Советский Союз

Советский Союз

КР

Решение руководства ГИРД о развертывании работ по КР было принято после прекращения работ по ракетоплану РП-1, общее руководство работами по теме крылатых ракет осуществлял С.П. Королев. Первой советской КР стала «геометрически подобная модель» ракетоплана РП-1, получившая название КР 06, она выполнялась в двух модификациях – 06/I и 06/2, испытания их проводились в 1934 г. Затем в разработке появились КР 212, 216, 301 (все с ЖРД), 217/1 и 217/2 (обе с пороховым двигателем). Крылатые ракеты 212 и 216 относились к классу «земля – земля», 301 – к классу «воздух – воздух», а 217/1 и 217/2 – к классу «земля – воздух». Создание крылатых ракет велось по тактико-техническому заданию Главного управления ВВС и Управления связи Красной армии.

Крылатая ракета 06/I оснащалась спирто-кислородным ЖРД 09 с максимальной тягой 50 кгс, вес ракеты составлял 30 кг. Взлет ракеты осуществлялся с горизонтальных направляющих. После взлета траекторию ракеты отслеживало управляющее устройство, которое по заданной временной программе отклоняло рули высоты. Однако летные испытания ракеты в мае 1934 г. выявили неудовлетворительную устойчивость ракет 06/I. Поэтому у следующего варианта крылатой ракеты, 06/III (позже получившей обозначение 216), кроме руля высоты были предусмотрены элероны. Специально для этой ракеты в РНИИ был разработан гироскопический автомат ГПС-2 на две степени свободы.

КР 216 выполнялась по обычной самолетной схеме с высокорасположенным крылом и оснащалась спирто-кислородным ЖРД 02 (модификация двигателя ОР-2) и автоматом стабилизации ГПС-2. Руль представлял собой плоскость, качающуюся относительно шарнира, на концах плоскости были закреплены два неподвижных киля. Окислитель заливался в трубчатые баки, являвшиеся лонжеронами крыла, горючее заливалось в цилиндрический бак, расположенный в нижней части фюзеляжа. Подача топлива в ЖРД, расположенный в хвостовой части фюзеляжа, и питание пневмосистемы автомата стабилизации осуществлялись сжатым воздухом от баллонов. В носовой части КР устанавливалась автоматика и боевая часть. Взлет ракеты осуществлялся с помощью ракетной тележки, оснащенной одним или тремя РДТТ, скользившей по рельсовым направляющим длиной 60 м. В 1936 г. проводились летные испытания четырех опытных образцов КР 216. Во время испытаний с 9 мая по 4 ноября 1936 г. только две ракеты нормально взлетели с тележки; после взлета одна из них, видимо из-за неисправности автопилота, пошла на мертвую петлю, а вторая устойчиво поднялась по наклонной прямолинейной траектории до высоты ~ 500 м, но затем при работающем двигателе свалилась на правое крыло.

Еще до окончания испытаний ракеты 216 было решено начать разработку более совершенной ракеты 212 с азотно-керосиновым двигателем ОРМ-65 и автопилотом ГПС-3 на три степени свободы. КР 212, которая должна была нести 30 кг взрывчатого вещества, планировалась для применения как с наземных пусковых установок, так и с тяжелых бомбардировщиков. Для авиационной модификации КР 212 предполагалось перенести крыло из среднего в верхнее положение, а киль опустить под корпус. Первый пуск ракеты 212 состоялся 29 января 1939 г., вместо боевой части помещался центровочный груз и парашют. Однако КР 212 так и осталась экспериментальной (проведено всего два пуска) и испытывалась только с наземной пусковой установки по причине ненадежной работы автоматики управления полетом. Так, например, в первом пуске ракета достигла высоты 250 м, после чего у нее преждевременно раскрылся парашют, а во втором пуске ракета сошла с курса после взлета.

Ракета 217, оснащенная РДТТ, предназначалась для поражения с земли движущихся воздушных целей. Стабилизация и управление ракетой в полете, а также приведение в действие взрывателей должно было осуществляться телемеханическими приборами при полете ее по радиолучу, а на конечном участке полета по оптическому сигналу от подсвечиваемой прожектором цели.

КР 301, запускаемая с самолетов, являлась модификацией КР 212 и первоначально предполагалась для самообороны бомбардировщиков, при старте с высоты 2 км дальность ее полета должна была составлять 10 км. Однако сложности наведения ракеты на такую маневренную цель, как истребитель-перехватчик, вынудили рассматривать вариант применения ракеты для удара по наземным неподвижным целям. В 1938 г. с борта самолета ТБ-3 было сделано несколько испытательных пусков ракет 301. Наибольшая достигнутая высота подъема составила около 1000 м, дальность полета – до 3000 м. Закончить работу по ракете 301 помешали начавшиеся в 1937 г. репрессии, которых не избежал и РНИИ. Начальник института И.Т. Клейменов и его заместитель Г.Э. Лангемак были незаконно арестованы и расстреляны, вскоре арестовали и С.П. Королева, он был приговорен к десяти годам заключения.

Еще некоторое время работы над проектами КР продолжались, но в 1939 г. финансирование разработки крылатых ракет в РНИИ прекратилось. Сам институт вскоре переименовали в НИИ-3 Наркомата боеприпасов, а весь коллектив приступил к созданию пороховых неуправляемых реактивных снарядов и многозарядной пусковой установки для ведения залпового огня. Вскоре эта работа привела к рождению знаменитой «катюши».

Тем не менее опыт, накопленный при создании первых крылатых ракет и их испытаниях, пригодился в конце войны и помог отечественному ракетостроению быстрее встать на ноги. К осени 1944 г. С.П. Королевым были выполнены проекты крылатых ракет Д-2, Д-3 и Д-4, а предложения направлены в Наркомат авиационной промышленности.

Характеристики КР 06: силовая установка – 1 х ЖРД 09 тягой 50 кгс, размах крыла – 2,0 м и его площадь – 0,7 м2, длина – 2,0 м, взлетный вес – 22 кг, максимальная скорость – 270 км/ч, дальность – 0,2 км, практический потолок – 660 м, время работы двигателя – 11 секунд.

Характеристики КР 212: силовая установка – 1 х ЖРД ОРМ-65 тягой 150 кгс, размах крыла – 3,05 м и его площадь – 1,7 м2, длина – 2,59 м, взлетный вес – 165–230 кг, максимальная скорость – 1080 км/ч, дальность – 80,0 км, практический потолок – 6500 м, время работы двигателя – 20–80 секунд.

Характеристики КР 216: силовая установка – 1 х ЖРД 02 тягой 100 кгс, размах крыла – 3,0 м и его площадь – 1,5 м2, длина – 2,3 м, взлетный вес – 80—100 кг, максимальная скорость – 720 км/ч, дальность – 15,0 км, практический потолок – 1150 м, время работы двигателя – 20–60 секунд.

Характеристики КР 217/I: силовая установка – 1 х РДТТ тягой 1850 кгс, размах крыла – 2,2 м и его площадь – 0,83 м2, длина – 2,27 м, взлетный вес – 120 кг, максимальная скорость – 1080 км/ч, дальность – 6,8 км, практический потолок – 3000 м, время работы двигателя – 3,5 секунды.

Характеристики КР 217/II: силовая установка – 1 х РДТТ тягой 1850 кгс, размах крыла – 0,79 м и его площадь – 0,74 м2, длина – 1,84 м, взлетный вес – 140 кг, максимальная скорость – 1080 км/ч, дальность – 6,8 км, практический потолок – 3270 м, время работы двигателя – 3,5 секунды.

Характеристики КР 301: силовая установка – 1 х ЖРД ОРМ-65 тягой 150 кгс, размах крыла – 2,2 м и его площадь – 1,2 м2, длина – 3,2 м, взлетный вес – 185–220 кг, максимальная скорость – 1080 км/ч, дальность – 10,0 км, время работы двигателя – 50 секунд.

10Х

Работы над проектами крылатых ракет в Советском Союзе возобновились только после того, как разведка стала докладывать высшему руководству страны о появившемся у немцев сверхсекретном оружии – крылатой ракете Fi 103, оснащенной ПуВРД.

Разработкой ПуВРД в ЦИАМ с 1942 г. занималась группа специалистов под руководством В.Н. Челомея. После того как стало известно о применении немцами нового оружия, Государственный Комитет Обороны поставил задачу – создать подобное оружие. Поэтому в конце лета 1944 г. под руководством В.Н. Челомея завершился эскизный проект крылатой ракеты 10Х с ПуВРД Д-3, 19 октября 1944 г. нарком авиационной промышленности А.И. Шахурин назначил В.Н. Челомея главным конструктором и директором завода № 51 НКАП, на котором предполагалось начать серийный выпуск КР 10Х. До начала 1945 г. удалось построить первый опытный образец КР 10Х и провести в ЦИАМ официальные испытания двигателя Д-3. Уже 5 февраля 1945 г. из сборочного цеха выкатили первую серийную ракету 10Х.

В качестве носителей КР были выбраны бомбардировщики Пе-8 и Ер-2. Заводские летные испытания начались 20 марта 1945 г. в Средней Азии (Джизак). На первом этапе проводилась проверка работы подвесных устройств на Пе-8, сбрасывания 10Х и работы его двигателя и механизмов в момент отрыва от самолета-носителя. Сброс самолета-с наряда производился на высоте 2000 м, после чего, перейдя в горизонтальный полет, 10Х совершала полет на заданной высоте по заданному курсу. Из двадцати двух сброшенных ракет нормально в самостоятельный полет перешли только шесть.

На следующем этапе определялись основные характеристики 10Х и проверялась работа их агрегатов. Из того же количества сброшенных машин в самостоятельный полет перешло уже двенадцать. Полученные скорость до 600–620 км/ч и дальность до 240 км соответствовали расчетным данным.

На третьем этапе проводились полигонные испытания, проверка точности попадания ракет в цель и эффективности действия их боевых зарядов. Из четырех снабженных взрывчатым веществом аппаратов 10Х три выполнили поставленную задачу удовлетворительно. Сила взрыва оказалась эквивалентной силе взрыва авиационной бомбы весом в 2000 кг. Для определения точности стрельбы было запущено 18 ракет. Однако до цели удалось долететь только шести, пять из которых попали в заданный район, расположенный на расстоянии 170 км от точки сброса. Причиной неудач отчасти послужили тяжелые климатические условия: температура воздуха достигала плюс 60–65 °C пыль и песок забивали воздухопроводы и, попадая в автопилоты, выводили их из строя. Летные испытания завершились 25 июля 1945 г. Из шестидесяти шести испытанных ракет в самостоятельный полет перешли сорок четыре, причем в 24 случаях были выполнены требования по дальности и еще в двадцати – по курсу. Всего до окончания Второй мировой войны успели построить 300 экземпляров 10Х.

Характеристики 10Х: силовая установка – 1 х ПуВРД Д-3 тягой 310 кгс, размах крыла – 6,0 м, длина – 8,0 м, максимальный диаметр корпуса – 1,05 м, взлетный вес – 2130 кг, вес боевой части – 800 кг, максимальная скорость – 600 км/ч, дальность – 300 км.

Данный текст является ознакомительным фрагментом.