С-75 (часть 3)

Предназначенная для комплекса С-75М кабина ПВ комплектовалась приемным устройством П-40В (разработчик - ОКБ-304, изготовитель -завод N304), передающим устройством П-20В с магнетроном "Бисер", антеннами П-11В, П-12В, П-13В, П-14В. Для перевозки демонтированных антенн при смене позиции использовались придаваемые комплексу автомобильные прицепы с переоборудованными грузовыми платформами, обеспечивавшими равномерную нагрузку на оси и закрепление антенн при транспортировке. Из имевшихся трех прицепов один транспортировал антенны "узкого луча" и радиолокатора передачи команд, а два остальных - антенны "широкого луча". Демонтаж антенн осуществлялся с помощью 6-тонного подъемного крана. Кабина ПВ, поставленная на колесные хода, и прицепы с антеннами при смене позиции буксировались автомобилями автотранспортной службы бригады (полка).

Аппаратура кабин УВ и АВ монтировалась в КУНГах на шасси автомобильных прицепов. Новый состав аппаратуры станции наведения ракет. РСН-75В позволял вести обстрел целей в условиях применения противником пассивных и активных помех.

Разработка ракеты В-755 (20Д) велась филиалом ОКБ-2 (МКБ "факел") на заводе N41 под руководством Главного конструктора В.В. Коляскина на базе конструкции ракеты 13Д (В750ВН).

На ракете В-755 по сравнению с ракетой В-750ВН были применены новые аппаратура радиоуправления и радиовизирования ФР-15М, автопилот АП-755, радиовзрыватель 5Е11 "Овод", боевая часть В-88М, жидкостный ракетный двигатель и стартовый ускоритель.

Повышение надежности ракеты достигалось также и использованием ампулизированных топливных баков. Трубопровод для подачи окислителя из бака к турбонасосу был перенесен на левый борт ракеты. Турбонасосный агрегат системы подачи компонентов топлива работал на основных компонентах АК-20К и ТГ-02. Применявшийся на ракетах семейства В-750 маленький топливный бак для однокомпонентного топлива ОТ-155 использовался для размещения части горючего. Он был оставлен из соображений сохранения центровки маршевой ступени ракеты и исключения "лишних" конструкторских работ. Регулирование тяги двигателя позволило уменьшить расход на маршевом участке полета и за счет этого увеличить дальность. Максимальная тяга двухрежимного двигателя С2.720 составляла 3500 кг, минимальная - 2075 кг. Масса двигателя составила 47,5 кг, длина - 945 мм, диаметр - 476 мм. Двигатель выпускался заводом N466.

Ракеты типа 20Д и ее ранние модификации оснащались боевой частью с "готовыми" шарообразными осколками, масса БЧ 5Б88 - 196кг.

Непосредственная работа с ракетами производилась с использованием наземных средств ракетной батареи РБ-75В (РБ-75В1).

Пусковая установка СМ-90 © "Невский Бастион"

Однобалочная пусковая установка СМ-90 с переменным углом старта ракеты была создана в ЦКБ-34 под руководством главного конструктора Б.С. Коробова. Пусковая установка оснащена синхронно-следящим приводом ЭСП-90. При старте ракеты используется газоотражатель, прижимающийся к грунту газовой струей стартового двигателя. Пусковые установки, поставленные на отделяемые колесные хода, при смене позиции буксировались автомобилями КрАЗ-214 по шоссе со скоростью до 40 км/ч, а по грунтовым дорогам - до 10 км/ч. Автомобили-тягачи КрАЗ-214 при смене дивизионом позиции прибывали из автотранспортной службы бригады (полка). Время перевода пусковой установки из походного положения в боевое - 2 часа 20 минут. При развертывании на стартовой позиции после разведения боковых балок-опор ПУ устанавливалась на грунте, отделялись передний и задний подкатные хода, производилось горизонтирование с помощью винтовых домкратов (допустимый уклон площадки - 1,5 град., меньше, чем для СМ-63) и взаимное ориентирование с антенным постом, устанавливались подъездные мостики для ТЗМ. Вокруг пусковой установки оборудовалась предохраняющая от осколков обваловка, устанавливалась маскировка.

Пусковая установка СМ-90 выпускалась заводом "Большевик" до 1965 г., после чего ее производство было передано на Пермский машиностроительный завод им. В.И.Ленина, в ОКБ которого разрабатывалась документация на последующие доработки ПУ.

Кроме того, в ЦКБ-34 были проведены доработки пусковой установки СМ-63-II для обеспечения возможности работы со станциями наведения РСН-75В в составе батарей РБ-75В. Однако для ПУ СМ-63-II ограничивалась номенклатура используемых ракет - они не обеспечивали пуски ЗУР с новым ускорителем. Нормативное время заряжания ПУ составляло 2-4 минуты (в зависимости от дистанции подъезда ТЗМ), при этом обеспечивался темп стрельбы с одной ПУ - 10-12 минут.

В составе комплекса С-75М совместно с пусковой установкой СМ-90 использовались транспортно-заряжающие машины ПР-11БМ (на базе полуприцепа и автомобиля-тягача ЗИЛ-151КВ), которые обеспечивали возможность работы с ракетами 20Д и последующими модификациями.

Придаваемые комплексу С-75М станция разведки и целеуказания П-12М "Десерт" (позднее РЛС П-18) и радиовысотомер комплектовались автономными дизельными электростанциями. Станция П-12М располагалась на удалении до 500 метров от РСН-75В и комплектовалась аппаратурой связи "Василек". Антенно-мачтовое устройство и ЗИП транспортировались автомашиной ЗИЛ-131.

В составе комплексов системы С-75 использовались наземные радиозапросчики "Кремний-2М", "Пароль-1", а с середины 1980-х гг. - "Пароль-3" (75Е6), "Пароль-4" (1Л22).

Придаваемая дивизиону кабина сопряжения и связи 5Ф20 (позднее 5Ф24, 5Х56) позволяла осуществлять работу станции наведения ракет в режиме приема целеуказаний от автоматизированных систем управления: АСУРК-1, АСУРК-1М, "Вектор" и "Сенеж".

Дополнительно дивизиону могла придаваться аппаратура радиорелейной связи 5Я61 "Циклоида" (5Я62, 5Я63), смонтированная в полуприцепе ОдАЗ-828. Антенно-мачтовое устройство (АМУ), использовавшееся для подъема антенн, после демонтажа и укладки по-походному, а также ЗИП, размещенный в полуприцепе, транспортировались автомашиной ЗИЛ-131.

Ракеты выпускались заводами: N41 ("Авангард", головной завод), N272 (Северный завод), N8 (Машиностроительный завод им. М.И. Калинина, г. Свердловск, с 1960 г.).

Комплектующие ракеты разрабатывались и поставлялись следующими организациями:

  • завод N663 - аппаратура радиоуправления и радиовизирования ФP-15M;
  • КБ-1 завода N393, завод N447 -магнетрон МИ-130П;
  • ОКБ-2 и КБ-1 - автопилот АП-755;
  • НИИ-504 - радиовзрыватель 5Е11 "Овод" ("Шмель-ВН", с 1964 г. использовался новый радиовзрыватель 5Е29);
  • НИИ-6 - боевая часть В-88М.

При создании комплекса и в ходе его эксплуатации были проведены аппаратурные доработки станции наведения ракет, которые позволили уменьшить минимальную высоту зоны поражения до 1 км.

В 1961 г. во время проведения работ по определению возможности борьбы с баллистическими ракетами системы С-75 осуществлялись мероприятия по сопровождению баллистических ракет средствами систем С-75 и С-200. В процессе их выполнения был получен ряд обнадеживающих результатов.

В процессе эксплуатации накопилась статистика, позволившая определить ряд "слабых мест" ракеты и принять меры по их доработке. При пусках в 1962 г. было отмечено 13% отказов ЗУР выпуска завода N41, 13,8% - завода N464, 21% - завода N272, 9,1% - завода N8. В числе причин отказов ракет было и образование осадка в баке окислителя АК-20К. К осени 1963 г. по результатам полигонных испытаний и пусков ракет В-755 отмечалось до 9,9% отказов автопилота АП-755 выпуска завода N849, до 8,8% отказов аппаратуры ФР-15М выпуска завода N663, до 32% отказов радиовзрывателя 5Е11.

Препарированная ракета 20ДП в музее в Италии
Ракета 20ДСУ(№0941345) в музее в Италии

В ходе последующей эксплуатации комплексов С-75М для них были разработаны модернизированные варианты ракеты 20Д:

  • 20ДА - ракеты, отслужившие гарантийный срок, при ремонтах переоборудовались на заводах в ракеты модификации 20ДС.
  • 20ДП - вариант ракеты В-755, доработанный для наведения на цель на пассивном участке траектории. По Решению ВПК N136 от 12 сентября 1960 г. были развернуты работы по расширению зоны поражения дозвуковых воздушных целей за счет наведения ракет на пассивном участке траектории. Предполагалось увеличить в полтора раза максимальную дальность пуска ракет по дозвуковой цели с ЭПР 6-8 м(кв) и обеспечить дальнюю границу зоны поражения 55-60 км. Конструкторские испытания должны были начаться во II кв. 1961 г. Увеличение времени полета ракеты потребовало проведения комплексной работы по ее модификации. Для обеспечения более продолжительного полета ЗУР с работающим ЖРД был разработан вариант двигателя, получивший обозначение С2.720.А2. Требовалось провести доработки радиовзрывателя 5Е11, системы самоликвидации, предохранительно-исполнительного механизма, бортового источника питания. Особая сложность состояла в обеспечении энергоснабжения бортовой аппаратуры и привода рулевых машинок, обеспечивавших перекладку аэродинамических рулей. Было увеличено время задержки срабатывания самоликвидатора ракеты. За счет использования ракеты на пассивном участке траектории дальняя граница зоны поражения доработанных комплексов была увеличена до 56 км. Самоликвидация ракеты производилась ограничением времени полета или при промахе независимо от времени полета. Отслужившие гарантийный срок ракеты 20ДП при ремонтах переоборудовались на заводах в ракеты модификации 20ДС.
  • 20ДУ - (В-755У) - модификация ракеты 20Д с уменьшенным временем предстартовой подготовки была передана в серийное производство во второй половине шестидесятых годов. Длина ракеты - 10,8 м, масса - 2398 кг. Ракеты, отслужившие гарантийный срок, при ремонтах переоборудовались на заводах в ракеты модификации 20ДСУ.
  • 20ДС - модификация ракеты с селектирующим блоком для обеспечения стрельбы по целям с высотой полета менее 200 м;
  • 20ДСУ - модификация ракеты, оснащенная селектирующим блоком, бортовая аппаратура доработана для уменьшения времени предстартовой подготовки.
  • В-755 0В (20ДО) - на основании Решения ВПК от 1 апреля 1964 г. N76 велась разработка модификации ракеты В-755, предназначенной для отбора проб воздуха при проведении испытаний ракеты 15Д. Головной организацией по созданию и выпуску ракеты В-750 0В был назначен завод N41. Планами работ предусматривалось выпустить 10 ракет в IV квартале 1964 г. и 10 ракет в I квартале 1965 г. Для своевременного отделения блока отбора проб воздуха, в том числе и при работающем двигателе второй ступени, ракета оснащалась дополнительной третьей ступенью с твердотопливным двигателем.

ЗРК С-75М "Волхов" с ракетой В-760

Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 30 декабря 1960 г. N1234-528 применительно к системе С-75М была задана разработка зенитной управляемой ракеты 15Д (В-760) со специальной боевой частью, предназначенной для поражения групповых воздушных целей.

Проектирование ракеты велось филиалом ОКБ-2 (МКБ "Факел") на заводе N41 под руководством Главного конструктора В.В.Коляскина. Разработчиком специальной боевой части для ракеты Постановлением от 30 декабря 1960 г. назначался НИИ-1011.

Для повышения надежности ракета 15Д оснащалась двумя комплектами бортовой аппаратуры радиоуправления и радиовизирования ФР-15Н, блоком управления - автопилотом АС-1Н. Для исключения срабатывания боевой части от случайных и ложных сигналов не устанавливалась аппаратура радиовзрывателя, а подрыв боевой части производился по команде, передаваемой на борт ракеты со станции наведения ракет. Изменения были введены и в систему самоликвидации ракеты. Внешним отличием ракет 15Д стало отсутствие дестабилизаторов, связанное как с компоновочными особенностями, так и с тем, что при большом радиусе поражения цели от ракеты не требовалась возможность отработки резких маневров.

Решение ВПК N109, уточняющее ход выполнения работ по ракете В-760, проводившихся в соответствии с Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 28 июня 1962 г. N660-270, было принято 11 июля 1962 г. Ракета В-760 должна была быть поставлена на совместные испытания в IV кв. 1962 г., но заводом N41 было выпущено только 22 ЗУР вместо плановых 49. По проведенным на полигоне двум первым пускам выявились недостатки, обусловленные изменением аэродинамики второй ступени ракеты, что потребовало срочного проведения доработок.

После успешного завершения испытаний ракета В-760 (15Д) со специальной боевой частью для системы С-75М принята на вооружение Постановлением от 15 мая 1964 г. N421-166 и Приказом МО СССР N0066 1964 г. По своим характеристикам она практически соответствовала В-755, отличаясь от нее большей минимальной высотой зоны поражения, принятой исходя из условий обеспечения безопасности прикрываемых объектов. В 1964 г. для комплекса С-75М стали поставляться ракеты 15Д (В-760) со специальной боевой частью, которые могли применяться и в комплексах более поздних модификаций.

Для работы с ракетой 15Д была спроектирована транспортно-заряжающая машина ПР-11ДА с блоком обогрева боевой части ракет 15Д и 5В29.

Сооружение №7А - хранилище специальных ракет, рассчитанное на три ПР-11Д (ПР-11ДА) с ракетами 15Д (позднее 5В29) в изолированных боксах, оснащалось системой термостабилизации и осушения воздуха и строилось отдельно от сооружения Ns7. Для контроля влажности и температуры в хранилище устанавливалась контрольная, а в отдельном помещении хранилища или в строении, расположенном рядом, - регистрирующая аппаратура.

Радиодальномер РД-75 "Амазонка" © Иван Мотлик

Для обеспечения более надежного наведения ракеты с СБЧ на самолеты-постановщики помех и на групповые цели и точного определения дальности до цели в ОКБ-304 был создан радиодальномер РД-75 "Амазонка", дополнительно введенный в состав комплекса. Наведение антенн радиодальномера по азимуту и углу места в направлении на цель осуществлялось с использованием синхронной связи с антенным постом СНР.

Рабочий диапазон радиодальномера составлял около 1000 МГц, что позволяло при попытке противника поставить активную помеху на рабочей частоте производить скачкообразную перестройку по частоте в широком диапазоне. Придаваемый комплексу С-75М радиодальномер РД-75 "Амазонка" комплектовался автономной дизельной электростанцией.

ЗРК С-75Д

Находившиеся в эксплуатации в СССР комплексы С-75 "Десна" постоянно дорабатывались как на местах дислокации, так и при проведении плановых ремонтов на заводах Министерства обороны. Проводившиеся усовершенствования аппаратуры позволяли поддерживать боевые возможности и характеристики комплексов С-75 "Десна" практически на уровне возможностей созданных позднее комплексов С-75М "Волхов".

Разработка системы с расширенными боевыми возможностями на базе систем "Десна" была начата в соответствии с Постановлением СМ СССР от 4 июня 1963 г. N621-207.

Постановлением предусматривалось обеспечение возможностей обстрела целей со скоростями до 2000 км/час, снижение минимальной высоты поражения с 3000 до 300 м, расширение курсовых углов зоны поражения целей, летящих со скоростью 1500 км/ч, до 90 град. и до круговой зоны при обстреле дозвуковых целей.

Проведенные в середине шестидесятых годов работы позволили ввести в боекомплект комплексов С-75 "Десна" ракеты типа В-755 различных модификаций, что резко повысило его боевые возможности и позволило продлить эксплуатацию боевой техники. Аппаратура станции наведения ракет и стартовой батареи была доработана для возможности применения ракет В-755У с ускоренным циклом предстартовой подготовки.

Использование в составе стартовой батареи РБ-75 усовершенствованных пусковых установок СМ-63-IIА позволило эксплуатировать ракеты типов 13Д (В-750ВН), 20Д (В-755) всех модификаций без ограничений.

Комплекс под обозначением С-75Д с ракетами В-755, В-755У (и их модификациями) был принят на вооружение в 1969 г. Приказом Министра обороны СССР N0046.

С-75М "Десна"

В середине шестидесятых годов было принято решение о начале экспортных поставок комплексов с аппаратурой 6-сантиметрового диапазона. Комплекс С-75 "Десна" в 1965 г. был доработан для поставок в зарубежные страны. В конце 1960-х гг. в состав комплекса, предназначенного для экспортных поставок, была введена ракета 20Д (В-755).

ЗРК С-75М 1 "Волхов"

Разработка системы с расширенными боевыми возможностями на базе систем "Десна" и "Волхов" была начата в соответствии с Постановлением СМ СССР от 4 июня 1963 г. N621-207. Постановлением предусматривалось увеличение максимальной дальности пусков ракет комплекса С-75М по дозвуковым целям с эффективной поверхностью рассеяния Ил-28 с 40 до 55 км, снижение минимальной высоты поражения с 3000 до 300 м, расширение курсовых углов зоны поражения целей, летящих со скоростью 1500 км/ч, до 90 град. и до круговой зоны при обстреле дозвуковых целей.

В ходе проведения модернизационных работ были созданы станция наведения РСН-75В1, антенный пост П1В, усовершенствованная пусковая установка СМ-90 с электросиловым приводом ЭСП-90. Система электропитания - ЭСД-100 (три 5Е93 и распределительная кабина) обеспечивала электроэнергией в полевых условиях средства радиотехнической и стартовой батарей. Для транспортировки ракет и заряжания пусковых установок использовались ПР-11Б и ПР-11Д.

Комплекс работ по совершенствованию систем С-25 и С-75 в 1965 г. был удостоен Ленинской премии. Лауреатами стали Р.А. Валиев, Л.И. Горшков, К.К. Капустян, В.В. Коляскин, Г.С. Легасов, К.В. Лендзиан, Н.И. Оганов, Я.Л. Фридман, Ф.М. Шумилов, И.А. Шушков.

ЗРК С-75М2 "Волхов"

Ракета 5Я23 на транспортно-заряжающей машине © Вадим Степанов

При создании ЗРК С-75М2 была проведена разработка ракеты 5Я23 и выполнены доработки аппаратурной части комплекса для использования ракет 20ДП (и более поздних модификаций: 20ДС, 20ДУ, 20ДСУ) с наведением на пассивном участке траектории, что позволило увеличить максимальную дальность стрельбы по одиночной цели, летящей со скоростью до 500 м/с, в беспомеховой обстановке до 56 км. Усовершенствованный вариант антенного поста получил обозначение П2В.

Ракета 5Я23 (В-759) - одна из последних модификаций ракет для комплексов системы С-75 была спроектирована в ОКБ ММЗ "Авангард". Разработка была начата по Постановлению от 22 сентября 1967 г. Длина ракеты составила 10,91 (10,806) м; масса полностью снаряженной и заправленной ракеты - 2406 кг; масса БЧ 5Ж98 с готовыми осколками в виде усеченной пирамиды - 201 кг (по другим данным - 197 кг); масса взрывчатого вещества - 90 кг, число готовых осколков - 29 000. Другая предназначенная для ракеты 5Я23 боевая часть с готовыми шарообразными осколками имела массу 197 кг, в том числе массу взрывчатого вещества -90 кг. С введением ракет данной модификации была обеспечена зона поражения: по дальности 6 (7)-56 (76) км, по высоте - 0,1 (0,05)-30 км. Максимальная скорость поражаемой цели - 3700 км/ч.

Система зенитного ракетного оружия С-75М2 с ракетой В-759 (5Я23) была принята на вооружение в 1971 г. Приказом МО СССР N0023.

ЗРК С-75МЗ "Волхов"

Комплекс С-75М3 представляет собой развитие комплекса С-75М2 с введением в боекомплект ракет 5В29 (В-760В) со специальной боевой частью и соответствующим дооборудованием системы управления и наведения ракеты.

Доработанный вариант антенного поста получил обозначение ПЗВ. Для подавления отметок шумовых помех на индикаторах СНР в состав аппаратуры введен ГШВ (генератор шумов).

Разработка ракеты 5В29 (В-760В) велась в ОКБ ММЗ "Авангард". На ракете 5В29, как и на ракетах 15Д, использовался измененный и частично дублированный комплект бортового оборудования.

В связи с расширением номенклатуры ракет в модифицированных вариантах комплексов С-75М "Волхов" был разработан усовершенствованный вариант ТЗМ - ПР-11ДА, обеспечивавший возможность проведения работ с ракетами 13Д, 20Д, 5Я23, 15Д и 5В29.

Система зенитного ракетного оружия С-75М3 с ракетой 5В29 (В-760В) была принята на вооружение в 1975 г. Приказом МО СССР N0067.

ЗРК С-75М4 "Волхов"

В середине семидесятых годов началось оснащение комплексов аппаратурой телевизионно-оптического визира (9Ш33A) с введением канала оптического сопровождения цели, что позволило в условиях визуального наблюдения воздушной цели вести ее сопровождение и обстрел без использования радиолокационных средств ЗРК в режиме излучения.

На станциях позднего выпуска также применена новая конструкция антенн "узкого" луча.

В состав комплекса введена аппаратура "Дублер" с выносными имитаторами СНР (ее получили и другие варианты комплекса С-75М, находившиеся на вооружении).

Минимальная высота зоны поражения была снижена до 200 (100) м. Скорость полета поражаемых целей была доведена до 3600 км/ч. Введен режим стрельбы по наземной цели.

Совместные испытания нового варианта системы завершились в ноябре 1978 г.

В ходе проведения планового капитального ремонта комплексы С-75М "Волхов" ранних образцов доводились до уровня поставляемых в войска последних модификаций. Проведение доработок аппаратурной части комплексов в ряде случаев производилось на позициях силами заводских выездных бригад. Крупные доработки выполнялись в стационарных условиях на ремонтных предприятиях Министерства обороны при проведении плановых ремонтов.

Рязанское производственно-техническое предприятие осуществляло поставку запасных частей, ремонт и модернизацию ЗРК системы С-75, в том числе и для экспортных вариантов - С-75 "Волга".

Ремонт и модернизация ЗРК "Волга" из числа высвободившегося вооружения и предпродажная подготовка комплексов (как типовых ремонтных комплектов, так и по конкретным заявкам заказчика) производится Заводом N1019 по ремонту военно-технического имущества (поселок Онохой, Заиграевский район, Республика Бурятия).

Ремонт и модернизация ЗРК С-75М в комплекте с радиодальномером и ЗРК "Волга" (как типовых ремкомплектов, так и по конкретным заявкам заказчика) производится Заводом N1015 по ремонту военно-технического имущества (г. Нижние Серги, Свердловская область).

Ремонт и модернизация ЗРК "Волга" производится заводом N2566 по ремонту радиоэлектронного вооружения (Республика Беларусь).

ЗРК С-75 "Волга"

Комплексы С-75М "Волхов" некоторых модификаций с несколько измененным составом оборудования с начала семидесятых годов под обозначением С-75 "Волга" поставлялись на экспорт с ракетами 20Д. С 1973 г. по 1987 г. в Сирию было поставлено 53 комплекса "Волга", с 1975 г. по 1985 г. в Ливию направили 39 комплексов.

В зарубежных публикациях были приведены данные по составу боевых и технических средств, а также по численности личного состава зенитного ракетного полка, состоящего их трех огневых и одного технического дивизиона системы С-75.

По штату состав полка (штаб, три огневых и технический дивизионы) включал 51 офицера и 466 рядовых. Штаб полка насчитывал 8 офицеров и 60 рядовых.

В каждом из трех огневых дивизионов имелись:

  • штаб в составе 4 офицеров и 43 рядовых;
  • батарея управления огнем, насчитывающая 4 офицеров и 20 рядовых, под управлением и обслуживанием которых находилось 4 кабины РЛС, 9 автомобилей;
  • стартовая батарея в составе 3 офицеров и 34 рядовых, которые обслуживали 6 пусковых установок, 6 транспортно-заряжающих машин и 9 автомобилей.

Технический дивизион полка имел штатную численность 10 офицеров и 115 рядовых. Для обеспечения повседневного обслуживания ракет и боевой работы огневых дивизионов технический дивизион имел на вооружении 2 системы электроснабжения, 12 транспортно-заряжающих машин, 2 автокрана, 6 автозаправщиков, 38 автомобилей и другую технику.

ЗРК С-75 "Волга-М"

Информация о возможном проведении модификации комплексов С-75М "Волга" представлялась на выставке "МАКС-95".

По сравнению с исходной системой, усовершенствованный ЗРК характеризовался расширенной областью поражения воздушных целей, повышенной эффективностью, более высокой стойкостью к воздействию радиоэлектронных помех и улучшенными эксплуатационными характеристиками. Предлагалось аналоговое оборудование частично заменить на цифровое, автоматизировать процесс пуска ракеты, ввести индикацию гарантированной зоны поражения ЗРК воздушных целей. При потере слежения за целью в результате применения противником средств РЭБ вводился режим автоматической экстраполяции ее расчетной траектории. Минимальная высота поражения цели должна была составить 100 метров, максимальная - 30 км, дальнюю границу зоны поражения предусматривалось довести до 67 км.

РАКЕТЫ КОМПЛЕКСОВ ТИПА С- 75 С ПРЯМОТОЧНЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ

В середине 1950-х гг., по мере совершенствования средств воздушного нападения все большее значение стали приобретать проблемы увеличения дальности, высоты и скорости полета зенитных управляемых ракет. С учетом ограниченных энергетических возможностей существовавших в те годы двигательных установок, для решения этой проблемы было предложено использование ракетно-прямоточных или прямоточных воздушно-реактивных двигателей, в создании которых к этому времени были достигнуты определенные успехи как в нашей стране, так и за рубежом. В числе летательных аппаратов, использовавших в те годы подобные двигательные установки, были межконтинентальные крылатые ракеты "Буря" и "Навахо", ЗУР "Бомарк""Тэйлос" и "Бладхаунд", летающие лаборатории "Вега" и "Статалтекс". Опираясь на этот позитивный опыт, в 1958 г. к проектированию зенитных ракет с прямоточными двигателями приступили в СССР. Практически одновременно эти работы начались в ОКБ-8 по ракете ЗМ8 для ЗРК "Круг", в ОКБ-134 по ракете ЗМ9 для ЗРК "Куб" и в ОКБ-2 по ракете 17Д для комплекса С-75М.

Ракета В-751 (Летающая лаборатория КМ)

Первые работы по использованию двигательных установок подобного типа в ОКБ-2 начались еще в середине 1950-х гг. В то время конструкторское бюро приняло участие в проведении работ по экспериментальной ракете КМ (В-751 ), проводившихся совместно с ОКБ-670 М.М. Бондарюка, имевшим к тому времени более чем десятилетний опыт работ над прямоточными воздушно-реактивными двигателями.

КМ представляла собой двухступенчатую ракету, выполненную на основе разработанной в ОКБ-670 неуправляемой ракеты "025", оснащенной твердотопливным стартовым ускорителем и небольшим, работающим на бензине сверхзвуковым ПВРД. Эта ракета должна была стать летающей лабораторией, предназначенной для исследования процессов работы прямоточного двигателя в составе зенитной управляемой ракеты, летающей в широком диапазоне высот и выполняющей энергичные маневры. С этой целью на КМ было установлено переднее крестообразное оперение и соответствующие органы управления.

В ОКБ-2 специально для КМ были разработаны устройства программного управления полетом, служившие для реализации движения ракеты по траекториям, близким к характерным для зенитных ракет.

В январе 1956 г. модель КМ прошла полный цикл продувок в ЦАГИ, и весной этого же года состоялись первые четыре пуска на полигоне. Всего до осени 1957 г. было произведено 10 пусков КМ.

Ракета В-757

Разработка твердотопливной ракеты В-757 была задана Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 4 июня 1958 г. N 608-293 о создании комплекса С-75М, предусматривавшим также создание ракеты В-755 с применением ЖРД на маршевой ступени. Разработка ракеты В-757 велась в ОКБ-2 МАЛ. Согласно техническому заданию твердотопливная ракета разрабатывалась для перехвата воздушных целей, летящих со скоростями до 2300 км/ч на высотах до 25 км. После рассмотрения нескольких вариантов был принят к дальнейшей проработке проект ракеты с комбинированным ракетно-прямоточным твердотопливным двигателем.

Основная проблема, с которой предстояло столкнуться разработчикам такой ракеты, была связана с созданием высокоэффективной маршевой двигательной установки. Несмотря на то, что конструкция использовавшихся на первых зенитных ракетах жидкостных, твердотопливных и прямоточных воздушно-реактивных двигателей была доведена до максимально возможной для того времени степени совершенства, все они обладали существенными недостатками.

Так, наличие на борту ракеты жидкого топлива приводило к значительному усложнению и удорожанию ее конструкции, усложняло ее эксплуатацию, понижало надежность действия, увеличивало время подготовки такой ракеты к боевому применению. Двигатель был весьма трудоемким и сложным в изготовлении.

Твердотопливный двигатель обеспечивал максимальную простоту конструкции ракеты, удобство ее эксплуатации, что повышало надежность действия всей системы. Но низкие энергетические характеристики существовавших тогда твердых топлив и невысокое массовое

совершенство конструкции двигателей приводили к неприемлемому увеличению стартового веса ракеты при заданных летных данных.

Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, использовавший для своей работы нетоксичное и неагрессивное жидкое топливо (как правило, определенные сорта керосина), обладал высокими энергетическими характеристиками. Однако они снижались при полете на больших высотах, представлявших тоща наибольший интерес для разработчиков зенитных ракет.

Специалисты ОКБ-2 пришли к рассмотрению варианта ракеты с комбинированным ракетно-прямоточным двигателем, работавшим на твердом топливе, для зенитных ракет в то время еще не применявшимся. По предварительным оценкам, такой двигатель должен был обладать высоким удельным импульсом (по расчетам до 500 кг.сек/кг) при возможности работы в широком диапазоне высот и скоростей полета. Приемлемый удельный импульс (до 160 кгс.с/кг) обеспечивался и при малых скоростях полета, а также на больших высотах, что делало весьма привлекательным применение такого типа двигателя на зенитной ракете. Для снижения к минимуму технического риска было признано целесообразным разработать изделие с таким двигателем на базе одной из уже существующих зенитных ракет.

В ОКБ-2 были проведены предварительные проработки двухступенчатой зенитной ракеты с маршевым комбинированным ракетно-прямоточным двигателем на базе ракеты В-755, первый пуск которой состоялся в мае 1958 г. Основное внимание было уделено выбору требуемых параметров этого двигателя, обеспечивавших получение летных данных ракеты, аналогичных оснащенной жидкостным двигателем В-755. Как показали результаты расчетов, такая ракета с маршевым ракетно-прямоточным двигателем могла обладать требуемыми летными характеристиками при стартовой массе одного порядка с В-755, но при этом ее длина значительно уменьшалась, а эксплуатационные характеристики улучшались. В качестве ускорителя предусматривалось использование стартового двигателя от ракеты В-755 без каких-либо изменений.

ЗУР 17Д. Графика А. Фаныгина © МКБ "Факел"
Схема ЗУР 17Д
ЗУР 17Д © МКБ "Факел"

Полученные в ОКБ-2 результаты стали основой для уже упомянутого Постановления от 4 июня 1958 г. в части разработки ракеты В-757. Работы по созданию системы управления и бортовой аппаратуры ракеты должны были выполняться в КБ-1, а разработка экспериментальной ракеты, получившей заводское обозначение 17Д, в ОКБ-2 и на его филиале, размещавшемся на московском заводе N 41. Ведущим конструктором новой разработки был назначен В.В. Коляскин, ставший вскоре главным конструктором филиала ОКБ-2.

Встретившиеся на начальных этапах разработки ракеты теоретические и конструктивные проблемы потребовали привлечения широкого круга специализированных научно-исследовательских (ЦАГИ, ЦИАМ и пр.) и конструкторских организаций. Выбор параметров маршевого двигателя ракеты осложнялся также тем, что для ракеты предполагалось использование уже имевшегося стартового ускорителя. В связи с этим время работы маршевого двигателя и количество топлива в нем, обеспечивающие активный полет маршевой ступени, были практически однозначно определены, при этом энергетические возможности оказались несколько хуже, чем при реализации теоретически оптимальных характеристик. Свойственный зенитным управляемым ракетам широкий диапазон изменения параметров набегающего потока определил то, что величина развиваемой маршевым двигателем тяги значительно менялась в зависимости от этих условий. Ситуация усложнялась тем, что практически отсутствовала возможность регулирования процесса горения топлива для соответствия оптимальным значениям секундного расхода конкретным условиям полета.

На начальных стадиях проектирования для регулирования тяги маршевого двигателя было решено использовать сопло с величиной критического сечения, изменяемой в соответствии с условиями полета. На дальнейших этапах вместо этого для газогенератора маршевого двигателя подобрали такую форму твердотопливного заряда, которая обеспечивала приемлемую зависимость расхода топлива по времени полета для типовой траектории ракеты.

Схема ЗУР 17Д

Спроектированный твердотопливный ракетно-прямоточный двигатель обладал простотой и надежностью твердотопливного двигателя в сочетании с высокими энергетическими характеристиками прямоточного. Ожидалось достижение при его работе величин удельного импульса порядка 400-450 кгс.с/кг. Органическое сочетание достоинств этих типов двигателей обеспечивало необходимые величины тяги маршевой двигательной установки во всем рабочем диапазоне высот полета ракеты. На низких траекториях основную долю тяги должен был создавать прямоточный двигатель, а на больших высотах для поддержания высокой средней скорости полета оказывалось достаточно тяги, возникающей при истечении газов из газогенератора.

Однако весьма непростые вопросы эффективной совместной работы твердотопливного и прямоточного двигателей в то время находились еще в стадии теоретической и экспериментальной проверок и отработок. Требовалась проверка основных положений, заложенных в конструкцию этого двигателя, на различных масштабных моделях. В процессе продувок моделей в аэродинамических трубах получили первые данные о возможности дожигания специального твердого топлива в прямоточном двигателе, о необходимых для обеспечения высокой эффективности процесса сгорания размерах камеры двигателя и т.д.

Для удовлетворения противоречивых требований по устойчивости и управляемости ракеты, обеспечения необходимой эффективности ее боевой части, достижения наивыгоднейших параметров работы двигательной установки, удобства эксплуатации и обслуживания бортовой аппаратуры, при выборе компоновки ракеты было рассмотрено множество вариантов размещения элементов ЗУР.

Для ракеты была выбрана нормальная аэродинамическая схема. На корпусе маршевого двигателя были размещены крылья и рули, служащие для управления по тангажу и курсу, а также для стабилизации по всем трем каналам.

На носовой части корпуса ракеты находились неподвижные дестабилизаторы, снижающие запас статической устойчивости до уровня, при котором рули ракеты выводили бы ее на заданный угол атаки. В отличие от схемы "утка", такое расположение аэродинамических поверхностей обеспечивало нормальную работу кольцевого воздухозаборника маршевого двигателя, перед которым не было возмущающих воздушный поток подвижных элементов.

Состоявшее из пяти отсеков центральное тело двигателя маршевой ступени по компоновке было в основном аналогично корпусу ракеты В-755. Внутри него последовательно располагались радиовзрыватель 5Е11, боевая часть с ПИМ И-98, радиоаппаратура ФР-15М с автопилотом АП-755, газогенератор с топливом и механизмы управления рулями. Антенны системы радиовизирования и приема команд располагались на внешнем корпусе в передней и задней частях ракеты.

Передняя часть корпуса, включая разъемы для установки боевой части и радиовзрывателя, ракет В-757 и В-755 была идентична. К заднему торцу газогенератора крепился конус. Центральное тело и обечайка маршевого двигателя соединялись с помощью четырех пилонов. Маршевая ступень ракеты и ускоритель были связаны стальной фермой, которая крепилась шпильками к конусу. Ускоритель крепился к ферме болтами, которые в начальный момент движения срезались, позволяя ускорителю отделиться после окончания его работы.

Ускоритель, состоявший из твердотопливного двигателя, четырех стабилизаторов, упорного конуса и хвостового отсека, за исключением узлов сочленения и расцепки с маршевой ступенью, ничем не отличался от ускорителя ракет "семейства" В-750.

Камера сгорания маршевого ракетно-прямоточного двигателя была образована кольцевым зазором. Продольное сечение этого зазора, в котором происходило движение воздуха и продуктов сгорания, было спрофилировано по результатам газодинамических расчетов двигателя и испытаний моделей. В передней части был образован диффузор для входа сверхзвукового потока воздуха. В этом же месте был предусмотрен отвод пограничного слоя в специальные отверстия и далее сквозь полости в пилонах - на наружную поверхность внешнего корпуса ракеты с истечением через специальные обтекатели.

Примерно в середине канала двигателя происходило смешение с потоком воздуха продуктов сгорания топливного заряда (со значительным количеством несгоревшего магния), поступавших из газогенератора через щелевые отверстия, расположенные под углом от 70 до 80 град. к продольной оси ракеты. Количество этих отверстий на разных модификациях ракеты было различным и составляло от 20 до 26, в зависимости от состава применявшегося топлива. Получавшийся в процессе догорания магния газ выбрасывался из двигателя ракеты через сопло, образованное двумя коническими поверхностями.

В конструкции ракеты широко использовались элементы из магниевых и алюминиевых сплавов с защитными покрытиями. На крылья и части корпуса, подвергавшиеся в процессе полета аэродинамическому нагреву, наносились теплозащитные покрытия. Корпус ракеты, включая стыки отсеков и люки, был защищен от проникновения влаги.

Конструкция обеспечивала изготовление основных элементов корпуса ракеты из листового материала с широким применением сварки. Для изготовления ряда частей корпуса, крыльев и рулей применялось крупногабаритное литье и штамповка. Это позволило сократить число деталей и удешевить производство ракеты. Конструкция и технология изготовления отдельных частей ракеты обеспечивала полную взаимозаменяемость готовых изделий, отсеков и других ее элементов.Ракета 17Д из-за наличия в ее составе комбинированного ракетно-прямоточного двигателя по своей форме и компоновке значительно отличалась от всех ракет "семейства В-750". Тем не менее для ее первых пусков использовались уже имевшиеся на полигоне наземные средства с незначительной доработкой, включая и пусковую установку.

Создание первой в нашей стране ЗУР с маршевым прямоточным воздушно-реактивным двигателем на твердом топливе потребовало проведения испытаний макетных образцов и натурных двигателей, для чего было построено и переоборудовано несколько стендов в ЦАГИ, филиале ЦИАМ, НИИ-1 ГКАТ и в НИИ-6 ГКОТ.

На это ушло около года, что привело к срыву ранее намеченных сроков. Уже осенью 1959 г. отставание работ стало предметом рассмотрения ВПК, в решении которой от 20 октября 1959 г. N 108 было отмечено, что Постановление СМ СССР в части передачи средств комплекса С-75В на совместные испытания в III кв.1959 г. не выполнено. Этим же решением предприятиям-поставщикам были назначены уточненные сроки по изготовлению аппаратуры АП-757, РУВ-757, маршевому РПДТТ, стартовому РДТТ, пусковой установке СМ-90 и боевой части ДВР-755. Новым сроком предъявления ракеты на совместные испытания был предусмотрен II кв. 1960 г.

К тому времени в соответствии с Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 4 июля 1959 г. N 735-338 в разработке находился вариант ракеты В-757Кр (3М10) для ЗРК 2К11 "Круг".

Предъявление В-757Кр на совместные испытания было намечено на IV квартал 1960 г. Работа велась параллельно с ранее начатой разработкой для этого же комплекса ракеты ЗМ8, которая велась в свердловском ОКБ-8 и была призвана подстраховать деятельность коллектива уральских конструкторов во главе с Л. Люльевым.

Первые пуски В-757 состоялись в начале 1960 г. Опыт отработки зенитных ракет показал, что их летные испытания должны проводиться в три основных этапа - баллистические (или бросковые), автономные и испытания в замкнутом контуре управления.

Для первого этапа испытаний в конце 1959 г. было специально подготовлено три макетных образца ракеты 17Д с не полностью снаряженным газогенератором маршевого двигателя и максимально упрощенным бортовым оборудованием. На этих образцах, которые представляли собой, по существу, летающую лабораторию, отсутствовали рули и дестабилизаторы. Внутри ракеты располагалось множество разнообразных датчиков, измерявших давление и температуру в контуре маршевого двигателя. Стартовая масса этих ракет составляла около 2,2 т.

На них должны были определяться характеристики воздухозаборников нескольких вариантов маршевого двигателя с различными площадями входа, производиться оценка работоспособности этого двигателя, исследоваться процессы старта и разделения ступеней.

Первый пуск такой ракеты прошел успешно 23 января 1960 г. с неподвижной пусковой установки под углом возвышения 40 град. После окончания работы ускорителя и его отделения маршевый двигатель запустился и разогнал ракету со скорости 560 м/с до 690 м/с. Дальность полета при этом составила около 23 км. Результаты анализа полученной информации показали их достаточно хорошую сходимость с расчетными характеристиками.

Успешным был и второй пуск. Во время третьего пуска через несколько секунд после включения маршевого двигателя начался помпаж - на данном образце ракеты был установлен воздухозаборник с большей, чем ранее, площадью входного сечения.

С четвертого пуска, осуществленного 22 апреля 1960 г., начался этап автономных испытаний, в ходе которых должны были определяться величины уходов ракеты от направления пуска к началу радиоуправления, качество стабилизации ракеты автопилотом, осуществляться проверка надежности работы бортовой аппаратуры и всей системы управления в целом.

10 пусков из этой серии должны были производиться в замкнутом контуре управления (т.е. в заданную точку пространства по условной цели) для оценки функционирования всей системы "ЗРК - ракета" и достижения режимов полета, по скорости и углам атаки сопутствующим реальному процессу перехвата воздушной цели с целью оценки качества стабилизации ракеты автопилотом.

Во время этих пусков должны были также уточняться аэродинамические характеристики ракеты и проверяться работоспособность конструкции.

Для комментирования необходимо зарегистрироваться на сайте

  • <a href="http://www.instaforex.com/ru/?x=NKX" data-mce-href="http://www.instaforex.com/ru/?x=NKX">InstaForex</a>
  • share4you сервис для новичков и профессионалов
  • Animation
  • На развитие сайта

    нам необходимо оплачивать отдельные сервера для хранения такого объема информации