В течение 1954 г. в ОКБ-2 рассмотрели все возможные варианты развития ШМ и пути их реализации. Неожиданным катализатором расширения и интенсификации этих работ стала информация о поступлении на вооружение американских истребителей управляемых ракет А1М-4 «Фолкон» и начале широкомасштабных работ в США по авиационным ракетам других типов, на основании которой советское правительство в самом конце года приняло постановление об ускоренном развертывании соответствующих разработок в СССР.
К этому времени уже были сформулированы основные предпосылки повышения характеристик ШМ. Они предусматривали увеличение в полтора раза площади крыльев, улучшение характеристик устойчивости ракеты, увеличение топливного заряда и запасов сжатого газа для рулевых приводов, применение более мощной боевой части. Эти изменения представили в эскизном проекте ракеты К-5М, подготовленном в марте 1955 г.
Внешне новая ракета отличалась от своей предшественницы лишь увеличенными размерами крыльев и формой носовой части, где устанавливался радиовзрыватель. Тем не менее боевые возможности ракеты существенно возросли. Так, радиус действия боевой части ракеты, обладавшей направленным осколочно-фугасным действием, увеличился в полтора раза. Сама ракета получила возможность совершения маневров с перегрузками, вдвое превышающими перегрузки ШМ, — до 18 единиц. Взамен твердотопливного двигателя 5Г-Ш-1 использовали 9А207 с увеличенным топливным зарядом. При практически прежнем наружном диаметре (182 мм вместо 180 мм) длина пороховой шашки возросла с 447 до 501 мм, что при сохранении диаметра внутреннего канала (25 мм) увеличило вес заряда с 17,4 до 20,1 кг. Скорость возросла до 1620 м/с, дальность - с 3 до 5,2 км. На ракете применили новый радиовзрыватель АР-45 без характерной для исходной ракеты кольцевой антенны.
К-5М представили на испытания весьма оперативно: уже весной 1956 г. состоялись ее первые пуски с истребителя МиГ-19 №59210108. Носитель, самолет СМ-2М с двумя пусковыми установками АПУ-4, не оснащался РЛС и предназначался для пусков только автономных ракет без радиокомандной аппаратуры. Позднее к испытаниям подключили перехватчик МиГ -19ПМ (СМ-7М) с радиолокатором РП-2У. Два самолета переоборудовали на горьковском заводе №21, оснастив их четырьмя пусковыми установками.
При испытаниях перехватчика на высотах более 5 км, при пусках ракет стали отказывать двигатели. Столкновение с этим явлением, конечно, не стало неожиданностью. Первопричиной его было попадание пороховых газов от ракеты в двигатель самолета и изменение, в результате, режима его работы: пороховые газы искажали установившееся течение воздуха и изменяли состав горючей смеси в камере сгорания. Сложность этого явления заключалась в том, что оно заметно проявлялось лишь при взаимодействии целого комплекса причин — конструктивных особенностей двигательной установки, характеристик ракеты, условий полета — и предсказанию практически не поддавалось.
Наиболее интенсивные работы в этом направлении велись в те годы в НИИ-2 и ЦИАМ. Еще в первой половине 1950-х гг. здесь занялись изучением различных факторов, влияющих на это явление. Учитывая всю его многоплановость, в 1953 г. сформировали специальную координационную комиссию. Обобщение полученных результатов испытаний и исследований позволило наметить и меры по устранению этого явления. Интересно, что во время запусков ШМ с МиГ-17 это явление не отмечалось: двигатель с центробежным компрессором ВК-1Ф, установленный на дозвуковом истребителе, оказался малочувствительным к попаданию газов от ракетного двигателя, равно как и к стрельбе из авиационных пушек. Двигатель с осевым компрессором РД-9Б на сверхзвуковом МиГ -19 подобной «добродетелью» не отличался. Имея значительно меньшие запасы по устойчивости, он преподнес множество неприятных сюрпризов, для борьбы с которыми пришлось применять самые неординарные меры.
Еще в 1954 г. для применения РС-1У на базе МиГ-19 разработали проект самолета-носителя СМ-7А с РЛС «Изумруд-2» и оптическим прицелом АСП-5НВ с четырьмя подкрыльевыми пусковыми установками АПУ-3. По результатам рассмотрения этого проекта было принято решение об окончательной переориентации на К-5М и соответствующие средства ее наведения. Эскизный проект оснащенного радиолокатором «Изумруд-2» самолета СМ-7М с размещением ракет К-5М («изделие И») на четырех АПУ-4 утвердили 7 января 1955 г. Еще через год второй прототип всепогодного перехватчика с цельноповоротным стабилизатором СМ-7/2 доработали в ракетоносец СМ-7/2М, испытания которого провели в октябре 1957 г. Уже в 1957 г. на заводе в Горьком выпустили семь таких машин («тип 65») с радиолокаторами РП-2У, затем началась их массовая постройка.
Большую часть государственных испытаний ракетоносного перехватчика МиГ-19 провел летчик-испытатель Степан Микоян. Полеты с ракетами К-5М начались 14 октября 1957 г. и продолжались десять дней. В результате была получена положительная оценка новой системы вооружения и принято решение о запуске ее в серийное производство. Кроме того, в июле-августе 1957 г. на МиГ-19 №59210406 и №59210103 провели заводские летные испытания системы КС, регулирующей работудвигателя и предотвращающей его остановку при пуске ракет.
После принятия системы на вооружение по постановлению от 28 ноября 1957 г. она получила обозначение С-2-У, ракета — РС-2У. На горьковском заводе №21 носитель запустили в серию под обозначением МиГ-19ПМ («изделие 65»), выпустив 369 самолетов с 1956 по 1960 г. Таким образом, ракетоносцы составили пятую часть от без малого 1900 построенных МиГ-19. В свою очередь, в 1957-1959 гг. было собрано и большое количество ракет РС-2У.
К сожалению, надежность радиоэлектронного оборудования МиГ-19ПМ оказалась еще ниже, чем у его предшественника — «пушечного» МиГ-19П. Значительно ухудшились и летные характеристики. Так, максимальная скорость едва превышала звуковую: большое сопротивление пилонов с ракетами снизило ее с 1452 до 1250 км/ч. В сочетании с частыми отказами системы управления (прежде всего радиолокатора «Изумруд-2М») и отсутствием артиллерийского вооружения это еще больше испортило репутацию самолета. Лишь к концу периода эксплуатации МиГ-19ПМ удалось добиться приемлемых характеристик надежности аппаратуры.
С выпуском К-5М работы по дальнейшей модернизации ШМ в ОКБ-2 не завершились. В марте 1956 г. выпустили эскизный проект по еще одной модификации — К-5С. Базируясь на уже имевшихся результатах пусков, на этом варианте предлагалось радикально решить проблему относительно невысокой эффективности ракет этой системы вооружения. Как отмечал в своих воспоминаниях, написанных в 1980-е гг., генерал-полковник Ю.В. Вотинцев, «эффективность поражения целей ракетами РС-2УС составляла всего лишь 0,6—0,7».
Действительно, при испытаниях на земле осколки боевых частей этих ракет с пятиметрового расстояния пробивали броневой лист толщиной 10-12 мм. Но это лишь свидетельствовало об уровне поражающего действия собственно боевых частей. Как неоднократно показывали результаты испытательных пусков, ракеты далеко не всегда оказывались на таких расстояниях от цели. Для самолетов, представлявших собой многотонные и многометровые объекты, далеко не каждое попадание осколков ракеты могло оказаться смертельным.
Решение, принятое в ОКБ-2 в начале 1956 г., выглядело действительно радикальным: значительно увеличить массу боевой части ракеты при соответствующей доработке двигателя. По всем расчетам выходило, что эффективность такой «подросшей» ракеты РС-2У значительно повысится даже при сохранении неизменной величины промаха. На К-5С планировалось установить и более совершенный радиовзрыватель, аналогичный разрабатываемому в то же время для ракеты К-6. По расчетам, для поражения тяжелого бомбардировщика достаточно было всего двух ракет, а не четырех, как это требовалось при использовании РС-2У. Стоимость же каждой К-5С лишь ненамного превышала стоимость РС-2У, а значит, затраты на решение боевой задачи снижались почти вдвое.
Но К-5С не состоялась. Сначала не хватило возможностей истребителей-перехватчиков: вдвое более тяжелые ракеты потребовали и более мощных узлов подвески, укрепления крыльев. Позже, по мере приближения летных испытаний К-6, первоначальный интерес к этой работе окончательно угас.
Дальность пусков в ЗПС - 1,95-5,2 км
Высота полета целей - 0,7-16 км
Скорость целей - до 1600 км/ч
Масса ракеты - 82,6 кг
Масса боевой части - 13 кг
Длина ракеты - 2,45 м
Диаметр ракеты - 0,2 м
Размах крыла (с трассерами) - 0,65 м
Источник: Техника и Вооружение №9 2005 г.
К этому времени уже были сформулированы основные предпосылки повышения характеристик ШМ. Они предусматривали увеличение в полтора раза площади крыльев, улучшение характеристик устойчивости ракеты, увеличение топливного заряда и запасов сжатого газа для рулевых приводов, применение более мощной боевой части. Эти изменения представили в эскизном проекте ракеты К-5М, подготовленном в марте 1955 г.
Внешне новая ракета отличалась от своей предшественницы лишь увеличенными размерами крыльев и формой носовой части, где устанавливался радиовзрыватель. Тем не менее боевые возможности ракеты существенно возросли. Так, радиус действия боевой части ракеты, обладавшей направленным осколочно-фугасным действием, увеличился в полтора раза. Сама ракета получила возможность совершения маневров с перегрузками, вдвое превышающими перегрузки ШМ, — до 18 единиц. Взамен твердотопливного двигателя 5Г-Ш-1 использовали 9А207 с увеличенным топливным зарядом. При практически прежнем наружном диаметре (182 мм вместо 180 мм) длина пороховой шашки возросла с 447 до 501 мм, что при сохранении диаметра внутреннего канала (25 мм) увеличило вес заряда с 17,4 до 20,1 кг. Скорость возросла до 1620 м/с, дальность - с 3 до 5,2 км. На ракете применили новый радиовзрыватель АР-45 без характерной для исходной ракеты кольцевой антенны.
К-5М представили на испытания весьма оперативно: уже весной 1956 г. состоялись ее первые пуски с истребителя МиГ-19 №59210108. Носитель, самолет СМ-2М с двумя пусковыми установками АПУ-4, не оснащался РЛС и предназначался для пусков только автономных ракет без радиокомандной аппаратуры. Позднее к испытаниям подключили перехватчик МиГ -19ПМ (СМ-7М) с радиолокатором РП-2У. Два самолета переоборудовали на горьковском заводе №21, оснастив их четырьмя пусковыми установками.
При испытаниях перехватчика на высотах более 5 км, при пусках ракет стали отказывать двигатели. Столкновение с этим явлением, конечно, не стало неожиданностью. Первопричиной его было попадание пороховых газов от ракеты в двигатель самолета и изменение, в результате, режима его работы: пороховые газы искажали установившееся течение воздуха и изменяли состав горючей смеси в камере сгорания. Сложность этого явления заключалась в том, что оно заметно проявлялось лишь при взаимодействии целого комплекса причин — конструктивных особенностей двигательной установки, характеристик ракеты, условий полета — и предсказанию практически не поддавалось.
Наиболее интенсивные работы в этом направлении велись в те годы в НИИ-2 и ЦИАМ. Еще в первой половине 1950-х гг. здесь занялись изучением различных факторов, влияющих на это явление. Учитывая всю его многоплановость, в 1953 г. сформировали специальную координационную комиссию. Обобщение полученных результатов испытаний и исследований позволило наметить и меры по устранению этого явления. Интересно, что во время запусков ШМ с МиГ-17 это явление не отмечалось: двигатель с центробежным компрессором ВК-1Ф, установленный на дозвуковом истребителе, оказался малочувствительным к попаданию газов от ракетного двигателя, равно как и к стрельбе из авиационных пушек. Двигатель с осевым компрессором РД-9Б на сверхзвуковом МиГ -19 подобной «добродетелью» не отличался. Имея значительно меньшие запасы по устойчивости, он преподнес множество неприятных сюрпризов, для борьбы с которыми пришлось применять самые неординарные меры.
Еще в 1954 г. для применения РС-1У на базе МиГ-19 разработали проект самолета-носителя СМ-7А с РЛС «Изумруд-2» и оптическим прицелом АСП-5НВ с четырьмя подкрыльевыми пусковыми установками АПУ-3. По результатам рассмотрения этого проекта было принято решение об окончательной переориентации на К-5М и соответствующие средства ее наведения. Эскизный проект оснащенного радиолокатором «Изумруд-2» самолета СМ-7М с размещением ракет К-5М («изделие И») на четырех АПУ-4 утвердили 7 января 1955 г. Еще через год второй прототип всепогодного перехватчика с цельноповоротным стабилизатором СМ-7/2 доработали в ракетоносец СМ-7/2М, испытания которого провели в октябре 1957 г. Уже в 1957 г. на заводе в Горьком выпустили семь таких машин («тип 65») с радиолокаторами РП-2У, затем началась их массовая постройка.
Большую часть государственных испытаний ракетоносного перехватчика МиГ-19 провел летчик-испытатель Степан Микоян. Полеты с ракетами К-5М начались 14 октября 1957 г. и продолжались десять дней. В результате была получена положительная оценка новой системы вооружения и принято решение о запуске ее в серийное производство. Кроме того, в июле-августе 1957 г. на МиГ-19 №59210406 и №59210103 провели заводские летные испытания системы КС, регулирующей работудвигателя и предотвращающей его остановку при пуске ракет.
После принятия системы на вооружение по постановлению от 28 ноября 1957 г. она получила обозначение С-2-У, ракета — РС-2У. На горьковском заводе №21 носитель запустили в серию под обозначением МиГ-19ПМ («изделие 65»), выпустив 369 самолетов с 1956 по 1960 г. Таким образом, ракетоносцы составили пятую часть от без малого 1900 построенных МиГ-19. В свою очередь, в 1957-1959 гг. было собрано и большое количество ракет РС-2У.
К сожалению, надежность радиоэлектронного оборудования МиГ-19ПМ оказалась еще ниже, чем у его предшественника — «пушечного» МиГ-19П. Значительно ухудшились и летные характеристики. Так, максимальная скорость едва превышала звуковую: большое сопротивление пилонов с ракетами снизило ее с 1452 до 1250 км/ч. В сочетании с частыми отказами системы управления (прежде всего радиолокатора «Изумруд-2М») и отсутствием артиллерийского вооружения это еще больше испортило репутацию самолета. Лишь к концу периода эксплуатации МиГ-19ПМ удалось добиться приемлемых характеристик надежности аппаратуры.
С выпуском К-5М работы по дальнейшей модернизации ШМ в ОКБ-2 не завершились. В марте 1956 г. выпустили эскизный проект по еще одной модификации — К-5С. Базируясь на уже имевшихся результатах пусков, на этом варианте предлагалось радикально решить проблему относительно невысокой эффективности ракет этой системы вооружения. Как отмечал в своих воспоминаниях, написанных в 1980-е гг., генерал-полковник Ю.В. Вотинцев, «эффективность поражения целей ракетами РС-2УС составляла всего лишь 0,6—0,7».
Действительно, при испытаниях на земле осколки боевых частей этих ракет с пятиметрового расстояния пробивали броневой лист толщиной 10-12 мм. Но это лишь свидетельствовало об уровне поражающего действия собственно боевых частей. Как неоднократно показывали результаты испытательных пусков, ракеты далеко не всегда оказывались на таких расстояниях от цели. Для самолетов, представлявших собой многотонные и многометровые объекты, далеко не каждое попадание осколков ракеты могло оказаться смертельным.
Решение, принятое в ОКБ-2 в начале 1956 г., выглядело действительно радикальным: значительно увеличить массу боевой части ракеты при соответствующей доработке двигателя. По всем расчетам выходило, что эффективность такой «подросшей» ракеты РС-2У значительно повысится даже при сохранении неизменной величины промаха. На К-5С планировалось установить и более совершенный радиовзрыватель, аналогичный разрабатываемому в то же время для ракеты К-6. По расчетам, для поражения тяжелого бомбардировщика достаточно было всего двух ракет, а не четырех, как это требовалось при использовании РС-2У. Стоимость же каждой К-5С лишь ненамного превышала стоимость РС-2У, а значит, затраты на решение боевой задачи снижались почти вдвое.
Но К-5С не состоялась. Сначала не хватило возможностей истребителей-перехватчиков: вдвое более тяжелые ракеты потребовали и более мощных узлов подвески, укрепления крыльев. Позже, по мере приближения летных испытаний К-6, первоначальный интерес к этой работе окончательно угас.
Дальность пусков в ЗПС - 1,95-5,2 км
Высота полета целей - 0,7-16 км
Скорость целей - до 1600 км/ч
Масса ракеты - 82,6 кг
Масса боевой части - 13 кг
Длина ракеты - 2,45 м
Диаметр ракеты - 0,2 м
Размах крыла (с трассерами) - 0,65 м
Источник: Техника и Вооружение №9 2005 г.
