и отработок. Требовалась проверка основных положений, заложенных в конструкцию этого двигателя, на различных масштабных моделях. В процессе продувок моделей в аэродинамических трубах получили первые данные о возможности дожигания специального твердого топлива в прямоточном двигателе, о необходимых для обеспечения высокой эффективности процесса сгорания размерах камеры двигателя и т. д.
Для удовлетворения противоречивых требований по устойчивости и управляемости ракеты, обеспечения необходимой эффективности ее боевой части, достижения наивыгоднейших параметров работы двигательной установки, удобства эксплуатации и обслуживания бортовой аппаратуры, при выборе компоновки ракеты было рассмотрено множество вариантов размещения элементов ЗУР.
Для ракеты была выбрана нормальная аэродинамическая схема. На корпусе маршевого двигателя были размещены крылья и рули, служащие для управления по тангажу и курсу, а также для стабилизации по всем трем каналам.
На носовой части корпуса ракеты находились неподвижные дестабилизаторы. снижающие запас статической устойчивости до уровня, при котором рули ракеты выводипи бы ее на заданный угол атаки. В отличие от схемы «утка», такое расположение аэродинамических поверхностей обеспечивало нормальную работу кольцевого воздухозаборника маршевого двигателя, перед которым не было возмущающих воздушный поток подвижных элементов.
Состоявшее из пяти отсеков центральное тело двигателя маршевой ступени по компоновке было в основном аналогично корпусу ракеты В-755. Внутри него последовательно располагались радиовзрыватель 5Е11, боевая часть с ПИМ И-98. радиоаппаратура ФР-15М с автопилотом АП-755, газогенератор с топливом и механизмы управления рулями. Антенны системы радиовизирования и приема команд располагались на внешнем корпусе в передней и задней частях ракеты.
Передняя часть корпуса, включая разъемы для установки боевой части и радиовзрывателя, ракет В- 757 и В-755 была идентична. К заднему торцу газогенератора крепился конус. Центральное тело и обечайка маршевого двигателя соединялись с помощью четырех пилонов. Маршевая ступень ракеты и ускоритель были связаны стальной фермой, которая крепилась шпильками к конусу Ускоритель крепился к ферме болтами, которые в начальный момент движения срезались, позволяя ускорителю отделиться после окончания его работы.
Ускоритель, состоявший из твердотопливного двигателя, четырех стабилизаторов. упорного конуса и хвостового отсека, за исключением узлов сочленения и расцепки с маршевой ступенью, ничем не отличался от ускорителя ракет «семейства» В-750.
Камера сгорания маршевого ракетнопрямоточного двигателя была образована кольцевым зазором. Продольное сечение этого зазора, в котором происходило движение воздуха и продуктов сгорания, было спрофилировано по результатам газодинамических расчетов двигателя и испытаний моделей. В передней части был образован диффузор для входа сверхзвукового потока воздуха. В этом же месте был предусмотрен отвод пограничного слоя в специальные отверстия и далее сквозь полости в пилонах — на наружную поверхность внешнего корпуса ракеты с истечением через специальные обтекатели.
Примерно в середине канала двигателя происходило смешение с потоком воздуха продуктов сгорания топливного заряда (со значительным количеством несгоревшего магния), поступавших из газогенератора через щелевые отверстия, расположенные под углом от 70 до 80 град, к продольной оси ракеты. Количество этих отверстий на разных модификациях ракеты было различным и составляло от 20 до 26, в зависимости от состава применявшегося топлива. Получавшийся в процессе догорания магния газ выбрасывался из двигателя ракеты через сопло, образованное двумя коническими поверхностями.
В конструкции ракеты широко использовались элементы из магниевых и алюминиевых сплавов с защитными покрытиями. На крылья и части корпуса, подвергавшиеся в процессе полета аэродинамическому нагреву, наносились теплозащитные покрытия. Корпус ракеты, включая стыки отсеков и люки, был защищен от проникновения влаги.
Конструкция обеспечивала изготовление основных элементов корпуса ракеты из листового материала с широким применением сварки. Для изготовления ряда частей корпуса, крыльев и рулей применялось крупногабаритное литье и штамповка. Это позволило сократить число деталей и удешевить производство ракеты. Конструкция и технология изготовления отдельных частей ракеты обеспечивала полную взаимозаменяемость готовых изделий, отсеков и других ее элементов.
Ракета 17Д из-за наличия в ее составе комбинированного ракетно-прямоточного двигателя по своей форме и компоновке значительно отличалась от всех ракет «семейства В-750». Тем не менее для ее первых пусков использовались уже имевшиеся на полигоне наземные средства с незначительной доработкой, включая и пусковую установку.
Создание первой в нашей стране ЗУР с маршевым прямоточным воздушно-реактивным двигателем на твердом топливе потребовало проведения испытаний макетных образцов и натурных двигателей, для чего было построено и переоборудовано несколько стендов в ЦАГИ. филиале ЦИАМ. НИИ-1 ГКАТ и в НИИ-G ГКОТ. На это ушло около года, что привело к срыву ранее намеченных сроков. Уже осенью 1959 г. отставание работ стало предметом рассмотрения ВПК, в решении которой от 20 октября 1959 г. № 108 было отмечено, что Постановление СМ СССР в части передачи средств комплекса С-75В на совместные испытания в И! кв. 1959 г. не выполнено. Этим же решением предприятиям- поставщикам были назначены уточненные сроки по изготовлению аппаратуры АП-757, РУВ-757, маршевому РПДТТ, стартовому РДТТ, пусковой установке СМ- 90 и боевой части ДВР-755. Новым сроком предъявления ракеты на совместные испытания был предусмотрен II кв. 1960 г.
К тому времени в соответствии с Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 4 июля 1959 г № 735–338 в разработке находился вариант ракеты В-757Кр (ЗМ10) для ЗРК2К11 «Круг».
Предъявление В-757Кр на совместные испытания было намечено на IV квартал 1960 г. Работа велась параллельно с ранее начатой разработкой для этого же комплекса ракеты ЗМ8, которая велась в свердловском ОКБ-8 и была призвана подстраховать деятельность коллектива уральских конструкторов во главе с Л. Люльевым.
Первые пуски В-757 состоялись в начале 1960 г. Опыт отработки зенитных ракет показал, что их летные испытания должны проводиться в три основных этапа — баллистические (или бросковые), автономные и испытания в замкнутом контуре управления.
Для первого этапа испытаний в конце 1959 г. было специально подготовлено три макетных образца ракеты 17Д с не полностью снаряженным газогенератором маршевого двигателя и максимально упрощенным бортовым оборудованием, На этих образцах, которые представляли собой, по существу, летающую лабораторию, отсутствовали рули и дестабилизаторы. Внутри ракеты располагалось множество разнообразных датчиков, измерявших давление и температуру в контуре маршевого двигателя. Стартовая масса этих ракет составляла около 2,2 т.
На них должны были определяться характеристики воздухозаборников нескольких вариантов маршевого двигателя с различными площадями входа, производиться оценка работоспособности этого двигателя, исследоваться процессы старта и разделения ступеней.
Первый пуск такой ракеты прошел успешно 23 января 1960 г. с неподвижной пусковой установки под углом возвышения 40 град. После окончания работы ускорителя и его отделения маршевый двигатель запустился и разогнал ракету со скорости 560 м/с до 690 м/с. Дальность полета при этом составила около
