вернёмся в библиотеку?

ПРОЕКТ ТЕМАТИЧЕСКОГО ПЛАНА РАБОТ
ПО РЕАКТИВНЫМ УСТАНОВКАМ
С ДВИГАТЕЛЕМ РД-1 НА 1944г.
[1944 г.]

ВВЕДЕНИЕ

Применение на винтомоторных самолетах вспомогательного двигателя РД-1 связано с рядом присущих жидкостным реактивным двигателям особенностей.

К числу их относятся: значительная мощность и высокая приемистость при малом весе двигателя, а также независимость развиваемой тяги от скорости и высоты полета.

Эти качества позволяют достигнуть большой скорости, скороподъемности и высоты полета самолетов, что недоступно с помощью других известных в настоящее время двигателей. Одновременно установка на самолетах жидкостного двигателя типа РД-1 влечет за собой необходимость утяжеления машин за счет реактивного топлива, удельный расход которого значителен.

В силу этого использование реактивного двигателя и, следовательно, расходование топлива может происходить только в отдельные, сравнительно короткие моменты полета, а в остальное время полет совершается на основном моторе с перегрузкой.

Использование в качестве одного из компонентов топлива азотной кислоты требует создания на самолетах надежно отработанных специальных систем, конструкции, предохранительных устройств и связано со специальными условиями эксплуатации.

Вследствие этого при практическом решении той или иной задачи по применению двигателей типа РД-1 нельзя обходить вопросы, связанные с реактивной установкой на самолете в целом. Простой установкой реактивных двигателей и "удобных" по объему топливных баков невозможно достичь сколь-либо удовлетворительных результатов.

Вместе с тем, несмотря на указанные выше особенности и новизну всего дела, несомненно, что самолеты, оборудованные реактивными установками с РД-1, рационально разработанными и скомпонованными для конкретного назначения, могут представлять самостоятельный и значительный интерес в системе боевого оснащения ВВС Красной Армии.

В отдельных случаях реактивные установки специализированного типа с двигателем РД-1 дадут наилучшее возможное в настоящее время решение задачи, например, в вариантах: высотном, для полета на сверхвысотах, большого винтомоторного потолка, стартовом — при значительной перегрузке машин бомбами или горючим.

Следует отметить, что в дальнейшем, с ростом высотности и взлетной мощности авиамоторов, реактивные установки названных типов не потеряют своего значения, а соответственно дадут новые результаты.

В ближайшее время вспомогательные реактивные установки с РД-1 на винтомоторных самолетах явятся наиболее жизненной формой практического использования жидкостных реактивных двигателей на их современной стадии развития.

Работы по реактивным установкам с двигателем РД-1 проводились с февраля 1943 г. группой № 5 ОКБ-16. В прошлом году силами группы № 5 была разработана и осуществлена на заводе № 22 модификация самолета Пе-2 № 15/185 с опытной реактивной установкой, двигателем РД-1 и частично произведены летные испытания этой машины. Полученные в результате испытаний экспериментальные данные близко совпадают с расчетными. Опытная материальная часть в процессе испытаний работала нормально.

Одновременно разрабатывались вопросы дальнейшего применения реактивных установок с двигателем РД-1 в различных вариантах.

1. В качестве ускорителя: переработка опытной установки для использования в первую очередь на самолетах типа "Пе" с целью улучшения скоростных данных.

Двухмоторный самолет типа "Пе" является наиболее подходящим для этой цели, так как наряду с высокими летными данными обеспечивается значительная продолжительность использования реактивных двигателей без изменения в остальное время полета летно-тактического лица машины.

На легких одномоторных самолетах удовлетворение всех этих условий недоступно и использование реактивного ускорителя практически себя не оправдывает.

Наоборот, при решении задачи высоты наилучшими самолетами для полетов с помощью вспомогательного реактивного двигателя являются машины типа легких одномоторных истребителей.

2. В высотном варианте: для полетов на сверхвысотах, выше винтомоторного потолка. Работы велись вначале применительно к высотной модификации самолета Пе-2, а затем для легких истребителей типа "Яковлев", "Лавочкин", что по полученным результатам представило значительный интерес.

3. В стартовом варианте: в виде типовой стартовой секции, пригодной для различных типов самолетов с целью обеспечения возможности значительной перегрузки последних бомбовой нагрузкой или горючим.

По проекту тематического плана группы № 5 на 1944 г. намечены следующие темы, являющиеся продолжением и развитием работ прошлого года.

I. Реактивная установка — вариант ускорителя на самолетах "Пе".

Окончание испытаний первого самолета Пе-2 № 15/185 с РУ, доводочных и экспериментальных работ прошлого года с постройкой трех машин Пе-2, оборудованных реактивными установками для сдачи на войсковые испытания.

Максимальная скорость с РД-1 может быть до 690 км/ч для Пе-2 с моторами М-107 А.

II. Высотная модификация истребителя "Лавочкин" с мотором М-82 ФНВ 2ТВ-В и реактивной установкой в специальном высотном варианте с РД-1 при ; рабочей высоте 14000-15000 м и продолжительности полета машины на этой высоте 20-30 мин.

Эта работа намечена как основная новая тема группы. Дальнейшая работа группы ориентирована на решение именно этой задачи, представляющей большой интерес для ВВС Красной Армии.

III. Реактивная установка с двигателем РД-1 на самолетах типа "Пе".

Работа по реактивной установке на самолетах "Пе" является продолжением работ, начатых в 1943 г. В основу их положена первая модификация самолета Пе-2 № 15/185 с опытной реактивной установкой РУ-1, испытанная в прошлом году.

Тематическим планом 1944 г. предусматривается оборудование трех самолетов типа "Пе" с реактивными установками аналогичного типа с учетом по возможности всех требований, выявившихся в процессе испытаний и эксплуатации машины № 15/185.

Для самолетов "Пе" наибольший эффект достигается при установке двух двигателей РД-1 с общей тягой 600 кг. Возможный запас реактивного топлива на борту "Пе" обеспечивает значительную длительность и многократность использования двигателя РД-1 в нужные моменты полета, существенно не изменяя в остальное время летно-тактического лица машины.

При полете с двигателями РД-1 значительно повышаются скоростные и высотные качества самолета: максимальная скорость полета на высотах 4000-8000 м возрастает на 160 км/ч, достигая 740 км/ч. Скороподъемность увеличивается в среднем на 40%. Время набора высоты 5000-8000 м составляет соответственно 4,4-7,7 мин.

Повышается боевая высота полета, которая при РУ получается в пределах 5000-9000 м.

Включение двигателей РД-1 с 5000-8000 м позволяет довольно длительное время совершать полет на высотах 9000-11000 м, т.е. выше винтомоторного потолка самолета.

Далее, в таблице и на графиках [при публикации опущены] приведены сравнительные данные самолетов "Пе" в вариантах бомбардировщика и истребителя с моторами М-105 ПФ и М-107А в модификации с реактивными установками, а также данные современных истребителей и бомбардировщиков.

Таблица

Расчетные летные данные	Пе-2"И" 2М-107А
	2РД-1 Рmax = 600 кг, Снач = 9500 кг	без РУ Gпол = 8000 кг
Скорость, км/ч на 8000 м Время набора высоты, мин 5000м 8000м Потолок, м Продолжительность полета с РД-1, мин при полной тяге при средней тяге на крейсерской скорости        высота 10000 м        высота 11000 м	740 740 4,4 7,7 12100 7,5 15,0 35,0 11,0	640 568 6,3 13,0 10400 - - - -

Расчетные летные данные	Пе-3 2М-105 ПФ	Пе-2 2М-105 ПФ	Пе-2, Пе-3
	2РД-1 Рmax = 600 кг, Gнач = 8840 кг	РД-1 Pmax = 300 кг, Gнач = 8800 кг	без РУ Gнач = 8200-8800 кг
Скорость, км/ч на 8000 м Время набора высоты, мин 5000м 8000м Потолок, м Продолжительность полета с РД-1, мин при полной тяге при средней тяге на крейсерской скорости       высота 10000 м       высота 11000 м	690 687 4,8 8,9 11000 7,5 15,0 15,0 -	603 595 6,5 13,4 9500 7-10 12-17 - -	536 450 9,5 25 9000-8300 - - - -

По летным качествам из семейства самолетов "Пе" наибольший интерес представляет самолет Пе-2 "И" с моторами М-107А и реактивной установкой с двумя двигателями РД-1, а также истребительный вариант — самолет Пе-3.

В частности, анализируя данные самолета Пе-2 "И" с реактивной установкой в вариантах бомбардировщика-истребителя, можно сказать, что по скорости полета и скороподъемности с РД-1 эта машина оставит позади не только все известные машины этого класса, но и многие лучшие одномоторные истребители.

Как бомбардировщик самолет Пе-2 "И" с реактивной установкой будет неуязвим для истребителей с учетом вероятного роста их показателей в течение значительного периода времени.

Как истребитель самолет Пе-2 "И" с реактивной установкой, будучи дополнительно оборудован пушечным вооружением, может быть использован для решения самых разнообразных новых тактических задач. Реактивная установка, используемая в нужные моменты боя, обеспечивает решающее превосходство в воздухе над противником.

Включение двигателя РД-1 с начальных высот, близких к потолку, позволит осуществить полет выше винтомоторного потолка в течение длительного времени на крейсерских режимах. При этом самолет будет обладать значительным резервом мощности, который обеспечит ему нужную маневренность по скорости и высоте при ведении боя.

Следует отметить, что использование самолетов Пе-2 "И" с реактивными установками для полетов выше винтомоторного потолка послужит базой для дальнейших работ в этой области и для отработки всей необходимой материальной части.

Окончательное установление типа и тактического лица самолетов из семейства "Пе", оборудованных реактивными установками, определится при согласовании с заказчиком тактико-технических требований.

Сравнительная таблица летных данных самолетов "Пе", оборудованных I реактивными установками с РД-1, приведена выше.

I. ОСНОВНЫЕ ЭТАПЫ РАБОТ

Ниже приводятся в укрупненном виде основные этапы работ. Сроки исполнения могут быть установлены после уточнения задания.

1. Переработка рабочих чертежей реактивной установки и соответствующих мест конструкции самолета, составление технических условий на изготовление и другой документации для производства — 18000 н/ч.

2. Опытные работы, лабораторные и предварительные испытания.

3. Разработка типовых агрегатов и арматуры. Составление атласа типовых конструкций — 7000 н/ч.

4. Разработка наземного оборудования и рабочих чертежей кислотного заправщика — 9000 н/ч.

5. Проведение совместных летных испытаний реактивной установки РУ-1 с двигателем РД-1 на самолете Пе-2 № 15/185 — 10000 н/ч.

6. Постройка трех самолетов и наземного оборудования — 51000 н/ч (по РУ-21000 н/ч).

7. Заводские летные испытания самолетов и испытания их по дополнительной программе — 15000 н/ч.

Пункты 1, 3, 4 выполняются группой № 5. Пункты плана 2, 5, 7 выполняются самолетным заводом совместно с группой № 5. Пункт 6 выполняется самолетным заводом по проекту и под руководством группы № 5.

Всего:

конструкторских работ — 38000 н/ч;

работ по летным испытаниям — 25000 н/ч;

лабораторных, опытных и производственных работ — 15000 н/ч;

производственных работ по трем машинам — 51000 н/ч.

II. КРАТКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТ

При осуществлении первой серии самолетов "Пе" с реактивными установками необходимо полное обеспечение надежности, безопасности и удобства эксплуатации новой материальной части. Недочеты в этих вопросах поведут к задержкам и даже могут вовсе не обеспечить ее.

Поэтому, наряду с учетом опыта работ с самолетом Пе-2 № 15/185 с РУ и соответствующей переработкой чертежей, намечено проведение комплекса опытных работ и мероприятий по доводке и отработке нужных мест и узлов.

Краткая характеристика этих работ приводится ниже.

1. Переработка рабочих чертежей реактивной установки, самолета и подготовка документации для производства.

В основу работ положена опытная реактивная установка РУ-1, осуществленная на самолете № 15/185.

Полностью используется конструкция всех основных узлов, агрегатов, механизмов, арматуры, а также систем установки: топливных, пусковой, дренажирования и наддува, управления и т.д., с соответствующей перекомпоновкой последних применительно к выбранному типу машин из семейства самолетов "Пе".

Переработке заново и доводке подлежат отдельные узлы и места. При установке двух двигателей РД-1 новым является монтаж на самолете двух комплектов агрегатов РД-1 с раздельными системой запуска, управлением и приводами на обоих моторах.

При осуществлении в будущем двухкамерного реактивного двигателя РД-2 тягой 600 кг возможно некоторое упрощение схемы при замене двух двигателей РД-1 одним двигателем РД-2.

2. Опытные работы. Как указывалось выше, главными требованиями при использовании реактивных двигательных установок в действительных условиях эксплуатации являются:

обеспечение надежности действия всех агрегатов;

осуществление условий для наиболее безопасной работы экипажа в боевой обстановке;

обеспечение удобства эксплуатации в полевых условиях.

С целью удовлетворения этих требований попутно с переработкой проекта РУ намечено проведение следующих работ, многие из которых выполнялись частично в прошлом году и могут быть в короткий срок окончены:

а) переработка ряда агрегатов, механизмов и арматуры, работающих в азотной кислоте или ее парах; в результате должны быть получены надежно отработанные типовые конструкции с гарантированным сроком службы, пригодные для использования на любых типах самолетов с реактивными установками;

б) проведение работ по созданию стойких в эксплуатации кислотных трубопроводов и соединений с обеспечением гарантированного срока их службы;

в) экспериментальные работы по тонкостенным кислотным бакам с целью обоснования гарантированного срока их службы;

г) разработка и доводка измерительных и контрольных приборов и указателей для работы в кислоте или ее парах; работа производится совместно с заводами № 448 и 230 по согласованному ТУ с учетом требований серийного производства;

д) теоретические и экспериментальные работы по изучению влияния газовой струи реактивного двигателя на органы управления и части самолета применительно к машине типа "Пе";

е) предварительная разработка гидравлических приводов для реактивных установок применительно к самолетам типа "Пе";

ж) создание стойких в парах азотной кислоты лакокрасочных покрытий и смазок для алюминиевых сплавов и сталей; работа производится совместно с заводом № 22;

з) разработка герметизации кислотных баков, агрегатов и трубопроводов, устанавливаемых на самолетах типа "Пе";

и) переработка отдельных узлов и деталей установки с целью сокращения потребляемого количества нержавеющих сталей и введения заменителей. Примечания.

1. По пп. "а, б, ж, з" работы начаты в прошлом году.

2. По пункту "г" в прошлом году начаты работы на заводе № 448. Работы по контрольно-измерительным приборам и механизмам на заводе № 230 необходимо включить в план этого завода на 1944 г.

3. По пункту "з" в части работ по проектированию резиновых деталей для кислотных агрегатов необходимо участие Института резины (НИИРП).

III. РАЗРАБОТКА ТИПОВЫХ АГРЕГАТОВ И АРМАТУРЫ

Агрегаты и арматура, применяемые в реактивных установках и работающие в азотной кислоте или ее парах, являются специфичными по своей конструкции, используемым материалам, обработке, покрытиям деталей и т.д.

Конструкции, разработанные для первой опытной установки РУ-1, работали в большинстве случаев нормально и после некоторых доработок и система-

76тизации имеющегося материала (см. предшествующий раздел) могут в дальнейшем использоваться для установок различных типов.

Потребность в этом имеется уже в данное время, в связи с чем намечена разработка следующих типов конструкций:

а) арматуры для топливных трубопроводов высокого давления, низкого давления, проводки дренажирования, баков, соединений и пр.;

б) фильтров (топливных и воздушных);

в) клапанов всех типов (предохранительных, редукционных, обратных);

г) вентилей и кранов всех типов (топливных, дренажных, сливных для магистралей высокого и низкого давлений);

д) механизмов и устройств для топливных систем (для подключения, сепарирования);

е) контрольных, измерительных, сигнальных устройств, механизмов и приборов;

ж) крепежных деталей и соединений;

з) трубопроводов высоких и низких давлений; и) соединительных элементов кислотных баков;

к) герметичных кислотостойких уплотнений для различных подвижных передач.

В итоге этих работ должен быть составлен атлас типовых конструкций с рекомендациями.

IV. РАЗРАБОТКА НАЗЕМНОГО ОБОРУДОВАНИЯ

Особенностью эксплуатации самолетов с реактивными установками является применение азотной кислоты в качестве одного из элементов топлива для двигателя РД-1.

Наземное оборудование и заправочные средства, примененные при испытаниях первой реактивной установки, обеспечивают работы с одиночным самолетом в условиях заводского аэродрома.

Эксплуатация в полевых условиях группы самолетов с реактивными установками требует создания самоходного и по возможности комплексного агрегата-заправщика.

Надо отметить, что от удачного обеспечения эксплуатации самолетов с реактивными установками в значительной мере будет зависеть успешность их использования и внедрения. Поэтому предусматривается разработка специального кислотного автозаправщика с цистерной для транспортировки кислоты, могущего полностью обслуживать три-пять самолетов. Наиболее трудным вопросом является разработка кислотных подкачивающих устройств с приводом от автомотора. Для начала целесообразно применить проверенную на ручном заправщике РУ-1 схему питания при помощи сжатого воздуха, внеся в нее некоторые улучшения. Принципиальная и габаритная схемы такого автозаправщика разработаны в прошлом году.

В дальнейшем следует передать специальным организациям разработку и постройку полностью механизированных кислотных автозаправщиков.

V. ПРОВЕДЕНИЕ СОВМЕСТНЫХ ЛЕТНЫХ ИСПЫТАНИЙ

РЕАКТИВНОЙ УСТАНОВКИ РУ-1 С ДВИГАТЕЛЕМ РД-1

НА САМОЛЕТЕ Пе-2 № 15/185

Испытания проводились по утвержденной программе совместных испытаний и состояли из 19 полетов, в числе которых — 13 с работающим двигателем РД-1.

Задачей испытаний является проверка надежности работы двигателей РД-1 и реактивной установки в целом и снятие летных характеристик Пе-2 с РД-1. Предварительно намечена серия отладочных полетов по заводской программе.

Срок проведения испытаний — март-июнь с.г.

VI. ПОСТРОЙКА ТРЕХ САМОЛЕТОВ

И НАЗЕМНОГО ОБОРУДОВАНИЯ

Трудоемкость работ, связанных с изготовлением, монтажем двигательной установки, и переделок по самолету составляет на одну головную машину 8000 н/ч в дополнение к ее серийной трудоемкости (около 15000 н/ч для Пе-2 "И"). В случае переоборудования под реактивную установку готовой машины с проведением ее демонтажа и переделок на месте трудоемкость работ увеличивается на 100%.

В условиях завода № 22 постройка трех головных самолетов может быть осуществлена в течение 3 месяцев с момента запуска в производство при условии выдачи заводу задания с этим сроком.

При переоборудовании под реактивную установку готовых самолетов трудоемкость увеличится на 50%.

VII. ЗАВОДСКИЕ ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ

ГОЛОВНЫХ САМОЛЕТОВ И ИСПЫТАНИЯ ИХ

ПО ДОПОЛНИТЕЛЬНОЙ ПРОГРАММЕ

Заводские летные испытания головных самолетов с реактивными установками необходимо провести в объеме программы, принятой для первой машины Пе-2 № 15/185, со снятием данных по скоростям на высотах, скороподъемности и взлетным свойствам.

Следует отметить, что область применения реактивных двигателей в действительных условиях изучена очень мало и полученный до сего времени экспериментальный материал недостаточен. Поэтому предусматриваются после проведения заводских летных испытаний по дополнительной программе в следующем объеме:

а) высотные полеты до 11000-12000 м выше винтомоторного потолка самолета с включением двигателя РД-1 с высот 8000-9000 м — 10 полетов;

б) полеты на определение маневренности с работающим РД-1 — 4 полета;

в) полеты с перегрузкой до наибольшего возможного полетного веса -2 полета;

г) полеты для проверки отдельных тактических задач (по специальной программе) — 10 полетов;

д) контрольные полеты — 4 полета. Всего 30 полетов.

VIII. ОРГАНИЗАЦИЯ РАБОТ

1. Осуществление самолетов "Пе" с реактивной установкой связано с рядом вопросов организационного характера, практическое разрешение которых возможно после согласования с заказчиком тактико-технических требований, установления сроков и места постройки.

Предварительные соображения по организации работ представляются в следующем виде.

а. Рабочий проект реактивной установки и чертежи связанных с этим переделок по самолету, расчеты, технические условия на изготовление и остальная техническая документация разрабатываются группой № 5 и передаются самолетному заводу. Как указывалось ранее, эти работы начаты группой в прошлом году, и окончание их предусматривается этим планом. Далее группа № 5 осуществляет техническую помощь и консультацию самолетному заводу при постройке и испытании самолетов.

б. Агрегаты реактивного двигателя РД-1 подаются заводом-поставщиком этих двигателей самолетному заводу в готовом виде.

в. Моторы с приводами для насосного агрегата РД-1 подаются заводом-изготовителем этих моторов самолетному заводу в готовом виде.

До сего времени заводом № 16 изготовлялись или разрабатывались моторы с приводами следующих типов: М-105 РА и М-105 ПФ. Для моторов М-107А и М-1 потребуется разработка нового привода, для мотора М-107А -также нового насосного агрегата двигателя РД-1. В этом случае должно быть выдано соответствующее задание конструкторам моторов и двигателя.

г. Постройка самолетов, необходимые опытные работы и изготовление агрегатов для предварительных испытаний выполняются самолетным заводом, поставляющим готовые машины с реактивными установками на летные испытания. Для производственно-технологической увязки первую машину из числа строящихся желательно по срокам изготовления выдвинуть вперед.

Работы ведутся по проекту и при технической консультации со стороны группы № 5.

д. Монтаж реактивных установок на самолетах может производиться как с самого начала в процессе изготовления последних, так и путем переоборудования уже готовых машин. Последний вариант может представлять практический интерес для производства серийного завода при постройке только трех машин. В частности, это может потребоваться в случае оборудования самолетов Пе-3, снятых с производства, но изготовляемых заводом № 22 в количестве около 15 машин.

е. Разработка наземного оборудования и первых экземпляров кислотного автозаправщика производится группой № 5. Производственные работы выполняются заводом № 22.

ж. Все перечисленные выше работы необходимо включить в программу соответствующих заводов и организаций на 1944 г., в том числе и группы № 5 ОКБ.

Соответствующие работы по двигателю РД-1, необходимые для выполнения тактико-технических требований, должны предусматриваться планом работ конструкторского бюро реактивных двигателей (КБ-2).

2. Высотный истребитель — модификация самолета "Лавочкин" с мотором М-82 2ТК-3 и реактивной установкой с двигателем РД-1.

Разработка модификации высотного истребителя (ВИ) намечена как основная новая тема группы № 5 на 1944 г.

До выяснения общего положения с дальнейшими работами, развитием группы и ее производственными возможностями в проект тематического плана включается только первая часть работ: разработка проекта ВИ и проведение связанных с этим экспериментальных работ.

Рабочая высота ВИ — 14000-15000 м, продолжительность полета на крейсерских режимах — 20-30 мин. На этих режимах полет происходит выше винтомоторного потолка за счет мощности, развиваемой двигателем РД-1 в дополнение к мощности мотора самолета.

Использование двигателей РД-1 для полетов выше винтомоторного потолка впервые было разработано применительно к высотному варианту самолета Пе-2 в прошлом году.

Наиболее интересные результаты с меньшими техническими затратами получаются при использовании для этой цели легкого одномоторного истребителя типа "Яковлев" или "Лавочкин".

Ниже приводятся краткие данные высотной модификации самолета "Лавочкин" с реактивной установкой с одним двигателем РД-1 для семейства машин с весами в диапазоне 3700-5800 кг при различных запасах реактивного топлива:

Рабочая высота полета, м Наибольшая продолжительность полета на рабочей высоте при крейсерской скорости 540 км/ч, мин Максимальная скорость с РД-1 на рабочей высоте (в течение 6-15 мин), км/ч Время набора высоты от 11000 м до потолка, мин Потолок, м

14000-15000 30-15 720-780 6-10 15000-18000

Осуществление ВИ для полетов на высоте 14000-15000 м в течение продолжительного для реактивного самолета времени является новой, технически трудной задачей и, несомненно, потребует хорошо координированной совместной работы самолетчиков, мотористов и работников реактивной техники.

Потребуется создание ряда новых агрегатов и в целом — реактивной установки специальной высотной схемы и конструкции, так как в данном случае для решения задачи известные схемы РУ не обеспечивают в полной мере нужные результаты. Для проверки отдельных вопросов, связанных с новой схемой РУ, потребуется проведение летных испытаний самолета (без РД-1) с целью снятия дополнительных летных характеристик, необходимых при разработке проекта и построении самолетного стенда для испытания новых агрегатов.

Следующий этап — постройка головных машин ВИ.

Предварительные работы ведутся в настоящее время группой № 5. Выполнение всего комплекса работ по осуществлению ВИ возможно в короткие сроки при наличии солидной производственной и летной базы. В качестве последней, по нашему мнению, может служить завод-изготовитель серийных машин этого типа, на котором и необходимо организовать бюро по ВИ на основе группы № 5. Все работы по ВИ должны вестись в тесной связи с конструктором самолета.

ОСНОВНЫЕ ЭТАПЫ ПЕРВОЙ ЧАСТИ РАБОТ

1. Изыскания, расчеты и разработка проекта высотной модификации самолета "Лавочкин" с М-82 2ТК-3 с реактивной установкой — 3000 н/ч.

2. Изготовление опытных агрегатов и узлов установки для самолетного стенда — 6000 н/ч.

3. Проведение испытаний на самолетном стенде — 8000 н/ч.

ААН, р. 4, оп. 17, № 100, л. 2-22. Публикуется впервые, с сокращениями.

Документ подписан С.П. Королевым 27 февраля 1944 г. На основе анализа выполненных группой С.П. Королева в 1943 г. работ по реактивным установкам для различных самолетов обосновывается необходимость их продолжения и развития. Подробный перечень работ, предлагаемых на 1944 г., сопровождается указаниями на организационные и технические мероприятия. Масштабы разработок обозначены с расчетом на их самое широкое внедрение в практику. Определена трудоемкость (в нормо-часах) экспериментальных, конструкторских и производственных работ. Предложения по организации работ предусматривают широкую кооперацию специализированных предприятий.

В связи с принципиальной новизной вопросов, затронутых в публикуемом документе, С.П. Королев уделяет внимание общим проблемам применения реактивных двигателей в авиации. Он объясняет их важные преимущества, но не скрывает и отрицательных особенностей вспомогательных реактивных установок, предназначенных для самолетов. В этом отношении план носит объективный и деловой характер. Однако нетрудно заметить и большое желание С.П. Королева добиться утверждения плана: существо дела излагается четко, аргументированно и подробно. Вместе с тем трудности выполнения плана излагаются с такими подробностями, которые уместны только в случае безусловной реализации плана, за который он будет нести персональную ответственность, и поэтому заранее предупреждает о всех особенностях практического решения задач.

В публикуемом документе С.П. Королев еще раз подчеркивает мысль, неоднократно им высказанную в других документах: систему самолет-реактивный двигатель необходимо рассматривать как единое целое с присущими только ей особенностями. Отсюда вытекала потребность в реактивных установках специального типа, которые могли представить значительный интерес для ВВС Красной Армии. При этом С.П. Королев подчеркивал, что на современной стадии развития ЖРД наиболее реально их применение на предлагаемых модификациях самолетов.

Видимо, С.П. Королев понимал, что разработка вспомогательных реактивных установок является временной и вынужденной мерой, связанной с насущными потребностями армии. Говоря о перспективе конструкторских работ своей группы, он считал естественным продолжением работ над ускорителями — создание реактивного истребителя. Такая работа была им начата.

Проект плана завершают "Приложения", которые при публикации опущены.

"Приложение I" содержит сводные данные по объему работ и сведения о составе группы № 5. "Приложение II" касается трудоемкости изготовления модификации Пе-2 с РУ. В "Приложениях III, IV" приведены данные о потребностях в материалах на изготовление и монтаж РУ на самолете Пе-2, а также в горючем, смазочном материале, реактивном топливе для заводских испытаний самолетов Пе-2 с реактивной установкой.

О НЕОБХОДИМОСТИ РЕОРГАНИЗАЦИИ РАБОТ
ПО РЕАКТИВНЫМ УСТАНОВКАМ
[1944 г.]

Следует особо отметить, что при существующем в данное время положении группа № 5 эффективно продолжать свою работу дальше не может.

До сих пор работы группы велись как инициативные, и ни по одной из тем нет утвержденного задания и согласованных с заказчиком тактико-технических требований.

Работы группы не связаны с планом опытных работ НКАП и смежных организаций.

Производственные и экспериментальные работы выполнялись до сего времени на заводах № 22 и 16 в порядке единичных, скорее даже случайных заказов, что не может являться нормальным при проведении опытных работ.

В целом работе группы № 5 по реактивным установкам не придавалось самостоятельного значения и не уделялось нужного внимания.

Между тем группа в короткий срок своими силами провела комплекс работ по единственной летающей в настоящее время модификации самолета с реактивным двигателем и накопила практический опыт работы в этой области.

Выполнение плана группы в 1944 г. возможно при наличии необходимых условий, в первую очередь, так сказать, легализации или признания группы как технической единицы, обеспечения производственной базой по линии НКАП и проведения ряда соответствующих организационно-технических мероприятий.

При этом следует ориентироваться на работы по высотному истребителю на базе самолета "Лавочкин", как на основную тему группы, с переходом в дальнейшем, в свое время, к разработке чисто реактивного самолета подобного типа.

ААН, р. 4, оп. 17, № 101, л. 1, 161. Публикуется впервые.

Документ является составной частью "Проекта тематического плана работ по реактивным установкам с двигателем РД-1 на 1944 г." (см. с. 70). Он выделен в самостоятельную публикацию, так как содержит важные сведения, проливающие свет на условия, в которых разрабатывались реактивные установки. Других документов, содержащих аналогичные материалы, обнаружить не удалось. Кроме того, этот фрагмент дает возможность судить о планах С.П. Королева по созданию реактивного истребителя. Важно отметить, что эти мысли нашли конкретное выражение в проектных работах С.П. Королева над бесхвостым реактивным истребителем. Этот проект остался незавершенным, но имеющиеся документы позволяют судить о серьезном подходе С.П. Королева к этой проблеме. Он так сформулировал задание на разработку проекта: "Спроектировать одноместный истребитель с продолжительностью полета 30 мин на высоте 15000 м". Проект такого истребителя получил название «Реактивный самолет типа "летающее крыло" с реактивными двигателями РД-1» (Там же, л. 1). С.П. Королев собрал обширную литературу по бесхвостым летательным аппаратам (Там же, л. 155). Одну из статей он целиком переписал и начертил схему французского бесхвостого самолета "Фовель АУ-2", который многие годы был единственным таким аппаратом, нашедшим практическое применение (Техника воздушного флота. 1935. № 12. С. 160).

ДОКЛАДНАЯ ЗАПИСКА "К ВОПРОСУ О РАБОТАХ
БЮРО САМОЛЕТНЫХ РЕАКТИВНЫХ УСТАНОВОК
ПРИ ОКБРД НА ЗАВОДЕ № 16"
[1944 г.]

В период 1942-1944 гг. в системе ОКБ на заводе № 16 находились две самостоятельные группы: КБ-2 — конструкторское бюро реактивных двигателей (Глушко) и группа № 5 — самолетных реактивных установок (Королев).

При реорганизации ОКБ и передаче его в промышленность группа № 5 была передана ОКБРД на заводе № 16 с сохранением своей тематики, кадров и структуры — предположительно для окончания летных испытаний самолета Пе-2, оборудованного реактивной установкой с двигателем РД-1.

За прошедшее время группой были выполнены следующие работы.

Разработана и осуществлена модификация самолета Пе-2 с двигателем РД-1. Машина проходит летные испытания, и на ней производится доводка двигателя РД-1 в полете. В процессе постройки и проведения летных испытаний самолета группой были выполнены многочисленные экспериментальные работы, исследования и испытания по системам и агрегатам реактивной установки, а также разработаны отдельные вопросы, связанные с эксплуатацией.

Наряду с перечисленными работами велись исследования и конструктивные разработки по дальнейшему применению жидкостных реактивных движителей винтомоторных самолетов. При этом определились три основных направления.

а. Вариант ускорителя, при котором реактивный двигатель используется с целью кратковременного повышения скоростных и высотных данных самолета с сохранением в остальное время и по возможности без изменений летно-тактического профиля последнего. Группой по типу нового самолета разработаны материалы по модификации бомбардировщика Пе-2 с мотором М-105 ПФ и Пе-2 "И" с М-107А, с расчетом постройки в дальнейшем нескольких таких машин для войсковых испытаний.

б. Одномоторный высотный истребитель с мощной реактивной установкой специальной схемы. Представляет собой самолет нового класса с винтомоторной группой и реактивным двигателем. В настоящее время подготовлен эскизный проект этой машины.

в. Стартовый вариант, при котором двигатель РД-1 монтируется в виде специальной секции. На самолет устанавливается необходимое число таких секций (стационарных или сбрасывающихся), чем обеспечивается возможность значительной перегрузки машины бомбовой нагрузкой или горючим. По стартовому варианту разработаны предварительные материалы. В еще более ранний период (1932-1938 гг.) под моим руководством в РНИИ проводились работы по реактивным торпедам с пороховыми и жидкостными двигателями с автоматическим управлением и управлением по радио (автоматы разработаны нами же), а работы по управлению по радио велись [одно слово неразборчиво].

Взлет торпед производился с пускового станка либо со стартового рельсового пути, причем в некоторых случаях применили катапульту с [одно слово неразборчиво] пороховых ракет. С целью сохранения материальной части использовались специальные парашютные головки (взамен боевой части), что позволяло многократно повторять пуски, подробные технические отчеты и материалы о которых имелись в то время в НИИ (см. объекты № 06, 216, 217, 212,301).

По своему составу группа состоит из работников КБ и летно-экспериментальной части [одно слово неразборчиво] заводов № 16 и 22 численностью около 30 чел. (причем работники завода № 22 являлись временно прикомандированными к ОКБ). Собственной опытной производственной базы группа не имела и производила все свои работы на производстве завода № 22.

Сейчас группа передана в моторное КБ, не соответствующее по профилю проводимых работ. Работники завода № 22 [одно слово неразборчиво] отозваны и используются на других работах. Фактически группа не имеет возможности работать дальше. В то же время небольшой, но хорошо сработавшийся коллектив группы приобрел за время своей работы значительный практический опыт и выполнил впервые ряд оригинальных работ по ракетной технике.

В настоящее время было бы целесообразным реорганизовать группу в самостоятельное конструкторское бюро на одной из производственных баз в системе Главного управления НКАП по ракетной технике. В тематику работ КБ могут войти работы из числа перечисленных выше, причем наибольший интерес представляет тема: одномоторный истребитель с бензиновым мотором и РД и реактивной установкой по специальной схеме.

Несомненно, что особое значение представляет разработка реактивной автоматически управляемой торпеды для поражения весьма удаленных площадей по типу немецких боевых ракет.

Такое задание может быть успешно выполнено группой с учетом имеющегося уже в этой области практического опыта.

Представляю изложенные выше соображения и краткий отчет1 по работам группы самолетных ракетных установок.

Прошу Вашего решения о дальнейших работах группы.

АММК. Автограф. Публикуется впервые.

¹ См.: Творческое наследие академика Сергея Павловича Королева: Избранные труды и документы. М.: Наука, 1980. С. 182.

Документ подготовлен С.П. Королевым 30 сентября 1944 г.

Прямым следствием поставленных в "Докладной записке..." вопросов можно считать разработки, выполненные С.П. Королевым с октября 1944 г. по июль 1945 г.

В "Докладной записке..." ставится вопрос о создании самостоятельного конструкторского бюро по реактивным летательным аппаратам, в том числе по ракетам дальнего действия.

Хотя не сразу, но такой вопрос был решен, и С.П. Королев с августа 1946 г. возглавил коллектив Ракетного конструкторского бюро (отдел № 3 НИИ-88), работавшего в тесной кооперации с КБ по двигателям (В.П. Глушко), системам управления (Н.А. Пилюгин, В.И. Кузнецов, М.С. Рязанский), наземному оборудованию (В.П. Бармин) и другим системам и агрегатам. Так что существует определенная преемственность задач, изложенных в "Докладной записке...", и всей последующей деятельности С.П. Королева. В связи с этим публикуемый документ является одним из узловых для изучения творческого пути главного конструктора.

ПЛАН СТАТЬИ "ОПЫТ ПРИМЕНЕНИЯ
ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯДЛЯ ПОЛЕТА ЧЕЛОВЕКА (РП-1)"
[1945 г.]

ОБЩИЕ ЗАМЕЧАНИЯ

1. Планер СК-9-318 — описывается сразу как целый РП (он так и был задуман).

2. Постановка проблемы полета человека:

по самолетной части:

ГИРД — Цандер — треугольник с РД¹;

БИЧ — без РД (система сделана)²;

модели 216 с 02 — торпеды³;

65-212;

РП с РДА-1-150;

по двигателям:

двигатель 02 (Цандер);

экспериментальные работы по 02 (Тихонравов);

двигатель № 65 (Глушко);

эксперименты Душкина;

двигатель РДА-1-150 (Душкин).

3. Указать: испытатели Федоров, Палло, Душкин, Глушко, Щербаков.

4. Дать отдельно: полеты в Крыму; на буксире; облет у Щербакова.

5. Дать особо: о смещении центра тяжести при выгорании реактивного топлива (особенно при полете под углами! Можно свести к "0"!).

Дать тексты описательного характера, например: как происходил первый полет, рассказ летчика и пр.

7. Дать материалы (и диаграммы) по аккумулятору давления (из дела 318-1).

ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА (ПЛАНЕРА?)

1. Выбор типа, схемы и конструкции (общие соображения): буксировочный планер (аппарат), затем катапульта — самолетный взлет; хорошая летучесть, управляемость, устойчивость;

повышенная прочность;

возможность установки РД без влияния струи на части самолета;

значительный диапазон допустимых смещений центра тяжести (за счет изъятия второго пилота);

выбрано расположение двигателя на хвосте (влияние кориолисова ускорения при криволинейном движении — незначительное).

2. Конструкция планера (его частей).

2а. Размещение агрегатов и меры предосторожности (кожуха для труб): РД — вынесен, руль поворота — бронирован, капот, пожарные перегородки, много контрольных приборов.

3. Установка РД.

4. Топливные баки.

5. Система питания.

6. Система управления.

7. Контрольные приборы и сигнализация.

8. Система пуска.

Тихонравов: "Метод изучения явлений, сопровождающих работу РД на двигателе, назначенном к сдаче в эксплуатацию, — ошибочен. В этом случае изучение — поверхностное, так как не позволяет распространить результаты эксперимента на достаточно широкую область. А последнее необходимо для правильных обобщений и определения тех или иных закономерностей".

В нашем случае:

Имея опытную экспериментальную работу и определенные результаты исследований в лаборатории, на стенде и пр., — необходима проверка на объекте.

Это определенным образом венчает данный большой продолжительный этап работы. Но этот объект не должен быть предназначен к сдаче как, например, боевой, что скомкает и сузит экспериментирование.

Показать: как в целом строилась работа (еще начатая ГИРД — и только ей!):

лаборатория;

стендовая по РД;

самолетная стендовая;

облет самолета — без включения РД, с включением РД;

полеты с РД.

Показать, какие вопросы отрабатываются по каждому из этих пунктов.

Итоги и результаты (проверка методики, полученные количественные и качественные результаты, опыт эксплуатации, сам факт полета).

ОПИСАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ

1. Из чего состоит двигатель.

2. Охлаждение (принцип) — основные вопросы ракетной техники — ресурс, стойкость.

Зажигательная шашка, ее устройство и снаряжение — основной вопрос ракетной техники.

Устройство для пуска (принцип) — только краны — то, что входит в собственно "двигатель", — основной вопрос ракетной техники.

Тепловой контроль — о неодновременном истечении и взрыве.

Основные данные двигателя.

ААН, р. 4, оп. 17, № 138, л. 1. Автограф. Публикуется впервые, с сокращениями.

1 Имеется в виду планер БИЧ-8 "Треугольник", на котором, по договоренности между С.П. Королевым и Ф.А. Цандером, предполагалась установка РД (см. с. 45).

2 Имеется в виду планер БИЧ-11, который был переоборудован в ГИРД под установку двигателя Ф.А. Цандера ОР-2, получившего после модификации индекс 02.

3 См.: Ветров Г.С. С.П. Королев и космонавтика: Первые шаги. М.: Наука, 1994. С. 104.

В начале 1945 г. С.П. Королев решил обобщить свой опыт по применению ЖРД для летательных аппаратов и с этой целью подготовить серию статей. Кроме рассматриваемой, намечалась статья "Опыт установки вспомогательного жидкостного реактивного двигателя на винтомоторном самолете (РУ-1)".

С.П. Королев успел, кроме плана, завершить вчерне только первую из статей (см. с. 90). Готовился он к этой работе очень основательно. Собрал подробные материалы, относящиеся к теме, в основном отчеты РНИИ, подготовленные в 1936-1940 гг. разными авторами, сделал большое число выписок из этих отчетов.

Особое внимание С.П. Королева привлек "Предварительный отчет о результатах лабораторных исследований характеристик РД на азотной кислоте и керосине", подготовленный Л.С. Душкиным и В.А. Штоколовым в 1938 г. В отчете рассматривались зависимости энергетических данных ЖРД от его конструктивных характеристик — объема камеры, соотношения компонентов и др. (Там же, л. 31).

Выписки, сделанные С.П. Королевым, позволяют понять, чем привлек его этот отчет: "Изучение этих вопросов является первой попыткой в этом направлении, поэтому приведенные ниже результаты исследований должны рассматриваться как предварительные сведения, позволяющие более обоснованно подходить к разработке конструкции ракетного двигателя, чем это было до сих пор" [выделено нами. — Г.В.].

Перечисляя нужные для статьи материалы, в частности ссылаясь на "Дело объекта 218 за 1938 г.", С.П. Королев пометил: "Очевидно, то же за 1936 и 1937 гг. — там мои отчеты!" В этом месте позднее синим карандашом сделана приписка, очень важная для историков: "Шифр надо 318, а не 218". Первая цифра шифра 218 принята по номеру II отдела РНИИ, где СП. Королев был только руководителем сектора; более поздний шифр 318 — по номеру группы № 3 РНИИ, которой после реорганизации РНИИ, ликвидации отделов и создания групп как основных организационных единиц руководил С.П. Королев.

С исторической точки зрения публикуемый план статьи имеет большое значение. В нем нашли отражение закономерности начального периода развития ракетной техники в представлении С.П. Королева, а самое примечательное — это прямое свидетельство С.П. Королева о том, что планер СК-9 уже в процессе разработки рассчитывался под установку ЖРД.

ОПЫТ ПРИМЕНЕНИЯ
ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
ДЛЯ ПОЛЕТА ЧЕЛОВЕКА (РП-1)
[1945 г.]

Мысль об использовании ракетных аппаратов для подъема человека на большие высоты и даже для вылета его в космическое пространство известна довольно давно, так как идея самого ракетного двигателя в силу его природы и принципа действия лучше всего применима для такого рода полетов. В этой области необходимо отметить капитальные работы К.Э. Циолковского и Ф.А. Цандера.

Различными изобретателями было предложено в различное время множество всяких ракетных аппаратов, которые, по мысли авторов, должны были внести переворот в технику. В большинстве своем эти схемы были очень слабо, и в особенности в ракетной своей части, малограмотно разработаны. В последнее время многие предложения сводились к простой постановке ракетного двигателя (на твердом или на жидком топливе) на общеизвестные типы самолетов. Предполагалось таким путем достичь необходимых высот и скоростей полета. Нет надобности много говорить о всей несостоятельности подобного механического перенесения ракетной техники в авиацию¹.

Проблема ракетного двигателя на жидком топливе является одной из новых проблем, выдвинутых современной техникой. Как всякая новая проблема, она имеет свои особенности, ставящие целый ряд задач, от решения которых зависит и решение самой проблемы.

Несмотря на то что еще К.Э. Циолковский в 1896 г. указал на ракету на жидком топливе как на средство космического транспорта², ракетный двигатель, являющийся той деталью ракеты, которая сообщает ей тягу, в конструктивном оформлении появился недавно. У нас в СССР, несмотря на то что теоретически проблема была разработана раньше, чем за границей, первый ракетный двигатель был построен позднее. Покойный инж. Ф.А. Цандер в период 1927-1929 гг. произвел целый ряд опытов с небольшим двигателем, работавшим на бензине и воздухе. Далее группа по изучению реактивного движения (ГИРД) и газодинамическая лаборатория (ГДЛ) работали над решением проблемы ракетного двигателя, и после их объединения в РНИИ эта проблема получила базу, где над решением ее работает целый ряд инженеров.

Не ставя себе целью в настоящей статье осветить вопросы применения ракетного двигателя на жидком топливе, остановимся на конкретном примере уже выполненного двигателя, на тех отдельных задачах, о которых мы упомянули раньше и которые являются основными при конструировании ракетного двигателя³.

МАТЕРИАЛЫ ПО РП

Настоящие испытания были предприняты с целью:

а) отработки надежности запуска ракетного двигателя на азотной кислоте и керосине из кабины ракетоплана;

б) отработки механизмов управления запуском РД, работой его и остановкой;

в) усовершенствования системы подачи топлива из баков в камеру сгорания для обеспечения надежности действия и удобства эксплуатации установки в условиях полета;

г) определения надежности действия РД и других элементов установки в условиях эксплуатации в опытном ракетоплане;

д) накопления навыков в эксплуатации ракетной установки при управлении ею из кабины ракетоплана.

РП устанавливался на стенде в линию полета, РД был вынесен за броневую плиту. При последних испытаниях броневая плита была снята и РД установлен непосредственно на своей моторной раме.

Методика испытаний сводилась к проведению серии огневых испытаний с замером основных характеристик РД и системы подачи и наблюдению и осмотру РД и установки в процессе и после испытаний.

Стендовые испытания реактивной установки велись с 15 марта 1939 г. по 25 сентября 1939 г. (не считая испытаний, проведенных мною в 1937-1938 гг.). Число испытаний — 108.

I серия испытаний — отработка надежности зажигания.

II — надежности действия системы питания и подачи.

III — надежности приборов контроля и механизмов управления РД.

IV — накопление опыта эксплуатации установки и РД при управлении пилотом из кабины ракетоплана.

РЕЗУЛЬТАТЫ I СЕРИИ ИСПЫТАНИЙ

Испытаниям были подвергнуты три метода запуска РД:

а) с помощью термитной шашки с включением при запуске РД рабочего расхода топлива под давлением 10-12 атм;

б) с помощью воздушно-водородной горелки с электрическим воспламенением и с включением рабочего расхода топлива при давлении 10-12 атм;

в) с помощью термитной шашки с предварительным включением при запуске пусковых форсунок, обеспечивающих преуменьшенный расход топлива, с последующим включением рабочих форсунок при давлении в баках 12-15 атм.

В результате проведенных испытаний было установлено, что использование термитной шашки с подачей нормального расхода топлива в момент запуска не может обеспечить безопасность запуска двигателя по той причине, что конструкция двигателя и система ввода топлива не исключают возможности запаздывания компонентов одного относительно другого (открытый тип форсунок и невозможность предварительного заполнения топливом рубашек двигателя и трубопроводов после пусковых кранов).

Вследствие этого не обеспечиваются условия зажигания термитной шашки, что приводит к скоплению топлива в камере в жидкой фазе и силовому удару при воспламенении его, когда шашка вновь разгорится.

Из этих соображений, а также учитывая фактор кратковременности пускового периода при данном методе зажигания, обусловленном семисекционной длительностью горения шашки, данный метод зажигания не может быть рекомендован к эксплуатации в опытном ракетоплане.

Возможность использования воздушно-водородной горелки с электрическим зажиганием была проверена предварительно на стенде на малом опытном двигателе. При этих испытаниях выяснилась принципиальная пригодность данного метода зажигания. Он обеспечивал возможность многократного зажигания — до 40 раз и плавность воспламенения топлива при подаче последнего через рабочие форсунки под давлением 15-20 атм и выше.

При последующих испытаниях данного метода зажигания непосредственно на двигателе, который предназначался к установке в опытном ракетоплане, имели место два случая взрывного характера воспламенения топлива. При анализе этих испытаний было установлено, что причиной наблюдаемых случаев взрывного характера воспламенения является запаздывание одного компонента по отношению к другому и, как следствие этого, резкое снижение интенсивности горения воздушно-водородной смеси за счет изменения концентрации смеси, вносимого преждевременным поступлением какого-либо одного из компонентов топлива — кислоты или керосина.

Это обстоятельство приводило к тому, что очаг горения, создаваемый воздушно-водородной горелкой, на некоторое время угасал, уходя внутрь горелки. Одновременно в камере создавались условия для накопления обоих компонентов в жидкой фазе. При малейшем оживлении пламени воздушно-водородной горелки, которая работала непрерывно от электрической искры, возникал взрывной характер горения скопившихся в камере компонентов.

При устранении запаздывания компонентов при подаче их в камеру, как это имело место при стендовых испытаниях двигателя, когда рубашка камеры была заполнена компонентами, что позволяло осуществить вертикальное положение двигателя, воспламенение топлива происходило безотказно и плавно.

Использование данного метода зажигания может быть допущено в опытном ракетоплане лишь при условии внесения конструктивных изменений как в двигатель, так и в систему питания в разрезе устранения возможности запаздывания компонентов и обеспечения плавного ввода их в камеру сгорания. До проведения этих мероприятий данный метод зажигания был временно оставлен.

Исходя из опыта по осуществлению запуска двигателя термитной шашкой и воздушно-водородной горелкой, был разработан другой метод зажигания — с помощью термитной шашки и дополнительных пусковых форсунок. Суть этого метода зажигания сводится к следующему. При воспламенении термитной шашки включаются сначала пусковые форсунки, обеспечивающие минимальный расход компонентов топлива, который даже в случае запаздывания одного из компонентов не может повлиять на интенсивность горения шашки. При воспламенении пускового расхода топлива порядка 70-80 г в камере сгорания устанавливается интенсивный очаг горения, который может держаться в ней длительное время по желанию пилота.

В любой момент при горении пускового расхода топлива включается нормальный расход топлива через рабочие форсунки. Поскольку и в этом случае запаздывание одного из компонентов при вводе полного расхода топлива через рабочие форсунки может вызвать явление ненормального воспламенения по указанным ранее причинам, в конструкцию двигателя и системы питания был внесен ряд изменений в целях устранения возможностей запаздывания одного из компонентов.

РЕЗУЛЬТАТЫ II И III СЕРИИ ИСПЫТАНИИ

Испытаниям была подвергнута вся двигательная установка, включающая в себя топливные баки, пусковые краны для регулировки давления подачи, спусковые краны, систему трубопроводов в условиях их совместного действия при огневых испытаниях двигателя при управлении работой установки из кабины опытного ракетоплана.

В процессе испытаний [было установлено], что система подачи в виде газового аккумулятора, конструкция топливных баков, соединения трубопроводов удовлетворяют требованиям по надежности работы и не нуждаются в каких-либо изменениях.

Что касается конструкции кранов системы управления запуском РД, то эти вопросы требовали усовершенствования. Краны не сохраняли герметичность.

Основное внимание при усовершенствовании системы питания ракетной установки было сосредоточено на исключении возможности запаздывания компонентов при подаче их в камеру сгорания. С этой целью, как уже указывалось, была произведена установка пусковых и рабочих кранов и установка в двигателе пусковых форсунок.

После этого было сделано 16 огневых испытаний и установлена пригодность системы питания к эксплуатации. Последние пять испытаний — без броневой защиты двигателя.

Были приняты меры к обеспечению возможности заполнения рубашек двигателя компонентами топлива перед запуском двигателя, поскольку это являлось главнейшим фактором в запаздывании подачи одного из компонентов.

Наиболее простым решением в этом случае могло бы быть устройство форсунок закрытого типа. Однако разработка конструкции такого типа форсунок вызывает ряд трудностей и не может быть реализована в кратчайшее время.

Применительно к имевшейся конструкции двигателя и системы питания были приняты другие меры для обеспечения одновременности поступления компонентов, а именно: пусковые топливные краны были поставлены непосредственно на двигатель, с тем чтобы топливо, заполнив рубашки двигателя, доходило до кранов. Поскольку длина трубопроводов после кранов до форсунок измерялась сантиметрами, создавались условия подачи топлива, исключающие возможность запаздывания.

Отдельным вопросом, связанным с системой зажигания, стоял вопрос о приборах контроля нормальной работы зажигания данной системы. Для этой цели был применен газовый термометр с электрической передачей в кабину планера светового сигнала 3-вольтовой лампочки.

Приемная часть этого прибора располагалась у выходного сечения сопла, а сигнал — на доске. Прибор работал безотказно, как только начиналось горение топлива, вводимого через пусковые форсунки. Для безотказности прибора необходим тщательный монтаж его к электропроводке.

Таким способом было установлено, что наиболее приемлемой системой запуска двигателя в ракетоплане является термитная шашка А-31 с включением первой порции топлива через пусковые форсунки с расходом 70 г при давлении в баках 12-15 атм с последующим включением после светового сигнала рабочих форсунок.

РЕЗУЛЬТАТЫ IV СЕРИИ ИСПЫТАНИЙ

Накопление навыков в эксплуатации установки при управлении ею из кабины ракетоплана осуществлялось в процессе как текущей работы при отработке элементов установки путем проведения огневых испытаний, так и проведения специальных испытаний, которые проводились пилотом т. Федоровым, не имевшим ранее никакого опыта в испытании ракетного двигателя.

Было установлено:

1. Во всех случаях запуск двигателя осуществлялся безотказно. Двигатель включался в работу плавно, без ударов и толчков.

2. Работа двигателя на режимах 10-18 атм в камере протекала устойчиво, без заметных вибраций.

3. Поддержание работы двигателя не вызывало каких-либо затруднений у пилота.

Простота управления РД, по заявлению т. Федорова, обеспечивает условия для одновременного управления полетом и работой двигателя одним человеком, т.е. пилотом.

4. РД во время работы не получает каких-либо разрушений и пригоден для многократной эксплуатации при условии проверки герметичности в соединениях двигателя и рабочих кранов после каждого огневого пуска.

КРАТКОЕ ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ
ОПЫТНОГО РАКЕТОПЛАНА РП-318-1 (ОБЪЕКТ 601)

Введение

Опытный ракетоплан 318-1 не преследует никаких рекордных целей и служит для проверки в условиях действительной эксплуатации на самолете действия системы ракетного двигателя и всех связанных с этим вопросов.

Кроме того, поскольку до сих пор нет сведений о совершении успешных полетов на ракетных самолетах (были лишь отдельные пробежки на планерах с пороховыми камерами), несомненно, является целесообразным, не задаваясь рекордными целями на малых высотах, впервые осуществить полет человека на аппарате подобного типа, с тем чтобы приобрести опыт и в случае успеха перейти к дальнейшим экспериментам уже в большем масштабе.

Изложенные выше соображения и положены в основу работ по ракетоплану 318-1.

В качестве конструкции машины был выбран планер СК-9, выстроенный и сданный в эксплуатацию Московским планерным заводом осенью 1935 г. Планер проектировался и строился с учетом предстоящей установки на него в дальнейшем ракетного двигателя на жидком топливе. Планер успешно прошел заводские испытания, совершил ряд полетов на буксире у самолета и при парении, а также перелет на буксире самолета Р-5 по маршруту Москва-Коктебель-Москва.

При этом было установлено, что машина обладает вполне удовлетворительными летными данными, хорошей устойчивостью и управляемостью. Кроме этого, в конце 1938 г. были проведены специальные испытания планера, загруженного ракетной установкой, которые дали вполне удовлетворительные результаты.

В качестве ракетной двигательной установки был выбран ракетный двигатель на жидком топливе — азотной кислоте и керосине, неоднократно испытанный на стенде и признанный годным для эксплуатации в ракетоплане (см. заключение приемочной комиссии от 7.1 1939 г. в деле объекта 601).

1. Конструкция машины

Машина представляет собой свободно несущий моноплан со средним расположением крыла. Конструкция машины целиком деревянная.

Крыло — двухлонжеронное, обшито 1-мм фанерой от низа до верха заднего лонжерона (через переднюю кромку).

Для придания устойчивости фанера подкреплена стрингерами у разъема крыла, на протяжении около 1,5 м наружная обшивка взята толщиной 1,5 мм. Остальная поверхность крыла обшита полотном. Лонжероны коробчатого сечения расположены на 10 и 50% хорды постоянно по размаху. Нервюры изготовлены из липовых реек. В результате конструкция крыла получилась в виде очень жесткой коробки, хорошо сопротивляющейся изгибу и кручению.

Машина летала на скоростях до 180 км/ч и в условиях очень сильной болтанки, причем крыло вело себя отлично. Узлы разъема — из стали, сварные, с горизонтально расположенными болтами. Крепятся узлы к лонжеронам на пистонах и на болтах. Крыло разнимается на три части. Размах центральной части — 2 м, причем она составляет одно целое с фюзеляжем. Элероны щелевые, состоящие каждый из двух частей. Конструкция элерона -без лонжеронов. Вместо лонжерона пущены четыре стрингера, врезанные в липовые нервюры сплошного сечения и охваченные по носку 1-мм фанерой.

Фюзеляж — овального сечения, переходящий в своей верхней части в обтекатель за головой пилота, обшит фанерой 1-1,5 мм.

Шпангоуты — сплошного сечения, из липы, размером 6x20 мм. По всей боковой поверхности фюзеляжа расположены стрингеры, которые врезаны в шпангоуты. Хвостовая часть фюзеляжа, а также кабина пилота и отсек между лонжеронами крыла имеют внутреннюю фанерную 1-мм обшивку, служащую для создания дополнительной жесткости и для прикрытия силовой части фюзеляжа изнутри.

У планера СК-9 отсек между лонжеронами крыла был занят местом второго пилота или штурмана. В отсеках центроплана была расположена радиоаппаратура (в настоящее время этот отсек занят агрегатами двигательной установки).

Место пилота — открытого типа, защищено небольшим целлулоидным козырьком. На приборной доске установлены все необходимые аэронавигационные приборы. Посадочное приспособление машины состоит из ясеневой лыжи, окованной листовой сталью, и набора резиновых колец, служащих для амортизации и работающих на сжатие.

Конечная часть фюзеляжа на хвосте переходит в костыль жесткого типа, без амортизации, снабженный лишь стальной предохранительной оковкой.

Хвостовое оперение — вертикальное, в виде небольшого киля, составляющего одно целое с фюзеляжем, и компенсированного руля направления. Горизонтальное оперение состоит из стабилизатора, укрепленного на верхней части киля на четырех стальных трубчатых подкосах.

Для придания дополнительной жесткости горизонтальному оперению в направлении полета поставлены от передних подкосов к низу фюзеляжа стальные тросы.

Управление машиной нормального типа (ручка и педали) — тросовое. Ролики в системе управления отсутствуют и повсеместно заменены качалками. Все вращающиеся части смонтированы на шарикоподшипниках. Управление в полете получилось очень легким.

2. Двигательная установка

Двигательная установка ракетоплана состоит из системы питания, аккумуляторов давления и ракетного двигателя с моторной рамой и капотами.

Система питания состоит из трех равной емкости стальных точеных баков. Один из баков предназначен для горючего, и два — для окислителя. Во избежание попадания компонентов топлива, и в особенности азотной кислоты, на деревянные части машины (что всегда может быть в процессе эксплуатации, при поломках и пр.) баки установлены в специальных дюралевых ваннах, укрепленных в фюзеляже. Ванна с керосиновым баком расположена за сиденьем пилота, ванна с баками окислителя — в отсеке между лонжеронами крыла. Каждый бак в своей верхней части имеет четыре отверстия: для заливки, для вывода компонента, для подачи воздуха и для присоединения манометра давления. Азотные баки сообщаются между собой последовательно таким образом, что содержание заднего бака перекачивается в передний бак и отсюда поступает к двигателю⁴. Трубопроводы, подводящие компоненты к двигателю, заключены в дюралевую трубу, а на хвосте машины проходят через стальной раструб.

Таким образом, система питания при посредстве ванн, трубы и раструба оказывается полностью изолированной от деревянной конструкции машины. Пространства между ваннами и бортами фюзеляжа, а также ванны сверху закрыты съемными дюралевыми капотами.

Для спуска давления из баков системы питания устроены выводы в атмосферу (дренаж, открываемый пилотом из кабины), на приборной доске установлен манометр, показывающий давление в системе питания. Аккумуляторы давления ракетоплана состоят из пяти бачков высокого давления, установленных в свободных отсеках центроплана с обеих сторон и соединенных общими трубопроводами.

Трубопроводы от воздушной системы проведены через запорный вентиль, редуктор и обратные клапаны к керосиновому и азотному бакам. На приборной доске установлен манометр, показывающий давление в воздушном аккумуляторе. Для зарядки воздушного аккумулятора и для спуска давления на переднем лонжероне установлен зарядный вентиль.

Ракетный двигатель типа РДА-1 установлен на моторной раме, сваренной из стальных труб и укрепленной на хвосте машины. Для предохранения хвостовой части фюзеляжа, костыля и близлежащих частей руля направления и горизонтального оперения от воздействия кислоты, пламени и пр. последние окованы нержавеющей сталью толщиной 0,3 мм.

Установка двигателя на хвосте машины покрыта легкосъемным дюралевым капотом со стальной подставкой у сопла двигателя. На моторной яме установлены топливные краны, управляемые сектором газа из кабины пилота.

Система зажигания двигателя состоит из аккумулятора 8 В, укрепленного на носу машины, и установленных на приборной доске соединительных клемм и контроля зажигания в виде газового термометра со световой сигнализацией. Для замыкания цепи служит кнопка, смонтированная на ручке управления.

Основные данные ракетоплана

1. Конструкция машины

Размах, м Длина, м Высота, м по фюзеляжу по вертикальному оперению Удлинение Несущая поверхность, м2 Профиль крыла Хорда крыла, м наибольшая наименьшая средняя аэродинамическая Угол заклинения,° крыла по верхней кромке Площадь элерона, м2 Компенсация элерона (по площади, весовая отсутствует), % Плечо элерона, м Углы отклонения элерона, ° Площадь, м2 горизонтального оперения стабилизатора рулей высоты Плечо горизонтального оперения, м Устойчивый угол горизонтального оперения, ° Углы отклонения рулей высоты, ° Компенсация горизонтального оперения (по площади, весовая отсутствует), % Профиль горизонтального оперения Площадь, м2 вертикального оперения киля плоской части фюзеляжа руля направления Плечо вертикального оперения, м Компенсация вертикального оперения (по площади), % Профиль вертикального оперения Угол,° отклонения руля направления установки вертикального оперения Нормальное положение центра тяжести по САХ (на этой центровке машина летала), % Коэффициент перегрузки при полетном весе 670 кг 2. Двигательная установка Рабочее давление в системе питания (нормальное), кг/см2 Давление в системе питания при статических испытаниях, кг/см2 Рабочее давление в аккумуляторе давления, кг/см2 Давление в аккумуляторе давления при статических испытаниях, кг/см2 Емкость бака, л горючего окислителя аккумуляторов давления

17,0 7,88 1,24 2,64 13 22,0 РП (14-18%) 2,0 0,4 1,294 +2 -1,25 1,57 -27,0 5,8 ±20 3,0 1,75 1,25 3,8 +3 ±25 10 953 1,65 0,32 0,2 1,28 4,1 9,5 953 ±25 0 33,0 7 38-36 55 До 130 200 20,2 40,4 20,0

Аккумулятор давления заряжается сжатым азотом, в виде исключения допускается зарядка сжатым воздухом.

3. Летные данные при безмоторном полете

Ниже дается диапазон рекомендуемых летных данных соответственно для случаев:

а) планирования без топлива и с полными баками;

б) планирования у земли и с начальной высоты 1500 м.

Наименьшая необходимая скорость взлета (отрыва) 71-76 км/ч (скорость буксировки за самолетом Р-5 должна быть порядка 130-140 км/ч). Нормальная скорость планирования 95-110 км/ч. Наименьшая допустимая скорость планирования 85-95 км/ч. Наибольшая допустимая скорость планирования (пикирование) 200 км/ч. Нормальная скорость снижения 1,2-1,6 м/с. Наименьшая скорость снижения (без топлива у земли) 0,94 м/с. Наибольшее аэродинамическое качество 23,8 м/с. Посадочная скорость 68,5-71 км/ч.

4. Летные данные при полете с ракетным двигателем на высоте 1500 м

	Полет по горизонтали			Полет с набором высоты
	тяга РД, кг
	50	100	150	150
Начальная скорость (после отцепки от самолета, в момент запуска РД), км/ч Наибольшая скорость полета, км/ч достигаемая допустимая Наибольшее ускорение при полете, м/с2 Время достижения наибольшей скорости, с Время достижения допустимой скорости в полете с РД, с Время полета с работающим РД, с Полное время полета, мин Достигаемая высота, м Угол подъема,° Средняя вертикальная скорость, км/ч Дальность полета по горизонтали с РД, км Полная дальность по горизонтали, км	100 150 215 0,3 60 Не достиг. 200 27 1500 - 10,0 44,5	100 220 215 1,05 90 60 142 25 1500 - 8,4 42,9	100 270 215 1,79 70 25 110 24 1500 - 7,6 42	100 172 215-220 0,31 115 Не достиг. 115 36 2223 9 4,6-7,4 4,6 55,8

Дополнение. Данные РУ на РП-318-1

Тяга РД, кг	Возможная длительность работы, с	Тяга РД, кг	Возможная длительность работы, с
50 60 75	200 175 163	100 125 145	142 130 110

Давление в камере, атм	Тяга РД, кг	Давление подачи, атм	Расход топлива, кг/с	Длительность работы двигателя, с
10 12,5 14,0 17,0	76 100 117 140	21 25 30 35	0,46 0,530 0,580 0,670	163 142 130 112

По ТУ вес РУ, кг задан получился Вес, кг РД с моторамой топливных баков с ваннами запаса топлива баллонов, заполненных азотом до 130 атм трубопроводов пусковых кранов и механизмов управления приборов аккумулятора для зажигания

180 205 12,240 65,9 75 32,2 3,2 9,8 1,4 4,5

Летные данные РП-318-1 как планера
(два полета 26/ХII 1938 г.)

При буксировке планер ведет себя устойчиво, после отцепки высота от 1200 до 300 м на скорости от 75 до 160 км/ч.

Планер устойчив и хорошо управляем.

При скорости полета	75 км/ч	скорость снижения	1 м/с.
" " "	90 км/ч	" " "	1,5 м/с.
" " "	100 км/ч	" " "	2,0 м/с.

Делались спирали с креном до 40-50°. На спиралях машина устойчива.

Во втором полете на высотах от 1400 до 300 м и при скорости 170 км/ч испытана маневренность — хорошая. Четыре боевых разворота. В крыльях, хвосте и пр. отклонений от нормы не обнаружено.

Работа в полете с рукоятками РД затруднений не вызывает.

Испытания велись с РУ и РД, но без загрузки реактивным топливом. Центровка передняя. Надо снять с носа 3 кг.

ААН, р. 4, оп. 17, № 138, л. 100-117. Автограф. Публикуется впервые, с сокращениями.

¹Конец первой части машинописной страницы.

² Неточность. Эту идею К.Э. Циолковский сформулировал в 1903 г. В 1896 г. он подготовил рукопись работы "Свободное пространство", в которой рассмотрена возможность перемещения в пространстве без опорной среды с помощью реактивной силы.

³ Конец второй части машинописной страницы. На полях рукой С.П. Королева сделана помета, видимо, как дополнение к тексту в окончательной редакции: "Полет человека с РД — впервые ГИРД".

⁴ Примечание на полях С.П. Королева: "См.: о соблюдении центровки".

Черновой вариант статьи, написанный С.П. Королевым в первой половине 1945 г.

Публикуемый документ представляет собой рукописный материал, за исключением одной машинописной страницы, которая, судя по содержанию, была заготовкой к вводной части статьи (Там же, л. 67). Текст заготовки состоит из двух частей, разделенных интервалом. По-видимому, окончательный вариант введения, по мнению С.П. Королева, нуждался в дополнении.

Статья имеет сквозную нумерацию, сделанную С.П. Королевым, а также авторские пометы цветным карандашом, внесенные, видимо, позднее, которые можно рассматривать как редакторскую правку перед перепечаткой.

В подборке материалов к статье есть раздел, написанный С.П. Королевым: "Описание двигателя РДА-1-150" (Там же, л. 95, автограф). Можно предположить, что С.П. Королев собирался включить этот раздел в свою статью. Нами раздел опущен, как не содержащий оригинальных сведений.

НЕОБХОДИМЫЕ МЕРОПРИЯТИЯ
ПО РАКЕТЕ ДАЛЬНЕГО ДЕЙСТВИЯ
[1944 г.]

Для осуществления в кратчайшие сроки Ракеты Дальнего Действия целесообразно использование имеющегося опыта предшествовавшей работы по крылатым ракетам и коллектива специалистов, работавших в области ракетной техники в г. Казань.

Практически необходимо провести следующее.

1. Утвердить представленный проект предварительного задания на разработку Ракеты Дальнего Действия.

Инж. С.П. Королеву представить на рассмотрение эскизный проект ракеты через 30 дней с момента организации работ по этому заданию, ориентировочно к 1 декабря с.г.

2. Впредь до реорганизации группы инж. С.П. Королева командировать нужных работников группы из Казани в Москву в НИИ для разработки на основе сохранившихся материалов по крылатым ракетам проекта Ракеты Дальнего Действия. Просить начальника НИИ генерал-майора т. Федорова П.И. обеспечить все необходимые условия для выполнения этого задания в намеченный срок — к 1/ХП с.г.

3. Реорганизовать с 1 ноября с.г. Бюро реактивных установок ОКБ завода № 16 (группа инж. С.П. Королева) в Спецбюро и в связи с этим провести следующее:

а) перевести с 1 ноября в штат Спецбюро работников заводов № 16 и 22 согласно списку (Приложение I);

б) усилить Спецбюро в период до 1 декабря с.г. работниками согласно Приложению II;

в) в связи с реорганизацией группы и работами по новому заданию просить о сохранении за Спецбюро специалистов согласно особому списку.

4. Организовать производственную и экспериментальную базу для Спецбюро и укомплектовать ее работниками завода № 16.

Желательный срок — декабрь с.г., с тем чтобы с января 1945 г. работа проводилась в нормальных условиях.

Необходимые мероприятия в связи с организацией производственной базы подлежат представлению дополнительно.

5. По автоматическому управлению для ракет нужно следующее:

а) необходимо обязать соответствующие организации, в частности Научно-исследовательский институт самолетного оборудования, разработать и поставить по тактико-техническим требованиям в количестве и в сроки, согласованные со Спецбюро, приборы автоматического управления для ракеты;

б) ввиду наличия большого опыта по автоматическому и телемеханическому управлению и соответствующих условий СпецНИИ просить последний принять на себя обеспечение этих работ для Ракеты Дальнего Действия; упомянутые выше требования по автоматике, данные по срокам должны быть представлены Спецбюро в декабре с.г.1

в) необходимо обеспечить в I и II кварталах 1945 г. на одном из заводов, производящих автопилоты, заказ и фонд рабочего времени для переделки и доводки существующих автопилотов для головных ракет по первому этапу.

6. Необходимо обязать завод "Уралмаш" в г. Свердловске изготовить в декабре с.г. по заказу Спецбюро части ракеты (камеры) согласно техническим условиям.

7. По порохам необходимо:

а) обязать НКБ (т. Ванникова)

изготовить и поставить Спецбюро в декабре с.г. 5 т пороховых шашек с наружным диаметром ПО мм из пороховой массы НЗ;

до конца 1944 г. разработать технологию изготовления шашек большего диаметра — до 240-280 мм;

обеспечить в 1945 г. изготовление и поставку Спецбюро 250 т пороховых шашек крупного размера (до 280 мм) и длиной до 1500 мм2;

б) обязать Челябинский машиностроительный завод изготовить по чертежам Спецбюро завода № 512 шнековые прессы, необходимые для изготовления пороховых шашек крупного размера.

8. Необходимо обязать НИИ обеспечить для Спецбюро проведение работ по отработке пороховых зарядов, по скоростным продувкам, по использованию всех материалов по ракетам (старых и по новым образцам) и т.д.

9. Кислородному главку (Капица) обеспечить в 1945 г. Спецбюро жидким кислородом по техническим условиям и в количествах по заявкам последнего.

10. Главному управлению снабжения НКАП предусмотреть на 1945 г. для Спецбюро этиловый спирт в количестве 50 т.

11. В целях наилучшего обеспечения и ускорения работ по созданию Ракеты Дальнего Действия работу в целом и необходимые по ней мероприятия желательно оформить постановлением Государственного Комитета Обороны.

ААН, р. 4, оп. 17, № 106, л. 5. Публикуется впервые, с сокращениями.

¹ На полях около пунктов "а" и "б" этого раздела С.П. Королев сделал карандашную помету: "ТТТ надо составить совместно!"

² С.П. Королев в тексте сделал карандашную помету: "4000 мм".

К моменту подготовки публикуемого документа С.П. Королевым были сделаны проработки, которые позволили ему ставить конкретные задачи, связанные с созданием ракет дальнего действия (РДД), перед различными организациями. При этом важно отметить, что С.П. Королев предполагал разрабатывать не только твердотопливные, но и жидкостные ракеты.

В Приложениях к обсуждаемой записке (при публикации опущены) С.П. Королев привел список сотрудников, которых он хотел бы привлечь к работам по РДД, причем не только из ОКБРД, но и из других организаций. Среди них был и работавший ранее с С.П. Королевым в РНИИ Б.В. Раушенбах. Приводилась также структура будущего Спецбюро по РДД. В его состав входили бригады: общих расчетов и компоновок, пороховых агрегатов и стартовых устройств, жидкостных агрегатов и топливных систем, конструкции планеров, производственно-технологическая; лаборатории: автоматно-приборная и испытательная. С.П. Королев планировал общее количество работников КБ без производственных рабочих и обслуживающего персонала — около 60 чел.

Просьба о реорганизации КБРУ в Спецбюро по РДД не была поддержана в НКАП, но С.П. Королев все же имел возможность выполнять работы в избранном направлении. Были проведены проектные расчеты по пороховым РДД различных конструктивных схем (см. с. 108) и подготовлен предэскизный проект ракет Д-1 и Д-2 в качестве первого этапа работ (см. с. 540).

В июне 1945 г. С.П. Королев вновь обратился в НКАП по поводу РДД (см. с. 101), ограничившись постановкой частного вопроса — по ракете Д-2, предусмотрев, однако, возможность подготовки в дальнейшем развернутого плана работ.

НЕОБХОДИМЫЕ МЕРОПРИЯТИЯ
ДЛЯ ОРГАНИЗАЦИИ РАБОТ
ПО РАКЕТАМ ДАЛЬНЕГО ДЕЙСТВИЯ
[1945 г.]

1. Организовать с 1 ноября 1945 г. в филиале № 2 НИИ-1 НКАП специальное опытное конструкторское бюро (Спецбюро) со своей производственной базой и экспериментальной частью для осуществления ракет дальнего действия.

Принять для Спецбюро объект Д-2 как основную тему работ на 1945-1946 гг.

В обеспечение этих работ выделить в 1945-1946 гг. филиалу № 2 НИИ-1 НКАП для Спецбюро необходимые материальные фонды, фонды на капитальное строительство, фонды на станочное оборудование, транспорт и приборы в соответствии с тематическим планом и заявками Спецбюро.

Обязать Спецбюро разработать тематический план работ и заявки и представить их в НКАП к 1 октября с.г.

2. Укомплектовать штат Спецбюро специалистами¹ <...>

6. Обязать ЦАГИ произвести в IV квартале 1945 г. и в 1946 г. продувки моделей ракет по заданиям Спецбюро.

7. Ознакомить ведущих работников Спецбюро с трофейной ракетной техникой и по возможности с последними английскими и американскими новинками в этой области.

8. В целях наилучшего обеспечения и ускорения работ по созданию дальней ракеты "Д" эту работу в целом и необходимые по ней мероприятия желательно провести постановлением Государственного Комитета Обороны.

ААН, р. 4, оп. 17, № 106, л. 1,2. Публикуется впервые, с сокращениями.

1 С.П. Королев в пп. 3—5 повторил содержание соответствующих пунктов своей докладной записки 1944 г. (см. с. 85).

Повторное обращение С.П. Королева в НКАП от 30 июня 1945 г. в связи с работами по ракетам дальнего действия (см. с. 85).

В публикуемом документе содержатся предложения по работам на 1945—1946 гг. по конкретному варианту РДД. Видимо, С.П. Королев считал целесообразным наметить дальнейшие работы с учетом тенденций в мировом ракетостроении, поэтому в качестве одной из необходимых мер он предлагал ознакомление с соответствующими материалами.

Подготовке публикуемого документа предшествовала интенсивная работа С.П. Королева по ракетам дальнего действия (см. с. 108), в итоге которой был разработан предэскизный проект РДД — Д-1 (баллистический вариант) и Д-2 (крылатый вариант) (см. с. 540).

С.П. Королев знал о создании в Германии жидкостной ракеты дальнего действия еще до подготовки своей докладной записки в НКАП 1944 г. (см. с. 85), но был вынужден ориентироваться на пороховой вариант РДД в связи с ограниченной мощностью отечественных ЖРД. Правда, даже при этих обстоятельствах он делал проектные проработки по Д-4 (жидкостной РДД) с расчетом на применение нескольких маломощных ЖРД.

ОТЧЕТ О ЗАВОДСКИХ ИСПЫТАНИЯХ РЕАКТИВНОЙ УСТАНОВКИ РУ-1
НА САМОЛЕТЕ Пе-2 № 15/185
И ДОВОДОЧНЫХ ЛЕТНЫХ ИСПЫТАНИЯХ ДВИГАТЕЛЯ РД-1
С 7/VII 1943г. ПО 20/VII 1945г.
[1945 г.]

Заводами № 22 и 16 впервые в отечественной авиации были проведены работы по созданию жидкостного реактивного двигателя, используемого как вспомогательный двигатель винтомоторных самолетов, с целью кратковременного улучшения их летных качеств.

Заводом № 16 в 1942-1943 гг. был осуществлен жидкостный реактивный двигатель РД-1 с приводом от авиамотора (главный конструктор РД-1 инж. В.П. Глушко).

Двигатель РД-1 был всесторонне испытан в наземных условиях в лабораториях и на испытательных стендах завода № 16.

Заводом № 22 была осуществлена самолетная реактивная установка, смонтированная на серийном самолете Пе-2 28К-105 РА (конструктор установки инж. С.П. Королев).

После проведения предварительных испытаний самолет Пе-2 № 15/185 с двигателем РД-1 7/УП 1943 г. поступил на заводские испытания.

ЦЕЛЬ ИСПЫТАНИЙ

1. Проверка работы реактивного двигателя РД-1 впервые в воздухе и доводка его в летных условиях до высоты полета 7000 м.

2. Снятие характеристик самолета Пе-2 в полете с двигателем РД-1 и установление эффективности последнего в качестве вспомогательного двигателя.

3. Проверка надежности действия и отладка агрегатов и систем реактивной установки на самолете, а также специального наземного оборудования.

4. Получение эксплуатационного опыта в условиях самолета при работе с реактивным топливом, заключающим в себе азотную кислоту высокой концентрации.

ХОД И КРАТКИЕ РЕЗУЛЬТАТЫ ИСПЫТАНИЙ

Испытания реактивной установки с двигателем РД-1 разделялись на три этапа.

Первый этап

1. Наземные испытания реактивной установки в целом.

2. Облет самолета.

3. Серия полетов с двигателем РД-1 с запуском последнего с земли или на высотах не выше 3500 м.

На первом этапе применялась система эфирно-воздушного зажигания с искровой свечой. Эта система зажигания не дала положительных результатов при полетах выше 3500 м.

Пришлось провести значительный объем работ по доводке надежности и повышению высотности системы запуска РД-1.

Второй этап

1. Испытания новой системы зажигания со свечой накаливания.

2. Серия полетов с двигателем РД-1 с запуском последнего на высотах 3500-5000 м.

Введение свечей накаливания позволило повысить высотность зажигания до 5000 м. Однако при этой системе зажигания имели [место] случаи неустойчивого запуска и отказов.

Третий этап

1. Доводочные работы в лабораториях и на стенде ОКБСД завода № 16 по испытаниям химической системы зажигания.

2. Работы в лабораториях и на стенде ОКБСД завода № 16 по конструированию ступенчатого безударного запуска двигателя РД-1.

3. Серия полетов с двигателем РД-1ХЗ с запуском последнего на высотах до 7000 м.

4. Снятие летных характеристик на самолете Пе-2 28К-105 РА с двигателем РД-1ХЗ в качестве вспомогательного двигателя.

Химическое зажигание двигателя РД-1ХЗ обеспечило надежность и безопасность запуска двигателя. С этим зажиганием был проведен ряд полетов с повторными запусками.

Во всех случаях двигатель, химическая система зажигания и реактивная установка работали надежно.

В процессе испытаний на самолете было сделано:

пробных зажиганий на земле — 145;

" " в воздухе — 750;

огневых испытаний двигателя на земле — 119.

Всего самолет Пе-2 № 15/185 сделал НО полетов, в том числе:

с включением двигателя РД-1 — 29;

отладочных и контрольных полетов без включения РД-1 — 14;

полетов на зажигание — 67.

При включении двигателя на самолете Пе-2 прирост максимальной горизонтальной скорости составляет в среднем 15% на высотах:

у земли 3000м 5000 м 7000 м

44 км/ч; 51 км/ч; 68 км/ч; 84 км/ч.

Скорость устанавливалась после запуска РД-1 в среднем через 1,5 мин.

Прирост вертикальной скорости составил соответственно на высотах:

у земли 3000м 6000 м

3,4 м/с; 4,7 м/с; 5,0 м/с;

Сокращение времени набора высоты равнялось в среднем:

3000м 5000 м

1,62 мин; 3,16 мин;

В обоих случаях процент улучшения скороподъемности самолета с РД-1 относится к такому же самолету Пе-2 (серия 185) без утяжеления последнего весом реактивной установки и реактивным топливом (около 1100 кг).

Сокращение длины разбега в среднем 91-107 м (19%).

Техника пилотирования самолета Пе-2 № 15/185 при включении РД-1 на взлете, а также в полете не отличалась от обычной.

Самолет был устойчив, управляем, тряска, толчки и вибрации отсутствовали.

Эксплуатация реактивной установки после короткого ознакомления технического персонала с новой материальной частью и при соблюдении правил техники безопасности производилась нормально и не вызвала затруднений.

ВЫВОДЫ

Проведенные заводские испытания реактивной установки с двигателем РД-1 в качестве вспомогательного двигателя на самолете Пе-2 28К-105 РА позволяют сделать следующие выводы.

А. Технические

1. Двигатель РД-1 с химическим зажиганием надежно работает и запускается как на земле, так и в воздухе до высоты 7000 м. Двигателю обеспечена работа на малом газе.

2. Двигатель РД-1 позволяет производить повторные запуски, количество которых определяется емкостью пускового бачка для зажигательной жидкости.

3. Самолетная реактивная часть в процессе двухлетней эксплуатации в целом работала хорошо. Отдельные мелкие недостатки могут быть в последующих модификациях легко устранены.

4. При работе на самолете двигателя РД-1 с химическим зажиганием не наблюдались явления перегрева, тряска, удары и пр.

Автоматизированное управление двигателем как при запуске, так и в полете осуществляется чрезвычайно просто — одним передвижением сектора.

На самолете Пе-2 № 15/185 пуск двигателя осуществлялся от кнопки, а изменение режима — от сектора.

5. Самолетные тонкостенные баки для азотной кислоты достаточно устойчивы при условии тщательного выполнения сварных швов в соответствии со специальной инструкцией.

6. Трубопроводы для азотной кислоты длительно работают, если в материале нет посторонних включений, трещин, волосовин.

7. Для кислотной аппаратуры необходимо употреблять стали, термически обработанные до твердости Кс = 24-33.

8. Применение в качестве одного из компонентов реактивного топлива высококипящей азотной кислоты не вызывает особых затруднений при эксплуатации при условии ознакомления технического персонала с правилами обращения и точного соблюдения инструкции по технике безопасности.

9. Наземное оборудование, построенное для самолета Пе-2, вполне удовлетворительно обслуживает нужды самолета. Для самолетов, имеющих значительный запас реактивного топлива, необходимо спроектировать и построить специальный автозаправщик.

Б. Тактические

1. Опыт использования жидкостного реактивного двигателя РД-1 в качестве вспомогательного движителя винтомоторного самолета с целью повышения на короткое время летных качеств машины дал положительные результаты.

Подобная форма применения этого типа двигателей на данной ступени их развития является наиболее целесообразной и эффективной.

2. Летные характеристики, полученные для самолета Пе-2 № 15/185 с РД-1, показывают, что вспомогательные установки подобного типа могут быть использованы в следующих вариантах:

а) ускорителя — для увеличения горизонтальной скорости полета при догоне противника или необходимости быстрого ухода машины из опасной зоны (для Пе-2 получается среднее приращение скорости 15%); особенно эффективные результаты можно получить на одномоторных легких истребителях на значительной высоте полета;

б) ускорителя — для повышения скороподъемности при наборе высоты при полете перегруженной машины, а также при подъеме на высотах, превосходящих границу высотности авиамоторов и близких к потолку (для Пе-2 увеличение скороподъемности составляет 30%);

в) высотном — для повышения потолка легких одномоторных истребителей и обеспечения возможности полета на высотах, превышающих винтомоторный потолок самолета;

г) стартовом — для облегчения взлета (отрыва и разгона) и набора высоты при прохождении над препятствиями перегруженных машин легкого и среднего веса (в последнем случае эффективной будет установка нескольких агрегатов РД-1); применение самолетного ускорителя взлета с продолжительностью действия порядка 30 с и более позволит существенно увеличить бомбовую нагрузку или запас горючего на борту самолета, оборудованного таким ускорителем, и, следовательно, повысит его дальность.

Реактивная установка с РД-1 может представить интерес для самолетов, идущих крупной серией и начавших несколько отставать по своим летным качествам от современного уровня.

Монтаж реактивной установки может быть произведен на любом самолете без коренной переделки его и по своей трудоемкости при серийном изготовлении невелик.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. Реактивная установка на самолете Пе-2 № 15/185 с двигателем РД-1ХЗ (с химическим зажиганием) успешно прошла заводские летные испытания.

Опыт использования жидкостного реактивного двигателя РД-1ХЗ в качестве вспомогательного двигателя винтомоторного самолета с целью повышения в отдельные моменты полета его летных качеств полностью оправдался.

2. В процессе испытаний самолет Пе-2 № 15/185 надежно облетан и всесторонне испытан до высоты 7000 м. Двигатель полностью удовлетворяет предъявляемым к нему требованиям.

3. Считать целесообразным предъявить реактивную установку с двигателем РД-1ХЗ на самолете Пе-2 № 15/185 на испытания совместно с представителями ВВС КА по согласованной программе.

4. Отметить, что полученные результаты — технические данные, типовые схемы, агрегаты и конструкции, осуществленные и проверенные впервые на самолете Пе-2 № 15/185, были использованы в качестве исходных материалов при создании реактивных установок на боевых самолетах других типов.

5. Для дальнейшего повышения эффективности вспомогательных установок на винтомоторных самолетах считать необходимыми в текущем году разработку, выпуск и испытание вспомогательного реактивного двигателя по типу РД-1ХЗ, но с тягой 600 кг, каковую задачу следует поставить перед ОКБСД (т. Глушко) и заводом № 16 НКАП.

6. Для испытания в воздухе новых образцов реактивного двигателя необходимо оборудование в текущем году реактивной установкой одного современного скоростного бомбардировщика (например, типа Ту-2) с передачей его ОКБ специальных двигателей т. Глушко на заводе № 16 НКАП.

7. В развитие приказа НКАП от 14 марта 1943 г. в целях дальнейшего совершенствования реактивной техники считать весьма желательным оборудование реактивными установками с двигателями РД-1ХЗ (по типу реактивной установки на самолете Пе-2 № 15/185) пяти современных двухмоторных бомбардировщиков (например, типа Ту-2). На двухмоторных самолетах в настоящее время работы с реактивным двигателем типа РД-1 не проводятся.

ААН, р. 4, оп. 17, № 124, л. 3-10. Публикуется впервые.

В документе подводятся итоги работ над первой в нашей стране реактивной установкой, разработанной под руководством С.П. Королева и предназначенной для улучшения летных качеств самолетов.

С.П. Королев считал это направление работ очень важным и перспективным: поставленную задачу можно было решить без серьезной переделки серийных самолетов и легко обеспечить универсальность установок с помощью одного типа реактивного двигателя. После изучения различных вариантов установок С.П. Королев предложил обширный план внедрения ракетной техники в авиацию.

С.П. Королев считал работу над реактивной установкой РУ-1 одним из этапов решения задачи полета человека на реактивном аппарате. В начале 1945 г. он задумал серию статей, где такая преемственность должна была прослеживаться. Одну из статей он вчерне закончил. Она называлась "Опыт применения жидкостного ракетного двигателя для полета человека (РП-1)" (см. комментарий на с. 101). Название второй статьи из задуманной серии позволяет говорить о принципиальной общности замыслов при разработке РП-1 и РУ-1: "Опыт установки вспомогательного реактивного двигателя на винтомоторном самолете (РУ-1)" (Там же).

Успешное завершение испытаний РУ-1 свидетельствует о незаурядных организаторских и инженерных способностях С.П. Королева. Такая оценка становится еще убедительнее, если учесть трудные условия, в которых приходилось осуществлять эту работу. Еще один аспект имеет немаловажное значение при оценке работы над РУ-1: разработка реактивной установки для самолета планировалась РНИИ на 1939 г., причем предполагалось только завершение эскизного проекта (Там же, оп. 14, № 105, л. 243).

Необходимо также иметь в виду, что опыт, полученный С.П. Королевым при создании реактивной установки РУ-1 и ее экспериментальной отработке, позволил ему с первых шагов в должности главного конструктора жидкостных ракет дальнего действия руководить работами уверенно и эффективно.

Публикуемый документ был подготовлен для утверждения А.И. Шахуриным. Исполнителями работ по испытаниям РУ-1 были: летчики-испытатели завода № 22 капитан А.Г. Васильченко, подполковник А.С. Пальчиков, инженеры-испытатели ОКБСД завода № 16 С.П. Королев и Д.Д. Севрук, ведущий инженер завода № 22 Л.Д. Баклунов, бортмеханик завода № 22 С.Ф. Харламов.

С.П. Королев подписал этот отчет как конструктор РУ-1 вместе с директором завода № 22 В. Окуловым, главным конструктором завода № 482 В.М. Мясищевым, директором завода № 16 М.М. Лукиным, и.о. главного конструктора ОКБСД завода № 16 А.Г. Жирицким.

Судя по выводам и заключению, завершающим публикуемый отчет, основные предложения С.П. Королева, предусмотренные планом на 1944 г. (см. с. 70), были поддержаны руководителями заводов, участвовавших в работах по РУ-1.

ИССЛЕДОВАНИЕ ДАЛЬНОСТИ ПОЛЕТА
ПОРОХОВЫХ РАКЕТ БОЛЬШОЙ МОЩНОСТИ
[1945 г.]

ВВЕДЕНИЕ

Последняя война показала, что для поражения объектов противника, находящихся в глубоком тылу, с успехом могут применяться мощные ракетные снаряды. Немецкие ракетные снаряды (ФАУ), двигатели которых работали на жидком топливе, имели дальность полета до 350 км. Такой же дальностью могут обладать и пороховые ракеты, выгодно отличающиеся от жидкостных простотой своей конструкции. Однако у пороховых ракет есть существенный недостаток. Дело в том, что для обеспечения нормального горения ракетного заряда из пороха НЗ (обычно употребляемого для этой цели) давление в камере должно быть порядка 150 кг/см². Естественно, что корпус пороховой ракеты, выдерживающий такое давление, получается значительно тяжелее корпуса жидкостной ракеты, у которой под высоким давлением находятся лишь часть трубопроводов и камера сгорания (при подаче топлива в камеру сгорания турбонасосным агрегатом). А так как единичные импульсы пороха и жидкого топлива примерно одинаковы (190-200), то при одинаковых весах ракетного топлива жидкостная ракета сможет перебросить на то же расстояние больший полезный груз, чем пороховая. Однако разработанный в последнее время порох НН, горящий при давлении в камере около 30 кг/см², даст возможность значительно снизить вес корпуса пороховой ракеты. Это позволяет ожидать, что при дальности полета порядка 200—400 км пороховые ракеты, снаряженные порохом НН, могут оказаться выгоднее жидкостных.

Настоящая работа имеет целью показать:

1) какой дальностью полета могут обладать пороховые ракеты, снаряженные порохом НН, в зависимости от веса ракетного заряда;

2) целесообразность применения крыльев малого удлинения для увеличения дальности полета больших ракет.

Решение в общем виде является затруднительным. Поэтому были произведены расчеты восьми вариантов ракет: четырех крылатых и четырех бескрылых (оперенных) и по результатам этих расчетов построены графики зависимости дальности полета от веса ракетного заряда.

Полезный груз для всех ракет был принят равным 2000 кг. Веса ракетных зарядов для принятых вариантов даны в таблице:

№ варианта	Вариант		Вес ракетного заряда, кг	Вес полезного груза, кг
	крылатые	оперенные
1 2 3 4	А кр. Б кр. В кр. Гкр.	А Б В Г	6000 12000 16000 20000	2000 2000 2000 2000

При расчетах последовательно определялись геометрические размеры и веса, аэродинамические характеристики, траектории [при публикации опущены].

В таком же порядке расположены соответствующие разделы настоящей работы, перед которыми дается краткое описание конструкции ракет.

КОНСТРУКЦИЯ

Расчеты геометрических размеров и весов были проведены для ракет двухкамерной и четырехкамерной конструкции.

А. Двухкамерные

Головная часть представляет собой оболочку, по форме напоминающую головную часть артиллерийского снаряда. Внутренняя полость головной части заполнена зарядом ВВ. Между головной частью и корпусом, содержащим ракетный заряд, расположен отсек с приборами автоматического управления полетом ракеты. Ракетный заряд находится в двух камерах. Заряды обеих камер имеют одинаковые вес и время горения. Камеры соединены переходником, имеющим замедлитель. Последний обеспечивает последовательность горения зарядов в камерах. Продукты сгорания выходят через сопло, находящееся в хвостовой части камеры.

Крылья (у крылатых ракет) крепятся к угольникам, приваренным к обечайкам камер, и оканчиваются аэродинамическими рулями. Кроме аэродинамических рулей, непосредственно за соплами находятся так называемые газовые рули, обеспечивающие устойчивость и управляемость ракеты в течение активного полета. Те и другие рули управляются автоматически.

Лопасти стабилизатора (у оперенных ракет) укрепляются на обтекателе сопла. В течение активного полета оперенные ракеты управляются автоматически, посредством газовых рулей.

Б. Четырехкамерные

Головная часть ракеты имеет такую же конструкцию, как и у двухкамерных ракет.

Корпус ракетной части состоит из четырех камер. Средние камеры соединены между собой сопловым венцом, а крайние присоединяются к средним переходниками. Заряды всех камер имеют одинаковые вес и время горения. Первоначально горение происходит в средних камерах, их заряды горят одновременно. Заряды крайних камер благодаря замедлителям в переходниках воспламеняются позже — после окончания горения в средних камерах. Продукты сгорания вытекают из соплового венца и обтекают рули, посредством которых ракета управляется в полете. В хвостовом отсеке, закрытом обтекателями, находятся приборы управления ракетой.

Крылья и лопасти стабилизатора крепятся к угольникам, приваренным к обечайкам камер.

ТРАЕКТОРИИ

При расчете траекторий было принято, что все ракеты (как крылатые, так и оперенные) имеют вертикальный старт. Поворот их на наклонную траекторию происходит после того, как скорость полета достигнет 1,2 М. Поворот происходит под действием аэродинамических и газовых рулей.

ВЫВОДЫ

Анализируя результаты расчетов, приходим к следующим выводам.

1. При увеличении веса ракетного заряда с 6 до 20 т дальность полета оперенных ракет возрастает со 156 до 319 км, причем увеличение дальности за счет кривизны Земли составляет 2-5% общей дальности.

2. Крылатые ракеты имеют дальность полета большую, чем ракеты оперенные, дальность их полета составляет 180-190% дальности полета оперенных ракет.

3. Увеличение дальности полета крылатых ракет за счет планирования составляет 30% общей дальности полета.

4. Увеличение дальности полета крылатых ракет за счет кривизны Земли составляет 2,5-6,5%.

ААН, р. 4, оп. 17, № 136, л. 67-76. Автограф. Публикуется впервые, с сокращениями.

Документ посвящен анализу вариантов ракет дальнего действия с использованием перспективных пороховых зарядов. Подготовлен во второй половине 1945 г.

Подготовленные под руководством С.П. Королева проекты ракет дальнего действия Д-1 и Д-2 (см. с. 540) были основаны на использовании отработанных технических решений, обеспечивающих создание ракет в кратчайшие сроки. Из публикуемого документа следует, что С.П. Королев критически оценивал конструкции Д-1 и Д-2 и изучал возможности их совершенствования. Одним из новых подходов к решению задачи он считал применение порохов, горящих при пониженном давлении в камере. Такой путь позволял рассматривать конструкции с весом заряда до 20 т.

С.П. Королев также делал проработки вариантов конструкции с еще большими весами зарядов. В короткой заметке "К вопросу о предельной дальности пороховых ракет с порохом НН" (Там же, л. 104, автограф) он писал: "С целью исследования дальности полета двухкамерных пороховых ракет с более широким диапазоном весов ракетных зарядов были просчитаны траектории ракет с весом ракетного заряда 50, 100, 200 т".

В основу расчета траекторий положено условие, что планирование ракет начинается с высоты 30000 м, т.е. на этой высоте скорость полета по баллистической траектории должна быть равна скорости планирования. Это равенство скоростей обеспечивалось соответствующим подбором площадей крыльев.

В расчетах учтено изменение удельного веса крыла с изменением нагрузки на 1 м2 крыла. Эта зависимость, как отметил С.П. Королев в примечании к заметке, построена по его формуле, опубликованной в журнале "Техника воздушного флота" № 7 за 1935 г.

С.П. Королев также прорабатывал вариант крылатой ракеты дальнего действия Д-4 с начальным весом 1200 кг с ЖРД тягой 1500 кг и временем работы 80 с (Там же, № 134, л. 5, 6).

к началу назад