Разработка и испытания
Ракета Р-11 была разработана в рамках исследований по выбору компонентов топлива для баллистических ракет дальнего действия. В отличие от ранее используемых жидкого кислорода и этилового спирта впервые для ракеты Р-11 был использован жидкостный ракетный двигатель, работающий на азотной кислоте, как окислителе, и керосине, как горючем, с вытеснительной подачей компонентов топлива, разработанный в ОКБ-2, возглавляемом А.М.Исаевым. Исследования по созданию ракет на высококипящих компонентах топлива были начаты в рамках темы Н2, выполняемой по Постановлению от 4 декабря 1950 г.
Новая ракета имела по сравнению с ракетой Р-1 в 2, 5 раза меньшую стартовую массу при той же дальности полёта. Правда, масса полезного груза была на 25% меньше, но её относительное значение возросло до 11,5% (по сравнению с 5,9% у ракеты Р-1). Ракета Р-11 имела стартовую массу 5850 кг, дальность 270 км, максимальную скорость 1440 м/с, длину 10,4 м, тягу двигателя на Земле (без насадка) 8300 кгс, удельный импульс тяги двигателя 219 с, конечную массу 1800 кг, рабочий запас топлива 3350 кг, гарантийные остатки топлива 50 кг.
Лётные испытания ракеты Р-11 проводились на ГЦП в апреле-мае 1953 г.
По программе предусматривалось проведение их в четыре этапа: экспериментальные испытания - 20 ракет (2 этапа), пристрелочные испытания - пять ракет и сдаточные зачётные испытания - 10 ракет.
Пуск первой ракеты Р-11 18 апреля 1953 г. был неудачным, причиной был производственный дефект в цепи бортовой системы управления по тангажу. Полёт остальных девяти ракет первого этапа испытаний был нормальным, однако удельный импульс двигателя по сравнению с формулярным был заниженным, не было устойчивой работы двигателя при использовании в качестве горючего керосина со специальными присадками, обещавшими улучшение энергетических характеристик двигателя.
Вместе с тем результаты первого этапа испытаний ракеты Р-11 позволили сделать положительный вывод о её конструкции в целом и наметить ряд усовершенствований её конструкции.
Ракета Р-11 после зачётных испытаний была принята на вооружение 13 июля 1955 г.
В январе 1954 г. был готов технический проект ракеты Р-11М, в котором приводились обоснования по всем изменениям конструкции ракеты Р-11 и исходные данные для разработки нового комплекта рабочих чертежей. Наиболее существенно была изменена конструкция двигателя: был аннулирован высотный графитовый насадок и тяжёлое рулевое кольцо для крепления рулевых машин, было удлинено сопло двигателя, на котором непосредственно крепились новые рулевые машины с валами графитовых рулей управления по тангажу, рысканию и вращению без промежуточных передач в прежней конструкции, была изменена система подачи компонентов в камеру сгорания двигателя (вместо порохового аккумулятора давления был использован более надёжный и с лучшими массовыми характеристиками жидкостный аккумулятор давления), установлены заборные устройства в баках, позволявшие обеспечивать практически их полное опорожнение, а также были приняты меры до полной герметизации двигателя. Большое внимание было уделено упрощению технологии изготовления ракеты Р-11М и снижению стоимости её производства, для чего было изготовлено 246 новых приспособлений (из оснастки первого этапа оставили только 30% приспособлений).
Еще не были окончательно проверены лётно-тактические характеристики ракеты Р-11, а уже наметились несколько перспективных вариантов её практического применения. Малые габариты при высоких лётно-тактических характеристиках, возможность длительного хранения в заправленном состоянии за счёт использования азотной кислоты в качестве окислителя, керосина Т-1 в качестве основного горючего и ТГ-02 ("тонка") в качестве пускового горючего делали возможным использование ракеты в подвижном варианте на транспортных средствах различного типа (сухопутные колесные автомобили, гусеничные машины, железнодорожные спецвагоны, надводные корабли, подводные лодки со специальными ракетными шахтами) с обычной фугасной или атомной головной частью, что превращало её в грозное малоуязвимое боевое оружие.
Лётные испытания ракеты Р-11М включали три этапа (22 пуска с 30 декабря 1955 г. по 11 апреля 1957 г.)
Ракета Р-11М после проведения пяти зачётных пусков в 1958 г. Постановлением от 1 апреля 1958 г. была принята на вооружение как оперативно-тактическая ракета сухопутных войск с ядерным зарядом под индексом 8К11.
Для этапа штатной эксплуатации ракет Р-11 в ОКБ-1 был создан подвижный комплекс наземного оборудования: пусковой стол перевозился на автомобиле, а в боевом положении устанавливался прямо на грунт, тележка обеспечивала транспортирование одновременно трёх незаправленных ракет с помощью специального съемного контейнера, а также заправку ракеты в горизонтальном положении и перевозку её по грунтовым дорогам; установщик был смонтирован на базе тяжёлого артиллерийского тягача, что существенно улучшало проходимость всего комплекса.
Впоследствии по техническому заданию ОКБ-1 на ленинградском Кировском заводе для ракеты Р-11М был разработан самоходный стартовый агрегат на базе тяжёлого танка конструкции Ж.Я.Котина. Такой стартовый агрегат мог выйти в заданный район с заправленной ракетой, за короткое время подготовить и пустить ее, затем возвратиться на базу, взять новую ракету и выполнить пуск из другого района. Это означало появление у ракетных комплексов неуязвимости за счёт высокой мобильности, высокой боевой готовности, минимального по составу боевого расчёта. Такое решение оказалось очень перспективным и получило широкое распространение в дальнейшем, особенно при разработке подвижных ракетных комплексов стратегических ракет.
Конструкция
Наведение - система управления ракеты инерциальная, наведение ракеты происходит на стартовом столе, система управления удерживает ракету на траектории на активном участке с использованием газодинамических графитовых рулей и дает команду на отключение двигателя по достижении ракетой необходимой скорости. В состав системы управления входят гироскопический интегратор продольных ускорений Л-22-5, гировертикаль Л00-3Ф и гирогоризонт Л11-3Ф (согласно данным по ракете Р-11ФМ).
Пусковая установка:
- Р-11 - транспортировка ракеты осуществлялась на полуприцепе-лафете автомобилем ЗИС-151, пуск осуществлялся с перевозимого автомобилем стартового стола, установка ракеты на стартовый стол 8У22 осуществлялась подъемником-установщиком 8У227 на шасси тяжелого артиллерийского тягача АТ-Т. В 1960-1961 г.г. транспортная тележка 2Т3 выпускалась на заводе "Арсенал" (г.Брянск) и буксировалась автомобилем ЗИЛ-157В. Пусковое оборудование комплекса - 8У22 – пусковой стол, 8У227 – установщик, 8Ш12 – комплект приборов прицеливания.
- Р-11М - гусеничная ПУ 2У218 "Тюльпан" ("объект 803", в печати встречается так же обозначение 8У218) на базе ИСУ-152К, разработана в 1955-1956 г.г. на Кировском заводе (г.Ленинград) под руководством К.Н.Ильина. Установка серийно выпускалась Кировским заводом (№47) с 1959 г. по 1962 г. (производство прекращено по постановлению СМ СССР №1116 от 10 октября 1962 г.). Всего выпущено 56 шт.
Масса ПУ - 40 т
Скорость хода максимальная - 42 км/ч
Перевозка ракет Р-11М / 8К11 осуществлялась на грунтовой тележке 8Т137, 2Т3, 2Т3М или 2Т3М1. Тележки буксируются соответственно тягачами ЗИЛ-157, ЗИЛ-157 и ЗИЛ-131В, оснащены аккумулятором 6-СТ-42-ЭМЗ и защитными приспособлениями (фильтр Ф-5, экранированные кабели) для подавления радиопомех. На тележке обеспечивается обогрев специальной БЧ ракеты. В состав оборудования грунтовых тележек типа 2Т3 входят ложемент 2Ш3 (8Т04), термочехол 2Ш2, сливное соединение 1603/2Т3, дренажное соединение 1604/2Т3 и переходник 1-820/2Т3. Для транспортировки ракет по воздуху, а так же для обычных складских и регламентных работ используются тележки 2Т5.
Тележка 8Т137:
Длина - 14,89 м
Ширина - 2,8 м
Высота - 3,9 м (с тентом)
Масса с одной заправленной ракетой - 13650 кг
Скорость по шоссе - 40 км/ч
Скорость по грунту - 20 км/ч
Двигатель:
Однокамерный ЖРД С2.253 / 8Д511 разработки ОКБ-2, главный конструктор Исаев А.М. (разработан в 1952 г.). На ракете Р-11ФМ - двигатель С2.253А.
Способ запуска - самовоспламенение пускового горючего и окислителя
Подача топлива - вытеснительная
- тяга - 8300-10300 кг (Р-11 по разным данным)
- тяга - 13300 кг (Р-11М)
- удельный импульс - 2148 Н.с/кг
- горючее - керосин (Т-1 / ТС-1)
- окислитель - азотная кислота HNO_3 (АК-20И)
- пусковое горючее - ТГ-02 "Тонка-250"
- время работы - 90 с
Состав ракетного комплекса с ракетой P-11 / 8А61:
Ракета 8A61
Пусковое оборудование:
8У22 – пусковой стол
8У227 – установщик
8Ш12 – комплект приборов прицеливания
Подъемно-транспортное оборудование:
8T137 – грунтовая тележка (описана выше в подразделе "Пусковая установка")
8T05 – сливное соединение (комплектация грунтовой тележки)
8Т04 – контейнер (комплектация грунтовой тележки)
8Г07 – заправочный бачок (комплектация грунтовой тележки)
8Т22 – автомобильный кран (длина - 13,3 м, ширина - 3,44 м, высота транспортная - 3,3 м, высота рабочая - 8,64 м)
2Ш9 - траверса
Испытательное оборудование:
8Н211 – машина управления и испытания
Электрoоборудование:
8Н01 – бензоэлектрический агрегат переменного тока
8Н042 - бензоэлектрический агрегат постоянного тока
Заправочное оборудование:
8Г14 – автозаправщик горючего
8Г17 – автоаправщик окислителя (шасси ЗИЛ-151, до 1959 г.)
Вспомагательное оборудование:
8T339 – автомашина ЗИП
8T322 – прицеп вспомогательного оборудования
8Г27 – подогреватель воздуха
8Ю11 – палатка утепленная
8Ю42 – полевая химическая лаборатория
8Т121 – ангарно-транспортная тележка
8Т311 – обмывочно-нейтрализационная машина
Состав ракетного комплекса с ракетой P-11М / 8К11:
Ракета 8A61 или 8K11
Пусковое оборудование:
8У218 – стартовый агрегат
8Ш18 – комплект приборов прицеливания
Подъемно-транспортное оборудование:
8T137 / 8T137М – грунтовая тележка, модификация 8Т137М обеспечивала подогрев ядерной БЧ (описана выше в подразделе "Пусковая установка")
2T3 / 2Т2М – грунтовая тележка, модификация 2Т3М обеспечивала подогрев ядерной БЧ
8T05 – сливное соединение (комплектация грунтовой тележки)
8Т04 – контейнер (комплектация грунтовой тележки)
8Г07 – заправочный бачок (комплектация грунтовой тележки)
8Т22 – автомобильный кран (см.выше)
8T328 – машина-хранилище на шасси ЗИЛ-157 с системой подогрева БЧ
9Ф21М - машина-хранилище специальных БЧ 3Н10
Испытательное оборудование:
8Н16 – машина испытания, шасси ЗИЛ-157 или ЗИЛ-151, комплектуется устройствами 8Г04, 8Г05 и 8Г06.
Электрoоборудование:
8Н01 – бензоэлектрический агрегат переменного тока
8Н03 - бензоэлектрический агрегат постоянного тока
8Н067 – aккумуляторная зарядная станция
Заправочное оборудование:
8Г14 или 2Г1 / 2Г1У – автозаправщик горючего
8Г17 (шасси ЗИЛ-151, до 1959 г., ЗИЛ-157 с 1959 г.) / 8Г17M (с 1959 г., ЗИЛ-157КГ) – автоаправщик окислителя
8Г33У – компрессорная станция (шасси ЗИЛ-157), компрессор с двигателем ЯАЗ М204А, давление - 120-350 кПа/кв.см, минимальная рабочая температура - -55 град С.
8Ш31 – индикатор влажности
Вспомогательное оборудование:
8T339 – автомашина ЗИП
8Г27У – подогреватель воздуха
8Ю11У – палатка утепленная
8Ю44 – полевая химическая лаборатория
8Т121 – ангарно-транспортная тележка
8Т311 – обмывочно-нейтрализационная машина
Тактико-технические характеристики
| показатель | Р-11 | Р-11М |
| Длина, мм | 10424 | 10344 |
| Диаметр, мм | 880 | 880 |
| Размах стабилизатора, мм | 1818 | 1818 |
| Масса, кг | 5350 | 5846 |
| Масса пустой, кг | 1645 | 1654 |
| Масса топлива, кг | 3664 | 3705 |
| Боевая часть | обычная, 690 кг (масса ВВ - 535 кг) | ядерная моноблочная типа 8К11М, 5 - 80 кт |
| дальность стрельбы, км | 270 | 180 |
| скорость на траектории, м/с | 1500 | 1500 |
| высота траектории, км | 78 | 78 |
| Время подготовки к старту | 3,5 ч | 30 мин |
| КВО, м | 3000 | 3000 |
Служба
Р-11 была принята на вооружение около 1955, а начиная с 1962, стала вытесняться более современными модификациями.
Ракетная бригада "Скад А" имела в своем составе 3 дивизиона (в каждом - по 3 батареи с одной пусковой установкой), батарею управления, саперное подразделение, другие подразделения боевого и технического обеспечения. Всего в бригаде имелось 9 пусковых установок, до 500 автомашин специального и общего назначения, 800 человек личного состава (в собственно стартовых батареях - 243 человека)- численность личного состава одного стартового взвода составляла 27 человек.
Статус:
СССР:
- 1955 г. май - сформирована 233-я инженерная бригада РВГК (бывшая артиллерийская бригада большой мощности Воронежского военного округа). Вооружена ракетами Р-11 (8А61), позже Р-11М (8К11). Это первая строевая часть с ракетами Р-11.
- 1957 г. 7 ноября - ракеты Р-11М впервые показаны публике на параде на Красной площади в Москве.
- 1958 г. - начало НИОКР Р-11МУ (тема "Урал") по результатам которых была создана ракета Р-17 (ОКБ-385).
- 1958 г. август - инженерные бригады РВГК переданы из подчинения заместителя министра обороны по специальному вооружению и ракетной технике (позже - командующего РВСН) в состав сухопутных войск:
1. 77-я бригада РВГК - сформирована в 1953 г. на полигоне Капустин Яр, после чего передислоцирована в Прикарпатский ВО (изначально вооружена ракетами Р-2).
2. 90-я бригада РВГК - сформирована в 1952 г. на полигоне Капустин Яр, передислоцирована в Киевский ВО (изначально вооружена ракетами Р-2).
3. 233-я бригада РВГК - вооружена ракетами Р-11М с 1955 г (см.выше).
- 1959-1962 г.г. - промышленностью произведено 56 СПУ 8У218.
- 1960 г. 1 июля - на базе 199-й гвардейской пушечной артиллерийской бригады сформирована 199-я гвардейская ракетная бригада вооруженная ракетами 8К11 с СПУ 8У218. Первый пуск бригадой произведен в 1962 г. на полигоне 60-Б в пос.Дамановский (Белоруссия).
- 1960 г. - 159-я ракетная бригада вооружена ракетами 8К11 с СПУ 8У218. Всего в ВС СССР 5 ракетных бригад с ракетами Р-11М.
- 1961 г. - принято решение об оснащении комплексом 8К11 армий стран-участников Варшавского Договора. Поставки начаты в этом же году.
- 1961 г. 10 и 13 сентября - в ходе учений "Волга" на атомном полигоне на о.Новая Земля прошли реальные боевые пуски ракет 9К11 с ядерными боевыми частями.
- 1962 г. - часть бригад размещены в составе ГСВГ (ГДР) с последующим перевооружением на комплекс 8К14.
- 1965 г. 18 мая - последний пуск войсковой Р-11. комплекс снят с вооружения. Всего за время испытаний и эксплуатации произведено 78 пусков (в т.ч. 1 пуск неудачный).
- 1967 г. - комплекс 8К11 начинает сниматься с вооружения. По западным данным всего произведено 2500 ракет Р-11М.
- 1970 г. - на вооружении 50 СПУ комплексов 8К11 (по западным данным).
- 1971 г. - на вооружении 40 СПУ комплексов 8К11 (по западным данным).
- 1972 г. - на вооружении 20 СПУ комплексов 8К11 (по западным данным).
- 1973 г. - на вооружении 10 СПУ комплексов 8К11 (по западным данным).
- 1974 г. - на вооружении нет.
Экспорт:
Болгария - были поставки Р-11/Р-11М.
Венгрия:
- 1970-е годы начало - на вооружении есть комплекс 8К11 SCUD-A, 12 ПУ, 5-я отдельная ракетная бригада "Таполка".
ГДР:
- 1962 г. сентябрь - сформированы 2 ракетных бригады с ракетами Р-11М на СПУ 8У218 - 5 ракетная бригада "Bruno Leuschner" (г.Демен) и 3-я ракетная бригада "Otto Schwab" (г.Таутенхайн).
- 1970 г. - еще есть на вооружении 2 ракетных ("самоходных артиллерийских") бригад.
Иран:
- 1979 г. и позже - реэкспорт SCUD-A из КНДР. До конца войны с Ираком произведено 120 пусков;
- 1988 г. с февраля - использование химических БЧ;
Китай:
- 1957 г. 20 августа - приказ министра оборонной промышленности СССР о передаче Китаю ракетных технологий (Р-2, Р-11 и др.), передана документация на производство Р-11.
- 1960-1961 г.г. - сформировано 20 полков (дивизионов) с ракетами Р-2 и Р-11.
КНДР:
- 1965 г. - первые поставки SCUD-A/B;
- 1991 г. - на вооружении 54 шт. SCUD-А/В/C;
Польша:
- 1962 г. - сформированы 2 ракетных бригады с ракетами Р-11М на СПУ 8У218 - 18-я ракетная бригада (г.Болеславец) и еще одна.
- 1963 г. - польские ракетчики приняли участие в учениях с пусками ракет на полигоне Капустин Яр.
- 1963 г. 4-й квартал - в Польшу поставлены первые 6 комплексов 8К11 с СПУ 2У218.
- 1965 г. - еще есть на вооружении (2 бригады), за все время поставлено 48 ПУ (4 ракетные бригады).
Румыния - 1972 г. - поставлено 24 ПУ (2 ракетные бригады).
Чехослования - за все время поставлено 36 ПУ (3 ракетные бригады).
- 1970-е годы - еще есть на вооружении двух ракетных бригад (311-я в стара Болеславе и 321-я в Хранице).
Геофизическая ракета Р-11А
Эксплуатационные особенности ракеты Р-11 позволяли расширить область её применения для научных исследований. В данном случае особый интерес представляла возможность геофизических наблюдений в районах Земли, куда доставлять ранее разработанные ракеты было практически невозможно, например в приполярных районах СССР.
Разработка геофизической ракеты Р-11А была приурочена к Международному геофизическому году в соответствии с Постановлением от 11 июля 1956 г. Ракета Р-11А имела специальный обтекатель головной части защищавший контейнер от теплового воздействия и аэродинамических нагрузок в полёте, а также разработан специальный переходный отсек для крепления контейнера, размещения пневматической системы разделения, коммутационной аппаратуры и системы успокоения.
В 1958 г. было изготовлено семь ракет Р-11А. Пуски первых двух ракет, предназначенных для лётно-конструкторской отработки, проводились в октябре 1958 г. на ГЦП. При первом пуске ракета достигла высоты 98,31 км, при следующем 102,74 км. Результаты этих пусков позволили сделать заключение о готовности ракеты к основному этапу лётных испытаний, которые должны были проводиться на Новой Земле.
Первый пуск на Новой Земле был проведён в октябре 1958 г., ракета достигла высоты 103 км; система ориентации контейнера с полезным грузом не справилась с возмущениями, однако все приборы, за исключением одного, работали нормально.
В целом пуски ракет Р-11А в 1958 г. позволили выполнить программу Международного геофизического года и получить ценные научные данные. Для решения задачи подъёма научных приборов на ещё большие высоты. прорабатывался вариант двухступенчатой ракеты: 1 ступень на базе ракеты Р-5М, 2 - на базе ракеты Р-11. Практического воплощения этот вариант двухступенчатой ракеты не получил.
Экспериментальная крылатая ракета
Постановлением 13 февраля 1953 г. было принято решение о разработке двухступенчатой крылатой ракеты с дальностью полёта 8000 км и заданной точностью стрельбы. Этим же Постановлением ОКБ-1 поручалась разработка, изготовление и лётная отработка экспериментальной крылатой ракеты (ЭКР).
Для сокращения сроков и стоимости разработки ЭКР предлагалось использовать в качестве 1 ступени ракету Р-11, 2 ступень разработать на базе прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), а для бортовой части системы управления крылатой ракеты использовать упрощенный вариант существующего самолётного автопилота.
Чтобы приспособить ракету Р-11 для ЭКР потребовались сравнительно небольшие доработки: изменение конструкции хвостового отсека, стабилизаторов и рулевого агрегата. В основу компоновки 2 ступени была положена схема двигателя с центральным входом. Создание и отработка ПВРД такого типа представляло в тот период наименьшие трудности, так как помимо расчётно-теоретических материалов по такому двигателю имелись и экспериментальные данные. Предполагалось, что 2 ступень будет иметь крестообразное оперение, четыре воздушных руля, попарно работающих по тангажу и рысканию, причём курсовые рули (рули рыскания) одновременно будут выполнять функции элеронов.
Для обеспечения устойчивой работы двигателя 2 ступени воздуховодный канал двигателя имел наклон, а также был изогнут для создания необходимого объёма для размещения приборов. На стыке 2 ступени и отбрасываемой части крылатой ракеты был сделан кольцевой проток, что позволило запускать ПВРД до разделения ступеней.
На маршевом участке для ЭКР принималась траектория полёта с постоянной высотой (отказ от оптимальной траектории был обусловлен желанием упростить задачу системы управления ракетой), при этом проигрыш в дальности оставлял около 8%. Для определения действительной траектории полёта ЭКР предусматривалась установка на ней радиотехнической системы индикации и создание сети наземных пунктов приема радиосигналов этой системы. После выключения ПВРД 2 ступень должна была совершать пикирующий или планирующий полёт.
Для экономии средств при лётной отработки ЭКР в ходе эскизного проектирования была подробно изучена возможность спасения ЭКР после выполнения заданной программы с помощью парашютно-реактивной системы.
ЭКР должна была иметь полную дальность полёта 730 км, скорость маршевого полёта 896 м/с, полное время полёта 927 с, массу заправленной 1 ступени 6390 кг, начальную массу 2 ступени 1484 кг, полную длину 17,724 м, длину 2 ступени 9,434 м, диаметр корпуса 2 ступени 1,65 м, размах крыла 2 ступени 2,018 м, площадь крыльев 3,31 м2, тягу двигателя 1 ступени на Земле 8300 кгс, удельный импульс тяги двигателя 1 ступени на Земле 219 с, максимальную тягу двигателя 2 ступени на высоте 18 км (при М=3) 625 кгс, удельный импульс тяги двигателя 2 ступени при тех же условиях 1580 с, компоненты топлива - атмосферный кислород и керосин.
Эскизный проект ЭКР в семи книгах был утвержден С.П.Королевым 31 января 1953 г. и согласован с М.В.Келдышем, С.А.Христиановичем, М.М.Бондарюком.
После завершения эскизного проекта началась подготовка к передаче ЭКР в производство. К июлю 1953 г. в конструкцию ЭКР был внесен ряд изменений, связанных с применением в дальнейшем в составе бортовых приборов СУ астронавигационной системы для её испытания в натуральных условиях. Были изготовлены макеты основных узлов ЭКР, в том числе макет приборного отсека в натуральную величину, установка для отработки теплозащиты отсеков ЭКР, установка для отработки рулевых машин в термобарокамере, рулевой агрегат 2 ступени ЭКР; проводились отработка технологии отдельных узлов конструкции, эксперименты по уточнению аэродинамических характеристик ЭКР, разбивка на плазе внешних обводов и тракта подачи воздуха к ПВРД, а также начат выпуск рабочих чертежей.
Было проведено десять полётов на самолете с макетом астронавигационной системы, которые подтвердили правильность выбранных технических решений и возможность получения требуемой точности наведения ЭКР при использовании астронавигационной системы.
Были также разработаны принципиальная схема и общие виды макета бортовой системы астронавигации для экспериментов на скоростном самолете, начата разработка рабочих чертежей макета, закончен этап теоретических и экспериментальных работ, подтвердивших надёжность схемы опознания звезд в ночных условиях полёта и возможность работы системы астронавигации в дневных условиях при полётах на больших (18 км и более) высотах, разработана и отлажена аппаратура для экспериментальных исследований излучения звезд в красной и инфракрасной областях спектра, начаты совместные с Крымской астрофизической обсерваторией испытания специального фотоэлектрического индикатора для этих целей.
Положительный результат дали исследования Государственного оптического института (ГОИ) в Ленинграде по технологии изготовления больших кварцевых пластин, дополнительно был подготовлен эскизный проект системы астронавигации для испытаний непосредственно на ЭКР.
Были продолжены работы по проектированию и изготовлению серии ПВРД (подготовлены стендовые образцы, проведены первые доводочные испытания, спроектирован и изготовлен турбонасосный агрегат двигателя 2 ступени ЭКР), разработана методика лётных испытаний ЭКР.
Постановлением от 20 мая 1954 г. тематика по крылатым ракетам дальнего действия была передана в ОКБ-670 МАП (М.М.Бондарюк, Э.И.Григолюк). К этому времени были выпущены рабочие чертежи на все основные элементы ЭКР, двигатель 2 ступени (ПВРД) прошёл все доводочные и официальные испытания. Двигатель был нерегулируемым: подача топлива осуществлялась турбонасосной системой с приводом от воздушной осевой турбины, постоянство оборотов поддерживалось специальным гидравлическим регулятором, что позволяло поддерживать скорость полёта путём изменения расхода топлива.
Комментариев нет:
Отправить комментарий