Владимир КОРОВИН
ШАГНУВШАЯ К ГИПЕРЗВУКУ

Пояснения к компоновочной схеме 1. Приемник воздушного давления. 2. Передающая антенна радиовзрывателя. 3. Радиовзрыватель. 4. Предохранительно-исполнительный механизм. 5. Боевая часть. 6. Приемная антенна радиовзрывателя. 7. РПДТТ. 8. Заряд твердого топлива. 9. Крыло. 10. Бортовой источник питания. 11. Антенны радиоуправления. 12. Рулевая машина. 13. Переходной конус. 14. РДТТ первой ступени. 15. Стабилизатор. 16. Ролик — задняя опора на ПУ. 17. Сопло РДТТ третьей ступени. 18. Руль-элерон. 19. Воздушно-арматурный блок. 20. Бортовой электроразъем. 21. Заряд твердого топлива. 22. РДТТ третьей ступени. 23. Бугель — передняя опора на ПУ. 24. Блок аппаратуры радиоуправления и радиовизирования. 25. Блок автопилота.

60-е годы для развития ракетной техники в нашей стране были особыми. Гигантский качественный скачок, произошедший в 50-е, привел к созданию целого ракетного арсенала, который включал в себя межконтинентальные баллистические, тактические, зенитные и авиационные ракеты. Он свидетельствовал о значительных возможностях молодой отрасли промышленности.

Среди десятков образцов боевой ракетной техники, созданных в те годы и отстоявших положенный срок на вооружении, многие получили достаточную известность и заняли подобающее им место в истории. Менее известны ракеты, которые не "служили" в войсках, не бывали на военных парадах. Так уж складываются судьбы ракет, что зачастую их высокие и опережающие время характеристики, удачная и прогрессивная конструкция могут обесцениться из-за множества причин, которые далеко не сразу оказываются на поверхности. А результат этого — годы разработок и испытаний, в архивах — пухлые тома эскизных проектов и отчетов с редкими фотографиями, чертежи. Зенитная управляемая ракета (ЗУР) 22Д разделила именно такую судьбу.

К началу 60-х годов Особое Конструкторское Бюро № 2 МАП (с 1967 года МКБ "Факел"), возглавляемое Петром Дмитриевичем Грушиным, уже было признанным авторитетом в области создания ЗУР). На вооружение войск ПВО и кораблей ВМФ страны поступили первые ракеты этого предприятия. Заметный резонанс вызвало уничтожение 1 мая 1960 года американского самолета-разведчика U-2 ракетой В-750, разработанной здесь. В самом же ОКБ в это время шла работа над более совершенными образцами.

Проведенные в 1960-1962 годах около сорока пусков экспериментальной ракеты 17Д с маршевым твердотопливным ракетно-прямоточным двигателем показали определенную перспективность такого типа силовой установки для ЗУР. Результаты первых пусков 17Д могли служить базой для полномасштабной разработки. В соответствии с решением правительственной комиссии (апрель 1961 год) в ОКБ-2 приступили к созданию варианта ЗУР, который являлся дальнейшим развитием 17Д и должен был обладать повышенной скоростью полета, способностью поражать высокоскоростные малоразмерные цели, летящие на высотах более 30 км. Ракета получила заводское обозначение 22Д и была предназначена для использования в составе модернизированного зенитного ракетного комплекса С-75.

Первоначальные варианты ракеты внешне не отличались от 17Д — такое же длинное центральное тело и корпус РПДТТ с размещенными на нем крыльями и рулями. При проработке различных вариантов компоновки в ОКБ-2 была предложена и испытана в стендовых условиях твердотопливная ракетно-прямоточная двигательная установка с кольцевым диффузором (как у 17Д) и восемью небольшими двигателями в камере сгорания. Их установка преследовала двойную цель: с одной стороны они должны были выполнять роль стартового ускорителя, с другой — быть горючим для РПДТТ. Корпуса из магниевого сплава почти полностью выгорали при работе РПДТТ. Эта ракета, оставшаяся только в проекте, получила обозначение 18Д. Ее компоновка в определенном смысле была прообразом широко применяющейся в настоящее время "интегральной" схемы расположения ПВРД на ракетах различного назначения.

Однако в процессе проектирования 22Д, которое велось параллельно летным испытаниям 17Д и модернизации других элементов комплекса С-75 (в частности, по увеличению дальности действия радиолокационной станции наведения), ситуация резко изменилась. К концу 1962-го в ходе этих экспериментов было достигнуто устойчивое автоматическое сопровождение целей (типа среднего бомбардировщика) станцией наведения комплекса С-75 на дальностях свыше 100 км и высотах до 35 км. В соответствии с этим и на основе предварительных работ ОКБ-2 в июне 1963 года было принято решение о разработке ракеты с более высокими характеристиками. Она должна была поражать воздушные цели на дальностях до 60 км, летящие на высотах до 35 км со скоростью до 3000 км/ч.

В связи с необходимостью значительного увеличения дальности перехвата и высоты полета ракеты пришлось пересмотреть принятую ранее компоновочную схему. Этому способствовало также и то, что среди выдвинутых к ракете требований было сохранение на уровне серийно выпускавшихся ракет величины стартовой массы (до 2800 кг), размеров и моментов инерции. Подразумевалось использовать для нее уже имеющиеся в частях ПВО пусковые установки, транспортные средства и технологическое оборудование.

Немало времени у проектировщиков отняли и другие проблемы. Так, для обеспечения эффективного поражения высокоскоростных и высотных объектов ракета при подлете к цели должна была совершать маневры с перегрузками более двух единиц. Возможные размеры аэродинамических органов управления ее полетом обеспечивали требуемые величины перегрузок на скорости свыше 1400 м/с. Однако при такой скорости (и соответственно скорости ее сближения с целью) резко снижалась эффективность боевой части, что требовало значительного увеличения ее массы и габаритов. Чтобы удовлетворить этим противоречивым требованиям и при этом не выйти за отведенные пределы стартовой массы, потребовались дополнительные исследования по определению рациональных величин как массы боевой части ракеты, так и скорости ее полета на конечном участке. Оптимальное значение скорости составило в результате 1400-1500 м/с.

Предъявленные к ракете высокие требования по величине ее средней скорости полета (при поставленных ограничениях в конечной) определили характерную форму ее динамики. Она включала в себя интенсивный разгон до высокой сверхзвуковой скорости при работе стартового ускорителя, дополнительный разгон и поддержание скорости свыше трех "Махов" на маршевом режиме. С учетом результатов испытаний 17Д, которые показали невозможность эффективной работы РПДТТ на высотах более 20 км (из-за возникновения помпажных режимов) и при больших углах атаки было решено установить еще один твердотопливный двигатель для достижения требуемых высот и скоростей перехвата. Таким образом, проектируемая ракета стала трехступенчатой.

Использование подобной схемы сулило значительное повышение летных данных и обеспечивало рациональное расходование топлива по траектории и, соответственно, полностью активный полет на заданную дальность. Для ракет с подобной дальностью и только с твердотопливными двигателями это было большим достижением.

Выбранная компоновка позволяла эффективно удовлетворить различным вариантам перехвата. Так, при полете к цели на максимальной дальности активного полета ракеты и на высотах менее 20 км топливо ракетно-прямоточных двигателей должно было использоваться полностью, после чего они сбрасывались, а при полете к цели, находящейся на высотах более 20 км, маршевые РПДТТ могли сбрасываться в любой момент их работы. Непосредственно перед сбросом запускался двигатель третьей ступени, который и осуществлял разгон до скорости более 1400 м/с.

Для ракеты 22Д приняли нормальную аэродинамическую схему. На корпусе ее третьей ступени размещались четыре прямоугольных крыла малого удлинения и четыре руля-элерона, служащих для управления и стабилизации ракеты по всем трем каналам.

Первая ступень включала в себя ускоритель со стабилизаторами, который также использовался на 17Д. Ускоритель крепился к торцу центрального тела через переходной конус. Примерно через год после начала испытаний на 22Д поставили новый более мощный ускоритель. Он разгонял ракету за 3-4 секунды до 600 иболее м/с. Для обеспечения необходимых параметров его работы при различных условиях окружающей среды в сопле установили специальное устройство, позволяющее регулировать величину критического сечения.

Основное внешнее отличие 22Д от 17Д состояло в установке на концах крыльев четырех РПДТТ второй ступени. Каждый из них имел осесимметричный диффузор, твердотопливный газогенератор и камеру дожигания. К газогенератору из листового титана, покрытого теплозащитой, приварили три пилона, центрирующих переднюю кромку обечайки диффузора относительно его ступенчатого входного конуса. В газогенераторе было 18 сопловых отверстий, через которые газ поступал в камеру дожигания.

Топливо для газогенератора, почти на треть состоявшее из алюминиево-магниевого порошка, обладало более высокими энергетическими характеристиками, меньшим разбросом скоростей горения, чем топливо, использовавшееся в газогенераторе 17Д. Это, среди прочего, вело к значительному снижению разницы в тягах двигателей, что при их одновременной работе было весьма важным.

Сам твердотопливный заряд состоял из двух шашек. Камера сгорания и цилиндрическая часть обечайки диффузора изготавливались из стеклотекстолита. Какие-либо устройства для "слива" пограничного слоя на этих двигателях не устанавливались ввиду того, что при их работе на маршевом участке полета не предусматривался выход ракеты на углы атаки более 7-10 градусов.

Третья ступень ракеты состояла из пяти отсеков. В первом располагался радиовзрыватель с передающей антенной. Корпус первого отсека — смешанной конструкции: в зоне расположения антенны — из радиопрозрачного материала, а остальная часть — литье из магниевого сплава. Второй отсек — осколочная боевая часть и предохранительно-исполнительный механизм. Корпус этого отсека из листа легкого и прочного сплава АМГ-6Т, подкрепленного шпангоутами. Третий отсек — аппаратурный. В нем стоял силовой шпангоут, использовавшийся для установки передних лонжеронов крыльев и устройств отделения РПДТТ. Корпус изготавливался литьем из магниевого сплава.

Четвертый отсек представлял собой ракетный двигатель с зарядом в виде одной вкладной твердотопливной шашки, которая обеспечивала необходимый закон изменения тяги. Двигатель снабдили газоотводной трубой, что позволило разместить его заряд в центре тяжести третьей ступени и, соответственно, избежать при работе значительных изменений в центровке. Корпус двигателя изготавливался из высокопрочной нержавеющей стали.

В пятом отсеке находились газоотводная труба с сопловым блоком, а в получавшемся кольцевом зазоре — блок питания, воздушный аккумулятор давления и рулевые машины управления рулями-элеронами, установленными на корпусе этого отсека. Снизу стоял электроразъем, через который бортовая аппаратура получала информацию перед пуском от наземных средств, а сверху — антенна канала радиоуправления. В целом разработанная конструкция ракеты получилась весьма технологичной и прогрессивной.

Значительное внимание уделялось отделению РПДТТ, каждый из которых весил около 100 кг и располагался к тому же в плоскости рулей-элеронов. Принятая схема их отстрела с помощью специальных пироцилиндров позволила создать надежную и легкую конструкцию.

Образовывавшиеся в пироцилиндрах при сгорании пороховых зарядов газы должны были давить на поршни со штоками, которые находились внутри лонжеронов крыла. Поршни срезали стопорные шпильки и отбрасывали РПДТТ с необходимыми скоростями в стороны. Как показали испытания, эта конструкция обеспечила отделение РПДТТ во всем необходимом диапазоне скоростей и высот без внесения значительных возмущений в полет ракеты.

Тем не менее, эти возмущающие моменты требовали сброса двигателей не позже чем за 8-10 секунд до встречи с целью. За это время ракета с работающим двигателем третьей ступени должна была успеть стабилизироваться и ликвидировать возможную ошибку в наведении.

К концу 1963 года производство ОКБ-2 закончило первый образец 22Д для летных испытаний. В ее втором отсеке вместо боевой части установили радиотелеметрическую аппаратуру с комплектом датчиков для измерений давления, скоростей и температуры в различных точках ракеты.

Большое значение придавалось оценке качества прохождения радиосигналов от станции наведения на борт ракеты и сигналов ответчика обратно на станцию через шлейф газов, которые содержали много несгоревших металлических частиц.

Первый пуск 22Д по баллистической траектории с застопоренными рулями и без заряда РДТТ третьей ступени состоялся 27 декабря 1963 года. В процессе перед отделением ускорителя были запущены все четыре РПДТТ. При их работе отмечены большие возмущающие моменты, которые нечем было парировать. После 20 секунд полета разрушился один из двигателей, а затем разрушилась и сама ракета.

Дальнейшие ежемесячные пуски ракеты позволили постепенно добиться от нее устойчивого полета на заданную высоту и дальность. При этом пришлось отказаться от стеклотекстолитовых камер ракетно-прямоточных двигателей, которые не выдерживали нагрева и теряли прочность. Их толщину пришлось увеличить вдвое, но это не привело к улучшению работы, хотя масса при этом ощутимо возросла и стала равной массе аналогичных камер из титанового листа с теплозащитой. С десятого пуска 22Д такие камеры из титана уже использовались в ракете. В конструкции РПД увеличили с 18 до 66 количество сопел в газогенераторе. Это позволило существенно уменьшить размеры газовых струй, размывавших теплозащиту в зоне их касания со стенками камеры. После этого каких-либо проблем в работе РПДТТ не возникало.

За весь период испытаний, до 25 августа 1966 года, осуществили 33 пуска ракеты 22Д с твердотопливными ракетно-прямоточными двигателями. Стартовая масса составляла от 3110 до 3260 кг. Максимальная скорость при включенном двигателе третьей ступени и сброшенных РПДТТ достигла 4,8 М или около 1400 м/с. Для середины 60-х годов это было значительным успехом. Максимальная высота полета превысила 30 км. Маневренность на этих высотах оказалась достаточной для наведения на цель и ее перехвата. С работающими же РПДТТ скорость ракеты не превышала 3,9 М, а высота полета — 22 км (девятнадцатый пуск — 31 июля 1965 г.). До этих скоростей и высот, а также при углах атаки до 10° РПДТТ работали устойчиво, без срывных явлений и помпажа. Однако эффективность их работы при скорости полета более 3 М заметно снижалась, что было вызвано попаданием в камеру дожигания сверхзвуковых течений и снижением из-за этого полноты сгорания топлива.

К тому моменту, когда 22Д уже была спроектирована и начались первые пуски, в ОКБ-2 приступили к параллельной разработке нового варианта ракеты с четырьмя жидкостными прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Их применение давало некоторое снижение стартовой массы вследствие более высокого удельного импульса (до 1200 кгс/кг вместо 550). Однако в то же время это вело к появлению на ракете жидкого компонента топлива — керосина, от чего собственно ее разработчики и стремились избавиться.

Задание на разработку такой двигательной установки было выдано ОКБ-670 М. М. Бондарюка, которое к середине 60-х уже имело опыт разработки ЖПВРД различных размеров и тяг. К концу 1965-го проект двигателя, обозначенного РД-046, был готов, а в феврале 1966-го состоялся первый (и одновременно 28-й с момента начала испытаний) пуск 22Д с четырьмя РД-046. Как и ожидалось, ракета с жидкостными двигателями стала легче примерно на 200 кг, несколько возросли ее характеристики. Летом 1966-го провели еще два пуска, но к этому времени история 22Д уже подходила к концу.

Ракета 22Д полностью отвечала предъявленным к ней требованиям — скоростная, высотная, с большой дальностью полета. Но характеристики самой системы С-75, для которой и предназначалась ракета, оказались недостаточными для поражения целей на больших дистанциях. К тому же, за годы создания 17Д и 22Д значительно прибавило в своих характеристиках семейство "семьсот пятидесятых" ракет, которые в ОКБ-2 постоянно совершенствовались. Дальность их полета к середине 1960-х подходила к 50 км, а высота — 30 км. (Кстати, война во Вьетнаме показала их высокие боевые качества). Зенитные ракеты этого семейства были освоены в серийном производстве и в частях ПВО, где для них создали соответствующую инфраструктуру (заправочные средства и т. п.). Применение на маршевой ступени этих ракет токсичных жидких топлив уже не считалось сдерживающим фактором.

В результате принятие на вооружение более совершенной и менее капризной, но гораздо более дорогой и трудоемкой ракеты сочли нецелесообразным.

А "семьсот пятидесятые" еще свыше трех десятилетий несли службу в частях ПВО. Им на смену пришли совсем другие ракеты, разработка которых в 1967 году еще только начиналась...