1. ВСТРЕЧА.

Декабрь 1936 г. При устройстве на работу после демобилизации из рядов РККА, для переговоров со мной в проходную института вышел плотного сложения, среднего роста, черноволосый мужчина. Одет он был в коричневую коверкотовую гимнастерку, подпоясанную широким командирским ремнем без портупеи, в синие брюки "галифе" и сапоги. Лицо бледное, глаза карие, внимательно всматривающиеся. Голос глуховатый.

Это был Сергей Павлович Королев, впоследствии - Главный конструктор различных ракетных систем.

Его особенно заинтересовало то, что я работал и проходил военную службу в артиллерии и авиации. Он заявил, что придется сразу же заняться работой с планером - по его доработке и установке на нем специального двигателя. Затем, обрисовав в общих чертах перспективность этой работы как нового направления, предложил: если я согласен этому направлению посвятить себя, то он охотно примет меня на работу.

Предложение Сергея Павловича меня устраивало, работа предполагалась новая и интересная, связанная как с авиацией, так и с артиллерией, известными мне, как конструктору, по работам до службы в армии. Поэтому я дал согласие избрать это направление на всю жизнь.

Отдел Сергея Павловича состоял из небольшой группы инженеров, конструкторов и чертежников. Располагался отдел в конструкторском зале и небольшом выгороженном из зала кабинете на 2-м этаже института.

Группа автоматов управления во главе с инженером С.А.Пивоваровым размещалась в другом - лабораторном корпусе.

Состав отдела (начало 1937 г.)

1. Королев С.П. - начальник отдела; руководство работами.

2. Щетинков Е.С. - старший инженер; ракетоплан, аэродинамические расчеты.

3. Дрязгов М.П. - старший инженер; крылатые ракеты с ПРД.

4. Дудаков В.И. - старший инженер; ракетный старт.

5. Раушенбах Б.В. - инженер; динамика полета крылатых ракет.

6. Давыдов - инженер; расчетчик.

7. Засько - инженер; расчетчик.

8. Смирнов С.С. - конструктор; разработка крылатых ракет.

9. Косятов А.С. - конструктор; разработка крылатых ракет и ракетопланов, экспериментальная отработка.

10. Палло А.В. - конструктор; разработка ракетоплана, экспериментальная отработка.

11. Дятлова (Палло) Т.К. - копировщица.

12. Набатова Е. - чертежница, обеспечение чертежно-конструкторских работ.

13. Иванова (Александрова) В.И. - чертежница.

Работа у Сергея Павловича была напряженная. Бесконечные споры по утверждению направления работ с крылатыми ракетами, ракетопланом, по использованию в проводимых работах типа окислителя для ЖРД, по применению типа порохов для ПРД и т.д. отнимали много времени, но не отвлекали от целеустремленной разработки тем в отделе. Из-за разногласий с руководством Сергей Павлович был вынужден, в целях сохранения выбранного направления работ, согласиться на отстранение его от должности заместителя начальника института по научной части и остаться начальником отдела, а впоследствии и старшим инженером (в этот период начальником отдела был назначен В.И.Дудаков).

Такого рода перемещения не проходили незаметно в отделе, однако Сергей Павлович своей требовательностью и настойчивостью заставлял коллектив работать напряженно. Конструкторы, помимо работы за доской, вели наблюдение за изготовлением и монтажем и принимали непосредственное участие в экспериментальной отработке. Планы работ были жесткие. В прорисовках новых вариантов изделий и их конструктивной разработке Сергей Павлович принимал непосредственное участие, особо обращая внимание на минимальный вес и технологичность изделия. Инициативные решения всегда поощрял. Несмотря на сложную обстановку в институте, коллектив редко видел Сергея Павловича удрученным.

В выполнении экспериментальной отработки изделий, особенно если это касалось огневых испытаний, Сергей Павлович принимал личное участие. Большинство испытаний ЖРД ОРМ-65 на ракетоплане были выполнены им с управлением из кабины планера.

К личным запросам членов коллектива отдела был всегда внимательным, особенно в молодым, стараясь по мере возможности их удовлетворять. Премии за работу всегда распределял соответственно выполненной работе каждого, поощряя молодежь. В вечерах, посвященных праздникам 1 Мая и годовщинам Октября участвовал вместе с коллективом отдела и института, был общительным, танцевал и шутил.

2. ПЛАНЕР СК-9.

Планер СК-9 Сергеем Павловичем Королевым был спроектирован в 1934-1935 гг. и построен Московским планерным заводом осенью 1935 г.

Планер создавался двухместным, с расчетом на то, чтобы впоследствии его можно было использовать как ракетоплан, с установкой на нем жидкостного ракетного двигателя. После неудачной попытки использования в качестве ракетоплана планера БИЧ-XI (Б.И.Черановского) с двигателем ОР-2 разработки Ф.А.Цандера (отсутствовал отработанный ЖРД и истек гарантийный срок сохранности самого планера), Сергея Павловича не покидала мысль создать новый ракетоплан, с тем, чтобы убедиться в реальности пути воплощения идеи достижения больших высот и скоростей на летательном аппарате, использующем в качестве двигателя ЖРД, а также использования ракетопланов в целях обеспечения обороны нашей страны.

Планер СК-9 - моноплан с верхним расположением крыла - создавался повышенной прочности, с большой удельной нагрузки на квадратный метр площади крыла. Эти требования закладывались исходя из весового анализа проработок ракетоплана РП-1 (на базе планера БИЧ-XI).

Основные данные СК-9

Размах крыльев - 17 м;

Длина - 7.88 м;

Высота по фюзеляжу - 1.24 м;

Высота по вертикальному оперению - 2.64 м;

Удлинение - 13;

Несущая поверхность - 22 кв.м;

Профиль крыла - РП (18-14%);

Наибольшая хорда крыла - 2 м;

Наименьшая хорда крыла - 0.4 м;

САХ крыла - 1.294 м

Угол заклинения крыла - +2 град.;

Угол заклинения крыла (по верхней кромке) - +1.25 град.;

Площадь элерона - 1.57 кв.м;

Компенсация элерона - 27%;

Плечо элерона - 5.8 м;

Углы отклонения элерона - 20 град.;

Площадь горизонтального оперения - 3.0 кв.м;

Площадь стабилизатора - 1.75 кв.м;

Площадь рулей высоты - 1.25 кв.м;

Плечо горизонтального оперения - 3.8 м;

Установочный угол горизонтального оперения - +3 град.;

Углы отклонения рулей высоты - 25 град.;

Компенсация рулей высоты - 10%;

Профиль горизонтального оперения - N953;

Площадь вертикального оперения - 1.65 кв.м;

Площадь киля - 0.37 кв.м;

Площадь плоской части фюзеляжа - 0.2 кв.м;

Площадь руля направления - 1.28 кв.м;

Плечо вертикального оперения - 4.1 м;

Компенсация руля направления - 9.5%;

Профиль вертикального оперения - N953;

Угол отклонения руля направления - 25 град.;

Угол установки вертикального оперния - 0;

Нормальное положение Ц.Т. по САХ = 33.0 %;

Нормальное положение Ц.Т. по борту фюзеляжа (назад от носка центроплана) - 625 мм;

Нормальное положение Ц.Т. по вертикали (считая вверх от оси Y-Y) - 815 мм;

Коэффициент перегрузки при расчете крыла на случай "А" - n=7;

Вес планера - 350 кг.

Летные данные

Наименьшая скорость взлета - 71-76 км/ч;

Скорость буксировки за самолетом Р-5 - 130-140 км/ч;

Скорость планирования: наименьшая - 85-95 км/ч, нормальная - 95-110 км/ч, наибольшая - 200 км/ч;

Нормальная скорость снижения - 1.2-1.6 м/с;

Наименьшая скорость снижения - 0.94 м/с;

Наибольшее аэродинамическое качество - 23.8;

Посадочная скорость - 68.5-71 км/ч.

Конструкция планера целиком деревянная. Крыло двухлонжеронное, обшито 1-мм фанерой. Лонжероны коробчатого сечения. Нервюры и стрингера изготовлены из липовых реек. Конструкция крыла выполнена в виде жесткой коробки, хорошо сопротивляющейся изгибу и кручению. Крыло разнимается на три части.

Размах центроплана - 2 м, он составляет одно целое с фюзеляжем. Стыковка консольных частей крыла осуществляется четырьмя прецизионными болтами через сварные проушины. Щель между центропланом и консолью крыла закрывается съемным алюминиевым обтекателем. Элероны щелевые, обтянуты полотном и состоят каждый из двух частей.

Фюзеляж овального сечения с миделем 0.75 кв.м, переходит в своей верхней части в обтекатель за головой пилота, обшит фанерой 1-1.5 мм.

Место пилота - открытого типа и защищено небольшим целлулоидным козырьком.

Хвостовая часть фюзеляжа, а также кабины пилотов и отсек между лонжеронами крыла центроплана имеют внутреннюю фанерную 1-мм обшивку, служащую для придания дополнительной жесткости и прикрытия силовой части фюзеляжа изнутри. Шпангоуты фюзеляжа ясеневые, обклеены с двух сторон 1-мм фанерой.

Посадочное приспособление - ясеневая лыжа, окованная листовой сталью и опирающаяся на фюзеляж через набор резиновых амортизационных колец, защищенных брезентовым полотном. Конечная часть фюзеляжа на хвосте переходит в костыль жесткого типа.

Вертикальное хвостовое оперение состоит из небольшого киля, составляющего одно целое с фюзеляжем, и компенсированного руля направления.

Горизонтальное оперение состоит из стабилизатора, укрепленного болтами через сварные проушины на верхней профилированной части киля, компенсированных рулей высоты и четырех стальных обтекаемых трубчатых подкосов.

Для придания дополнительной жесткости горизонтальному оперению в направлении полета от верхних узлов передних подкосов стабилизатора к низу фюзеляжа поставлены стальные тросы - растяжки.

Управление планера - тросовое, сдвоенное, со съемной ручкой на втором месте пилота. Снизу в носовой части фюзеляжа установлен карабин отцепки буксировочного троса. Вытяжное кольцо для отцепки с тросом к карабину выведено слева и сзади переднего сиденья.

На доске пилота (первого места) размещены приборы:

- высотомер;

- указатель скорости;

- указатель поворота "Пионер";

- указатель скороподъемности, вариометр.

Осенью 1935 г. планер СК-9 успешно прошел заводские испытания на планерном заводе в Тушино, выполнил ряд полетов как на буксире за самолетом, так и при свободном парении, и совершил перелет за самолетом Р-5 по маршруту Москва-Коктебель-Москва на XI Всесоюзный слет планеристов. На слете и в перелете планер СК-9 показал, что он обладает хорошими летными данными, хорошей устойчивостью и управляемостью на скоростях до 180 км/ч и в условиях сильной болтанки.

При перелете Москва-Коктебель-Москва планер пилотировали летчики-планеристы Романов и С.П.Королев.

О планере СК-9 и его летных качествах был дан положительный отзыв чехословацкой делегацией, принимавшей участие в слете планеристов.

Окраска планера:

- фюзеляж и передние кромки крыла и хвостового оперения - ярко-красного цвета;

- крылья, часть поверхности центроплана, хвостовое оперение и носовой кок фюзеляжа - кремового цвета (под слоновую кость);

- посадочная лыжа - черная.

По замыслу Сергея Павловича при проектировании планера СК-9 предполагалась установка ЖРД ОР-2 конструкции Цандера, использующего в качестве окислителя жидкий кислород.

Однако, в связи с тем, что руководство института склонялось в тот период к мнению, что применение низкокипящих окислителей малоперспективно, а также в целях быстрейшего выполнения работ с ракетопланом и крылатыми ракетами, Сергей Павлович остановил свой выбор на наиболее отработанном в то время ЖРД ОРМ-65 конструкции В.П.Глушко, работающем на азотнокислотно-керосиновом топливе.

Лично Сергей Павлович уже тогда верил в перспективность использования жидкого кислорода в ЖРД. Об этом свидетельствует его просьба к Л.С.Душкину, занимавшемуся в то время кислородными ЖРД, продолжать работу над ЖРД 12К.

Работа с жидким кислородом в РНИИ велась ограниченно, вследствии чего из РНИИ выделилась в 1935 г. группа ГИРДовцев во главе с тт. Корнеевым Л.К. и Полярным А.И. в самостоятельное КБ при УВИ РККА.

3. РАКЕТОПЛАН РП-318

16 июня 1936 г. на техническом совете института (РНИИ) обсуждался доклад С.П.Королева о проекте самолета "218" с жидкостным ракетным двигателем.

Техсоветом принято решение: наряду с продолжением перспективной разработки проекта самолета с ЖРД, в качестве ближайшей задачи произвести доработку планера СК-9 под ракетоплан, с установкой на нем азотнокислотно-керосинового ЖРД с целью проведения экспериментальной отработки, приобретения навыка эксплуатации и выявления специфических требований, необходимых для учета в проекте самолета "218". Характерным в стиле работы Сергея Павловича уже в тот период было умение заранее предусмотреть и возможно полнее проработать возникающие вопросы.

Стратосферный полет, к которому так стремился Сергей Павлович, накладывал особые условия на обеспечение жизнедеятельности экипажа. Для выявления и уточнения ряда вопросов этой проблемы С.П.Королевым были подключены внешние, сторонние организации (ВВА им.Н.Е.Жуковского, КБ А.В.Щербакова и др.), давшие ряд предложений к проекту ракетоплана "218".

По вопросу применения самолета с ЖРД в целях повышения обороноспособности нашей страны был послан запрос в ВВА им.Н.Е.Жуковского. 11 января 1937 г. получено заключение, выданное кафедрой тактики: "Самолеты с РД дают вполне реальные основания предположить, что в них могут быть осуществлены летно-технические данные, дающие резкое превосходство над самой совершенной техникой противника. Одни только данные горизонтальных и вертикальных скоростей говорят о превосходстве, абсолютно недостижимом авиацией противника".

К этому периоду по ракетоплану "218" были выполнены основные расчеты, проектная разработка на уровне эскизного проекта, но не было опыта эксплуатации, не было надежно работающего ЖРД с необходимыми тяговыми и весовыми характеристиками, не было насосной системы подачи компонентов топлива ЖРД и герметичной, высотной кабины пилота. Задача предстояла необычайно сложная.

Во исполнение решения техсовета института началось переоборудование СК-9 под ракетоплан. На начальном этапе участие в этих работах принимали техник А.М.Дурнов и конструктор А.С.Косятов, доработку деревянной конструкции ракетоплана проводил мастер-модельщик, краснодеревщик т.Громов. На планере исключается второе место пилота, вместо него устанавливаются герметичные алюминиевые ванны с топливными баками:

- 2 бака для высококонцентрированной кислоты (окислитель);

- 1 бак для керосина (горючее).

Ванна с кислотными баками размещается в фюзеляже между лонжеронами центроплана, ванна с керосиновым баком - за спиной пилота. Ванны ставились для предохранения деревянной части конструкции планера от случайного разлива топлива. Система подачи выбирается вытеснительная - газообразным азотом. Работы по подготовке ракетоплана в отделе С.П.Королева и отработке двигателя ОРМ-65 в отделе В.П.Глушко велись одновременно и форсированно.

Ракетоплану присвоили индекс "РП-318" (отдел 3 тема 18). Установка ЖРД, использующего в качестве топлива крепкую азотную кислоту и керосин, была связана с опасностью возникновения пожара от самовоспламенения при попадании кислоты на деревянные части.

Не менее опасным являлось возникновение взрывной ситуации от случайного смешения кислоты и керосина в топливных баках, нарушения условий подачи компонентов в двигатель, нарушения в системе зажигания.

Ко всему, необходима была особая осторожность в обращении с кислотой, обладающей сильным корродирующим действием, вызывающей сильные ожоги при попадании на кожные покровы человека и сильное раздражение при вдыхании ее паров. При попадании кислоты на одежду та либо разрушалась, либо происходило ее самовоспламенение. Поэтому требования соблюдать особую осторожность при выполнении работ и к обеспечению герметичности системы питания двигателя были основными.

В состав системы питания ЖРД входили:

1. Топливные баки - 3 шт., емкостью 20 литров каждый. Баки изготовлялись из заготовок оживальной части головки снаряда и свинчивались из 2-х частей. Для сохранения от коррозии внутренняя поверхность баков подвергалась горячему лужению оловом. На крышках баков предусматривалось 4 штуцера:

Dу=10 мм для забора топлива, с трубкой, опущенной до дна бака;

Dу=10 мм для сброса давления;

Dу=8 мм для - подачи газообразного азота;

Dу=4 мм для - для замера давления.

2. Баллоны воздушного аккумулятора давления - 4 шт. В первоначальном варианте использовались баллоны из латуаля, применявшегося в авиации для хранения газообразного кислорода. Впоследствии от них отказались, так как были отмечены случаи их разрушения, и пришлось их заменить стальными баллонами. Баллоны устанавливались по 2 шт. в нишах, образуемых лонжеронами крыла центроплана.

3. Краны заправки газообразным азотом и сброса давления из баков располагались на верхней полке переднего лонжерона крыла в центроплане (между баками окислителя и горючего). Краны сброса давления спарены и открывались с помощью тросика, выведенного на рукоятку, на доску пилота. Закрытие их осуществлялось пружиной. Во избежании смешения паров топлива отводы из кранов сброса давления выведены в разные стороны обтекателя за головой пилота.

4. Кран-редуктор подачи газообразного азота в топливные баки размещался на доске пилота. На ней же размещались приборы контроля (манометры, световые сигнализаторы и пилотажные приборы).

5. Слева по полету на борту кабины пилота устанавливался сектор управления топливными кранами (пуска топлива в ЖРД). Ручка сектора с пружинным стопором перемещалась по радиусной зубчатой рейке и жесткой тягой через качалку с тросовой передачей была связана с качалкой спаренных топливных кранов на подмоторной раме в хвостовой части фюзеляжа.

6. Аккумулятор электропитания устанавливался в носовой части фюзеляжа.

7. ЖРД ОРМ-65 устанавливался в хвостовой части фюзеляжа под нижним срезом руля направления, на сварную трубчатую раму, крепившуюся болтами в трех точках к сварным узлам на концевом шпангоуте фюзеляжа. Для обеспечения установки ЖРД руль направления подрезался с нижней стороны на 70 мм.

8. Трубопроводы питания двигателя топливом прокладывались в защитной дюралюминиевой трубе Dу=45 мм, закрепленной одним концом на перегородке, отделяющей баковый отсек от хвостовой части фюзеляжа, а другим, с воронкообразным раструбом - на концевом шпангоуте фюзеляжа, в месте установки топливных кранов.

Для питания двигателя топливом применялись алюминиевые трубки 12x10 мм.

Замер давления в камере сгорания производился через стальную трубку Ф 6x4 мм.

Для обеспечения минимального смещения положения Ц.Т. ракетоплана в полете, баки окислителя соединены последовательно, с передавливанием окислителя из заднего бака по полету в передний бак и далее в магистраль питания двигателя. Трубопроводы подачи газообразного азота в топливные баки выполнены в виде спиралей со встроенными двумя обратными клапанами в каждой ветви в целях исключения смещения паров или компонентов топлива как при нарушении герметичности одной из ветвей магистрали подачи, так и в случае резких эволюций ракетоплана с заправленными баками. Заправка аккумулятора давления производилась газообразным азотом из аэродромных баллонов с давлением 150 кг/кв.см.

Зажигание топлива в камере сгорания ЖРД ОРМ-65 осуществлялось от нитратной шашки. При подаче напряжения на нить накаливания воспламенялась навеска из раданистого свинца, поджигавшая навеску черного бездымного пороха, которая, в свою очередь, поджигала торцевую поверхность шашки.

Горение шашки происходило по торцевой поверхности. Шашка имела центральный канал и надевалась на стержень из нержавеющей стали, ввернутый в конус патронника. В шашке, перпендикулярно боковой образующей на расстоянии 1/4 высоты от нижнего торца, просверливалось 1.2-мм отвестие через которое пропускалась нихромовая проволока, выполнявшая функцию сигнализатора горения шашки. Когда горение шашки, начавшееся с нижнего торца у патронника, подходило к месту пересечения с нихромовой проволокой, она оплавлялась и прерывала электрическую цепь. Гасла сигнальная лампочка на доске пилота, и по этому сигналу открывали краны ввода топлива в камеру двигателя.

В целях обеспечения безопасности запуска РД на ракетоплане, С.П.Королев в мае 1938 г. внес предложение о введении при горении зажигательной шашки дополнительного светового сигнала по температуре на срезе сопла двигателя. Им было предложено установить на срезе сопла двигателя, поперек потока, легкоплавкую перемычку (проволочку), перегоравшую при нормальном горении зажигательной шашки в камере двигателя.

Наземная отработка системы питания ЖРД на ракетоплане проводилась последовательно. Она включала:

1. Отработку всей схемы на воде с последующим пересчетом полученных расходов, гидравлических сопротивлений на реальные компоненты топлива. При этом вместо ОРМ-65 устанавливались имитирующие дроссельные шайбы.

На этих испытаниях производилось:

- снятие характеристик расхода и гидравлических потерь при различных давлениях в топливных баках;

- снятие характеристик аккумулятора давления и кран-редуктора подачи давления в баки при различных расходах топлива;

- проверка одновременности поступления компонентов топлива через дроссельные шайбы имитатора двигателя.

Проверка одновременности поступления компонентов проводилась визуально по микросекундомеру с использованием приспособления, устанавливаемого на дроссельных шайбах. При протоке жидкости обрывались полоски из станиоля, прерывая этим цепь электропитания сигнальных лампочек. Сравнивая по времени исчезновение световых сигналов на лампочках, определяли разновременность поступления жидкости.

В то время электросекундомерами мы не располагали. Проблемой являлся обычный манометр, манометров с дистанционным измерением не было, как не было разделителей для работы с агрессивными жидкостями.

2. Контрольные испытания на воде с проливом через двигатель.

3. Контрольные "холодные" испытания и доводка характеристик системы питания при проливе реальными компонентами топлива через двигатель (раздельно).

4. Огневые испытания ЖРД с управлением из кабины пилота.

Эти испытания проводились в два этапа:

- ЖРД устанавливался за броневой плитой;

- ЖРД устанавливался непосредственно на подмоторную раму ракетоплана.

На этих испытаниях снимались окончательные характеристики системы питания ракетоплана.

Реактивная тяга двигателя определялась по давлению в камере сгорания с помощью таражной таблицы, снятой при автономных испытаниях двигателя на стенде. Расход и соотношение компонентов топлива определялись в средних значениях по времени к общему количеству заправленного и слитого топлива по весу. Подбор оптимального соотношения расхода компонентов топлива осуществлялся установкой дроссельной шайбы в штуцер топливного крана. Замер давлений регистрировался, помимо манометров на доске приборов, самописцами.

В качестве разделителя при проведении замеров, связанных с кислотной магистралью, использовалась вода; ею предварительно заполнялись измерительные трубки. Замену воды производили после каждого испытания.

При испытаниях много времени отнимала отработка герметичности, особенно - магистрали окислителя.

В апреле 1938 г. были завершены сдаточные наземные испытания ракетоплана РП-318 с ЖРД ОРМ-65. Всего проведено 30 огневых испытаний. К этому времени обстановка в институте еще более осложнилась. После снятия и ареста в 1937 г. с поста руководителя института И.Т.Клейменова и главного инженера Г.Э.Лангемака, ареста и перевода руководителя отдела ЖРД В.П.Глушко в специализированное ОКБ, ареста в июне 1938 г. С.П.Королева - работы над ракетопланом приостановились.

4. РП-318-1

В конце 1938 г. приказом директора института Б.М.Слонимера тема "Ракетоплан" вместе с испытателями передается во вновь организованный отдел Л.С.Душкина. Ему же в начале 1939 г. передается из УВИ РККА подразделение КБ-7, бывшее под началом Л.К.Корнеева.

На меня, как ведущего конструктора, возлагается задача завершения работ с ракетопланом.

Сразу возникли организационные вопросы. Бывшая ранее при институте Летно-испытательная станция оказалась ликвидированной, а летчик-испытатель С.П.Королев в институте уже не работал. Необходимо было найти организацию в системе авиационной промышленности, которая обеспечила бы проведение летных испытаний ракетоплана.

С этой целью обратились в ОСК завода №1 НКАП к авиаконструктору Алексею Яковлевичу Щербакову, поскольку он был в курсе работ по проекту "218", в котором для обеспечения высотных полетов устанавливалась герметичная кабина, разработкой и отработкой которых в авиапромышленности в то время занимался А.Я.Щербаков. Таким образом был установлен контакт с авиапромышленностью. При совместном обсуждении порядка проведения работ с ракетопланом пришли к обоюдному согласию в необходимости:

1. Произвести контрольный облет ракетоплана как планера (после выполнения на нем доработок) для ознакомления с его летными данными планериста-испытателя тов. Федорова Владимира Павловича, работавшего испытателем в подразделении Щербакова. Испытания провести на аэродроме завода №1 НКАП, выполнив три полета:

- без нагрузки топливом;

- с 50% нагрузкой;

- со 100% нагрузкой и сливом топлива в полете (имитация смещения ЦМ планера).

2. На ракетоплане выполнить доработки:

- изготовить новую посадочную лыжу;

- на жесткий костыль установить амортизационную рессору;

- изготовить новые капоты с замками над местами установки топливных баков в центроплане;

- произвести частичный ремонт (обновление) деревянной хвостовой части фюзеляжа, пострадавшей от воздействия азотной кислоты;

- произвести осмотр и при необходимости замену элементов системы управления планера перед полетными испытаниями.

3. При летных испытаниях вместо ЖРД установить его весовой эквивалент.

Доработка и облет ракетоплана были выполнены в ноябре-декабре 1938 г. Полеты подтвердили хорошую управляемость и устойчивость планера в полете. После облета ракетоплан был установлен в помещении лаборатории отдела Л.С.Душкина для выполнения дальнейших работ.

В результате проведенного анализа наземных испытаний ракетоплана РП-318 с двигателем ОРМ-65, положив в основу требования обеспеченя надежности и безопасности при проведении летных испытаний и учитывая, что ЖРД ОРМ-65 создавался как двигатель для ракеты, было решено произвести повторные испытания двигательной установки с устранением выявленных недостатков и внесением ряда эксплуатационных улучшений. Выполнение решения осложнялось тем, что в наличии было всего 3 экземпляра двигателя ОРМ-65, из которых 2 предназначались для испытаний крылатой ракеты "212".

Основными задачами отработки являлись:

1. Обеспечение безопасности и надежности запуска ЖРД.

2. Исключение появления вибрационного режима работы двигателя.

3. Снижение температурного режима головки двигателя.

4. Исключение догорания топлива в камере сгорания двигателя после его останова (двигатель расположен горизонтально).

5. Обеспечение надежной герметичности двигателя.

6. Замена, по возможности, остродефицитной нержавеющей стали другими марками (в то время большое затруднение представляло приобретение даже небольшой сутунки нержавеющей стали для изготовления деталей ЖРД).

Во исполнение этих задач приняты решения:

- на единственном экземпляре ОРМ-65 начать отработку безопасности его запуска с использованием стендовых лабораторных емкостей, арматуры и агрегатов ракетоплана;

- провести исследование процессов воспламенения и сгорания в специальной камере ("бомбе") с осциллографированием данных;

- провести полную ревизию баковых агрегатов и систем питания ракетоплана;

- отработать систему многократного запуска двигателя.

В процессе испытаний было установлено, что наиболее ранимыми элементами в ЖРД ОРМ-65 являются: сопло в районе критического сечения, как наиболее теплонапряженный элемент; неохлаждаемая головка двигателя, которая может перегреваться вследствии образования отдельных факелов в районе смешения распыленного форсунками топлива после остановки двигателя; зажигательная шашка в связи с неоднозначностью ее горения (по температуре и времени); негерметичность стыков компенсирующих элементов двигателя.

По результатам наземной стендовой отработки на ОРМ-65, анализа схемы запуска, лабораторным исследованиям на "бомбе" и условиям обеспечения безопасности и надежности работы двигателя был разработан и изготовлен двигатель РДА-1-150, отличавшийся от ОРМ-65 следующим:

1. Уменьшен вес на 2 кг.

2. Введено раздельное охлаждение сопла и камеры сгорания.

3. Изменено количество, конструкция и расположение форсунок ввода топлива в камеру сгорания.

4. Введен промежуточный пусковой расход топлива, составляющий 8-10% от основного расхода (пусковой расход топлива вводится через специальные пусковые форсунки, расположенные на головке двигателя).

5. Введен сигнализатор горения пускового расхода топлива.

6. В ряде элементов конструкции нержавеющая сталь заменена на менее дефицитную углеродистую.

Введение пускового расхода топлива и контроля его горения явилось прообразом систем блокировки запуска ЖРД, применявшихся в последующих конструкторских разработках. В схему питания ракетоплана ввели дистанционное пневмоуправление пусковыми операциями и кранами сброса давления из топливных баков.

ЖРД РДА-1-150 создавался с учетом внесения минимальных изменений в его компоновке на ракетоплане. Примененный сигнализатор горения пускового расхода топлива был выполнен в виде герметичного пальцеобразного баллончика с латунной мембраной. Сигнализатор устанавливался на выходном срезе сопла в газовом потоке. При горении пускового расхода баллончик нагревался, воздух расширялся и гофрированная мембрана замыкала электроцепь сигнальной лампы на доске пилота. При вводе основного расхода топлива сигнализатор во избежание расплавления выводился из газового потока поворотным рычагом, связанным тросиком с качалкой открытия основных топливных кранов.

В целях исключения воспламенения рулей управления от факела, а также при возможном догорании компонентов топлива в камере двигателя после его выключения нижняя кромка руля поворота и концевые кромки рулей глубины были частично защищены листовой нержавеющей сталью толщиной 0.1 мм с асбестовой подложкой.

Изменено в гидравлической схеме расположение топливных кранов. Вместо установки кранов перед вводом в рубашку охлаждения двигателя, их установили перед вводом топлива на форсунки. Этим резко сократилось догорание топлива при выключении двигателя и повысилась надежность запуска двигателя.

Сравнительные характеристики ЖРД

Для осуществления многокpатного запуска пpоводилась отpаботка водоpодно-воздушной гоpелки с воспламенением от искpы. Хотя в стендовых условиях и были получены положительные pезультаты, на pакетоплане pешили многокpатное зажигание не устанавливать, во избежании усложнения схемы питания, а также в связи с тесной компоновкой двигательного отсека.

В пpименявшуюся pанее систему зажигания с использованием нитpатной шашки ввели упpощения, заменив запальное устpойство штатным пиpопатpоном ПП-1 (с некоторыми доработками).

Испытания двигательной установки ракетоплана с РДА-1-150 проводились в период февраль-октябрь 1939 г.

За это время проведено свыше 100 испытаний, при которых сняты дроссельные характеристики системы питания двигательной установки и произведена отработка надежности запуска и работы ЖРД в условиях эксплуатации на ракетоплане. Получены характеристики:

Тяга двигателя - 100-200 кг;

Рабочее давление подачи - 26-58 кг/кв.см;

Давление в аккумуляторе газа - 70-190 кг/кв.см;

Запас топлива: окислителя - 60 кг;

горючего - 15 кг;

Продолжительность работы: при Rmax - 110 сек.;

при Rmin - 200 сек.;

На ракетоплане выполнено дооборудование:

- доски пилота;

- смонтирована пневмосистема дистанционного управления пусковым краном и краном сброса давления;

- осуществлена перекомпоновка двигательного отсека;

- осуществлена перекомпоновка кранов сброса давления.

Ракетоплану присвоен индекс "РП-318-1".

Контрольные заводские испытания ракетоплана проводились ведущим конструктором А.В.Палло с 21 июля по 3 октября 1939 г. на территории института. Всего проведено 16 испытаний. Последние три испытания проводил летчик-испытатель Владимир Павлович Федоров из кабины ракетоплана.

Таблица контрольных испытаний.

По результатам проведенных испытаний руководство института совместно с авиаконструктором А.Я.Щербаковым обратилось к народному комиссару авиационной промышленности с просьбой разрешения на выполнение летных испытаний ракетоплана с ЖРД.

Наркомом была назначена комиссия технического отдела НКАП в составе: председатель Техсовета НКАП Голяев, зам. председателя Шумовский, проф. В.П.Ветчинкин, инженер 11 ГУ Мосолов, член Техсовета Кантер, начальник 3-го отдела ЦАГИ Младенцев; от НИИ-3 - А.Г.Костиков , начальник 5-го отдела Л.С.Душкин, ведущий инженер А.В.Палло; от КБ-29 НКАП - директор завода N286 Голубков, Каштанов, начальник ЛИСа полковник Краснощеков, ведущий инженер А.Я.Щербаков, летчик В.П.Федоров, летчик Р-5 Фиксон, механик планера Иевлев, механики РД Иконников и Волков, бортмеханик Р-5 Егоров, летчик-наблюдатель Смирнов, техник по приборам Михайлов, инженер ЛИСа и инженер ЛИСа по планеру Старосельский.

Комиссия, рассмотрев представленные материалы, приняла решение:

- летные испытания ракетоплана РП-318-1 провести с подмосковного аэродрома КБ-29 НКАП (ст. Подлипки Ярославской дороги);

- назначить подразделение авиаконструктора тов. Щербакова А.Я. совместно с тов. Костиковым А.Г. (НИИ-3) ответственными за подготовку ракетоплана к летным испытаниям;

- назначить профессора Ветчинкина В.П. председателем комиссии по летным испытаниям ракетоплана.

В конце ноября 1939 г. ракетоплан установили на опушке леса на восточной окраине аэродрома, среди елок и берез. Нашей бригаде двигателистов из НИИ-3 в составе ведущего инженера А.В.Палло и механиков тт. Л.А.Иконикова и А.И.Волкова, отвели свободный ящик из-под самолета (метрах в 100 от стоянки ракетоплана), в котором мы оборудовали походную мастерскую. Для обогрева установили железную печурку. Зима 1939-40 г. была снежной, с метелями, и это доставляло нам много забот.

Работали с керосином и крепкой азотной кислотой на морозе с помощью элементарных заправочных средств. Переборку двигателя, контроль расхода через форсунки, контроль агрегатов системы питания, приборов замера давления и монтажные работы производили на месте, в условиях ящика-мастерской, либо непосредственно на ракетоплане.

Выполнив наладку и контрольные испытания, приступили к программным аэродромным наземным огневым испытаниям ЖРД на ракетоплане в присутствии комиссии летных испытаний.

По программе провели 4 контрольных испытания.

При этих испытаниях члены комиссии проверяли:

- запуск ЖРД;

- устойчивость работы двигателя;

- герметичность системы;

- отсутствие резонансных колебаний в элементах конструкции ракетоплана.

Вполне естественно, что ЖРД вызывал у членов комиссии недоверие, не верилось, что он мог создавать тягу. Двигатель члены комиссии иронически именовали "горшком", "примусом" и т.п.

Несмотря на то, что мы - испытатели - были совершенно уверены в нормальном запуске и работе ЖРД на ракетоплане и в то же время сознавая, какие разрушительные каверзы двигатель преподносит при его ненормальной работе, мы решили принять по отношению к членам комиссии, желавшим быть рядом с ЖРД при его запуске и работе, своеобразную меру предосторожности. Вблизи двигателя разлили немного азотной кислоты. Кислота испарялась и уже никому из членов комиссии не хотелось подходить близко к ЖРД.

Отсутствие резонансных колебаний проверялось по ощущению руки, положенной на консоль крыла, при работающем ЖРД.

3 января 1940 г. комиссия обсудила результаты наземных огневых испытаний и определила ход дальнейшей подготовки ракетоплана к полетам.

Остро встал вопрос о точности направления вектора тяги ЖРД. Опыта с установкой двигателя в хвосте летательного аппарата не было. Опасались, что ракетоплан может резко войти в пикирование или кабрирование с потерей устойчивости в полете. Вызывало опасение и состояние материальной части ракетоплана, его деревянных частей после длительной наземной эксплуатации и истечения гарантийного срока.

Было принято решение:

1. Произвести ревизию состояния материальной части ракетоплана с привлечением специалистов ЦАГИ;

2. Выделить от КБ-29 механиков-самолетчиков для обеспечения обслуживания ракетоплана перед полетом (по самолетной части);

3. При положительном заключении комиссии от ЦАГИ:

- ракетоплан готовить к взвешиванию (пустого и с установкой ЖРД) и определению положения центра тяжести;

- ЖРД установить с прохождением направления тяги двигателя через Ц.Т. ракетоплана, заправленного топливом;

- провести отладочные наземные испытания ЖРД на ракетоплане после проведенных демонтажных и монтажных работ;

- провести контрольные полеты, без заправки и с заправкой топливом на 50 и 100% с включением ЖРД на пусковом режиме.

При этих испытаниях провести проверку герметичности системы питания ЖРД (до и после полета).

При обсуждении решения наиболее отрицательно, ссылаясь на изношенность конструкции ракетоплана, были настроены начальник ЛИС и директор завода.

Реализуя решение комиссии выполнили:

1. Полный демонтаж двигательной установки.

2. Отстыковку крыльев и хвостового оперения (планер перевезли в деревообделочную мастерскую опытного завода. Здесь, при активной помощи А.Я.Щербакова и начальника мастерских И.С.Пушкина были выполнены вскрытие (выкружки) в элементах конструкции крыла. Комиссия ЦАГИ по результатам осмотра не обнаружила серьезных нарушений в деревянной части конструкции, но, однако, ограничила скорость полета до 150 км/ч. ОТК мастерских опытного завода выдало акт о допуске планера к полетам с ограничением скорости до 150 км/ч.)

3. Ревизию состояния материальной части двигательной установки.

4. Полную сборку ракетоплана.

5. Взвешивание и определение Ц.Т. ракетоплана.

6. Нивелировку направления продольной оси ЖРД.

Весовые данные ракетоплана.

а. Конструкция

1. Фюзеляж с управлением и приборами - 175 кг

2. Горизонтальное оперение - 18 кг

3. Руль направления с оковкой - 8.0 кг

4. Консольные части крыльев - 144.0 кг

Всего 345.0 кг

б. Система питания

1. Топливные баки (3 шт.) - 38.1 кг

2. Ванна баков окислителя - 17.3 кг

3. Ванна баков горючего - 10.5 кг

4. Топливопровод к двигателю - 1.6 кг

5. Топливные краны - 1.2 кг

6. Предохранительная труба с креплением - 2.7 кг

7. Краны пневмосистемы управления - 3.0 кг

8. Кран-редуктор - 1.6 кг

Всего 76.0 кг

в. Аккумуляторы давления

1. Баллоны стальные 5 л (2 шт.) - 16.5 кг

2. 4 л (2 шт.) - 13.6 кг

3. 2 л (1 шт.) - 2.2 кг

4. Зарядный вентиль - 0.3 кг

5. Запорный вентиль (3 шт.) - 1.5 кг

6. Редуктор воздушный - 0.4 кг

7. Обратные клапаны, трубопроводы, крепление - 1.6 кг

Всего 36.0 кг

г. Установка двигателя

1. ЖРД РДА-1-150 - 11.2 кг

2. Подмоторная рама с креплением - 1.04 кг

3. Верхний сварной узел крепления рамы - 0.5 кг

4. Нижний сварной узел крепления рамы - 0.34 кг

5. Капот двигателя - 1.92 кг

6. Болты и крепеж - 0.4 кг

7. Аккумулятор электропитания - 4.5 кг

8. Электросхема - 0.54 кг

9. Качалка топливных кранов - 0.3 кг

10. Сектор управления топливными кранами - 1.6 кг

11. Качалки, тросы, пальцы - 0.7 кг

Всего 24.74 кг

Общий вес (сухой) - 481.8 кг

Центровочный груз в носке фюзеляжа - 20 кг

Пилот с парашютом - 80 кг

Топливо - 75 кг

Всего 656.8 кг

Ранее полетный вес планера СК-9 в двухместном исполнении (включая вес двух пилотов с парашютами) составлял 505 кг. Центр тяжести ракетоплана размещается в пределах 27-34% /САХ/ крыла при значениях без топлива и в полностью снаряженном состояниях. Положение Ц.Т. по высоте остается практически неизменным - 0.803-0.805 м.

В феврале 1940 г. летчик-испытатель В.П.Федоров произвел три полета ракетоплана за буксировщиком Р-5:

- один полет без заправки топливом. Полет прошел нормально. Для обеспечения большей устойчивости решено установить в носок фюзеляжа дополнительно 10 кг груза;

- два полета с 50% и 100% заправкой топливом и запуском ЖРД в полете на пусковом режиме. Послеполетные осмотр и проверки показали, что система питания ракетоплана герметична, воспламенение пускового расхода ЖРД устойчиво, звук при горении пускового расхода хорошо прослушивается в кабине пилота. Это позволяет, помимо световой сигнализации, контролировать запуск ЖРД на пусковой режим по звуку.

Расчетные летные данные РП-318-1 с ЖРД на H=1500 м

Первый полет ракетоплана РП-318-1 с включением ЖРД на рабочий режим был назначен на 28 февраля 1940 г. День с утра установился погожий, солнечный. Накануне прошел сильный снегопад и всю ночь метелило. Наша бригада с утра занялась подготовкой ракетоплана к предстоящему полету.

К полудню ракетоплан по глубокому снегу доставили к старту. Произвели заправку баков топливом: азотной кислотой - 40 кг и керосином - 10 кг. Заправили аккумулятор давления газообразным азотом до 100 кг/кв.см. Проверили систему питания на герметичность при давлении 30 кг/кв.см в топливных баках. Все было нормально.

Дозаправили аккумулятор давления до 130 кг/кв.см. Установили зажигательную шашку, проверили электросхему и срабатывание сигнализаторов. Проверили и законтрили элементы системы управления запуском двигателя.

Самолет Р-5 произвел несколько рулежек по глубокому снегу взлетной полосы, подготовив ее для старта ракетоплана.

Время 17 часов, погода по-прежнему безоблачная, солнечная. Температура на земле - 5.6 град.С, ветер слабый. Летчик Н.Д.Фиксон занял место пилота в кабине Р-5, на втором месте поместились А.Я.Щербаков для работы на лебедке буксировочного троса и А.В.Палло в качестве наблюдателя за работой ЖРД и полетом ракетоплана. В носовую часть ракетоплана установлен барограф. Летчик-испытатель В.П.Федоров с парашютом занял место в ракетоплане. Р-5, выбрав слабину буксировочного троса, начал разбег. Было 17 ч. 28 мин. За снежным вихрем от винта самолета первое время ракетоплан не был виден. Наконец видим ракетоплан в воздухе. Вскоре взлетел и Р-5.

По заданию ракетоплан необходимо было забуксировать над аэродромом на высоту 3000 м. Через 31 мин. на высоте 2800 м ракетоплан отцепился и вышел в зону над аэродромом. Р-5 стал пристраиваться к нему со стороны солнца на расстоянии около 80 м и несколько ниже, с тем, чтобы хорошо наблюдать процесс запуска ЖРД.

Владимир Павлович, видя, что мы заняли исходную позицию, приступил к запуску ЖРД. Высота его полета была 2600 м.

Ракетоплан, освещаемый солнцем, был отчетливо виден. Запомнилась картина: на фоне голубого неба - ярко-красный фюзеляж, кремового цвета крылья и оперение ракетоплана.

На земле у ангара стояли члены полетной комисии. От заходящего солнца тени на земле стали сгущаться. Температура воздуха на высоте - 2 град.С (теплее, чем на Земле).

Начался запуск ЖРД. Сначала из сопла двигателя показался серый дымок - произошло воспламенение, горит зажигательная шашка, затем образовался размытый язык пламени с шлейфом буроватого дыма - произошло воспламенение пускового расхода топлива, потом из сопла появился копьеобразный газопламенный жгут длиною 1.5 м со слабым дымообразованием - это ЖРД перешел на рабочий расход топлива. Стало заметно плавное нарастание скорости полета ракетоплана, который вскоре, опередив нас, с набором высоты ушел в юго-западном направлении.

Попытка Р-5 следовать за ракетопланом не увенчалась успехом и мы на крутом планировании пошли на посадку для встречи ракетоплана на Земле.

Вскоре над аэродромом пролетел в свободном, парящем полете ракетоплан и стал заходить на посадку. Летчик В.П.Федоров на заседании комиссии доложил:

Запуск ЖРД произошел нормально, при скорости планирования 80 км/ч. Через 5-6 с. скорость полета возросла до 140 км/ч. Перейдя в полет с набором высоты, снизил скорость до 120 км/ч. Время работы ЖРД - 110 с. За время полета с работающим двигателем набрал высоту с 2600 м до 2900 м. Скороподъемность по прибору (вариометр) - 3 м/с. Управляемость и устойчивость полета ракетоплана с включенным ЖРД - хорошая. Запуск ЖРД не ухудшает управления полетом. Нарастание скорости плавное. Шум в кабине пилота от работающего ЖРД не раздражает и значительно глуше, чем при наземных испытаниях. Ощущение нарастания скорости и сам полет с включенным ЖРД более приятный, чем на самолете с винтомоторной группой, работающей на форсированном режиме.

10 и 19 марта 1940 г. были выполнены еще два полета ракетоплана с включением ЖРД. Оба полета прошли без замечаний. В этих полетах фиксация процесса запуска ЖРД осуществлялась кинокамерой "Конвас" из задней кабины самолета-буксировщика Р-5.

Затем наступила пора весенней распутицы, аэродром раскис, возникли затруднения в доставке крепкой азотной кислоты и полеты ракетоплана РП-318-1 были прекращены.

Дальнейшие работы на ракетоплане предполагалось проводить с двигателем РДА-1-300, со взлетом с Земли, используя сбрасываемое шасси. Однако этот проект осуществить не удалось в связи с отработкой и испытаниями ракет РАС и РДД, а в 1941 г. - с отработкой ЖРД РДА-1-1100 для самолета "БИ" авиаконструктора В.Ф.Болховитинова.

В процессе испытаний, естественно, возникали неприятности, связанные как с применением токсичного компонента топлива, так и с общим состоянием уровня техники. Вся наша бригада отличалась многочисленными кислотными ожогами. Происходили и более значительные травмы. Одна из наиболее значительных произошла с Сергеем Павловичем Королевым на начальной стадии отработки системы питания двигательной установки. Это произошло в апреле-мае 1938 г.

При проведении холодных проливов на аналогичной гидравлической схеме крылатой ракеты "312" была обнаружена недостаточная герметичность и прочность соединения трубопровода с крановым агрегатом. При закрытии крана трубку вырвало из соединения. Испытания проводили при давлении в магистрали порядка 60 атм. Разгерметизации соединения способствовало еще и возникновение эффекта гидравлического удара при закрытии крана. В конструкции нами использовались применявшиеся в авиации АМ-соединения. В авиации, где были низкие давления, они применялись стандартно. Ни развальцовку, ни сварку алюминиевых труб в то время еще не применяли. При стендовых испытаниях нарушение герметичности этого вида соединения происходило неоднократно, что при использовании крепкой азотной кислоты могло привести к серьезной аварии. В этот злополучный день мне предстояло провести очередное гидравлическое испытание на герметичность. Я доложил Сергею Павловичу, что применяемое соединение трубопровода к эксплуатации не пригодно, что его необходимо доработать, и заявил, что проводить эти испытания отказываюсь.

Сергей Павлович, восприняв мой отказ как своеобразный каприз с моей стороны, заявил, что он сам проведет испытания. Со стенда сообщили, что установка к испытаниям подготовлена. На испытания Сергей Павлович пошел сам. Через некоторое время со стенда сообщили, что вырвавшаяся из соединения трубка ударила Сергея Павловича по голове, и его отправили в Боткинскую больницу. Навестив Сергея Павловича в больнице на следующий день, я узнал, что удар трубки вызвал сотрясение мозга, образовав трещину в лобной части черепной коробки.

Примечательно то, что, будучи в больнице, Сергей Павлович заявил: "Ты прав, надо было переработать соединения трубопроводов".

Другая неприятность произошла в декабре 1938 г. на центральном аэродроме при проведении стыковки консоли крыла с центропланом, перед контрольными летными испытаниями ракетоплана РП-318-1 в ОСК А.Я.Шербакова. В момент установки прецизионных болтов крепления крыла, порывом ветра резко качнуло консоль крыла, удерживаемую на плечах механиками. Сместившиеся проушины сварных узлов срезали фалангу среднего пальца на левой руке ведущего инженера А.В.Палло.

После совершения первого полета 28 февраля 1940 г. ракетоплан необходимо было отбуксировать на стоянку. Эту операцию затруднял глубокий снег. При резком выборе слабины буксировочный трос ударил по лицу техника КБ-29 и выбил ему передние зубы, а стоявшего на подстраховке у крыла механика А.И.Волкова ударом стабилизатора по спине сбило с ног. Первому пришлось вставлять зубы, а второму предоставить отпуск на несколько дней на лечение.

Дальнейшая судьба ракетоплана сложилась так. Его перевезли осенью 1940 г. в институт, разобрали и в августе 1941 г. сожгли в связи с участившимися налетами фашистской авиации на Москву.

Летчик В.П.Федоров перешел на испытательную работу в ЛИИ НКАП и погиб во время Великой Отечественной войны 28 мая 1943 г. в районе г.Бронницы.

Проведенные впервые в Советском Союзе в 1940 г. летные испытания ракетоплана РП-318-1 с ЖРД-1-150 подтвердили:

1. Возможность применения жидкостного ракетного двигателя на летательном аппарате, управляемом человеком.

2. Возможность получения в короткий промежуток времени эффективного увеличения скорости и скороподъемности летательного аппарата.

3. Правильность и выполнимость заложенных С.П.Королевым идей создания летательного аппарата, обладающего высокой скороподъемностью, достижения больших высот и скоростей полета с помощью ракетного двигателя как в научных целях, так и для применения в оборонной технике.

Успешное выполнение летных испытаний ракетоплана РП-318-1 с ракетным двигателем и выполненные в институте проектные и исследовательские работы способствовали принятию решения и разработке ракетного перехватчика "БИ" в ОКБ В.Ф.Болховитинова, разработке самолета "302П" и применению на самолетах ряда конструкторов ЖРД в качестве ускорителя при взлете и в полете, разработке и изготовлению серии ускорителей с ЖРД для авиационной промышленности конструкторами тт. Глушко В.П., Королевым С.П., Душкиным Л.С., Исаевым А.М., созданию конструктором Душкиным Л.С. семейства автономных самолетных установок ЖРД переменной тяги с турбонасосной системой подачи топлива и автоматикой запуска, с использованием низкокипящих и высококипящих окислителей.

Многие разработанные в то время проекты аппаратов с ЖРД могли быть реализованы, однако осуществлению этого помешали уровень состояния техники и Великая Отечественная война.

(C) 1983 г.