вернёмся к началу?

РАЗВИТИЕ КРЫЛАТЫХ РАКЕТНЫХ АППАРАТОВ В СССР в 1930-1939 гг. Е.С. Щетинков (СССР)

В Группе изучения реактивного движения (ГИРД) в 1932 г. была организована бригада крылатых ракет с ЖРД. Руководили бригадой последовательно С.П. Королев, Н. А. Железняков, А. В. Чесалов и Е. С. Щетинков. В результате слияния ГИРДа с Газодинамической лабораторией (ГДЛ) был создан Реактивный научно-исследовательский институт (РНИИ), в нем организовали сектор (отдел) крылатых ракет, состоявший из нескольких бригад. Начальниками сектора были последовательно А. И. Стеняев, С. П. Королёв и В. И. Дудаков.

Тематически к крылатым ракетам близко примыкают реактивные cтартовые ускорители самолетов, разрабатывавшиеся в ГДЛ по предложению В. И. Дудакова и В. А. Константинова с 1927 г. Результаты работы коллективов ГДЛ, ГИРДа и РНИИ в указанных направлениях за период с 1930 по 1938 г. и являются предметом дальнейшего изложения.

Если говорить об истоках идей использования реактивных двигателей на крылатых летательных аппаратах, то здесь прежде всего следует сослаться на Ф. А. Цандера, который в 1924 г., в своей работе «Перелеты на другие планеты», опубликованной в журнале «Техника и жизнь», прямо предложил применять крылья на ракетных летательных аппаратах.

Аналогичное предложение встречается также в работе К. Э. Циолковского «Исследование мировых пространств реактивными приборами» (1926), в которой он упоминает об использовании подъемной силы для уменьшения тяги ЖРД (разгон по наклонной траектории). Под влияием этих идей в ГИРДе в 1932 г. была создана специальная бригада крылатых ракет.

Однако и другие обстоятельства побуждали коллектив ГИРДа заниматься крылатыми ракетами. 30-е годы в некотором смысле были критическими в истории авиации. Основным и единственным движителем являлся тогда поршневой мотор с воздушным винтом. Абсолютные мировые рекорды скорости, достигнутые в гонках самолетов на приз Шнейдер-Крезо, приближались к 700 км/час. Если графически изобразить рост скорости гоночных самолетов в рассматриваемые годы, то получится кривая, асимптотически стремящаяся к пределу в 700—800 км/час.

Гораздо более благоприятными оказались технические перспективы жидкостных ракетных двигателей, вес которых увеличивается пропорционально 2-й, а не 3-й степени скорости, как это было у винтомоторной группы. С этой точки зрения еще более хорошие характеристики получались для прямоточных воздушно-реактивных двигателей, теория которых была разработана Б.С.Стечкиным.^1
1Подробнее см. доклад Ю.А.Победоносцева

Численные расчеты летных характеристик самолетов с ЖРД показали, что обусловленные винтомоторной группой пределы по скорости и высоте полета легко преодолеваются.

Представлялось несложным построить самолет с ЖРД, на котором можно было бы существенно улучшить мировые рекорды скорости и высоты; в качестве истребителя-перехватчика он представлял бы интерес и с военной точки зрения.

В более отдаленной перспективе крылатый летательный аппарат с ЖРД или ПВРД мог рассматриваться как первая ступень космических кораблей. Эта возможность также была указана еще Ф.А.Цандером. Примерно такой была последовательность рассуждений инженеров — энтузиастов ракетного дела, объединившихся в ГИРДе.

Первые же расчеты оптимальных параметров самолетов с ЖРД (их называли тогда ракетопланами) показали, что максимальная высота полета получается в том случае, когда отношение тяги к стартовому весу немного меньше единицы.

Существовавшие в ГИРДе в 1933 г. ЖРД имели тягу 30—50 кг. Этой тяги было достаточно для полета человека на планере с ЖРД, но динамические летные характеристики ракетопланов, наиболее близкие к оптимальным, можно было получить только в том случае, если бы стартовый вес крылатой ракеты не превышал 40—60 кг. Таким образом, работники бригады крылатых ракет пришли к мысли о необходимости создания беспилотных летающих моделей, на которых можно было бы исследовать динамику полета ракетопланов.

Позже, в 1935—1936 гг., в РНИИ была создана также отдельная бригада (группа) крылатых ракет на твердом топливе для выяснения возможности их использования в качестве зенитных управляемых ракет.

Как было указано выше, в ГДЛ, а затем в РНИИ разрабатывалось еще одно практически важное направление в области крылатых летательных аппаратов с ракетными двигателями. Речь идет об использовании твердотопливных стартовых ракет для укорочения разбега перегруженных самолетов. В экспериментальном плане эти работы велись с 1930 г. до начала войны.

Все перечисленные три главных направления, т. е. по ракетопланам, беспилотным крылатым ракетам и реактивному старту самолетов, разрабатывались в различных подразделениях РНИИ. Научные интересы этих подразделений во многом перекликались. В частности, такие вопросы, как динамика движения крылатого летательного аппарата под действием реактивной силы, влияние реактивной струи на управление и прочность, были общими для всех направлений. Это способствовало взаимной заинтересованности в научных результатах, получавшихся в различных подразделениях.

Кроме того, следует, иметь в виду, что организационная структура подразделений крылатых ракет в РНИИ в 1934—1938 гг. была не очень стабильной, и, например, автору настоящей статьи приходилось в разное время в той или иной мере принимать участие в работах по всем трем указанным выше направлениям.

Перейдем теперь к рассмотрению конкретных работ, выполнявшихся ГИРДе и РНИИ по крылатым реактивным аппаратам.

Рис.1 Ракетоплан РП-1

Ракетопланы

В 1932—1933 гг. в ГИРДе была сделана попытка разработать спирто-кислородный двигатель ОР-2 с тягой 50 кг и установить его на бесхвостый планер БИЧ-ХI конструкции Б. И. Черановского. Разработкой этого ракетоплана РП-1 (рис. 1) руководил С. П. Королев.

В тот же период были изготовлены баки, краны и другое оборудование. Все это было смонтировано на планере. Проводилось опробование РП-1 в планирующем полете без реактивного двигателя. После слияния ГИРДа и ГДЛ работа по РП-1 была прекращена вследствие изношенности планера.

В 1936 г. расчетно-проектные работы по ракетопланам были возобновлены. На рис. 2 показан общий вид РП-218—двухместного экспериментального ракетоплана со связкой из трех азотно-керосиновых двигателей общей тягой 900 кг; проектный стартовый вес составлял 1600 кг, площадь крыла — 7,2 м², расчетная скорость при подъеме достигала 850 км/час; потолок при старте с земли достигал 9 км (для одноместного варианта 20 км), при старте с самолета ТБ-3, с высоты 8 км потолок составлял 25 км (37 км для одноместного варианта). Проект был выполнен под руководством С. П. Королева и Е. С. Щетинкова.

Как первый этап в создании мощного ракетоплана в РНИИ было решeнo поставить азотно-керосиновый двигатель ОРМ-65 с максимальной тягой 175 кг на планер СК-9 конструкции С. П. Королева и провести летные испытания. Ракетоплан получил обозначение РП-318 (рис. 3). Работа проводилась под руководством С. П. Королева.

Рис. 2. Схема ракетоплана РП-218.

Стартовый вес ракетоплана РП-318 составлял 660 кг; площадь крыла—22 м²; запас топлива—75кг. В 1938—1939 гг. двигатель ОРМ-65 был переделан и получил обозначение РДА-1-150. Максимальная тяга этого двигателя равнялась 150 кг, минимальная - 50 кг. Система питания применялась вытеснительная. Управление тягой осуществлялось при помощи дроссельных кранов на линиях подачи топлива.

Для обеспечения полной безопасности пилота система питания и сам двигатель прошли тщательные стендовые испытания, продолжавшиеся свыше 3 лет (с 1937 по 1940 г.). В общей сложности было проведено несколько сот стендовых и 16 предварительных полетных экспериментов. Ведущим инженером по двигательной установке был А. В Палло.

28 февраля 1940 г. пилот В. П. Федоров совершил на ракетоплане первый полет с включенным двигателем РДА-1-150 (рис. 5). Ракетоплан №318 забуксировали на высоту самолетом П-5. После отцепки реактивный двигатель был включен на высоте 2600 м при тяге 90 кг, причем скорость возросла с 80 до 120 км/час¹, а высота увеличилась на 300м. Всего двигатель проработал 110 сек. Это был первый в СССР полет человека на летательном аппарате с ЖРД. Повторные полеты подтвердили расчетные летные данные РП-318 и показали надежность и безопасность двигательной установки.
¹. Вследствии изношенности конструкции планера скорость РП-318 была ограничена пределом 160 км/час

Рис.3. Ракетоплан РП-318. Схема и хвостовая часть

Рис.4. Двигатель ракетоплана РП-318

Рис.5. Ракетоплан РП-318-1 в полете (28 февраля 1940 г.)

Рис.6. Ракетный истребитель БИ-1

Работа по ракетопланам позже была продолжена в конструкторском бюро В. Ф. Болховитинова, где был спроектирован и построен опытный ракетный самолет-истребитель БИ-1 (рис. 6) с азотно-керосиновым двигателем, тяга которого превышала 1000 кг. Летные испытания БИ-1 были проведены летчиком Г.Я. Бахчиванджи уже во время войны, в 1942 г.

Беспилотные крылатые ракеты

Первая крылатая ракета 06/I представляла собой уменьшенную геометрическую копию РП-1. На ней был установлен кислородный двигатель 09 с максимальной тягой ~50 кг. Вес ракеты составлял 30 кг. Работа по ракетам 06/I—06/III велась под руководством Е. С. Щетинкова.

Взлет ракеты осуществлялся по-самолетному, т. е. с горизонтальных направляющих. Предполагалось, что потом ракета будет подниматься по наклонной траектории (примерно под углом 60° к горизонту) та. после окончания работы двигателя перейдет на планирующий полет. Для этого на ракете было установлено довольно примитивное управляющее устройство, которое по заданной временной программе отклоняло рули высоты.

Однако первые же полеты в мае 1934 г. показали неудовлетворительную устойчивость ракет 06/1. Ракеты делали мертвые петли, бочки и другие фигуры высшего пилотажа, но расчетной траектории не получалось.

Поэтому уже на следующей крылатой ракете — 06/III (позже получившей обозначение 216) кроме руля высоты были предусмотрены элероны. Специально для этой ракеты в РНИИ под руководством С. А. Пивоварова был разработан гироскопический автомат ГПС-2 на две степени свободы.

Представление о методике расчета траекторий в 1934—1935 гг. можно получить из выписанной системы уравнений (рис. 7), которая решалась численными способами. Позже, в 1936—1938 гг., методика расчета динамики полета была значительно усовершенствована инженером Б. В. Раушенбахом (учитывалось движение ракеты относительно центра тяжести под воздействием автопилота, рассчитывалась динамическая устойчивость ракеты и т. д.).

Основные проектные данные ракеты 216 (рис. 8) со спирто-кислородным двигателем 02 следующие:

Стартовый вес, кг Максимальная тяга двигателя 02 (модифи- кация ОР-2), кг Запас топлива, кг Площадь крыльев, м2 Скорость взлета, м/сек Максимальная скорость полета, м/сек

80 100 12 1,5 36 180

На рис. 8 видны крыльевые кислородные баки, цилиндрический спиртовой бак, двигатель 02, воздушные баллоны для вытеснения топлива из баков и для привода рулевых машинок автопилота.

Рис. 7. Система уравнений, примененная для расчета траекторий полета

Пуск ракеты 216 производился со специальной катапульты (рис. 9) — тележки с тремя или одной твердотопливными ракетами, скользившей по направляющим длиной 60 м.

Сопоставление расчетного и экспериментального графиков пути по времени при двух пусках уменьшенных макетов ракеты 216 (имевших обозначение 06/II) приведено на рис. 10.

Во время полетных испытаний производилась киносъемка взлета для определения скорости отрыва ракеты от тележки, самописцы фиксировали движение руля высоты и элеронов по времени. На некоторые ракеты ставился также дымовой трассер для фиксации траектории полета.

Из четырех ракет, испытанных между 9 мая и 4 ноября 1936 г., только две нормально взлетели с тележки; после взлета одна из них, видимо из-за неисправности автопилота, пошла на мертвую петлю, а вторая устойчиво поднялась по наклонной прямолинейной траектории до высоты ~ 500 м, но затем при работающем двигателе свалилась на правое крыло.

Еще до окончания испытаний ракеты 216 (06/III) было решено начать разработку более совершенной ракеты 212 (рис. 11) с азотно-керосиновым двигателем ОРМ-65 и автопилотом ГПС-3 на три степени свободы (рис. 12). Предусматривалось также спасение ракеты на парашюте. Эта работа велась под руководством С. П. Королева.

Основные проектные данные ракеты 212 следующие:

Стартовый вес, кг Тяга ЖРД, кг Площадь крыла, м2 Максимальная скорость в горизонтальном полете, м/сек

до 230 150 1,7 280

Было сделано несколько сот предварительных испытаний как системы питания, так и системы управления. В отличие от ракеты 216 была проведена стендовая огневая отработка двигателя совместно с натурной системой питания, подготовлены акселерометры и другая измерительная аппаратура.

Полетные испытания натурной ракеты начались только в 1939 г. Были испытаны две ракеты. В обоих случаях все системы двигателя, разгона и взлета сработали нормально. Однако расчетная траектория подъёма получилась только на начальном участке. В первом случае на высоте ~250 м преждевременно раскрылся парашют, а во втором случае произошло нарушение устойчивости полета. Дальнейшие эксперименты с ракетой 212 не проводились.

Рис. 8. Крылатая ракета 216 (1933—1936 гг.): А — испытания в аэродинамической трубе; Б— основные агрегаты ракеты; В — гироскопический автопилот ГПС-2 для ракеты 216, смонтированный в отсеке фюзеляжа

Рис. 9. Катапульта для крылатых ракет 216 и 212 Рис. 10. Расчетные и экспериментальные кривые разгона ракеты 216 на катапульте

Рис. 11. Крылатая ракета 212 (1934—1939 гг.)

Рис. 12. Гироскопический автопилот ГПС-3 для ракеты 212

Крылатые ракеты на двигателях твердого топлива разрабатывались в РНИИ под руководством М. П. Дрязгова. Вначале они были задуманы как простое и дешовое средство массового эксперимента для решения вопросов управления и устойчивости жидкостных крылатых ракет (изделие 48). Однако вскоре выяснилось, что они могут представлять и самостоятельный интерес как зенитные управляемые ракеты (изделие 217). При этом учитывалось то обстоятельство, что в Советском Союзе к 1936-1937 гг. уже разрабатывались средства радиоуправления и самонаведения летательных аппаратов.

На рис.13 приведены различные варианты ракет 48 и 217, а на рис. 14- ракета 217/II в пусковом станке. Как показывают рисунки, уже в те годы в РНИИ разрабатывались симметричные четырехкрылые схемы, обеспечивавшие хорошую маневренность ракеты в пространстве. Разрабатывались также самолетные схемы с различными формами крыла в плане; в частности, с треугольными крыльями, которые в последние годы получили широкое распространение в авиации.

Рис. 13. Крылатые ракеты 48 и 217 на твердом топливе (1935—1938 гг.)

Рис. 14. Крылатая ракета 217/II на пусковом станке

Представляет интерес ракета 217/II четырехкрылой схемы со следующими данными:

Стартовый вес, кг Тяга, кг Вес заряда пироксплино-тротилового пороха, кг Площадь двух крыльев, м2 Удлинение Расчетная скорость полета, м/сек Расчетная высота баллистической троектории, м

120 1850 17,5 0,74 0,83 260 3300

Испытательные запуски ракеты 217/II показали вполне удовлетворительную устойчивость полета. Однако испытаний этой ракеты с системами управления и автонаведения не производилось.

Реактивный старт самолетов

Аэродромные эксперименты по применению твердотопливных реактивных двигателей для старта самолетов начались в ГДЛ с 1930 г., по предложению, которое В. И. Дудаков и В. А. Константинов сделали еще в 1927 г. Работа продолжалась в РНИИ под руководством В. И. Дудакова.

На рис. 15 изображена первая в СССР установка стартовых ракет на легком учебном самолете У-1. После успешных опытов в 1931 г. было решено установить стартовые ракеты на более тяжелый самолет ТБ-1 весом 7 т (рис. 16). В течение 1931—1933 гг. велись теоретические и экспериментальные работы по выбору оптимальных размеров ракет и мест их установки, по динамике разгона самолета, упрочнению конструкции и т. д.

В октябре 1933 г. окончательные испытания показали, что в результате установки ракет длина разбега самолета ТБ-1 весом 7 т уменьшается с 330 до 80 м, а при весе самолета 8т — с 480 до 110 м.

Этот результат был достигнут при установке на крыльях шести реактивных камер, соединенных трубопроводом. Общий вес порохового заряда составлял 60 кг. Средняя сила тяги достигала 10 400 кг в течение 2 сек.

В последующие годы реактивными стартовыми установками был оснащен ряд самолетов других типов. Продолжалась также работа по усовершенствованию самих стартовых установок и, в частности, по уменьшению их веса. Упомянутая выше стартовая установка для ТБ-1 была довольно тяжелой, вес ее составлял 470 кг (с учетом веса, необходимого для упрочнения конструкции самолета).

* * *

Если основываться на узкоутилитарной точке зрения, то из трех направлений по реактивным крылатым аппаратам, разрабатывавшихся в ГДЛ, ГИРДе и РНИИ, до 1939 г., только реактивный старт самолетов получил «путевку в жизнь», т. е. начал применяться в других организациях и коллективах. Ракетопланы и крылатые ракеты получили применение значительно позже. При этом схемы и конструкции аппаратов фактически разрабатывались заново.

Рис. 15. Стартовая ракета на самолете У-1

Рис. 16. Реактивный старт самолета ТБ-1

Однако только такой вывод был бы слишком узким и односторонним. Работу коллективов, занимавшихся крылатыми ракетными летательными аппаратами в 1930—1938 гг., необходимо оценивать и в других аспектах,в частности, научно-историческом и научно-техническом. В научно-историческом аспекте следует отметить следующие основные даты:

1. Первый в СССР реактивный старт учебного самолета У-1 на твердотопливных ракетах был произведен в мае 1931 г. В октябре 1933 г. были завершены доводка и испытание реактивного стартового ускорителя на бомбардировщике ТБ-1.

2. Первый в СССР полет неуправляемой крылатой ракеты 06/I с ЖРД состоялся 5 мая 1934 г., а первый полет крылатой ракеты 216 с гироскопическим автопилотом — 9 мая 1936 г.

3. Первый в СССР полет неуправляемой крылатой ракеты 48 самолетной схемы с РДТТ был осуществлен в январе 1935 г., а полет четырехкрылой ракеты осесимметричной схемы 217/II—19 ноября 1936 г.

4. Первый в СССР полет ракетного планера РП-318 с ЖРД, пилотируемого В. П. Федоровым, состоялся 28 февраля 1940 г.

В научно-техническом аспекте были получены следующие основные результаты:

1. Экспериментально показана техническая возможность безопасного управляемого полета человека на планере с азотно-керосиновым ЖРД.

2. Испытана серия беспилотных крылатых ракет с кислородными и азотно-кислотными ЖРД и с гироскопическими автопилотами, отработан их автоматический взлет с катапультной тележки и получен устойчивый полет на начальном участке траектории подъема.

Показано, что главными проблемами при создании крылатых ракет являются надежность всех действующих систем и управление траекторией. Можно не сомневаться, что при увеличении количества пусков до 15—20 крылатая ракета 212 выполнила бы всю заданную траекторию полета.

3. Разработаны инженерные методы расчета летных характеристик ракетопланов и крылатых ракет. Теоретически показана возможность получения рекордных скоростей и потолков полета на самолетах с ЖРД.

4. Разработаны и экспериментально апробированы схемы зенитных крылатых ракет с РДТТ, как осесимметричных, так и двукрылых, с дельтавидным крылом, приспособленных для автоматического управления.

5. Разработаны и испытаны на стенде и в полете малогабаритные гироскопические автопилоты. Разработаны основы расчета динамической устойчивости крылатых ракет.

6. Испытан и доведен до эксплуатационной пригодности реактивный ускоритель взлета самолетов на основе РДТТ. Разработаны рекомендации по проектированию и выбору оптимальных параметров реактивного старта.

Начиная с 1927 г. в исследовательские и конструкторские работы по реактивным крылатым летательным аппаратам включился ряд молодых инженеров — энтузиастов ракетной техники. В процессе выполнения работ их опыт и эрудиция значительно расширились и обогатились. В результате в РНИИ в период 1934—1939 гг. выросли высококвалифицированные специалисты по крылатым ракетам, которые впоследствии внесли немалый вклад в успехи советской ракетной техники. Это тоже немаловажный итог деятельности коллектива РНИИ в области крылатых ракет в 1934—1939 гг.
ЛИТЕРАТУРА И ИСТОЧНИКИ

1. Ф. А. Цандер. Перелеты на другие планеты.— «Техника и жизнь», 1924, № 13, стр. 15-16. 2. К. Э. Циолковский. Исследование мировых пространств реактивными приборами. Калуга, 1926. 3. Б. С. Стечкин. Теория воздушного реактивного двигателя.— «Техника воздушного флота», 1929, № 2. 4. Расчет по ракетоплану 318 (1937 г.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 103. 5. Отчеты по испытаниям 318—1 и 218—1 (1937 г.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 104. 6. Расчеты по объектам 218 и 318 (1936-1939 гг.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 105. 7. Предварительный отчет об испытаниях ракетоплана 318 (1940 г.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14. д. 106. 8. Расчет крылатой ракеты 06 (1934 г.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 79. 9. Крылатая ракета 216. Отчеты, расчеты, акты испытаний, фотоснимки (1936 г.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 81.

10. Крылатая ракета. Объект 212 (1936 г.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 82. 11. Крылатая ракета. Отчеты, фотоснимки (1935—1936 гг.). Архив АН СССР, разр. 4, on, 14, д. 83, 12. Объект 312. Расчеты. Отчеты по испытаниям объектов 312, 212. 216. Архив АН СССР, разр. 4, on. 14. д. 84. 13. Крылатая ракета. Отчеты по объекту 212 (1938 г.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 85. 14. Крылатая ракета. Акты и отчеты по объекту 212 (1938 г.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14. д. 86. 15. Краткий обзор работы по крылатым ракетам. Фотоснимки (1944 г.). Архив АН СССР, разр. 4, .on. 14, д. 87. 16. Расчеты по разгону самолета № 25 (1933-1934 гг.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 110. 17. Дневник испытаний по разгону ТБ-1 (1932 г.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 111