Техника и вооружение 2012 04

К активным работам по созданию ПВРД для ЗУР в ОКБ-670 приступили в середине 1950-х гг. Первоначально за основу была взята спроектированная здесь баллистическая двухступенчатая ракета «025», которая в процессе испытаний разгонялась до М=3,2-3,4, набирала высоту до 15 км и достигала дальности 70 км. Затем вместе с ОКБ-2 П.Д. Грушина на основе «025» была разработана экспериментальная двухступенчатая ракета КМ (В-752) с крестообразным оперением и ПВРД РД-025. Она предназначалась для изучения влияния углов атаки на работу ПВРД. В январе 1956 г. КМ прошла цикл продувок в ЦАГИ, а весной того же года состоялись первые четыре пуска. Исследования продолжались до осени 1957 г., было выполнено около десяти пусков, в ходе которых ПВРД надежно запускался при скоростях М=1,91-1,98, на высотах 1,1-1,3 км, обеспечивал продолжительность работы до 19,75 с и развивал тягу 300-600 кгс, удовлетворительно функционируя при углах атаки до 7’ (при холодных продувках – до 1 Г).

Во второй половине 1950-х гг. результаты этих экспериментов были использованы при создании первых отечественных ЗУР с ПВРД. Интересно, что на их ранних этапах ОКБ-670 предлагалось заняться не только ПВРД, но и ракетой для «Круга». Однако М.М. Бондарюк справедливо рассудил, что если с двигательной частью ракеты его КБ справится, то со всеми остальными ее аксессуарами (рулями, разнообразной аппаратурой и пр.) – вряд ли.

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.