Авиация и космонавтика 2007 12 - страница 15

Для выбора аэродинамической схемы ракеты специалистами-аэродинамиками ОКБ-2 были разработаны оригинальные методы расчетов. В результате, впервые в нашей стране для ЗУР

была использована нормальная аэродинамическая схема – рули располагались за крыльями. Одновременно в передней части ракеты были установлены дестабилизаторы, увеличившие маневренность ракеты и позволившие регулировать запас ее статической устойчивости в процессе доводки.

Использование нормальной схемы позволило реализовать более высокое аэродинамическое качество по сравнению со схемой «утка». Для этой схемы также не требовалось применять элероны – управление ракетой по крену достигалось дифференциальным отклонением рулей. В свою очередь, высокая тяговооруженность и достаточная статическая устойчивость ракеты на стартовом участке позволили реализовать задержку управления по тангажу и рысканью вплоть до отделения стартовика. Однако во избежание неприемлемого ухода осей бортовых гироприборов на стартовом участке потребовалось обеспечить стабилизацию по крену, для чего расположенная в одной из плоскостей пара консолей стабилизаторов ускорителя оснащались элеронами.

Особое внимание было уделено внесению «гармонии» в процесс управления ракетой при различных скоростях и высотах ее полета. Проблема поиска средств достижения подобной гармонии тогда еще только вставала в полный рост и была связана с достижением ракетами высоких сверхзвуковых скоростей полета в атмосфере. При этом оказывалось, что рули, спроектированные для сверхзвуковой ракеты, недостаточно эффективны для управления ее движением на дозвуковой скорости и, наоборот, рули, эффективные на дозвуке, в сверхзвуковом полете становились чрезмерно эффективными, значительно снижавшими точность управления ракетой.

Решение этой задачи в ОКБ-2 было найдено практически сразу – на ракете был установлен специальный механизм изменения передаточного числа, автоматически регулировавший угол отклонения рулей в зависимости от скоростного напора воздушного потока. Обоснованием применения этого механизма, а также расчетом его характеристик занимались аэродинамики ОКБ-2 под руководством В.М. Егорова. Первые испытания на стенде макетного образца этого механизма были проведены в декабре 1954 г., а через два месяца этот механизм был опробован в полете в составе экспериментального варианта ракеты ШБ.

В целом, ракета В-750 оказалась почти вдвое легче, чем ракета комплекса С-25, при практически одинаковой досягаемости по дальности и высоте. Однако при этом В-750 оснащалась менее мощной боевой частью.

Двигатель для маршевой ступени ракеты В-750 разрабатывался с 1954 г. на конкурсной основе ОКБ-2 и ОКБ-3, входившими в НИИ-88. В ОКБ-3 главного конструктора Д.Д. Севрука создавался однокамерный двигатель С3.20 с турбонасосной системой подачи топлива с максимальной тягой 3100 кг, работавший на двух компонентах топлива. Для начальной раскрутки турбонасосного агрегата (ТНА) использовался пороховой стартер, который при срабатывании также разогревал стенки жидкостного газогенератора, в результате чего поступавший в него окислитель начинал разлагаться и обеспечивать работу ТНА.

Ракетао 1Д на полигоне Капустин Яр. 1955 г.

В ОКБ-2 главного конструктора A.M. Исаева создавался однокамерный двигатель С2.711 с турбонасосной системой подачи топлива с максимальной тягой 2600 кг. В головке камеры сгорания двигателя были впервые применены центробежные двухкомпонентные форсунки, позволившие получить лучшую, чем при использовании однокомпонентных, полноту сгорания топлива. В отличие от С3.20 для запуска и раскрутки ТНА С2.711 использовалось однокомпонентное топливо, при разложении которого выделялся горячий газ.

В итоге для ракеты был выбран двигатель Исаева, который в серийном производстве получил обозначение С5.711 – по номеру ОКБ-5, объединившего в 1958 г. коллективы двигателистов Исаева и Севрука.

Использование двигателя С2.711 (С5.711) потребовало размещения на ракете 1Д трех топливных баков: «Г» – для горючего, «О» – для окислителя и «И» – для инициирующей жидкости. Время работы маршевого двигателя определялось запасом компонентов топлива на борту и составляло около 25 с при общем ресурсе около минуты.