варианте С09.29Д и кумулятивной боевой частью отрабатывали в составе модификации В-300 КЗ. Она была доведена только до стадии наземных огневых стендовых испытаний на экспериментальной базе НИИ-88 в Загорске в ноябре — декабре 1952 г. Схема оказалась довольно сложной, но перспективной. Не найдя применения в зенитных ракетах, она в конечном счете была все-таки доведена, но уже применительно к первой советской оперативно-тактической баллистической ракете Р-11 (8А61). В несколько модифицированном виде эта система применяется и на современных стратегических баллистических ракетах, но уже в качестве вспомогательной — для создания давления подпора в баках, необходимого для устойчивой работы агрегатов турбонасосной подачи топлива.
Ракета В-300 с пороховым аккумулятором давления (ПАД) проектировалась еще с 1950 г., но официально разрабатывалась по правительственному распоряжению № 19310РС от 11 октября 1951 г. Этот вариант получил обозначение «изделие 206» и оснащался четырехкамерным двигателем Исаева в модификации С09.29Б. При отработке выяснилось, что требуемый выход на режим в зимних условиях обеспечить не удалось из-за недостаточного уровня давления забора топлива.
Дальнейшая разработка ракеты с пороховым аккумулятором давления увеличенной баллистики и кумулятивной боевой частью была продолжена по Постановлению Правительства от 27 августа 1952 г. Ракета получила обозначение «изделие 208». Она должна была комплектоваться двигателями разработки вновь организованного ОКБ-3 НИИ-88 главного конструктора Севрука, в частности однокамерным
С3.9 с тягой 9 т. Было изготовлено более 30 ракет, проведено 20 пусков, в ходе которых было выявлено несоответствие отрабатываемых ракетой углов атаки и перегрузок подаваемым командам управления. В результате два изделия даже разрушились от превышения допустимых перегрузок. В дальнейшем для ракеты разработали новый ПАД с одношашечным зарядом, но в связи с успешным ходом разработки изделия «205» работы по ракете «208» в 1953 г. приостановили. Тем не менее в 1954 г. выполнили еще семь пусков экспериментальных образцов, но затем деятельность в этом направлении окончательно прекратили.
Неудачные попытки применения альтернативных вытеснительных систем подачи способствовали переходу в дальнейшем к применению на зенитных ракетах двигателей с турбонасосным агрегатом.
Правительственным Постановлением от 31 декабря 1952 г. была поставлена задача улучшения тактико-технических характеристик ракеты с доведением до уровня, заданного тактико-техническими требованиями. В результате была спроектирована ракета «207», обеспечивающая ряд преимуществ по сравнению с «изделием 205» в части тактических и эксплутационных показателей.
Первоначально на ракете «207» предусматривалось применение усовершенствованного варианта двигателя С09.29. Для увеличения дальности предусматривалось отключение двух из четырех камер двигателя с соответствующим снижением секундного расхода топлива по завершении стартового и разгонного участков полета. Однако увеличение времени работы части камер двигателя в варианте С09.29.0-ОВ приводило к прогару конструкции. С другой стороны, коллективу Исаева удалось успешно создать более совершенный однокамерный двигатель с регулированием тяги. Применительно к оснащению этим двигателем ракета и получила дальнейшее развитие под обозначением «207А».
Ракета «207А» оснащалась однокамерным двигателем С2.260. Взамен применения четырех камер конструкторы разделили на четыре части верхнюю часть камеры, установив в ней небольшую крестообразную перегородку высотой до 100 мм, так называемый «исаевский крест». Не имея тепловой защиты, перегородка сгорала, выполнив свою роль на наиболее напряженном участке со сложным процессом запуска и выхода двигателя на режим. Однокамерный двигатель прошел успешные огневые стендовые испытания 15 августа 1951 г. Применение двухкомпонентного топлива с ТГ-02 без пускового горючего позволило исключить из состава ракеты предназначенный для него торовый бачок и сократить число мембран с пяти до двух. Соотношение компонентов уменьшили с 4,0 до 3,79, что позволило укоротить бак окислителя на 0,25 м.
Для повышения удельного импульса взамен применявшейся на «изделии 205» азотной кислоты с добавкой фосфорной кислоты (так называемого окислителя Ф- 1) в ракете «207А» использовали окислитель АК-20, отличавшийся присутствием 20 % азотного тетраоксида. Тяга двигателя на первых летных ракетах составляла 8.5 т, а в дальнейшем ее довели до 9 т. Удельный импульс возрос на 5 % по сравнению с ракетой «205», достигнув 221 кг. с/кг. При этом масса двигателя снизилась с 110 до 66 кг; более чем вдвое сократилась его длина.
Сокращение запаса сжатого воздуха с 67.5 до 39,4 кг обеспечило возможность исключения переднего шар-баллона, при этом задние шар-баллоны остались без изменений по отношению к ракете «205».
Применение новых газовых рулей со снижением массы с 61,5 до 10,4 кг в сочетании с исключением рамы их крепления позволило снизить возможный ущерб от падения тяжелых предметов в районе стартовой позиции.
При увеличении длины корпуса ракеты на 0,5 м (до 11,425 м) стартовая масса ракеты была снижена на 180 кг, составив 3405 кг.
При сохранении прежней геометрии конструкторы снизили массу и улучшили технологичность крыла за счет пререхода от клепаных к штампованным лонжеронам и сокращения их числа с девяти до семи. Кроме того, усовершенствовали крепление качалок элеронов. По сравнению с «изделием 205» крыло сместили в направлении против полета, при этом его монтаж осуществлялся посредством нового легкоразъемного узла.
Число отсеков корпуса сократили с шести у «изделия 205» до пяти.
В первом отсеке находился небольшой шар-баллон сжатого воздуха для запитки элементов автопилота, аппаратура радиовзрывателя, большинство блоков автопилота и боевая часть. В отличие от изделия «205» оси аэродинамических рулей совместили в одной плоскости, для чего пара рулей в вертикальной плоскости соединялась коленчатым валом. При снаряжении ракеты для обеспечения доступа к люку боевой части нижний и правый рули выводились в отклоненное положение.
Взамен осколочно-фугасной боевой части массой 235 кг применили кумулятивную, массой 318 кг. Новая боевая часть В- 196 содержала 196 радиально ориентированных кумулятивных зарядов. Скорость струи при подрыве заряда составляла 3600 м/с, угол ее расхождения — 2…2,5 град. Угол поражения боевой части достигал 6 град. Отсек боевой части выполнили с двойной обшивкой. Внутренняя обшивка имела отверстия в зонах напротив кумулятивных зарядов. Эти отверстия прикрывались тонкой наружной обшивкой.
Для задействования кумулятивной боевой части применили новый радиовзрыватель с радиусом реагирования 70 м.
Второй и четвертый отсеки представляли собой баки окислителя и горючего, разделенные межбаковым третьим отсеком. Ракета заправлялась 390 кг ТГ-02 и 1488…1490 кг АК-20.
В пятом хвостовом отсеке размещались шар-баллоны, блоки аппаратуры радиоуправления, автопилота, ампульная батарея. Модифицированная аппаратура радиоуправления В-301 М включала блоки СО-12М и СО-11М с размещением антенн диапазона А на законцовках крыла, а диапазонов Б и В — на донном срезе. Был изменен и монтаж блоков аппаратуры.
Однокамерный жидкостной ракетный двигатель С2.260 устанавливался на четырех мощных болтах. За хвостовым отсеком располагался хвостовой обтекатель.
Газовые рули размещались на телескопических колонках, нижняя часть которых с газовыми рулями отбрасывалась давлением подаваемого в колонки сжатого воздуха. Начиная с девятой секунды полета управление осуществлялось посредством аэродинамических рулей, а газовые рули выводились в нейтральное положение.
Хвостовой отсек новой конструкции был выполнен без фермы газовых рулей, ранее обеспечивающей стыковку с новым пусковым столом. Поэтому потребовалось разработать новое сопряжение ракеты со стартовым оборудованием, при этом крепление к пусковому столу осуществлялось четырьмя, а не двумя штырями. Для применения ракеты «207А» на существующий пусковой стол устанавливалась переходная шайба.
Уже в 1953 г. было проведено 34 пуска ракет «207А», в целом подтвердивших заявленные тактико- технические характеристики. Первые пуски ракет «207А» в замкнутом контуре были выполнены 12 и 13 июня
