Настоящий материал является кратким обзором работ по крылатым ракетам, проводившихся в 1932-1938 гг. в РНИИ. Работы по крылатым ракетам имели своим назначением:

а) создание боевых ракет для стрельбы с земли по удаленным целям (крупным объектам, площадям и т. д.),

б) для стрельбы по движущимся целям при пуске ракет как с земли, так и с самолета.

Использование крыльев на ракетах позволяет осуществить управляемый полет и значительно увеличивает возможную дальность полета. В качестве примера в таблице приведено сравнение дальности полета [в км] 85 мм ракетного снаряда с крыльями и без них, обладающего наибольшей скоростью 250 м/сек, при различных углах выпуска.

Углы	0°	20°	45°	75°
Снаряд без крыльев	0	3,2	4,5	2,2
Тот же снаряд с крыльями	6,6	14,1	17,9	19,3

Работы носили чисто экспериментальный характер и проводились по двум направлениям - над ракетами пороховыми и ракетами на жидком топливе.

Для стабилизации и управления в полете на ракетах устанавливались автоматы, разрабатывавшиеся собственными силами в РНИИ.

Работы по крылатым ракетам производились под руководством инженера С. П. Королева. Ведущими инженерами работали: по пороховым ракетам - инженер М. П. Дрязгов, по жидкостным ракетам - инженер Е. С. Щетинков, по автоматике - инженер С. А. Пивоваров, по устойчивости - инженер Б. В. Раушенбах.

Разработка крылатых ракет на порохе - объект 217 - производилась по заказу и тактико-техническим требованиям Центральной лаборатории проводной связи (впоследствии - Ленинградский филиал Государственного института телемеханики и связи). Работы были согласованы с ВВС и Управлением связи Красной Армии.

Ракеты 217 предназначались для поражения с земли движущихся воздушных целей, причем стабилизация и управление в полете, а также приведение в действие взрывателей должно было осуществляться телемеханическими приборами, при полете ракет по световому лучу от прожектора, освещающего цель.

В целом работа носила чисто экспериментальный характер и распределялась следующим образом: ракеты разрабатывались и испытывались в полете без телемеханических приборов НИИ, а вся телемеханическая часть и соответствующие летные испытания осуществлялись Институтом телемеханики.

Для разрешения поставленной задачи ракеты 217 были выполнены в двух вариантах.

Рис. 2[1]. Ракета 217/I на пусковом станке

Первый вариант 217/1 представлял собой ракету по нормальной самолетной схеме. Корпус ракеты имел цилиндрическую форму с обтекаемой носовой частью и слегка коническим отсеком на хвосте. Крыло свободно-несущего типа имело нижнее расположение. Хвостовое оперение состояло из стабилизатора, рулей высоты, киля и руля направления.

В центральной части корпуса была расположена камера порохового ракетного двигателя типа, применяемого на современных ракетных снарядах.

Носовой отсек предназначался для размещения телемеханических приборов, а в головной части - для взрывчатого вещества. Запуск ракеты предусматривался со специального пускового станка, позволяющего делать грубую наводку на цель.

* Примечание. Использование ракет 217 на планировании не предполагалось, и по ТТТ рабочая дальность принималась равной 3-5 км.

Второй вариант ракеты - 217/II - принципиально отличается от первого и от общепринятых самолетных схем.

Ввиду специфических условий и особенностей, заключающихся в том, что, преследуя подвижную цель, ракета должна была быть весьма маневренной и быстро отклоняться от траектории установившегося движения в любую сторону, возникла мысль о схеме ракеты, симметричной в аэродинамическом отношении относительно продольной оси.

Второй вариант 217/П представлял собой четырехкрылую бесхвостую ракету с малым удлинением и симметричным расположением и профилем крыльев. Корпус и размещение в нем порохового двигателя и отсеков для телемеханики и боевого груза аналогичны I варианту. Рули были расположены на конце каждого крыла и соединены специальной системой управления.

Рис. 4. Ракета 217/11 на пусковом станке

Летные испытания ракет производились на Софринском арт-полигоне под Москвой запуском с пускового станка, представлявшего сварную трехгранную ферму длиной 10 м, имевшую направляющие угольники, по которым скользила при старте ракета. Испытания производились при различных углах подъема станка (до 30°). Для проведения всевозможных предварительных исследований, опытов и проверки разных схем крыльев и оперения были изготовлены небольшие модели пороховых ракет.

Испытания уменьшенных моделей ракет велись в течение 1935-1936 гг. параллельно с работами по ракетам 217, что позволило с минимальными затратами получить обширный экспериментальный материал.

Рис. 6. Модели ракет



Рис. 7. Ракеты 217, подготовленные к испытаниям

Всего было сделано значительное количество пусков моделей и несколько пусков ракет 217 без приборов стабилизации и телемеханического управления (при этих полетах рули ракет закреплялись неподвижно).

Наибольшая дальность полета составляла у моделей около 2 км при высоте подъема 700 м, а у ракет 217 дальность 1 км и высота подъема 300—500 м.

Ракета первого варианта 217/1 после старта значительно уходила в сторону от первоначального направления (на длине 1 км до 100 м), ложилась в плавный вираж, переходивший затем в падение.

Ракета второго варианта — 217/II (симметричная четырехкрылая схема) двигалась точно в плоскости пускового станка, не уходя никуда в сторону. После окончания горения порохового заряда двигателя ракета продолжала устойчивый полет по инерции, который ничем заметно не отличался от полета с РД. Было замечено, что на длине 1000 м ракета медленно вращалась почти на полный оборот около своей продольной оси, продолжая лететь строго в плоскости старта. Следует особо отметить, что симметричная схема ракеты с крыльями малого удлинения несомненно обладала большей устойчивостью и, в частности, устойчивостью пути по сравнению с другими схемами.

Первые работы по крылатым ракетам на жидком топливе были начаты в 1932 г. в порядке инициативных работ.

С 1936 г. работы проводились по заданию и тактико-техническим требованиям ВВС и Управления связи Красной Армии.

По своему назначению жидкостные крылатые ракеты типа 06, 216, 212 отрабатывались для пуска с земли по удаленным целям (крупным объектам и площадям).

Предположительная тактическая схема применения ракет была такова.

Ракета с РД разбегалась и взлетала со специальной стартовой дорожки (рельсового пути), причем для облегчения взлета применялся дополнительный разгон с помощью пороховых ракет, остававшихся затем на земле. После отрыва ракета с РД набирала высоту в зависимости от имевшегося на борту ракеты запаса топлива, а по окончании работы РД она автоматически переводилась на режим планирования (или пикирования с большой скоростью) и шла до цели.

Ракета 301, начатая разработкой в 1937 г., будучи по своей схеме тождественна остальным ракетам, имела несколько иной тактический профиль и предназначалась для пусков с самолета по движущимся воздушным целям (в основном), а также и по земным целям.

Стабилизация и управление полетом ракет осуществлялись автопилотами специальной конструкции, разрабатывавшимися собственными силами в НИИ.

Были последовательно разработаны и испытаны гироскопические автоматы на одну, две и три степени стабилизации. Автопилоты разрабатывались с учетом специфики их работы на ракетах. Например, для объектов, пускаемых с земли (типа 216 и 212), характерными особенностями являлись: значительные перегрузки при старте, быстрое нарастание скорости и увеличение угла подъема при наборе высоты, последующий переход к полету по инерции до скорости планирования, затем планирование на угле наибольшего качества и т. д.

Исключением являлся объект 301, для которого были предположены автоматика и радиоуправление для наведения на цель конструкции (профессора Шорина), однако работа эта не была закончена и автоматика не использовалась.

По техническому заданию автоматика должна была позволять передачу по радио следующих команд с самолета, выпустившего ракету 301, для наведения ее на движущуюся цель: «правый поворот», «левый поворот», «выше» и «ниже» и «взрыв». С радиоуправлением удалось провести лишь один опыт (осенью 1936 г.), при котором на ракете 216 был смонтирован специальный приемник конструкции НИТИ КА и в полете на ракету с земли была передана команда «взрыв» и взорвана дымовая шашка. Этот опыт прошел вполне удовлетворительно.

Для всех жидкостных ракет применялась обычная самолетная схема со свободно-несущим крылом толстого профиля и оперением, расположенным на хвосте. Реактивное топливо заливалось в трубчатые баки, служившие одновременно и лонжеронами крыла (окислитель), а также в цилиндрические отсеки и баки в фюзеляже (горючее). Ракеты 1934—1936 гг., типа 06 и 216, работали на жидком кислороде и спирте, а последние объекты — 212 и 301 — на азотной кислоте и керосине. Подача топлива к двигателю всюду осуществлялась под давлением сжатого воздуха от воздушных баллонов. Питание пневмосистемы автоматики также осуществлялось сжатым воздухом, а электросистемы — от бортовых батарей. Ракетный двигатель располагался на хвосте фюзеляжа, автоматика и боевой груз — в носовой части.

Необходимо отметить, что работа в целом носила экспериментальный характер и поэтому ракеты пускались без взрывчатого вещества, а вместо боевого носика устанавливалась специальная парашютная головка, позволявшая в определенный момент полета спустить ракету на парашюте. В ряде случаев это дало возможность сохранить ценную материальную часть для повторных испытаний, а также получить непосредственно в полете и сохранить записи отдельных летных параметров ракеты, регулировочные данные автоматики и т. д. Последняя возможность имеет исключительно важное значение при отработке впервые опытных объектов с автоматикой.

Рис. 10. Схема ракеты 212. Боковой вид



Рис. 11. Топливная система, двигатель и баллоны ракеты 216 (наружная оболочка снята)



Рис. 12. Ракета 216 (снимок сделан во время продувок в натуру в аэродинамической трубе ЦАГИ)



Рис. 13. Ракета 212



Рис. 14. Ракета 301



Рис. 15. Подвеска ракеты 301 под крылом самолета ТБ-3

Основные размеры и веса ракет

Для взлета жидкостных ракет на одном из артполигонов была построена специальная стартовая дорожка, представлявшая собой узкоколейный рельсовый путь, уложенный горизонтально на протяжении около 150 м и затем, на длине еще примерно 70 м, опускающийся несколько вниз. В конце рельсового пути была устроена песчаная насыпь.

Ракета устанавливалась на тележке и зацеплялась буксирным крюком за сварную раму, на которой была укреплена пороховая стартовая камера.

Рис. 16. Макет ракеты 301, пускавшейся с самолета ТБ-3 при
предварительных испытаниях с пороховым двигателем



Рис. 17. Стартовая дорожка для жидкостных ракет



Рис. 18. Ракета 06 перед стартом



Рис. 19. Стартовая тележка для разгона жидкостных ракет



Рис. 20. Стартовое устройство для ракеты 301 при
отладочных пусках с земли



Рис. 21. Стартовое устройство (вид сбоку)

Порядок пуска был следующий. Сперва запускался жидкостный двигатель, установленный на ракете, причем тележка удерживалась неподвижно в начале рельсового пути, затем включалась пороховая стартовая камера и одновременно освобождалась тележка, которая начинала скользить по рельсам. Примерно на длине 30—60 м (в зависимости от загрузки) ракета отрывалась от тележки и начинала набирать высоту, а тележка, дойдя до конца пути, ударялась в насыпь. Описанный метод старта жидкостных ракет был многократно проверен на десятках пусков с замерами всех основных взлетных характеристик и надежно обеспечивал любые условия взлета ракет.

С целью снятия в полете необходимых данных в 1937—1938 гг. были разработаны различные приборы — самописцы скорости полета, акселерографы для записи ускорения при полете с РД, указатели углов подъема и т. д., но практически воспользоваться ими не удалось.

Были проведены широкие предварительные испытания ракет, сперва по узлам в лабораториях, а затем в собранном виде на испытательных стендах, с замером всех необходимых характеристик при работе РД и автоматики.

Проводились продувки моделей ракет и самих ракет в натуру в аэродинамических трубах. На полигоне, пуском со стартовой дорожки (с пороховым двигателем) или с самолета, испытывались макеты ракет.

После проведения всего цикла предварительных испытаний ракеты выпускались в полет.

Всего в 1936, 1937 и частью в 1938 гг. было сделано несколько десятков огневых пусков жидкостных ракет. Наибольшая достигнутая высота подъема составляла около 1000 м и дальность полета до 2500—3000 м. При этом следует отметить, что устойчивый полет в плоскости старта был достигнут только в нескольких отдельных случаях на длине пути не более 1000 м и до высот 400—500 м. В дальнейшем с ростом скорости полета и угла подъема автопилоты оказывались неспособными удержать ракету, и последняя начинала «петлять», делала крутые виражи с набором высоты и, наконец, переходила в падение. Неоднократно такие случаи наблюдались и сразу же после старта, на высоте 100—200 м. Несомненно, что при наличии хорошей, мощной и надлежащим образом отлаженной автоматики можно было бы достичь результатов, весьма близких к проектным по дальности и высоте полета. О возможной меткости в настоящее время сказать что-либо трудно, так как, по существу, испытаний в этом направлении провести не удалось.

Что касается собственно ракетной части, то можно считать, что по своему состоянию в то время она работала удовлетворительно.