Техника и вооружение 2002 07

Следует отметить, что принцип сопровождения объекта «на проходе» ранее уже применялся в системах привода самолетов на аэродром, но его использование применительно к системам ПВО было впервые предложено сотрудником НИИ-33 Л.З.Клячкиным. Такое решение позволяло осуществлять круговой обзор пространства с определением координат всех объектов, идентификацией их государственной принадлежности и типа (самолет или ракета), а также с использованием вычислительной техники вырабатывать команды наведения и передавать их на борт ракет.

При вращении антенн со скоростью 7,5 оборотов в минуту и наличии двух развернутых на 90 градусов синфазно вращающихся САЗО с двумя размещенными на 180 градусов зеркалами антенн на каждой, темп получения информации был равен 2 секундам. В дальнейшем, по результатам опытных работ во время облетов станций самолетами Ил-14 и Ту-16, а затем и при пусках зенитных ракет сравнением данных САЗО с координатами, полученными от достаточно точной системы внешнетраекторных измерений полигона было определено, что ошибки САЗО составляли: около 6’ при угле места цели до 18° и около 10' при угле места цели от 18° до 30°. Данные результаты в три – пять раз превышали ошибки, вызываемые только дискретностью запросов. Тем не менее, достигнутая точность определения координат воздушных целей и наводимых на них ракет была вполне достаточной для нормального функционирования всего контура наведения при использовании ГСН на ракетах.

Управление боевой работой системы «Даль» возлагалось на электронную вычислительную машину – так называемую управляющую машину наведения (УМН), необходимую для обеспечения автоматического сопровождения целей и ракет, формирования команд управления ракетами.

Предназначенная для комплекса «Даль» ракета «изделие 400» (в дальнейшем получившая индекс 5В11) в первоначальном варианте, представленном в выпущенном в апреле 1957 г. проекте, была выполнена по одноступенчатой схеме.

На более позднем этапе эскизного проекта рассматривался двухступенчатый вариант ракеты с применением жидкого топлива на обеих ступенях. По сравнению с ракетами комплекса С-25 на ракете «400» для увеличения дальности полета наряду с наращиванием стартового веса предусматривалась реализация ряда мероприятий по повышению массо-энергетического совершенства. Выбор наклонного старта ракет снижал гравитационные потери скорости, столь значительные для вертикально стартующих ракет ЗРК С- 25. Двухступенчатая схема позволила обеспечить более оптимальные характеристики двигательных установок ступеней. На стартовой ступени достигалась требуемая при наклонном старте высокая тяговооруженность, а на маршевой ступени – относительно небольшая тяга при значительном времени работы. Разработка эскизного проекта маршевого двигателя ракеты «400» на основе разрабатывавшегося с 1954 г. двигателя С3.42Д началась во входившем в НИИ-88 ОКБ-3 главного конструктора Д.Д.Севрука.

Еще до начала летных испытаний ракеты были признаны достаточно очевидные преимущества твердотопливных (по терминологии того времени – пороховых) двигателей для использования в качестве стартовых ускорителей, что обуславливалось малым потребным временем работы и отсутствием необходимости обеспечения управления вектором тяги. Твердотопливный вариант ускорителя оснащался хвостовым отсеком в форме усеченного обратного конуса.

Задержка с разработкой твердотопливного двигателя привела к вынужденному решению об использовании связки из трех ЖРД С3.42 на первой ступени ракеты. В связи с этим хвостовой отсек опытных ракет имел сложную форму с постепенным переходом поперечного сечения от круга в месте расположения топливных баков к треугольнику со скругленными углами в сопловой части двигателей.

В 1957 г. разработка двигателя для маршевой ступени была передана в ОКБ-2 главного конструктора А.М. Исаева, также входившего в НИИ-88. Работы велись быстро, и вскоре была выпущена опытная партия двигателей. Однако спустя непродолжительное время Исаев в связи с большой загруженностью попросил освободить ОКБ-2 от разработки ЖРД для ракеты «400».

После согласования с МАП разработку ЖРД предложили Л.Душкину, но из-за последовавшего отказа тему в 1957 г. передали ОКБ-154 (КБ Химавтоматики) главного конструктора С.А. Косберга.

На начальном этапе работы расчеты, компоновка, согласование с головным разработчиком, выпуск техдокументации по двигателю велись ОКБ- 154 под контролем со стороны ОКБ-2. Тем не менее, основной объем работ, включая и изготовление всей материальной части, проводилась в ОКБ-154.

Двухкамерный жидкостный ракетный двигатель Р01-154 (Р-0200 – по принятой позднее в ОКБ классификации) – одноразового действия с регулируемой в полете тягой, оснащенный турбонасосной системой подачи топлива, работал на окислителе АК-27И и горючем ТГ-02.