на разных модификациях ракеты было различным и составляло от 20 до 26, в зависимости от состава применявшегося топлива. Получавшийся в процессе догорания магния газ выбрасывался из двигателя ракеты через сопло, образованное двумя коническими поверхностями.
В конструкции ракеты широко использовались элементы из магниевых и алюминиевых сплавов с защитными покрытиями. На крылья и части корпуса, подвергавшиеся в процессе полета аэродинамическому нагреву, наносились теплозащитные покрытия. Корпус ракеты, включая стыки отсеков и люки, был защищен от проникновения влаги.
Конструкция обеспечивала изготовление основных элементов корпуса ракеты из листового материала с широким применением сварки. Для изготовления ряда частей корпуса, крыльев и рулей применялось крупногабаритное литье и штамповка. Это позволило сократить число деталей и удешевить производство ракеты. Конструкция и технология изготовления отдельных частей ракеты обеспечивала полную взаимозаменяемость готовых изделий, отсеков и других ее элементов.
Ракета 17Д из-за наличия в ее составе комбинированного ракетно-прямоточного двигателя по своей форме и компоновке значительно отличалась от всех ракет «семейства В-750». Тем не менее для ее первых пусков использовались уже имевшиеся на полигоне наземные средства с незначительной доработкой, включая и пусковую установку.
Создание первой в нашей стране ЗУР с маршевым прямоточным воздушно-реактивным двигателем на твердом топливе потребовало проведения испытаний макетных образцов и натурных двигателей, для чего было построено и переоборудовано несколько стендов в ЦАГИ. филиале ЦИАМ. НИИ-1 ГКАТ и в НИИ-G ГКОТ. На это ушло около года, что привело к срыву ранее намеченных сроков. Уже осенью 1959 г. отставание работ стало предметом рассмотрения ВПК, в решении которой от 20 октября 1959 г. № 108 было отмечено, что Постановление СМ СССР в части передачи средств комплекса С-75В на совместные испытания в И! кв. 1959 г. не выполнено. Этим же решением предприятиям- поставщикам были назначены уточненные сроки по изготовлению аппаратуры АП-757, РУВ-757, маршевому РПДТТ, стартовому РДТТ, пусковой установке СМ- 90 и боевой части ДВР-755. Новым сроком предъявления ракеты на совместные испытания был предусмотрен II кв. 1960 г.
К тому времени в соответствии с Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 4 июля 1959 г № 735–338 в разработке находился вариант ракеты В-757Кр (ЗМ10) для ЗРК2К11 «Круг».
Предъявление В-757Кр на совместные испытания было намечено на IV квартал 1960 г. Работа велась параллельно с ранее начатой разработкой для этого же комплекса ракеты ЗМ8, которая велась в свердловском ОКБ-8 и была призвана подстраховать деятельность коллектива уральских конструкторов во главе с Л. Люльевым.
Первые пуски В-757 состоялись в начале 1960 г. Опыт отработки зенитных ракет показал, что их летные испытания должны проводиться в три основных этапа — баллистические (или бросковые), автономные и испытания в замкнутом контуре управления.
Для первого этапа испытаний в конце 1959 г. было специально подготовлено три макетных образца ракеты 17Д с не полностью снаряженным газогенератором маршевого двигателя и максимально упрощенным бортовым оборудованием, На этих образцах, которые представляли собой, по существу, летающую лабораторию, отсутствовали рули и дестабилизаторы. Внутри ракеты располагалось множество разнообразных датчиков, измерявших давление и температуру в контуре маршевого двигателя. Стартовая масса этих ракет составляла около 2,2 т.
Компоновочная схема варианта ракеты 17Д
1 — приемник воздушного давления; 2 — радиовзрыватель; 3 — дестабилизаторы; 4 — боевая часть; 5 — блок радиоуправления и визирования; 6 — блок питания; 7 — автопилот; 8 — отверстия для «слива» пограничного слоя; 9 — сливная полость: 10 — сливной карман; 11 — газогенератор; 12 — крыло; 13 — тор-баллон с воздухом: 14 — рулевая машина; 15- руль; 16- ферма; 17 — стартовый РДТТ; 18 — стабилизатор; 19 — опорный ролик.
На них должны были определяться характеристики воздухозаборников нескольких вариантов маршевого двигателя с различными площадями входа, производиться оценка работоспособности этого двигателя, исследоваться процессы старта и разделения ступеней.
Первый пуск такой ракеты прошел успешно 23 января 1960 г. с неподвижной пусковой установки под углом возвышения 40 град. После окончания работы ускорителя и его отделения маршевый двигатель запустился и разогнал ракету со скорости 560 м/с до 690 м/с. Дальность полета при этом составила около 23 км. Результаты анализа полученной информации показали их достаточно хорошую сходимость с расчетными характеристиками.
Успешным был и второй пуск. Во время третьего пуска через несколько секунд после включения маршевого двигателя начался помпаж на данном образце ракеты был установлен воздухозаборник с большей, чем ранее, плошадью входного сечения.
