Страница 3 из 29
Разумеется, что еще задолго до выхода правительственного постановления по результатам предварительных проработок был в общих чертах определен технический облик ракеты.
Все ранее созданные в СССР противокорабельные ракеты оснащались воз- душно-реактивными двигателями. На принятой на вооружение «Комете» и отрабатывавшейся КСЩ стояли турбореактивные двигатели РД-500 и РД-9, использовавшиеся также и на истребителях, а на доведенной только до стадии летной отработки береговой ракете «Шторм» – прямоточный РД-1А. Однако турбореактивный двигатель нужно включить и вывести на режим еще до старта ракеты, что было уместно на борту крейсера при подготовке к старту корабельной модификации «Кометы» – ракеты КСС, или на эсминце, готовящемся к пуску «Щуки». Но для деревянного катера с размерами, не намного превышающими габариты ракеты, сколько-нибудь длительная так называемая «предстартовая гонка» двигателя, очевидно, грозила пагубными последствиями. Напротив, прямоточный двигатель в принципе невозможно было запустить до старта ракеты и разгона до скорости не менее половины скорости звука. Как показал опыт создания «Шторма», для этого ракету требовалось оснастить вместо обычного стартовика намного более мощным стартово-разгонным двигателем, что привело бы к увеличению габаритов и массы сверх приемлемых величин.
Кроме того, при заданной относительно малой дальности не успевали проявиться в полной мере преимущества воздушно-реактивных двигателей, использующих кислород воздуха и, следовательно, не требующих размещения окислителя на борту ракеты. Таким образом, для новой ракеты вполне подходил запускаемый на любых скоростях ракетный двигатель.
Катер пр. 183Э ТКА-14, на котором проходила отработка ракет П-15.
В середине 1950-х гг. освоенные в СССР твердые топлива устойчиво горели только при высоких давлениях. Это определяло высокую скорость их горения. Практически все отечественные твердотопливные двигатели работали не более нескольких секунд, что было в десятки раз меньше требуемой продолжительности полета крылатой ракеты. Кроме того, эти двигатели были еще очень тяжелы и обладали низкой энергетикой.
К этому времени в СССР на зенитных и авиационных ракетах уже отработали жидкостные ракетные двигатели с уровнем тяг, близким к требуемому для катерной ракеты. Разумеется, условия эксплуатации П-15 исключали применение использовавшегося в первых баллистических ракетах криогенного жидкого кислорода, обеспечивающего наибольшую энергетику. Из высококипящих компонентов наиболее освоенными к тому времени были азотная кислота в сочетании с керосином или триэтиламинксилидином («тонкой», именуемым также ТГ-02). Последний самовоспламенялся при контакте с азотной кислотой, что обеспечивало надежный запуск и устойчивое функционирование двигателя.
Наибольший опыт создания двигателей на высококипящих компонентах топлива в то время накопил коллектив входившего в НИИ-88 ОКБ-2, руководимый Алексеем Михайловичем Исаевым, соратником Березняка по разработке ракетного перехватчика БИ.
Система подачи топлива была выбрана не сразу. Вначале разработки рассматривался двигатель С2.278 с вытеснительной подачей топлива. Подобная схема применялась на первых отечественных зенитных ракетах комплекса С-25, в оперативно-тактической баллистической ракете Р-11 (8А61), первой в семействе знаменитых «Скадов». Но на этих изделиях баки образовывали силовой корпус ракеты, который должен был обеспечивать достаточную прочность и жесткость для восприятия внешних нагрузок. Поэтому их дополнительное усиление, обусловленное воздействием необходимого для вытеснительной подачи высокого (несколько десятков атмосфер) внутреннего давления в баках, не слишком сказывалось на уровне весового совершенства конструкции ракеты. Однако Березняк принял для своей ракеты схему с вкладными баками. В этом сказались и самолетостроительные традиции, и опасение того, что еще со времен Петра I именовалось на флоте «неизбежной на море случайностью». Предполагалось, что в аварийной ситуации не повредит лишняя стенка наружного силового корпуса, прикрывающего баки с самовоспламеняющимися компонентами. Ведь даже простое разлитие кислоты из поврежденного бака на палубу катера имело бы намного более тяжкие последствия, чем на территории зенитной ракетной части. Но вкладные баки утяжелялись практически прямо пропорционально давлению и при его увеличении становились неподъемным для ракеты грузом. Поэтому пришлось отказаться от вытеснительной подачи, несмотря на все ее преимущества в части простоты, дешевизны и надежности.
В конечном счете ракета поступила на вооружение с оснащенным турбонасосным агрегатом двигателем С2.722В. Так как стартовик придавал ракете скорость, не превышающую 100 м/с, дальнейший разгон должен был обеспечить ЖРД, при работе на повышенном режиме развивающий тягу 1211 кг. По достижении скорости около 1150 км/ч тяга уменьшалась до значения 511 кг, примерно равного силе аэродинамического сопротивления на маршевом участке полета.
Исходя из опыта предыдущих разработок и умеренных требований по маневренности для П-15 была принята «самолетная» аэродинамическая схема. Однако, в отличие от ранее созданных и разрабатывавшихся в то время авиационных «самолетов-снарядов» (КС, К-ЮС, Х-20), на П-15 установили крыло так называемой «ромбовидной», а не стреловидной формы. Это определялось крайне жесткими ограничениями поперечного габарита. Ширина катера почти равнялась размаху стреловидного крыла ракеты КС. На катере же требовалось разместить побортно две пусковые установки, при том что между ними еще находилась и рубка. «Ромбовидные» крылья уже использовались на зенитных ракетах комплекса С-25, серийно выпускавшихся с 1953 г. В настоящее время такие крылья относят к трапециевидным, хотя они очень напоминают треугольные, отличаясь от них основательно срезанной законцовкой и обратной стреловидностью задней кромки. Ту же форму в плане имели киль и стабилизатор. Консоли последнего располагались под углом 30° к горизонту, способствуя обеспечению не только продольной, но и путевой устойчивости. Конструкторы сочли нецелесообразным наращивать высоту киля – это вело к увеличению габаритов пусковой установки, а применению подфюзеляжного киля мешал стартовый двигатель. Компоновка оказалась перспективной: три равномерно расположенные по окружности одинаковые хвостовые поверхности в дальнейшем идеально вписались во вновь созданную контейнерную пусковую установку. Органы управления располагались по обычной самолетной схеме – элероны на крыле, рули на киле и стабилизаторе.
Первоначально ракеты оснащались крыльями традиционной для авиации клепаной конструкции. В дальнейшем технологи дубнинского завода отработали намного более производительный процесс изготовления цельнолитого крыла методом выжимания. Новая конструкция крыла была запущена в производство и на серийном заводе в г. Арсеньеве. Конструкторы и технологи были награждены медалью ВДНХ.
В передней части фюзеляжа под радиопрозрачным обтекателем, выполненным из стеклотекстолита ACT с полистиролом ПС, располагалась антенна разработанной в КБ-1 под руководством Ивана Прокофьевича Кучеренко головки самонаведения (ГСН), основная аппаратура которой размещалась в следующим фюзеляжном отсеке. Далее последовательно располагались фугасно-кумулятивная боевая часть 4Г-15, шар-баллон сжатого воздуха, бак горючего из алюминиевого сплава, основные блоки аппаратуры автопилота, сферический бак окислителя из алюминиево-магниевого сплава. Сжатый воздух использовался для задействования пневматических рулевых машинок, а также в системе вытеснения компонентов топлива из баков.
Созданный под руководством главного конструктора Ивана Ивановича Картукова в ОКБ-2 завода №81 стартовый двигатель СПРД-30 был выполнен по обычной для тех лет схеме со вкладным зарядом баллиститного твердого топлива массой 149 кг, размещенным в стальной камере сгорания. Общая масса стартовика составляла 480 кг. Сопло было наклонено вниз относительно продольной оси двигателя, с тем чтобы вектор тяги проходил вблизи центра масс ракеты, что обеспечивало минимизацию обусловленного работой стартового двигателя возмущающего момента. Той же цели снижения возмущений, действующих при работе стартового двигателя, служило и крепление ускорителя на одном переднем и двух задних регулируемых узлах. Отделение стартовика происходило по окончании работы под действием веса и скоростного напора. Тяга двигателя находилась в диапазоне 28-30 т, время работы составляло около 1,5 с.