Техника и вооружение 2012 04 - Коллектив авторов. Страница 22

Как уже отмечалось, первая из предложенных ОКБ-8 и ОКБ-670 компоновок маршевой двигательной установки состояла из четырех автономных сверхзвуковых ПВРД РД-07, симметрично расположенных относительно оси ракеты. Каждый из РД-07 должен был иметь камеру сгорания диаметром 0,35 м и работать в диапазоне скоростей М=1,8-4,0, развивая начальную тягу около 1650 кгс. Однако последующие оценки, сделанные в ОКБ-8, показали, что для ракеты является предпочтительным использование однодвигательной схемы. Для нового варианта ракеты в ОКБ-670 спроектировали ПВРД РД-07К (ответственный ведущий конструктор И.Б. Леванов) диаметром 0,85 м. Он должен был располагаться непосредственно в корпусе ракеты и работать на высоте до 25,5 км, в диапазоне скоростей М=1,8-4,0. В процессе создания этого двигателя потребовалось освоить изготовление камеры сгорания из титанового сплава СТ-4, что позволило снизить его массу на 28%. Экспериментальные и доводочные испытания различных компоновок РД-07К, получившего в дальнейшем обозначение «ЗЦ4», проводились в 1959 г. В том же году началось их серийное производство на заводах в Челябинске и Тюмени.

Окончательно сформировать компоновку ЗУР, получившей обозначение «ЗМ8», удалось к началу 1959 г.

Для этой ракеты предусматривалось использовать комбинированное наведение: радиокомандное – на основном участке полета и самонаведение – на конечном. При этом полуактивная радиолокационная ГСН должна была работать по отраженному от цели сигнала импульсного излучения канала сопровождения цели станции наведения ракет.

Корпус маршевой ступени ракеты представлял собой сверхзвуковой ПВРД с центральным телом, кольцевыми форсунками и стабилизаторами горения. Центральное тело воздухозаборника (диаметр цилиндрической части – 0,45 м) было незначительно заглублено внутрь ракеты; в нем находились осколочно-фугасная боевая часть (масса – около 150 кг), радиовзрыватель и воздушный аккумулятор давления. В кольцевом корпусе ПВРД (наружный диаметр – 0,85 м) располагались баки с керосином, рулевые машинки, узлы крепления крыльев, блоки аппаратуры системы управления.

Ракета имела аэродинамическую схему «поворотное крыло», до того момента крайне редко использовавшуюся для ЗУР, несмотря на то, что многие специалисты-аэродинамики считали ее практически идеальной. В соответствии с их оценками эта схема позволяла обеспечить большую подъемную силу при небольших углах атаки, меньшую инерционность, так как перегрузки развивались непосредственно крылом без промежуточных звеньев (рулей, корпуса), минимальные забросы по перегрузке, линейность моментных характеристик при всех режимах полета, наименьшую величину возмущающего момента крена от «косой обдувки». При этом проявляющиеся при отклонении крыла продольные моменты от подъемных сил крыла и стабилизатора на ракете могли быть взаимно уравновешены. Соответственно, подбором площади и формы в плане стабилизатора и определенным положением крыла относительно центра масс можно было добиться такой балансировки, при которой полет ракеты происходил при нулевом или близким кнулевому углу атаки на управляемом участке полета.

Впрочем, все эти положения относились к идеально скомпонованной и изготовленной ракете, имеющей минимальные изменения в центровке в процессе полета.

Спроектированные для ЗМ8 поворотные крылья (размах – 2,21 м) могли отклоняться в диапазоне ±28” и размещались на корпусе ракеты по «х»-образной схеме, неподвижные стабилизаторы (размах – 2,7 м) – по «+»- образной.

Полная длина ЗМ8 равнялась 8,436 м, диаметр – 0,85 м. Стартовая масса ракеты превышала заданную почти на полтонны и составляла 2455 кг. Начальная масса маршевой ступени была около 1400 кг, включая 270 кг керосина (Т-1 или ТС) и 27 кг изопропилнитрата (для питания ТНА, подающего топливо в маршевый двигатель).

Стартовая ступень ракеты состояла из четырех твердотопливных ускорителей ЗЦ5, оснащенных разработанными в НИИ-130 зарядами из топлива РСИ-12К, сформированными в виде одноканальных шашек длиной 2,635 м. Масса каждого из этих зарядов составляла 173 кг. Для обеспечения отделения ускорителей от маршевой ступени на каждом из них в передней и задней частях установили по паре небольших аэродинамических поверхностей, расположенных под углом к продольной оси.

Первоначальными планами поставка на полигон первых телеметрических вариантов ЗМ8 предусматривалась к марту, станций наведения ракет-к июню, а станций обнаружения целей – к сентябрю 1959 г. В соответствии с этими планами выполненные в ОКБ-8 эскизные проекты ракеты и пусковой установки были одобрены решениями НТС ГКОТ и НИИ-20 ГКРЭ, а также НТК ГАУ, состоявшихся, соответственно, 10 и 20 февраля 1959 г. Вслед за этим, в период 10-15 марта 1959 г., ОКБ-8 закончило согласование технических заданий по ракете ЗМ8 на этап технического проекта, а также выдало на завод №8 Свердловского совнархоза техническую документацию на изготовление экспериментальных («бросковых») ракет для отработки стартовых ускорителей и процессов старта. В апреле 1959 г. в производство была также выдана техдокументация на изготовление телеметрических («автономных») вариантов ракет.

На изготовление первой партии из шести экспериментальных ракет потребовалось около полугода. Для ускорения работы 15 августа 1959 г. вышло распоряжение Совета Министров СССР №2308рс, в соответствии с которым из плана мероприятий по созданию «Круга» был исключен этап подготовки технического проекта. Его заменили этапом представления технического отчета по результатам испытаний экспериментальных образцов комплекса «Круг» «в объеме и в сроки по согласованию с Министерством обороны СССР». Срок представления отчета был намечен на II кв. 1960 г.

Рисунок одного из первых вариантов ракеты ЗМ8.

Компоновка ЗУР ЗМ8.

1 – обтекатель; 2 – боевая часть; 3 – радиовзрыватель; 4 – воздушный аккумулятор давления; 5 – топливные баки; 6 – поворотное крыло; 7 – рулевая машинка; 8 – аппаратура радиоуправления; 9 – автопилот; 10 – бак изопропилнитрата; 11 – стартовый ускоритель; 12 – турбонасосный агрегат; 13 – блок форсунок; 14 – стабилизатор горения; 15 – стабилизатор.

Одновременно с этим интерес к развернувшейся для Сухопутных войск разработке ЗРК с высокими тактико-техническими характеристиками проявило и руководство Военно-морского флота. В соответствии с 7-летней программой судостроения (1959-1965 гг.) для эффективной обороны кораблей пр.58,61 и 1123 от воздушных атак предусматривалось строительство кораблей ПВО пр. 1126 (ЦКБ-17, главный конструктор- В.В. Ашик). Основные характеристики этого корабля и его вооружение,основой которого должен был стать ЗРК М-31, были определены в постановлении Совета Министров СССР от 25 июля 1959 г. Разработка комплекса М-31 поручалась НИИ-20 ГКРЭ.

В составе М-31 предполагалось использовать создаваемую на основе ЗМ8 ракету КС-42, стартовая масса которой должна была составитьЗ,2-3,5т, длина – 9-11 м. Размеры зоны поражения нового ЗРК: по дальности – до 50-60 км, по высотам – 1-25 км. На кораблях пр. 1126 планировалось установить двухбалочные пусковые установки СМ-92 (разработки ЦКБ-34) и конвейерные установки на восемь и десять ракет для заряжания пусковых установок и хранения в погребах ракет в заправленном состоянии со сложенными крыльями. Для наведения КС-42 на цель предполагалось использовать доработанные с учетом корабельной специфики антенный пост и СНР комплекса «Круг».

В соответствии с планами, корабль пр. 1126 водоизмещением около 10 тыс.т должен был нести один ЗРК М-31 с двумя пусковыми установками, а также комплекс М-11, созданием которых занимались НИИ-10 Госкомитета по судостроению и ОКБ-2 ГКАТ.

Однако продвинуться в работе по М-31 удалось недалеко. Так, среди немногих начатых тем оказалась заданная постановлением Совета Министров СССР №944-397 от 30 августа 1960 г. разработка в ОКБ-670 маршевой двигательной установки РД-09 (модернизированного варианта РД-07К). В том же году было принято решение о сокращении с трех до двух намеченных к постройке кораблей пр. 1126, а в 1961 г. их вообще исключили из кораблестроительной программы. Соответственно, были прекращены работы над ЗРК М-31.