легкого по сравнению с Ту-16 перспективного фронтового бомбардировщика Ту-98А. Сверхзвуковая скорость этого носителя позволила бы увеличить дальность пусков до 60…70км. К сожалению, работы по этому самолету, планировавшемуся к внедрению в серию под наименованием Ту-24, были прерваны на стадии испытания опытного образца, а ракеты типа П-15 оказались слишком тяжелыми и громоздкими для пошедшего в серийное производство Як-28. Перспективность доработанной П-15 в качестве авиационной ракеты в дальнейшем подтвердилась. На момент принятия на вооружение в 1960 г.- максимальная дальность была установлена в 35 км, в дальнейшем – в 40 км. К концу шестидесятых годов этот показатель удвоился применительно к модернизированному варианту – П-15М. В период 'Великой дружбы' соответствующая техническая документация была передана китайским товарищам, которые развернули производство П- 15 под наименованием 'Фей Люнг' ('летающий дракон'). Затем китайцы путем доработки П- 15 создали ракету 'воздух-земля' под наименованием С-601 для вооружения своих дальних самолетов В-6 (лицензионных Ту-16).
Официально проведение в 1956- 1957 гг. опытно-конструкторской работы (ОКР) по замене на самолете- снаряде КС турбореактивного двигателя РД-500К на жидкостный ракетный двигатель в целях повышения высоты и скорости пуска было задано Распоряжением Совета Министров от 2 апреля 1956 г. №1781, сформированным на основании инициативного предложения А.И.Микояна, А.Я.Березняка и министра авиапромышленности П.В.Дементьева. В дальнейшем новый вариант ракеты получил наименование КСР.
Предусматривалось доработать фюзеляж, а крылья, хвостовое оперение и бортовую аппаратуру К-1М исходной ракеты КС использовать в новом варианте ракеты без изменений. На порядок более прожорливый жидкостный ракетный двигатель требовал большего запаса топлива в сравнении с ТРД. С учетом предусмотренного для нового варианта ракеты двукратного прироста дальности пуска по сравнению с КС потребовалось более чем десятикратное увеличение запаса топлива. В результате КСР оказалась в полтора раза тяжелей исходной КС. С другой стороны, освободившись от громоздкого ТРД с центробежным компрессором конструкторы ракеты уменьшили диаметр миделя с 1,2 м до 1 м. В итоге при сохранении исходной геометрии консолей крыла его размах уменьшился с 4,72 до 4,52 м. Складывание крыла, впервые реализованное на корабельном варианте 'Кометы', существенно упрощало эксплуатацию, позволив размещать в хранилищах большее число полностью собранных ракет. Поперечный габарит КСР со сложенным крылом не превышал 1,76 м. С учетом малого сопротивления фюзеляжа и слабой зависимости располагаемых тяговых характеристиках ЖРД от высоты скорость полета увеличилась до 1200…1250 км/час.
В бортовой системе управления К1- МР использовали все лучшее, накопленное к тому времени в ходе работ по вариантам 'Кометы', не ограничившись первоначально намеченной доработкой кабельной сети и волноводов. От ГСН ракеты С-2 комплекса 'Сопка' позаимствовали антенный блок С-3, установив его взамен штатных блоков К-1-1 и К-1-11 аппаратуры К-1М ракеты КС. Блок К-1-0 аппаратуры радиоуправления разместили с правого борта хвостовой части, блок радиоответчика К-1-12 – над хвостовым оперением. В сравнении с КС время работы бортовой аппаратуры возросло на 75%, достигнув 350 с.
Основной разработчик СУ 'Кометы' – московское КБ-1 – во второй половине пятидесятых годов оказался перезагружен работой. Помимо аппаратуры для К-10С и Х-20 велись разработки по ракетам 'воздух-воздух', зенитным ракетным комплексам и по первым системам ПРО. Совершенствование аппаратуры 'Кометы' поручили ленинградскому ОКБ-283, уже накопившему большой опыт работ в области самолетной радиолокации. Работы по авиационным ракетным комплексам в ленинградской организации возглавляли А.И. Амромин и В.И. Смирнов.
Взамен автопилота АПК- 5 на ракете применили усовершенствованный вариант – АПК-Д с более мощными рулевыми машинами, обеспечивавшими управление ракетой с изменившимися динамическими характеристиками и обладавшими устойчивостью к автоколебаниям. В соответствии с распоряжением Правительства ракету предполагалось комплектовать кумулятивно-фугасной боевой частью массой 940кг от разрабатывавшейся в это время ракеты К-ЮС. Подрыв осуществлялся от электровзрывателя ЭВМУ-506. Обеспечивалось применение также и специальной боевой части.
Безопасность пусков достигалась применением 'ограничителя курса и дальности'- автономного устройства, прерывавшего полет при отклонении от заданного направления сверх установленного диапазона или по завершении временного интервала, соответствующего максимальной расчетной продолжительности полета.
Тем не менее, основной новинкой КСР была жидкостная ракетная двигательная установка. В качестве горючего использовался ТГ-02 – смесь '50 на 50' триэтиламина и ксилидина, под названием 'тонка' освоенная немцами еще во время Второй мировой войны. Сочетание ТГ-02 с принятым для КСР окислителем на базе азотной кислоты – АК-20Ф – образовывало самовоспламеняющуюся смесь, что обеспечивало надежность запуска и устойчивое горение. Цифра '20' в обозначении окислителя указывала на присутствие 20% азотного тетраоксида, за счет чего достигалось увеличение энергетики на 5% и повышение плотности на 6%, что позволяло увеличить запас топлива без наращивания объема баков. Буква 'Ф' свидетельствовала о присутствии в окислителе небольшой присадки ортофосфорной кислоты, используемой в качестве ингибитора. В отличие от П-15 баки горючего (объемом 666 л) и окислителя (1032 л) выполнили не вкладными, а по 'несущей' схеме. Бак для размещения агрессивного окислителя изготовили из нержавеющей стали ЭИ-654, для горючего – из алюминиевого сплава АМГ-6. Кроме того, в конструкции планера ракеты применялись сплавы Д-16А-Т, АЛ-5, АЛ-9, АЛ-19, а в наиболее нагруженных узлах – сталь 30ХГСА.
Жидкостный ракетный двигатель был выполнен по энергетически несовершенной, но единственно освоенной в пятидесятые годы так называемой 'открытой' схеме – с выбросом продуктов сгорания газогенератора турбонасосного агрегата через удлиненный патрубок в атмосферу. При запуске турбонасосный агрегат раскручивался посредством пиростартера. Наддув баков с топливом производился за 10 с до включения двигателя. Первоначально предполагалось заимствовать для новой ракеты двигатель С2.722 от П-15 без доработок, но в дальнейшем, с учетом особенностей траектории и увеличенного времени работы пришлось разработать специальную модификацию двигателя под обозначением С2.721В Исходя из необходимости обеспечить повышенную тягу для разгона ракеты и более экономичный режим на маршевом участке полета двигатель, как и его прототип, был выполнен двухрежимным. При срабатывании клапана в системе подачи топлива тяга уменьшалась с 1200 кг до уровня 600 кг.
Для проведения испытаний переоборудовали Ту-16 (заводской № 7203608), доработав станцию K-II-2 для обеспечения более длительного наведения и установив балочные держатели БД-245 взамен БД-Е. Кроме того, установили новую аппаратуру в гермокабине оператора, размещенной в переднем бомбоотске. Как и на носителях первой 'Кометы', при такой компоновке не удалось обеспечить этому члену экипажа нормальные условия работы – при проведении испытаний на южном полигоне в летнее время температура в гермокабине зашкаливала за 40°С.
