Экспериментальная крылатая ракета

Работы по ПВРД и крылатым ракетам дальнего действия
с ПВРД в СССР (1947-1960)

В период 1946-1949 гг. ведущими учеными НИИ-1: Л.И.Седовым, Г.Н.Абрамовичем, Е.С.Щетинковым, Г.И.Петровым, А.П.Ваничевым и др. были проведены фундаментальные исследования в области термодинамики, аэрогазодиамики, теории горения, теплообмена, электрофизики. Тем самым были заложены основы методов проектирования, испытания и отработки ЖРД и СПВРД, проведены исследования, позволяющие решить проблемы тепловых режимов и тепловой защиты ЛА [33, с. II].
В 1948 г. были проведены испытания летающей модели сверхзвукового самолета конструкции М.Р.Бисновата (рис. 14) с ЖРД У-400-10 тягой 400 кг (конструкция А.М.Исаева), которые прошли успешно и обогатили тогдашнюю сверхзвуковую аэродинамику. Эта модель поднималась обычным самолетом на высоту 10 км и там сбрасывалась, после чего включался ЖРД, модель разгонялась до сверхзвуковой скорости. После прекращения работы ЖРД модель снижалась и садилась. Эти полеты позволили получить важные экспериментальные данные и познать многое из будущего реактивной авиации. Таким образом, к концу 1950 г. сложились все предпосылки для начала проектно-поисковых работ по КРДД и переводу этих работ в опытно-конструкторские с целью решения вопроса о достижении дальности порядка 5000-10000 км .
4 декабря 1950 г. выходит Постановление СМ СССР , в котором было указано начать тематические работы, темы HI, H2, НЗ по ракетной технике в НИИ-88 с участием НИИ-1, МИАНа и других научных коллективов, а конкретно по теме Н3 «Перспективы развития ракет дальнего действия» и составной части этой темы: «Комплексные исследования и определение основных летно-технических характеристик крылатых составных ракет дальнего действия» (впоследствии эта тема станет называться Т2). Общее научное руководство было возложено на Главного конструктора ОКБ-1 НИИ-88 С.П.Королева [34].
11 декабря 1950 г. М.В. Келдыш выступил с докладом «О состоянии работ по ПВРД и их применению». В то время он был председателем секции НТС ПВРД ЦИАМ. Он говорил о наиболее эффективном применении ПВРД на сверхзвуковых ЛА разного назначения, а также отметил, что проведенные работы по ПВРД и по схемам крылатых ракет в НИИ-1 за последние годы дают достаточный материал для разработки эскизных проектов самолетов с СПВРД, обладающих дальностью полета до 6000-8000 км при высоте полета от 15 до 25 км со скоростью 3000-3500 км/ч и полезным грузом 3 т. В этом докладе М.В.Келдыш подтвердил возможность и целесообразность использовать в качестве стартовых ускорителей двигательные установки РДД типа ракеты Р-1, уточнив, что проблема создания СПВРД расчленяется на ряд задач, имеющих отработку основных элементов двигателей: диффузора, камеры сгорания и двигателя в целом. Работы, проведенные в НИИ-1, создали предпосылки для опытных работ по СПВРД, а для этого необходимо создание специальных скоростных стендов. В докладе Келдыш подчеркнул возможность использования СПВРД для ближних сверхзвуковых КР и для КР с дальностью до 6000-8000 км, а также для зенитных управляемых ракет [28, с.35-38].
Доклад был сделан после выхода Постановления по теме Н3, и его можно считать как работу в рамках этого Постановления. В докладе уже определенно виден переход от идеи использования КДУ (СПВРД и ЖРД) на сверхскоростных самолетах больших дальностей к идее использования комбинации (ЖРД и СПВРД) на сверхзвуковых КР и КРДД; в качестве стартовых ускорителей предлагается ДУ от РДД (здесь уже сказывается влияние результатов работ ОКБ-1 НИИ-88 по РДД). В записке, подготовленной М.В.Келдышем 4 ноября 1951 г. для руководителей МАП и ЦИАМ «О развитии работ по исследованию ПВРД в полете», ещё раз подчеркивается реальная возможность создания СПВРД и эффективность их применения в КРДД и ЗУР, но полученные результаты научно-исследовательских работ, по мнению составителя записки, недостаточны для разработки детальных рекомендаций конструкторским бюро по созданию натурных СПВРД. Надо решить целый ряд задач, и они требуют совместной работы лабораторий по созданию СПВРД; кроме этого необходимо организовать специальное подразделение по проектированию и исследованию СПВРД в условиях полета составного ЛА [28, с.38-39]. Из этой записки видно, как М.В.Келдыш настойчиво продвигает и развивает идею применения комбинации ЖРД и СПВРД в КРДД, а также подчеркивает отделения работы НИИ-1 от работы ЦИАМа.

10 марта 1952 г. вышло Постановление СМ СССР о реорганизации филиала ЦИАМ в НИИ РД (НИИ-1 МАП), была восстановлена самостоятельность НИИ-1 МАП, а М.В.Келдыш остается научным руководителем НИИ-1 МАП [35]. К этому времени уже определен круг вопросов, которые решает НИИ-1 самостоятельно. 16 января 1952 г. на заседании Президиума Научно-технического совета и Ученого совета НИИ-88 выступил С.П.Королев с докладом, посвященным подведению итогов НИР по теме «Комплексные исследования и определение основных летно-технических характеристик крылатых составных ракет дальнего действия». По проблемам аэродинамики, двигателей и схем составных КР с докладами выступили академик М.В.Келдыш и академик С.А.Христианович [32, с.328]. В тезисах доклада по результатам исследований перспектив развития КРДД С.П.Королев уже определенно говорит о СПВРД как маршевом двигателе 2-й ступени. Выбор СПВРД обусловлен высокими энергетическими характеристиками, и предпочтение было отдано схеме с центральным расположением СПВРД. 1-й ступенью рассматривается РДД с мощным ЖРД. Выбран вертикальный старт, как хорошо отработанный к тому времени и требующий меньших изменений в конструкции обеспечивающих средств. В тезисах разбираются: - характеристики СПВРД; - аэродинамические характеристики КРДД; - весовой анализ; - сравнительный анализ схем КРДД; - методы старта; - управление составными КРДД.
Делается вывод о возможности создания двухступенчатой ракеты с дальностью до 8000 км при стартовом весе 90-120 т; при этом указывается, что 2-я ступень должна иметь аэродинамическое качество К-5, а СПВРД с диаметром камеры сгорания, dКС = 2-2,5 м должен обеспечить устойчивую работу на режиме скорости ЗМ с удельной тягой - 1700 кг с/кг. Подчеркивается отсутствие практического опыта работы и данных предварительных экспериментов и что для постановки экспериментов необходима база, оснащенная сверхмощными компрессорами и иным испытательным оборудованием. По СУ рассматриваются два варианта схем: основанная на принципе астронавигации и основанная на принципе радионавигации. В заключение предлагается создать экспериментальную крылатую ракету (ЭКР) с целью получения необходимого опыта по проектированию, производству и эксплуатации [32, 328-341]. Президиум НТС НИИ-88 принял решение продолжить исследования проблем создания КРДД. Окончательные итоги работ по теме Н-3 по всем ее разделам были рассмотрены на заседании Президиума НТС НИИ-88 16 июля 1952 г. В принятом решении рекомендовалось форсировать работы по созданию экспериментальной базы для решения проблемных вопросов аэрогазодинамики и прочности при высоких температурах.
Результаты работ по теме Н-3 были одобрены научно-технической экспертной комиссией в составе: М.В.Келдыш (председатель), С.А.Христианович, В.Ф.Болховитинов, Ю.А.Победаносцев, Г.А.Тюлин, Н.Н.Смирницкий, Ю.А.Мозжорин [28, с.144-145]. На основе результатов проведенных исследований по теме Н-3 было принято Постановление Правительства от 13 февраля 1953 г., в котором, в частности, дано задание начать разработку двухступенчатой крылатой ракеты с дальностью полета 8000 км. В этом же Постановлении на ОКБ-1 НИИ-88 (Главный конструктор С.П.Королев) возлагалась задача разработать, изготовить и провести летную отработку ЭКР [36, с.61].

Главная задача создания ЭКР - проверка основных принципов и ряда технических решений по межконтинентальной крылатой ракете. Для сокращения сроков и стоимости разработки ЭКР было предложено использовать в качестве первой ступени ракету Р-11 (ракета Р-11 и ее основные характеристики показаны на рис. 15).

Рис.15. Проект оперативно-тактической ракеты Р-11 ОКБ-1 НИИ-88

Основные характеристики ракеты Р-11.


На ракете Р-11 устанавливался ЖРД С2.253 тягой 8,3 т, разработанный ОКБ-2 НИИ-88 А.М.Исаева, работающий на азотной кислоте АК-20И в качестве окислителя, керосине Т-1 в качестве основного горючего и ТГ-02 («Тонка») в качестве пускового горючего. На Р-11 предполагалось сделать доработку: изменение конструкции хвостового отсека, стабилизаторов и рулевого агрегата. В основу компоновки второй маршевой ступени положена осесимметричная схема двигателя с центральным входом. Создание и отработка СПВРД такого типа представляли в тот период наименьшие трудности, так как, помимо расчетно-теоретических материалов по такой схеме, имелся и большой объем экспериментальных данных. СПВРД РД-040 диаметром 400 мм маршевой ступени ЭКР разрабатывало ОКБ-670 М.М.Бондарюка.
В бортовой части системы управления ЭКР предлагалось использовать упрощенный вариант существующего самолетного автопилота. На маршевой ступени предполагалось крестообразное оперение, четыре руля, попарно работающие по тангажу и рысканию (рули курса одновременно выполняют функции элеронов). Воздухозаборный канал для СПВРД был изогнут для создания объема под размещение приборов. На стыке маршевой ступени и первой ступени предполагалось сделать кольцевой проток для запуска СПВРД до разделения. Для определения реальной траектории полета на ЭКР предусматривалась установка радиотехнической системы индикации и должны были быть созданы сети наземных пунктов для приема ее сигналов. Первая ступень должна была разогнать маршевую ступень до скорости 2,9-3,ЗМ и поднять ее на высоту 16-20 км. Далее первая ступень отбрасывалась, и маршевая ступень летела бы на СПВРД со скоростью ЗМ до его выключения. После выключения СПВРД от временного устройства маршевая ступень должна была совершить пикирующий или планирующий полет, также рассматривалась возможность спасения этой ступени с помощью парашютно-реактивной системы [36, с.61].
Эскизный проект ЭКР стал одним из результатов работ по теме Н-3. Он был утвержден С.П.Королевым 31 января 1953 г. и согласован с М.В.Келдышем, C-А.Христиановичем, М.М.Бондарюком (ЭКР и ее основные характеристики показаны на рис. 16, 17).
По завершении эскизного проекта началась подготовка к передаче ЭКР в производство. К июлю 1953 г. в конструкцию ЭКР ввели изменения в части системы управления, связанные с испытанием в натурных условиях астронавигационной системы. Были изготовлены макеты основных узлов ракеты, макет приборного отсека в натуре: проводилось макетирование основных агрегатов. Были изготовлены также установка для отработки теплозащиты приборного и топливных отсеков, установка рулевых машинок в термобарокамере, рулевой агрегат маршевой ступени ЭКР. Проводились отработка технологии отдельных узлов конструкции, эксперименты по уточнению аэродинамических характеристик ЭКР, разбивка на плазе внешних обводов и трактов подачи воздуха к СПВРД, начат был выпуск рабочих чертежей. Интенсивно продолжались работы по астронавигации. Было проведено 10 полётов на самолёте с макетом системы, которые подтвердили правильность выбранных технических решений и возможность получения требуемой точности. Были продолжены расчёты ошибок образца системы, предназначенного для установки на ЭКР; разработаны принципиальная схема и общие виды макета системы, предназначенного для экспериментов на скоростном самолёте. Была начата разработка рабочих чертежей макета, закончен этап теоретических и экспериментальных работ, подтвердивших надёжность схемы индикации звёзд в ночных условиях, и показана возможность работы этой схемы в дневных условиях. Разработана и отлажена аппаратура для экспериментальных исследований излучения звёзд в красной и инфракрасной областях спектра. Начаты совместные с Крымской астрофизической обсерваторией АН СССР испытания специального фотоэлектрического индикатора. Закончены с положительным результатом исследования ГОИ по технологии изготовления больших кварцевых пластин. Подготовлен эскизный проект автономной системы астронавигации для испытаний на ЭКР.

Основные проектные характеристики ракеты ЭКР.


Выполнялись работы по проектированию и изготовлению серии СПВРД. Были подготовлены стендовые образцы, проведены первые доводочные испытания, спроектирован и изготовлен турбонасосный агрегат. Он был спроектирован как геометрически нерегулируемый. Подача топлива осуществлялась турбонасосной системой с приводом от воздушной осевой турбины. Система зажигания - электрическая от двух свечей. Постоянство оборотов поддерживалось специальным гидравлическим регулятором. Система регулирования двигателя позволяла поддерживать скорость полёта с точностью 10 м/с путём изменения расхода топлива.
Была разработана методика испытаний ЭКР.
Наступило время принимать решение по крылатой ракете в целом. М.В.Келдыш выступил с предложением передать все дальнейшие работы по КРДД в МАП с тем, чтобы дать возможность ОКБ-1 НИИ-88 С.П.Королева сосредоточить усилия на создании МБР (сам С.П.Королев понимал, что не потянет два таких сложных направления, и после длительных обдумывании, обсуждений он согласился). 20 мая 1954 г. Выходит Постановление СМ СССР о передаче тематики по КРДД в МАП, а вместе с тематикой в МАП уходит вся лаборатория И.М.Лисовича (в филиал НИИ-1 МАП). В НИИ-1 МАП переходят А.С.Будник и часть его группы «А». В ОКБ-23 В.М. Мясищева перешел И.Н.Моишеев. Также в МАП перешли и другие специалисты, занимавшиеся крылатой тематикой.
К этому времени СПВРД РД-040, разработанный в ОКБ-670 М.М.Бондарюка для ЭКР, прошёл все доводочные и официальные заводские испытания, а также были получены экспериментальные характеристики (рис. 18, 19).
25 мая 1954 г. тема Т2 (теоретические, экспериментальные проработки по ЭКР и техническая документация) была передана в МАМ, и в дальнейшем этот задел был использован при создании МКР [36, с.62].

Таблица 7

Основные данные СПВРД РД-040 для ЭКР
разработки ОКБ-670 М.М.Бондарюка

700

Далее...

Характеристики ракеты	Р-11
Вес, кг: Стартовый головной части незаправленной ракеты топлива	5350 690 1645 3705
Длина, м	10,424
Диаметр корпуса, м	0,88
Тяга при старте, тс	8,3
Удельная тяга на земле, с	219
Компоненты топлива: Окислитель Горючее	Азотная кислота АК-27И Керосин и «Тонка» ТГ-02
Максимальная дальность стрельбы, км	270
Вероятное отклонение от цели, км: по дальности боковое	± 1,5 ± 0,75

Характеристики	ЭКР
Стартовый вес, кг	7874
Полная длина системы, м	17,424
Ускоритель Длина, м	8,29
Диаметр корпуса, м	0,88
Тяга при старте, тс	8,3
Компоненты топлива окислитель горючее	Азотная кислота АК-27И Керосин и «тонка» ТГ-02
Маршевая ступень Вес, кг	1484
Длина, м	9,434
Диаметр корпуса, м	0,65
Размах крыла, м	2,018
Площадь крыла, м²	3,31
Число СПВРД	1*РД-040
Диаметр СПРВД, м	0,40
Тяга, тс	0,70
Система управления	Астронавигационная
Проектируемая дальность полета, км	730
Проектируемая высота полета, км	16,0 – 26,0
Скорость полета, число М	3,0
Начало разработки	1953 г
Закрытие темы	Май 1954 г

Рабочий диапазон высот, км	16 - 26
Рабочий диапазон чисел М	2,9 – 3,3
Маршевое число М	3,0
Ресурс, ч	2,5
Максимальная тяга, кгс при М=3,0 и на высоте 18 км	700
Удельная тяга, с	1200
Диаметр камеры, мм	400
Длина камеры сгорания с соплом, мм	2400
Вес камеры сгорания с соплом, кг	60
Топливо	Б-70