Первым пунктом Постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 4 июня 1958 г. №608-293, определившего направления очередных работ по ракетным и авиационным средствам ПВО, была задана разработка перевозимой зенитной ракетной системы С-200 со сроком представления опытного образца на совместные летные испытания в III кв. 1961 г.
Новая система должна была обеспечить перехват целей с эффективной поверхностью рассеяния (ЭПР), соответствующей фронтовому бомбардировщику Ил-28, летящих со скоростями до 3500 км/ч на высотах от 5 до 35 км, на удалении до 150 км. Аналогичные цели со скоростями до 2000 км/ч должны были поражаться на дальностях 180-200 км. Для высокоскоростных объектов с ЭПР, соответствующей истребителю МиГ-19 (близкой к крылатым ракетам «Блю Стил» и «Хаунд Дог»), рубеж перехвата устанавливался на удалении 80-100 км. Вероятность поражения целей должна была составлять 0,7-0,8 на всех рубежах. Таким образом, по уровню заданных тактико-технических характеристик создаваемая одноканальная перевозимая система, в основном, не уступала разрабатывавшейся в это же время стационарной системе «Даль».
В соответствии с Постановлением, к разработке зенитной ракетной системы дальнего действия были привлечены многие организации и предприятия страны. Были определены головные организации по системе в целом и по наземным радиотехническим средствам огневого комплекса - КБ-1 ГКРЭ, и по зенитной управляемой ракете, первое время имевшей обозначение В-200 - ОКБ-2 ГКАТ. Генеральными конструкторами системы в целом и ракеты были назначены, соответственно, А.А. Расплетин и П.Д. Грушин.
Кроме КБ-1. к работам по системе наведения привлекли ряд других предприятий и институтов. Разработчиком головки самонаведения ракеты был определен ЦНИИ-108 ГКРЭ (впоследствии ЦНИРТИ). НИИ-160 осуществлял работы по электровакуумным приборам, предназначенным для комплекса наведения и средств системы, НИИ-101 и НИИ-5 отвечали за сопряжение средств управления и огневых средств со средствами оповещения и целеуказання. ОКБ-567 и ЦНИИ-11 должны были обеспечить создание телеметрической аппаратуры и контрольно-измерительных средств для обеспечения испытаний.
Оценив объем работ и возможные сложности с «увязкой» работающих в замкнутом контуре управления аппаратуры ракеты и наземных средств наведения при их проектировании несколькими организациями, с января 1960 г. разработку аппаратуры самонаведения ракеты взяло на себя КБ-1, отстранив ЦНИИ-108, из которого в начале 1959 г. в КБ-1 была переведена лаборатория Б.Ф. Высоцкого, занимавшаяся также и разработкой самолетных РЛС. При общем руководстве А.А. Расплетина работами по системе в целом, главным конструктором по головке самонаведения (ГСН) назначили Б.Ф. Высоцкого, по автопилоту - П.М. Кириллова.
Образованную в СКБ лабораторию Б.Ф. Высоцкого для разработки антенны ГСН возглавили Е.Г. Зелкин и Е.Н. Егоров. Гиростабилизатор антенны создавался в СКБ П.М. Кириллова. Вопросы наведения ракеты на цель решались под руководством В.К. Крапивина и Ю.В. Афонина.
Для общей организации работ в КБ-1 были образованы ведущий тематический отдел по системе С-200 под руководством Б.В. Бункина, а позже - лаборатория по разработке радиолокатора подсвета целей под руководством К.С. Альперовича. Аппаратура управления пусковыми установками и находящимися на них ракетами создавалась в лаборатории под руководством А.Г. Басистова, на которую дополнительно возлагалось курирование работ по сопряжению ГСН и пусковой установки.
Задания на разработку силовой установки ракеты, части бортовых систем, заправочного оборудования после определения окончательного облика ракеты были сформированы ОКБ-2 ГКАТ и выданы соответствующим разработчикам. К созданию стартовых двигателей ЗУР было подключено КБ-2 завода №81, возглавляемое Главным конструктором И.И. Картуковым. Заряды для стартовых двигателей разрабатывал НИИ-130 (г. Пермь). Маршевый жидкостный ракетный двигатель и бортовой гидроэлектрический агрегат питания на конкурсной основе разрабатывали московское ОКБ-165 (Главный конструктор A.M. Люлька) совместно с ОКБ-1 (Главный конструктор Л.С.Душкин) и ленинградское ОКБ-466 (Главный конструктор А.С. Мевиус).
Радиовзрыватели и комбинированный взрыватель ракеты создавались НИИ-504 совместно с НИИ-48 и Государственным оптическим институтом (ГОИ. Ленинград). НИИ-22 проектировал предохранительно-исполнительный механизм (ПИМ), а работы по боевым частям велись НИИ-6 и ГСКБ-47. Одновременно задавалась разработка специальной боевой части ракеты, которая должна была вестись организацией соответствующего ведомства. Разработка стартовой автоматики задавалась ОКБ завода №476. Проблема разработки материалов и отработки технологии создания радиопрозрачного обтекателя ракеты была возложена на ВИАМ. ЛИИ должен был создать и развернуть систему полетных измерений с учетом имевшихся РЛС и кинотеодолитов на площадках «18», «21», «22», «35» полигона у озера Балхаш, а также обеспечить привлечение других средств траекторных измерений, уже развернутых в обеспечение испытаний, как системы «Даль», так и экспериментальной противоракетной системы ПРО «А».
Проектирование наземного оборудования стартовой и технической позиций было возложено на ленинградское ЦКБ-34 (будущее КБСМ ГКОТ). Заправочное оборудование, средства транспортировки и хранения компонентов топлива разрабатывались московским ГСКБ (будущее КБТХМ). На самых ранних этапах работ, исходя из принятых массогабаритных характеристик и конструктивных особенностей ракеты, было разработано техническое задание на проектирование пусковой установки, заряжающих и транспортных машин.
Более глубокая проработка КБ-1 заданной Постановлением 1958 г. системы С-200 показала, что технические решения предложенного в ней построения с применением комбинированной схемы наведения ракеты - с командным наведением и самонаведением на конечном участке слишком сложны для реализации в установленные сроки. В конце 1958 г. КБ-1 был разработан и представлен в отвечающее за зенитное ракетное вооружение 4-е Главное управление Министерства обороны не предусмотренный директивными документами аванпроект зенитной ракетной системы с построением в двух вариантах: одноканальная система С-200 с комбинированным наведением ракет с дальностью действия 150 км, заданная Постановлением 1958 г., с двумя типами ракет и пятиканальная система С-200А с когерентным радиолокатором непрерывного излучения и ракетами с полуактивными головками самонаведения с предстартовым захватом цели.
«Осенью уже было согласовано ТТЗ на систему С-200, - вспоминает ветеран 4 Главного Управления Министерства обороны Михаил Лазаревич Бородулил, - Заказчик ожидал эскизный проект системы. Однако в конце 1958 г. в 4 ГУ МО поступил не предусматривавшийся ранее аванпроект, состоящий из двух частей.
В первой части рассматривалась заданная постановлением 1958 г. одноканальная передвижная система с раздельным сопровождением цели и ракеты различными локаторами, аналогичная не продвинувшейся далее бумажной стадии системе С-175, но отличавшаяся применением не командного, а комбинированного метода наведения ракеты на цель. Вначале осуществлялось командное наведение, а на конечном этапе - полуактивное самонаведение. При этом захват цели головкой самонаведения производился с участием оператора. Для этого сигнал от цели с головки самонаведения передавался на землю.
Во второй части аванпроекта предлагалась совсем другая передвижная система большой дальности, названная системой С-200А и напоминающая английскую систему «Бладхаунд-2». В ней предусматривалось применять до пяти стрельбовых каналов, объединенных командным пунктом с радиолокатором уточнения обстановки и единой на комплекс цифровой вычислительной машиной. Для наведения ракет В-860 на цель предлагалось использовать только полуактивное самонаведение с захватом цели головкой самонаведения на пусковой установке до старта ракеты. Самонаведение ракеты производилось по энергетически выгодным траекториям. Подсвет цели в каждом канале предлагалось осуществлять специальным радиолокатором, использующим непрерывное монохроматическое или фазокодоманипулированное излучение. Для наведения на цель ракеты В-870, снаряженной специальным зарядом, предусматривалось применение командного метода, для чего в состав каждого пятиканального комплекса вводилась станция сопровождения специальной ракеты.
В заключении аванпроекта рекомендовалось перейти на разработку системы С-200А.
Предложенная система С-200А имела некоторое преимущество перед заданной С-200 - ее стрельбовый канал был проще, так как работал по принципу «выстрелил и забыл» (не требовал сопровождения ракеты и передачи на нее опорного сигнала для головки самонаведения). Однако предложенная система имела два существенных недостатка. Первый - это необходимость обеспечения малых углов укрытия для головок самонаведения, находящихся на пусковых установках, с целью обеспечения большой дальности стрельбы. А по режимным требованиям того времени система С-200 должна была размещаться скрытно: в лесистой местности, в складках рельефа и т.п. Обеспечить в таких условиях малые углы укрытия для стартовых позиций предлагаемой системы во всех направлениях было практически невозможно. Второй недостаток - увеличение площади, отчуждаемой под позицию системы С-200, что очень болезненно воспринималось Министерством обороны.
После рассмотрения аванпроекта 4 ГУ МО высказалось против предложенного варианта системы. Совещание в ВПК не дало результата. Вопрос обсуждался на Совете Обороны, где Главкома войск ПВО Маршала Советского Союза С.С. Бирюзова уговорили принять предложение головного разработчика системы. Вскоре вышло Постановление ЦК КПСС и Совмина СССР, уточняющее упомянутое выше Постановление 1958 г. в части построения системы. Обозначение системы С-200А потеряло букву «А», преобразовавшись в просто С-200. Было также предписано внести соответствующие уточнения в ранее утвержденное ТТЗ на систему С-200. При этом в ТТЗ были записаны высокие высотно-скоростные характеристики поражаемых целей, до настоящего времени не потерявшие своей актуальности.»
Предварительная проработка основ построения системы завершилась в мае 1959 г. Спустя без малого год после начала разработки конкретные этапы работ и их исполнители определились с выходом решения Комиссии по военно-промышленным вопросам №43 от 8 мая 1959 г., предусматривавшего выпуск эскизного проекта по основным элементам комплекса в 1959 г., а по техническому облику системы в целом - в начале I960 г. В первой половине 1961 г. предписывалось провести заводские испытания с тем, чтобы в заданный Постановлением срок - в III кв. 1961 г. начать совместные летные испытания. Десятый Государственный научно-исследовательский полигон (10 ГНИИП) МО в районе озера Балхаш следовало привести в готовность к проведению испытаний уже в августе I960 г.
Выбор направления дальнейшего проектирования системы С-200А был окончательно закреплен с принятием нового Постановления ЦК КПСС и СМ СССР от 4 июля 1959 г. №735338. Как уже отмечалось, за разработкой сохранялось «старое» обозначение С-200. Изменение общей схемы построения системы и ее основных характеристик нашло отражение в Постановлении и в откорректированном ТТЗ на систему. Так, скоростные цели должны были поражаться на дальности 90-100 км при ЭПР, соответствующей фронтовому бомбардировщику Ил-28, и на дальности 60-65 км при ЭПР, равной МиГ-17. С учетом поступления на вооружение капиталистических стран новых беспилотных средств воздушного нападения задавалась и дальность поражения целей с ЭПР, втрое меньшей истребителя МиГ-17 -40-50 км.
Наличие двух различных методов наведения (для ракеты с обычной боевой частью и для ракеты со специальной боевой частью) усложняло построение системы. Поэтому было принято совместное решение разработчиков системы и 4 ГУ МО об использовании самонаведения с момента старта и для ракеты со специальной боевой частью. Это позволило упростить систему, исключив из состава огневого комплекса станцию визирования спецракеты.
«Выпущенный в начале 1960 г. эскизный проект С-200, - вспоминает МЛ.Бородулин, - был рассмотрен 4 ГУ МО с привлечением заинтересованных военных организаций, а 2 НИИ МО была проведена военно-экономическая оценка предложенного варианта системы. Положительное заключение на эскизный проект было утверждено Главкомом Войск ПВО Бирюзовым. Заключение содержало ряд замечаний и предложений, в том числе по применению в радиолокаторе уточнения обстановки фазированной антенной решетки и по уменьшению отчуждаемой системой площади. Часть предложений были приняты разработчиками. В частности, было выпущено дополнение к эскизному проекту по радиолокатору с фазированной антенной решеткой.
Совместно с разработчиками 4 Главным управлением были выданы исходные данные для разработки типового проекта инженерного оборудования позиции системы. Разработчиком типового проекта был определен Ленинградский филиал ЦПИ-20 МО, главным инженером проекта - Виктор Филиппов.»
Эскизный проект на ракету В-860 был выпущен ОКБ-2 в конце декабря 1959 г. Безусловно, ее показатели по дальности поражения целей смотрелись заметно скромнее, чем характеристики уже поступившего на вооружение американского комплекса «Найк-Геркулес» или ЗУР «400» для «Дали». Но уже через несколько месяцев решением Комиссии по военно-промышленным вопросам от 12 сентября 19б0 г. №136 разработчикам поручили довести дальность поражения В-860 сверхзвуковых целей с ЭПР Ил-28 до 110-120 км, а дозвуковых - до 160-180 км с использованием «пассивного» участка движения ракеты по инерции после завершения работы ее маршевого двигателя.
При переходе к новому принципу построения системы С-200 наименование В-870 для исполнения ракеты со специальной боевой частью сохранилось, хотя она уже и не имела принципиальных отличий по схеме наведения от ракеты с обычным снаряжением. Разработка этой модификации проводилась в более поздние сроки в сравнении с В-860. Так, эскизный проект на ракету В-870 был выпущен только 20 декабря 1961 г. Ведущим конструктором обеих ракет был В.А. Федулов.
По результатам рассмотрения эскизного проекта, для дальнейшего проектирования была принята система, объединяющая огневой комплекс, ракеты и техническую позицию. В свою очередь, огневой комплекс включал:
• командный пункт (КП), осуществляющий управление боевыми действиями огневого комплекса;
• радиолокатор уточнения обстановки (РЛО);
• цифровую вычислительную машину;
• до пяти стрельбовых каналов.
Командный пункт системы предполагалось оснастить цифровой линией связи для обмена информацией с вышестоящим КП (для передачи целеуказаний, информации о состоянии ЗРК, координат сопровождаемых целей, сведений о результатах ведения боевых действий). На командный пункт замыкался радиолокатор уточнения обстановки, использовавшийся для определения точных координат цели при грубом целеуказании от внешних средств и единая на комплекс цифровая машина.
Дополнительно в командном пункте могли устанавливаться радиоприемники для получения грубой информации от радиотехнических войск, а также имелся планшет для нанесения этой информации.
Стрельбовый канал огневого комплекса включал в свой состав радиолокатор подсвета цели (РПЦ), стартовую позицию с шестью пусковыми установками, средства энергообеспечения, вспомогательные средства. Комплектация канала позволяла без перезаряжания пусковых установок производить последовательный обстрел трех воздушных целей с обеспечением одновременного самонаведения на каждую цель двух ракет.
Радиолокатор подсвета цели (РПЦ) 4,5-см диапазона включал антенный пост и аппаратную кабину и мог работать в режиме когерентного непрерывного излучения, чем достигался узкий спектр зондирующего сигнала, обеспечивались высокая помехоустойчивость и наибольшая дальность обнаружения цели. При этом достигалась простота исполнения и надежность работы ГСН. Однако в этом режиме не осуществлялось определение дальности до цели, необходимое для определения момента пуска ракеты, а также для построения оптимальной траектории наведения ракеты на цель. Поэтому РПЦ мог реализовать также и режим фазокодовой модуляции, несколько расширяющий спектр сигнала, но обеспечивающий получение дальности до цели. Для однозначного определения дальности до одиночной цели использовался режим нониуса.
В отличие от ранее созданных импульсных радиолокационных средств, обеспечивающих возможность работы на одну антенну за счет временного разнесения друг от друга режимов передачи и приема сигналов, при создании РПЦ непрерывного излучения потребовалось применение двух антенн, сопряженных, соответственно, с приемником и передатчиком станции. Антенны по форме приближались к тарельчатым, с обрезанными, наподобие четырехугольника, внешними сегментами, что обеспечивало некоторое уменьшение габаритов. Для исключения засветки приемной антенны мощным боковым излучением передатчика, две антенны радиолокатора подсвета цели разделялись специальным экраном. Радиолокатор подсвета цели формировал узкий «карандашный» луч. Так как он не мог осуществлять угловой поиск, требовалось обеспечить высокую точность целеуказания.
Отраженный от цели зондирующий сигнал радиолокатора подсвета цели принимался головкой самонаведения и сопряженным с ГСН полуактивным радиовзрывателем, работающим потому же отраженному от цели эхосигналу, что и ГСН. В комплекс радиотехнического бортового оборудования ракеты включался также контрольный ответчик. Для контроля за ракетой на всей траектории полета к цели применили линию связи «ракета-РПЦ» с бортовым передатчиком малой мощности на ракете и простейшим приемником с широкоугольной антенной на РПЦ, При отказе или неправильном функционировании ЗУР линия прекращала работу.
Техника стартовой позиции состояла из кабины подготовки и управления стартом ракет К-3, шести пусковых установок 5П72, каждая из которых могла комплектоваться двумя передвигающимися по специально проложенным коротким рельсовым путям автоматизированными заряжающими машинами 5Ю24, системы энергопитания. Применение заряжающих машин обеспечивало быструю, без длительной взаимной выставки со средствами заряжания, подачу на пусковые установки тяжелых ракет, слишком громоздких для проведения ручной перезарядки по типу комплексов С-75. Впрочем, предусматривалось и пополнение израсходованного боекомплекта доставкой ракет на пусковую установку из технического дивизиона автодорожными средствами - на транспортно-перегрузочной машине 5Т83. После этого, при благоприятной тактической обстановке, можно было перевести ракеты с пусковой установки на машины 5Ю24.
Техническое задание на разработку стартового комплекса и технической позиции, на которой должны были выполняться подготовка и хранение ракет, было выдано в 1959 г. Разработка средств стартовой позиции производилась КБ-4 (подразделением ленинградского ЦКБ-34) под руководством Б.Г Бочкова, а затем А.Ф. Уткина (брата известного конструктора стратегических баллистических ракет). Расчеты на прочность всех образцов техники выполнялись отделом Ю.Р. Волковысского.
Минский автозавод получил задание на приведение в соответствие выпускаемого им седельного тягача и полуприцепа к нему предъявляемым требованиям по нагрузкам на оси и седло, проходимости, тяговому усилию. «Гипроавиапром» осуществлял разработку вспомогательных транспортных и технологических тележек технической позиции. Ленинградский филиал ЦПИ-20 должен был разработать проекты инженерной подготовки как стартовой, так и технической позиций.
«Система строилась на новых технических принципах, - вспоминает МЛ.Бородулин, - ранее не знакомых разработчикам, и на их освоение требовалось время. Особенно сложным было создание головки самонаведения ракеты. Поэтому работа нe укладывалась в заданный срок. К тому же заданный срок предъявления системы на совместные испытания, установленный июньским Постановлением 1958 г, не был уточнен Постановлением 1959 г, что делало его заведомо нереальным. Руководство КБ-1 это понимало, но предпочитало так называемый «мобилизующий срок», чтобы ублажить заказчика и не расхолаживать смежников. С целью ускорения работ КБ-1 пошло по пути упрощения огневого комплекса. Как уже отмечалось, на стадии эскизного проектирования было исключено командное наведение ракеты со специальным зарядом, для нее приняли использование самонаведения Далее КБ-1 предложило прекратишь разработку радиолокатора уточнения обстановки. Напротив, 4 Главное управление Минобороны считало это недопустимым из-за крайне низких поисковых возможностей радиолокатора подсвета цели при отсутствии способных обеспечить ему необходимое точное целеуказание автоматизированных систем управления зенитными ракетными системами. Так как КБ-1 настаивало на своем предложении, по указанию Главкома для рассмотрения этого вопроса была создана комиссия под председательством командующего зенитными ракетными войсками ПВО генерала Константина Казакова, которая поддержала позицию 4 Главного управления. В это время для радиотехнических войск ПВО быпа задана стационарная секторная РЛС «Шпага». КБ-1 добилось того, что Постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР РЛС «Шпага» была включена в состав системы С-200 взамен радиолокатора уточнения обстановки. Однако при согласовании ТТЗ на эту РЛС по ультимативному требованию разработчиков радиолокационного поля страны ее использование в системе С-200 было исключено. Вопрос об обеспечении целеуказания системе С-200 остался открытым.
Для ускорения разработки системы КБ-1 решило исключить из состава системы также и разрабатываемую его собственными силами единую цифровую машину. Вместо нее быпо предложено включить в состав каждого РПЦ уже разработанную для авиации самолетную бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ) «Пламя-ВТ». При реализации предложения КБ-1 командный пункт системы лишался возможности производить автоматическое целераспределение между стрельбовыми каналами и решать ряд других задач по подготовке стрельбы. Однако, понимая, что создание силами КБ-1 единой ЦВМ существенно затянет разработку системы, 4 Главное управление согласилось с использованием БЦВМ «Пламя-ВТ» и стало содействовать решению этой задачи. С участием КБ-1 БЦВМ была доработана. Впоследствии все три ее модификации: «Пламя-К», «Пламя-КМ» и «Пламя-КВ» (в системе С-200В) хорошо показали себя в эксплуатации.»
Ракета В-860 в соответствии с представленным проектом была скомпонована по двухступенчатой схеме с пакетным расположением четырех твердотопливных ускорителей вокруг маршевой ступени с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД). Маршевая ступень ракеты выполнялась по нормальной аэродинамической схеме, обеспечивающей высокое аэродинамическое качество и в наибольшей мере отвечающей условиям полета на больших высотах. Для упрощения сопряжения с пусковой установкой балочного типа было принято Х-образное размещение крыльев и рулей.
На начальных стадиях проектирования зенитной управляемой ракеты в ОКБ-2 исследовалось несколько компоновочных схем, в том числе и с тандемным (последовательным) размещением ступеней, аналогично принятой в ракете комплекса С-75 и ранее реализованной в близкой по массогабаритным характеристикам противоракете В-1000.
В сравнении с тандемной схемой, использованная для ракеты В-860 пакетная компоновка с размещением ускорителей по бортам маршевой ступени обеспечивала значительное уменьшение длины ракеты. В результате упрощалось наземное оборудование, допускалось применение дорожной сети с меньшими радиусами поворотов, более рационально использовались объемы хранилищ для собранных ракет. Наряду с длиной уменьшался и экваториальный момент инерции ракеты, что снижало потребную мощность приводов наведения пусковой установки. Кроме того, меньший диаметр (около полуметра) единичного ускорителя -двигателя ПРД-81, в сравнении с рассматривавшимся в тандемной схеме ракеты моноблочным стартовым двигателем, позволял в перспективе реализовать конструктивную схему двигателя со скрепленным с корпусом зарядом из высокоэнергетического смесевого твердого топлива.
Для снижения сосредоточенных нагрузок, действующих на маршевую ступень ракеты, тяга стартовых ускорителей прикладывалась к массивному седьмому отсеку, сбрасываемому вместе с отработавшими стартовиками. Принятое размещение стартовых ускорителей, в сумме весивших больше, чем маршевая ступень, существенно сдвигало назад центр масс всей ракеты. В связи с этим, на ранних вариантах ракеты для обеспечения требуемой статической устойчивости на стартовом участке полета, позади каждого из рулей размещалось по крупногабаритному шестиугольному стабилизатору размахом 3348 мм, закрепленному на все том же сбрасываемом седьмом отсеке ракеты.
Разработка двухступенчатой зенитной ракеты большой дальности В-860 с использованием твердотопливных ускорителей и ЖРД в качестве маршевой двигательной установки была технически оправдана уровнем развития отечественной промышленности и науки конца 1950-х гг. Однако следует отметить, что на начальном этапе разработки С-200 параллельно с В-860 в ОКБ-2 рассматривался и полностью твердотопливный вариант ракеты, имевший обозначение В-861. В составе В-861 должно было также использоваться бортовое радиоэлектронное оборудование, полностью выполненное на базе полупроводниковых приборов и ферритовых элементов. В соответствии с директивными документами представление опытного образца В-861 на совместные испытания планировалось на 4-й квартал 1961 г.
Но довести до конца эту работу в то время не удалось. При этом, в первую очередь, сказалось отсутствие отечественного опыта создании больших твердотопливных ракет, соответствующей производственной базы, а также нехватка необходимых специалистов. В их отсутствие эти работы приходилось выполнять, опираясь в значительной степени на имевшуюся к тому времени информацию о применении твердых топлив для ракет различного назначения в США.
Основополагающее значение для развития отечественной твердотопливной ракетной техники приобрело то, что в конце 1950-х гг. по инициативе Д Ф.Устинова к реализации большой программы освоения в ракетах новых типов твердых топлив были подключены многие конструкторские бюро Государственного комитета по оборонной технике (ГКОТ) - ленинградское ЦКБ-7, пермское СКБ-172, свердловское ОКБ-9 и ряд других.
Впрочем, для создания твердотопливных ракетных двигателей с необходимыми характеристиками в те годы требовалось создать не только топлива с высокой энергетикой, но и новые металлические и неметаллические высокопрочные и теплостойкие материалы, технологические процессы их изготовления и соответствующую производственную базу Предстояло построить специальные испытательные стенды, оснащенные современными измерительными средствами и оборудованием для испытаний. Требовалось разработать новые системы управления ракетами, поскольку отработанные принципы управления ракетами с двигателем на жидком топливе совершенно не подходили для твердотопливных ракет, двигатели которых имели значительные разбросы тяговых характеристик, которые крайне сложно было устранять какими-либо регулирующими средствами. Требовалось, наконец, осуществить целый ряд основополагающих научно-исследовательских работ по теоретическим вопросам в области баллистики и динамики полета твердотопливных ракет, в области прочностных расчетов, материаловедения, программирования и вычислительной техники.
Таким образом, применение твердотопливных двигателей в отечественной ракетной технике в конце 1950-х гг. сдерживал целый комплекс многообразных причин. А если к тому же добавить классическое положение о том, что энергетические характеристики твердых топлив значительно ниже, чем жидких, то вполне понятно, почему в создававшихся тогда ракетах предпочтение, как правило, отдавалось жидкому топливу, а твердотопливным двигателям в лучшем случае отводилась роль ускорителей.
Одновременно с изучением возможности использования различных типов двигательных установок в процессе выбора основных технических решений по В-860 были также проведены работы по определению наиболее рациональных траекторий ее полета к цели. Исходя из принятых в качестве типовых траекторий и выбранных характеристик силовой установки ракеты, были определены режимы полета, что послужило дополнительным материалом для проведения оптимизации компоновочной и аэродинамической схемы ракеты, выбора размеров рулей и законов управления.
После сравнительного анализа возможных вариантов была выбрана нормальная аэродинамическая схема ракеты с расположением рулей позади крыла. Две пары крыльев очень малого удлинения крепились к относительно короткому корпусу. Корневая хорда крыльев составляла 2/3 длины ракеты. Впервые примененная в нашей стране на В-860, подобная аэродинамическая компоновка позволила получить практически линейные характеристики моментов аэродинамических сил в диапазоне от малых до больших значений углов атаки, значительно облегчить управление полетом, упростить формирование контура стабилизации и обеспечить достижение требуемой маневренности ракеты на больших высотах.
Широкий диапазон возможных условий полета - изменение скоростных напоров набегающего потока в десятки раз, скоростей полета от дозвуковой до почти в семь раз превосходящей скорость звука - все это затрудняло применение в качестве исполнительных органов управления полетом аэродинамических рулей с отдельным механизмом, регулирующим их эффективность в зависимости от параметров полета. Предложенные ОКБ-2 рули (точнее -рули-элероны) были трапециевидной формы и состояли из двух частей с торсионными связями, представляя собой маленький шедевр инженерной мысли. Хитроумная механическая конструкция при одном и том же значении отклонения корневой части руля обеспечивала автоматическое уменьшение угла поворота большей части руля по мере роста скоростного напора, что суживало диапазон величин действующих на ракету управляющих моментов.
В ранее отработанных радиолокационных головках самонаведения авиационных ракет для узкополосной фильтрации эхо-сигнала от цели использовался опорный сигнал, поступающий от РЛС самолета-носителя на так называемый «хвостовой канал» аппаратуры ракеты. Характерной особенностью ГСН ракеты В-860 стало применение для выработки опорного сигнала расположенного на ее борту автономного высокочастотного гетеродина. Выбор такой схемы был обусловлен применением в РПЦ комплекса С-200 режима фазокодовой модуляции. В процессе предстартовой подготовки осуществлялась точная подстройка бортового высокочастотного гетеродина ракеты под частоту сигнала данной РПЦ.
Для обеспечения безопасного размещения наземных элементов комплекса много внимания было уделено определению размеров зоны падения стартовых ускорителей, расцепка и отделение которых осуществлялись после окончания работы их двигателей, через 3¬4,5 с после старта. Размеры этой зоны существенно зависели от целого ряда факторов - разбросов во времени работы каждого из четырех ускорителей, скорости разгона ракеты, скорости ветра в момент старта и угла наклона траектории. С целью упрощения конструкции пусковой установки и уменьшения размеров зоны падения ускорителей угол старта ракеты был принят постоянным, равным 48 град.
Особое внимание при проектировании было обращено на принятие специальных мер по защите элементов конструкции ракеты от аэродинамического нагрева, возникающего в процессе длительного (более минуты) полета с гиперзвуковой скоростью. С этой целью наиболее нагреваемые в полете участки корпуса ракеты были покрыты теплозащитой.
В конструкции В-860 использовались в основном недефицитные материалы. Для придания элементам конструкции требуемых форм и размеров использовались наиболее высокопроизводительные производственные процессы - горячая и холодная штамповка, крупногабаритное тонкостенное литье изделий из магниевых сплавов, точное литье, различные виды сварок. Нашли применение на ракете различные виды пластмасс, а также титановые сплавы, использовавшиеся в конструкции крыльев и рулей.
Вскоре после выпуска эскизного проекта началась отработка радиопрозрачного обтекателя для головки самонаведения ракеты. Предъявляемые к нему сложные радиотехнические требования наряду с воздействием мощных тепловых потоков и значительных аэродинамических нагрузок определили большие трудности в его отработке. Для решения вопросов, связанных с разработкой и изготовлением исходных материалов, с выбором технологических процессов, изготовлением различного специального оборудования, контрольно-измерительной аппаратуры и специальных стендов для измерений радиотехнических характеристик обтекателя были привлечены ВИАМ, НИИАТ и многие другие организации.
далее
Новая система должна была обеспечить перехват целей с эффективной поверхностью рассеяния (ЭПР), соответствующей фронтовому бомбардировщику Ил-28, летящих со скоростями до 3500 км/ч на высотах от 5 до 35 км, на удалении до 150 км. Аналогичные цели со скоростями до 2000 км/ч должны были поражаться на дальностях 180-200 км. Для высокоскоростных объектов с ЭПР, соответствующей истребителю МиГ-19 (близкой к крылатым ракетам «Блю Стил» и «Хаунд Дог»), рубеж перехвата устанавливался на удалении 80-100 км. Вероятность поражения целей должна была составлять 0,7-0,8 на всех рубежах. Таким образом, по уровню заданных тактико-технических характеристик создаваемая одноканальная перевозимая система, в основном, не уступала разрабатывавшейся в это же время стационарной системе «Даль».
В соответствии с Постановлением, к разработке зенитной ракетной системы дальнего действия были привлечены многие организации и предприятия страны. Были определены головные организации по системе в целом и по наземным радиотехническим средствам огневого комплекса - КБ-1 ГКРЭ, и по зенитной управляемой ракете, первое время имевшей обозначение В-200 - ОКБ-2 ГКАТ. Генеральными конструкторами системы в целом и ракеты были назначены, соответственно, А.А. Расплетин и П.Д. Грушин.
Кроме КБ-1. к работам по системе наведения привлекли ряд других предприятий и институтов. Разработчиком головки самонаведения ракеты был определен ЦНИИ-108 ГКРЭ (впоследствии ЦНИРТИ). НИИ-160 осуществлял работы по электровакуумным приборам, предназначенным для комплекса наведения и средств системы, НИИ-101 и НИИ-5 отвечали за сопряжение средств управления и огневых средств со средствами оповещения и целеуказання. ОКБ-567 и ЦНИИ-11 должны были обеспечить создание телеметрической аппаратуры и контрольно-измерительных средств для обеспечения испытаний.
Оценив объем работ и возможные сложности с «увязкой» работающих в замкнутом контуре управления аппаратуры ракеты и наземных средств наведения при их проектировании несколькими организациями, с января 1960 г. разработку аппаратуры самонаведения ракеты взяло на себя КБ-1, отстранив ЦНИИ-108, из которого в начале 1959 г. в КБ-1 была переведена лаборатория Б.Ф. Высоцкого, занимавшаяся также и разработкой самолетных РЛС. При общем руководстве А.А. Расплетина работами по системе в целом, главным конструктором по головке самонаведения (ГСН) назначили Б.Ф. Высоцкого, по автопилоту - П.М. Кириллова.
Образованную в СКБ лабораторию Б.Ф. Высоцкого для разработки антенны ГСН возглавили Е.Г. Зелкин и Е.Н. Егоров. Гиростабилизатор антенны создавался в СКБ П.М. Кириллова. Вопросы наведения ракеты на цель решались под руководством В.К. Крапивина и Ю.В. Афонина.
Для общей организации работ в КБ-1 были образованы ведущий тематический отдел по системе С-200 под руководством Б.В. Бункина, а позже - лаборатория по разработке радиолокатора подсвета целей под руководством К.С. Альперовича. Аппаратура управления пусковыми установками и находящимися на них ракетами создавалась в лаборатории под руководством А.Г. Басистова, на которую дополнительно возлагалось курирование работ по сопряжению ГСН и пусковой установки.
Задания на разработку силовой установки ракеты, части бортовых систем, заправочного оборудования после определения окончательного облика ракеты были сформированы ОКБ-2 ГКАТ и выданы соответствующим разработчикам. К созданию стартовых двигателей ЗУР было подключено КБ-2 завода №81, возглавляемое Главным конструктором И.И. Картуковым. Заряды для стартовых двигателей разрабатывал НИИ-130 (г. Пермь). Маршевый жидкостный ракетный двигатель и бортовой гидроэлектрический агрегат питания на конкурсной основе разрабатывали московское ОКБ-165 (Главный конструктор A.M. Люлька) совместно с ОКБ-1 (Главный конструктор Л.С.Душкин) и ленинградское ОКБ-466 (Главный конструктор А.С. Мевиус).
Радиовзрыватели и комбинированный взрыватель ракеты создавались НИИ-504 совместно с НИИ-48 и Государственным оптическим институтом (ГОИ. Ленинград). НИИ-22 проектировал предохранительно-исполнительный механизм (ПИМ), а работы по боевым частям велись НИИ-6 и ГСКБ-47. Одновременно задавалась разработка специальной боевой части ракеты, которая должна была вестись организацией соответствующего ведомства. Разработка стартовой автоматики задавалась ОКБ завода №476. Проблема разработки материалов и отработки технологии создания радиопрозрачного обтекателя ракеты была возложена на ВИАМ. ЛИИ должен был создать и развернуть систему полетных измерений с учетом имевшихся РЛС и кинотеодолитов на площадках «18», «21», «22», «35» полигона у озера Балхаш, а также обеспечить привлечение других средств траекторных измерений, уже развернутых в обеспечение испытаний, как системы «Даль», так и экспериментальной противоракетной системы ПРО «А».
Проектирование наземного оборудования стартовой и технической позиций было возложено на ленинградское ЦКБ-34 (будущее КБСМ ГКОТ). Заправочное оборудование, средства транспортировки и хранения компонентов топлива разрабатывались московским ГСКБ (будущее КБТХМ). На самых ранних этапах работ, исходя из принятых массогабаритных характеристик и конструктивных особенностей ракеты, было разработано техническое задание на проектирование пусковой установки, заряжающих и транспортных машин.
Более глубокая проработка КБ-1 заданной Постановлением 1958 г. системы С-200 показала, что технические решения предложенного в ней построения с применением комбинированной схемы наведения ракеты - с командным наведением и самонаведением на конечном участке слишком сложны для реализации в установленные сроки. В конце 1958 г. КБ-1 был разработан и представлен в отвечающее за зенитное ракетное вооружение 4-е Главное управление Министерства обороны не предусмотренный директивными документами аванпроект зенитной ракетной системы с построением в двух вариантах: одноканальная система С-200 с комбинированным наведением ракет с дальностью действия 150 км, заданная Постановлением 1958 г., с двумя типами ракет и пятиканальная система С-200А с когерентным радиолокатором непрерывного излучения и ракетами с полуактивными головками самонаведения с предстартовым захватом цели.
«Осенью уже было согласовано ТТЗ на систему С-200, - вспоминает ветеран 4 Главного Управления Министерства обороны Михаил Лазаревич Бородулил, - Заказчик ожидал эскизный проект системы. Однако в конце 1958 г. в 4 ГУ МО поступил не предусматривавшийся ранее аванпроект, состоящий из двух частей.
В первой части рассматривалась заданная постановлением 1958 г. одноканальная передвижная система с раздельным сопровождением цели и ракеты различными локаторами, аналогичная не продвинувшейся далее бумажной стадии системе С-175, но отличавшаяся применением не командного, а комбинированного метода наведения ракеты на цель. Вначале осуществлялось командное наведение, а на конечном этапе - полуактивное самонаведение. При этом захват цели головкой самонаведения производился с участием оператора. Для этого сигнал от цели с головки самонаведения передавался на землю.
Во второй части аванпроекта предлагалась совсем другая передвижная система большой дальности, названная системой С-200А и напоминающая английскую систему «Бладхаунд-2». В ней предусматривалось применять до пяти стрельбовых каналов, объединенных командным пунктом с радиолокатором уточнения обстановки и единой на комплекс цифровой вычислительной машиной. Для наведения ракет В-860 на цель предлагалось использовать только полуактивное самонаведение с захватом цели головкой самонаведения на пусковой установке до старта ракеты. Самонаведение ракеты производилось по энергетически выгодным траекториям. Подсвет цели в каждом канале предлагалось осуществлять специальным радиолокатором, использующим непрерывное монохроматическое или фазокодоманипулированное излучение. Для наведения на цель ракеты В-870, снаряженной специальным зарядом, предусматривалось применение командного метода, для чего в состав каждого пятиканального комплекса вводилась станция сопровождения специальной ракеты.
В заключении аванпроекта рекомендовалось перейти на разработку системы С-200А.
Предложенная система С-200А имела некоторое преимущество перед заданной С-200 - ее стрельбовый канал был проще, так как работал по принципу «выстрелил и забыл» (не требовал сопровождения ракеты и передачи на нее опорного сигнала для головки самонаведения). Однако предложенная система имела два существенных недостатка. Первый - это необходимость обеспечения малых углов укрытия для головок самонаведения, находящихся на пусковых установках, с целью обеспечения большой дальности стрельбы. А по режимным требованиям того времени система С-200 должна была размещаться скрытно: в лесистой местности, в складках рельефа и т.п. Обеспечить в таких условиях малые углы укрытия для стартовых позиций предлагаемой системы во всех направлениях было практически невозможно. Второй недостаток - увеличение площади, отчуждаемой под позицию системы С-200, что очень болезненно воспринималось Министерством обороны.
После рассмотрения аванпроекта 4 ГУ МО высказалось против предложенного варианта системы. Совещание в ВПК не дало результата. Вопрос обсуждался на Совете Обороны, где Главкома войск ПВО Маршала Советского Союза С.С. Бирюзова уговорили принять предложение головного разработчика системы. Вскоре вышло Постановление ЦК КПСС и Совмина СССР, уточняющее упомянутое выше Постановление 1958 г. в части построения системы. Обозначение системы С-200А потеряло букву «А», преобразовавшись в просто С-200. Было также предписано внести соответствующие уточнения в ранее утвержденное ТТЗ на систему С-200. При этом в ТТЗ были записаны высокие высотно-скоростные характеристики поражаемых целей, до настоящего времени не потерявшие своей актуальности.»
Предварительная проработка основ построения системы завершилась в мае 1959 г. Спустя без малого год после начала разработки конкретные этапы работ и их исполнители определились с выходом решения Комиссии по военно-промышленным вопросам №43 от 8 мая 1959 г., предусматривавшего выпуск эскизного проекта по основным элементам комплекса в 1959 г., а по техническому облику системы в целом - в начале I960 г. В первой половине 1961 г. предписывалось провести заводские испытания с тем, чтобы в заданный Постановлением срок - в III кв. 1961 г. начать совместные летные испытания. Десятый Государственный научно-исследовательский полигон (10 ГНИИП) МО в районе озера Балхаш следовало привести в готовность к проведению испытаний уже в августе I960 г.
Выбор направления дальнейшего проектирования системы С-200А был окончательно закреплен с принятием нового Постановления ЦК КПСС и СМ СССР от 4 июля 1959 г. №735338. Как уже отмечалось, за разработкой сохранялось «старое» обозначение С-200. Изменение общей схемы построения системы и ее основных характеристик нашло отражение в Постановлении и в откорректированном ТТЗ на систему. Так, скоростные цели должны были поражаться на дальности 90-100 км при ЭПР, соответствующей фронтовому бомбардировщику Ил-28, и на дальности 60-65 км при ЭПР, равной МиГ-17. С учетом поступления на вооружение капиталистических стран новых беспилотных средств воздушного нападения задавалась и дальность поражения целей с ЭПР, втрое меньшей истребителя МиГ-17 -40-50 км.
Наличие двух различных методов наведения (для ракеты с обычной боевой частью и для ракеты со специальной боевой частью) усложняло построение системы. Поэтому было принято совместное решение разработчиков системы и 4 ГУ МО об использовании самонаведения с момента старта и для ракеты со специальной боевой частью. Это позволило упростить систему, исключив из состава огневого комплекса станцию визирования спецракеты.
«Выпущенный в начале 1960 г. эскизный проект С-200, - вспоминает МЛ.Бородулин, - был рассмотрен 4 ГУ МО с привлечением заинтересованных военных организаций, а 2 НИИ МО была проведена военно-экономическая оценка предложенного варианта системы. Положительное заключение на эскизный проект было утверждено Главкомом Войск ПВО Бирюзовым. Заключение содержало ряд замечаний и предложений, в том числе по применению в радиолокаторе уточнения обстановки фазированной антенной решетки и по уменьшению отчуждаемой системой площади. Часть предложений были приняты разработчиками. В частности, было выпущено дополнение к эскизному проекту по радиолокатору с фазированной антенной решеткой.
Совместно с разработчиками 4 Главным управлением были выданы исходные данные для разработки типового проекта инженерного оборудования позиции системы. Разработчиком типового проекта был определен Ленинградский филиал ЦПИ-20 МО, главным инженером проекта - Виктор Филиппов.»
Эскизный проект на ракету В-860 был выпущен ОКБ-2 в конце декабря 1959 г. Безусловно, ее показатели по дальности поражения целей смотрелись заметно скромнее, чем характеристики уже поступившего на вооружение американского комплекса «Найк-Геркулес» или ЗУР «400» для «Дали». Но уже через несколько месяцев решением Комиссии по военно-промышленным вопросам от 12 сентября 19б0 г. №136 разработчикам поручили довести дальность поражения В-860 сверхзвуковых целей с ЭПР Ил-28 до 110-120 км, а дозвуковых - до 160-180 км с использованием «пассивного» участка движения ракеты по инерции после завершения работы ее маршевого двигателя.
При переходе к новому принципу построения системы С-200 наименование В-870 для исполнения ракеты со специальной боевой частью сохранилось, хотя она уже и не имела принципиальных отличий по схеме наведения от ракеты с обычным снаряжением. Разработка этой модификации проводилась в более поздние сроки в сравнении с В-860. Так, эскизный проект на ракету В-870 был выпущен только 20 декабря 1961 г. Ведущим конструктором обеих ракет был В.А. Федулов.
По результатам рассмотрения эскизного проекта, для дальнейшего проектирования была принята система, объединяющая огневой комплекс, ракеты и техническую позицию. В свою очередь, огневой комплекс включал:
• командный пункт (КП), осуществляющий управление боевыми действиями огневого комплекса;
• радиолокатор уточнения обстановки (РЛО);
• цифровую вычислительную машину;
• до пяти стрельбовых каналов.
Командный пункт системы предполагалось оснастить цифровой линией связи для обмена информацией с вышестоящим КП (для передачи целеуказаний, информации о состоянии ЗРК, координат сопровождаемых целей, сведений о результатах ведения боевых действий). На командный пункт замыкался радиолокатор уточнения обстановки, использовавшийся для определения точных координат цели при грубом целеуказании от внешних средств и единая на комплекс цифровая машина.
Дополнительно в командном пункте могли устанавливаться радиоприемники для получения грубой информации от радиотехнических войск, а также имелся планшет для нанесения этой информации.
Стрельбовый канал огневого комплекса включал в свой состав радиолокатор подсвета цели (РПЦ), стартовую позицию с шестью пусковыми установками, средства энергообеспечения, вспомогательные средства. Комплектация канала позволяла без перезаряжания пусковых установок производить последовательный обстрел трех воздушных целей с обеспечением одновременного самонаведения на каждую цель двух ракет.
Радиолокатор подсвета цели (РПЦ) 4,5-см диапазона включал антенный пост и аппаратную кабину и мог работать в режиме когерентного непрерывного излучения, чем достигался узкий спектр зондирующего сигнала, обеспечивались высокая помехоустойчивость и наибольшая дальность обнаружения цели. При этом достигалась простота исполнения и надежность работы ГСН. Однако в этом режиме не осуществлялось определение дальности до цели, необходимое для определения момента пуска ракеты, а также для построения оптимальной траектории наведения ракеты на цель. Поэтому РПЦ мог реализовать также и режим фазокодовой модуляции, несколько расширяющий спектр сигнала, но обеспечивающий получение дальности до цели. Для однозначного определения дальности до одиночной цели использовался режим нониуса.
В отличие от ранее созданных импульсных радиолокационных средств, обеспечивающих возможность работы на одну антенну за счет временного разнесения друг от друга режимов передачи и приема сигналов, при создании РПЦ непрерывного излучения потребовалось применение двух антенн, сопряженных, соответственно, с приемником и передатчиком станции. Антенны по форме приближались к тарельчатым, с обрезанными, наподобие четырехугольника, внешними сегментами, что обеспечивало некоторое уменьшение габаритов. Для исключения засветки приемной антенны мощным боковым излучением передатчика, две антенны радиолокатора подсвета цели разделялись специальным экраном. Радиолокатор подсвета цели формировал узкий «карандашный» луч. Так как он не мог осуществлять угловой поиск, требовалось обеспечить высокую точность целеуказания.
Отраженный от цели зондирующий сигнал радиолокатора подсвета цели принимался головкой самонаведения и сопряженным с ГСН полуактивным радиовзрывателем, работающим потому же отраженному от цели эхосигналу, что и ГСН. В комплекс радиотехнического бортового оборудования ракеты включался также контрольный ответчик. Для контроля за ракетой на всей траектории полета к цели применили линию связи «ракета-РПЦ» с бортовым передатчиком малой мощности на ракете и простейшим приемником с широкоугольной антенной на РПЦ, При отказе или неправильном функционировании ЗУР линия прекращала работу.
Техника стартовой позиции состояла из кабины подготовки и управления стартом ракет К-3, шести пусковых установок 5П72, каждая из которых могла комплектоваться двумя передвигающимися по специально проложенным коротким рельсовым путям автоматизированными заряжающими машинами 5Ю24, системы энергопитания. Применение заряжающих машин обеспечивало быструю, без длительной взаимной выставки со средствами заряжания, подачу на пусковые установки тяжелых ракет, слишком громоздких для проведения ручной перезарядки по типу комплексов С-75. Впрочем, предусматривалось и пополнение израсходованного боекомплекта доставкой ракет на пусковую установку из технического дивизиона автодорожными средствами - на транспортно-перегрузочной машине 5Т83. После этого, при благоприятной тактической обстановке, можно было перевести ракеты с пусковой установки на машины 5Ю24.
Техническое задание на разработку стартового комплекса и технической позиции, на которой должны были выполняться подготовка и хранение ракет, было выдано в 1959 г. Разработка средств стартовой позиции производилась КБ-4 (подразделением ленинградского ЦКБ-34) под руководством Б.Г Бочкова, а затем А.Ф. Уткина (брата известного конструктора стратегических баллистических ракет). Расчеты на прочность всех образцов техники выполнялись отделом Ю.Р. Волковысского.
Минский автозавод получил задание на приведение в соответствие выпускаемого им седельного тягача и полуприцепа к нему предъявляемым требованиям по нагрузкам на оси и седло, проходимости, тяговому усилию. «Гипроавиапром» осуществлял разработку вспомогательных транспортных и технологических тележек технической позиции. Ленинградский филиал ЦПИ-20 должен был разработать проекты инженерной подготовки как стартовой, так и технической позиций.
«Система строилась на новых технических принципах, - вспоминает МЛ.Бородулин, - ранее не знакомых разработчикам, и на их освоение требовалось время. Особенно сложным было создание головки самонаведения ракеты. Поэтому работа нe укладывалась в заданный срок. К тому же заданный срок предъявления системы на совместные испытания, установленный июньским Постановлением 1958 г, не был уточнен Постановлением 1959 г, что делало его заведомо нереальным. Руководство КБ-1 это понимало, но предпочитало так называемый «мобилизующий срок», чтобы ублажить заказчика и не расхолаживать смежников. С целью ускорения работ КБ-1 пошло по пути упрощения огневого комплекса. Как уже отмечалось, на стадии эскизного проектирования было исключено командное наведение ракеты со специальным зарядом, для нее приняли использование самонаведения Далее КБ-1 предложило прекратишь разработку радиолокатора уточнения обстановки. Напротив, 4 Главное управление Минобороны считало это недопустимым из-за крайне низких поисковых возможностей радиолокатора подсвета цели при отсутствии способных обеспечить ему необходимое точное целеуказание автоматизированных систем управления зенитными ракетными системами. Так как КБ-1 настаивало на своем предложении, по указанию Главкома для рассмотрения этого вопроса была создана комиссия под председательством командующего зенитными ракетными войсками ПВО генерала Константина Казакова, которая поддержала позицию 4 Главного управления. В это время для радиотехнических войск ПВО быпа задана стационарная секторная РЛС «Шпага». КБ-1 добилось того, что Постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР РЛС «Шпага» была включена в состав системы С-200 взамен радиолокатора уточнения обстановки. Однако при согласовании ТТЗ на эту РЛС по ультимативному требованию разработчиков радиолокационного поля страны ее использование в системе С-200 было исключено. Вопрос об обеспечении целеуказания системе С-200 остался открытым.
Для ускорения разработки системы КБ-1 решило исключить из состава системы также и разрабатываемую его собственными силами единую цифровую машину. Вместо нее быпо предложено включить в состав каждого РПЦ уже разработанную для авиации самолетную бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ) «Пламя-ВТ». При реализации предложения КБ-1 командный пункт системы лишался возможности производить автоматическое целераспределение между стрельбовыми каналами и решать ряд других задач по подготовке стрельбы. Однако, понимая, что создание силами КБ-1 единой ЦВМ существенно затянет разработку системы, 4 Главное управление согласилось с использованием БЦВМ «Пламя-ВТ» и стало содействовать решению этой задачи. С участием КБ-1 БЦВМ была доработана. Впоследствии все три ее модификации: «Пламя-К», «Пламя-КМ» и «Пламя-КВ» (в системе С-200В) хорошо показали себя в эксплуатации.»
Ракета В-860 в соответствии с представленным проектом была скомпонована по двухступенчатой схеме с пакетным расположением четырех твердотопливных ускорителей вокруг маршевой ступени с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД). Маршевая ступень ракеты выполнялась по нормальной аэродинамической схеме, обеспечивающей высокое аэродинамическое качество и в наибольшей мере отвечающей условиям полета на больших высотах. Для упрощения сопряжения с пусковой установкой балочного типа было принято Х-образное размещение крыльев и рулей.
На начальных стадиях проектирования зенитной управляемой ракеты в ОКБ-2 исследовалось несколько компоновочных схем, в том числе и с тандемным (последовательным) размещением ступеней, аналогично принятой в ракете комплекса С-75 и ранее реализованной в близкой по массогабаритным характеристикам противоракете В-1000.
В сравнении с тандемной схемой, использованная для ракеты В-860 пакетная компоновка с размещением ускорителей по бортам маршевой ступени обеспечивала значительное уменьшение длины ракеты. В результате упрощалось наземное оборудование, допускалось применение дорожной сети с меньшими радиусами поворотов, более рационально использовались объемы хранилищ для собранных ракет. Наряду с длиной уменьшался и экваториальный момент инерции ракеты, что снижало потребную мощность приводов наведения пусковой установки. Кроме того, меньший диаметр (около полуметра) единичного ускорителя -двигателя ПРД-81, в сравнении с рассматривавшимся в тандемной схеме ракеты моноблочным стартовым двигателем, позволял в перспективе реализовать конструктивную схему двигателя со скрепленным с корпусом зарядом из высокоэнергетического смесевого твердого топлива.
Для снижения сосредоточенных нагрузок, действующих на маршевую ступень ракеты, тяга стартовых ускорителей прикладывалась к массивному седьмому отсеку, сбрасываемому вместе с отработавшими стартовиками. Принятое размещение стартовых ускорителей, в сумме весивших больше, чем маршевая ступень, существенно сдвигало назад центр масс всей ракеты. В связи с этим, на ранних вариантах ракеты для обеспечения требуемой статической устойчивости на стартовом участке полета, позади каждого из рулей размещалось по крупногабаритному шестиугольному стабилизатору размахом 3348 мм, закрепленному на все том же сбрасываемом седьмом отсеке ракеты.
Разработка двухступенчатой зенитной ракеты большой дальности В-860 с использованием твердотопливных ускорителей и ЖРД в качестве маршевой двигательной установки была технически оправдана уровнем развития отечественной промышленности и науки конца 1950-х гг. Однако следует отметить, что на начальном этапе разработки С-200 параллельно с В-860 в ОКБ-2 рассматривался и полностью твердотопливный вариант ракеты, имевший обозначение В-861. В составе В-861 должно было также использоваться бортовое радиоэлектронное оборудование, полностью выполненное на базе полупроводниковых приборов и ферритовых элементов. В соответствии с директивными документами представление опытного образца В-861 на совместные испытания планировалось на 4-й квартал 1961 г.
Но довести до конца эту работу в то время не удалось. При этом, в первую очередь, сказалось отсутствие отечественного опыта создании больших твердотопливных ракет, соответствующей производственной базы, а также нехватка необходимых специалистов. В их отсутствие эти работы приходилось выполнять, опираясь в значительной степени на имевшуюся к тому времени информацию о применении твердых топлив для ракет различного назначения в США.
Основополагающее значение для развития отечественной твердотопливной ракетной техники приобрело то, что в конце 1950-х гг. по инициативе Д Ф.Устинова к реализации большой программы освоения в ракетах новых типов твердых топлив были подключены многие конструкторские бюро Государственного комитета по оборонной технике (ГКОТ) - ленинградское ЦКБ-7, пермское СКБ-172, свердловское ОКБ-9 и ряд других.
Впрочем, для создания твердотопливных ракетных двигателей с необходимыми характеристиками в те годы требовалось создать не только топлива с высокой энергетикой, но и новые металлические и неметаллические высокопрочные и теплостойкие материалы, технологические процессы их изготовления и соответствующую производственную базу Предстояло построить специальные испытательные стенды, оснащенные современными измерительными средствами и оборудованием для испытаний. Требовалось разработать новые системы управления ракетами, поскольку отработанные принципы управления ракетами с двигателем на жидком топливе совершенно не подходили для твердотопливных ракет, двигатели которых имели значительные разбросы тяговых характеристик, которые крайне сложно было устранять какими-либо регулирующими средствами. Требовалось, наконец, осуществить целый ряд основополагающих научно-исследовательских работ по теоретическим вопросам в области баллистики и динамики полета твердотопливных ракет, в области прочностных расчетов, материаловедения, программирования и вычислительной техники.
Таким образом, применение твердотопливных двигателей в отечественной ракетной технике в конце 1950-х гг. сдерживал целый комплекс многообразных причин. А если к тому же добавить классическое положение о том, что энергетические характеристики твердых топлив значительно ниже, чем жидких, то вполне понятно, почему в создававшихся тогда ракетах предпочтение, как правило, отдавалось жидкому топливу, а твердотопливным двигателям в лучшем случае отводилась роль ускорителей.
Одновременно с изучением возможности использования различных типов двигательных установок в процессе выбора основных технических решений по В-860 были также проведены работы по определению наиболее рациональных траекторий ее полета к цели. Исходя из принятых в качестве типовых траекторий и выбранных характеристик силовой установки ракеты, были определены режимы полета, что послужило дополнительным материалом для проведения оптимизации компоновочной и аэродинамической схемы ракеты, выбора размеров рулей и законов управления.
После сравнительного анализа возможных вариантов была выбрана нормальная аэродинамическая схема ракеты с расположением рулей позади крыла. Две пары крыльев очень малого удлинения крепились к относительно короткому корпусу. Корневая хорда крыльев составляла 2/3 длины ракеты. Впервые примененная в нашей стране на В-860, подобная аэродинамическая компоновка позволила получить практически линейные характеристики моментов аэродинамических сил в диапазоне от малых до больших значений углов атаки, значительно облегчить управление полетом, упростить формирование контура стабилизации и обеспечить достижение требуемой маневренности ракеты на больших высотах.
Широкий диапазон возможных условий полета - изменение скоростных напоров набегающего потока в десятки раз, скоростей полета от дозвуковой до почти в семь раз превосходящей скорость звука - все это затрудняло применение в качестве исполнительных органов управления полетом аэродинамических рулей с отдельным механизмом, регулирующим их эффективность в зависимости от параметров полета. Предложенные ОКБ-2 рули (точнее -рули-элероны) были трапециевидной формы и состояли из двух частей с торсионными связями, представляя собой маленький шедевр инженерной мысли. Хитроумная механическая конструкция при одном и том же значении отклонения корневой части руля обеспечивала автоматическое уменьшение угла поворота большей части руля по мере роста скоростного напора, что суживало диапазон величин действующих на ракету управляющих моментов.
В ранее отработанных радиолокационных головках самонаведения авиационных ракет для узкополосной фильтрации эхо-сигнала от цели использовался опорный сигнал, поступающий от РЛС самолета-носителя на так называемый «хвостовой канал» аппаратуры ракеты. Характерной особенностью ГСН ракеты В-860 стало применение для выработки опорного сигнала расположенного на ее борту автономного высокочастотного гетеродина. Выбор такой схемы был обусловлен применением в РПЦ комплекса С-200 режима фазокодовой модуляции. В процессе предстартовой подготовки осуществлялась точная подстройка бортового высокочастотного гетеродина ракеты под частоту сигнала данной РПЦ.
Для обеспечения безопасного размещения наземных элементов комплекса много внимания было уделено определению размеров зоны падения стартовых ускорителей, расцепка и отделение которых осуществлялись после окончания работы их двигателей, через 3¬4,5 с после старта. Размеры этой зоны существенно зависели от целого ряда факторов - разбросов во времени работы каждого из четырех ускорителей, скорости разгона ракеты, скорости ветра в момент старта и угла наклона траектории. С целью упрощения конструкции пусковой установки и уменьшения размеров зоны падения ускорителей угол старта ракеты был принят постоянным, равным 48 град.
Особое внимание при проектировании было обращено на принятие специальных мер по защите элементов конструкции ракеты от аэродинамического нагрева, возникающего в процессе длительного (более минуты) полета с гиперзвуковой скоростью. С этой целью наиболее нагреваемые в полете участки корпуса ракеты были покрыты теплозащитой.
В конструкции В-860 использовались в основном недефицитные материалы. Для придания элементам конструкции требуемых форм и размеров использовались наиболее высокопроизводительные производственные процессы - горячая и холодная штамповка, крупногабаритное тонкостенное литье изделий из магниевых сплавов, точное литье, различные виды сварок. Нашли применение на ракете различные виды пластмасс, а также титановые сплавы, использовавшиеся в конструкции крыльев и рулей.
Вскоре после выпуска эскизного проекта началась отработка радиопрозрачного обтекателя для головки самонаведения ракеты. Предъявляемые к нему сложные радиотехнические требования наряду с воздействием мощных тепловых потоков и значительных аэродинамических нагрузок определили большие трудности в его отработке. Для решения вопросов, связанных с разработкой и изготовлением исходных материалов, с выбором технологических процессов, изготовлением различного специального оборудования, контрольно-измерительной аппаратуры и специальных стендов для измерений радиотехнических характеристик обтекателя были привлечены ВИАМ, НИИАТ и многие другие организации.
далее
