значительного увеличения ее массы и габаритов. Потребовалось проведение дополнительных исследований по определению рациональных уровней величин как массы боевой части ракеты, так и скорости ее полета на конечном участке траектории. Оптимальное значение скорости составило 1400–1500 м/с. Предъявленные к ракете высокие требования по величине средней скорости полета при ограничениях в конечной скорости предопределили характер траекторных характеристик. После интенсивного набора высокой сверхзвуковой скорости до сброса стартового ускорителя при работе ракетно-прямоточной двигательной установки начинался дополнительный разгон с дальнейшим поддержанием на маршевом режиме скорости полета на уровне свыше трех скоростей звука. С учетом полученных к тому времени результатов испытаний 17Д, показавших невозможность эффективной работы ракетно-прямоточного двигателя как на высотах более 20 км из-за возникновения помлажных режимов, так и при больших углах атаки, было принято решение об установке на ракете еще одного твердотопливного двигателя для достижения требуемых высот и скоростей перехвата цели. Таким образом, проектируемая ракета стала трехступенчатой.
Использование подобной схемы ракеты сулило значительное повышение ее летных данных и обеспечивало рациональное расходование топлива по траектории и, соответственно, активный полет на полную заданную дальность — 60 км. Подобная дальность полета для ракет, оснащенных только твердотопливными двигателями, в те годы была большим достижением. При полете на максимальную дальность на высотах менее 20 км топливо ракетно-прямоточных двигателей должно было использоваться полностью, после чего они должны были сбрасываться. При полете к цели, находящейся на высотах более 20 км, маршевые двигатели могли сбрасываться в любой момент их работы Непосредственно перед их сбросом должен был запускаться двигатель третьей ступени, который и осуществлял разгон ракеты до необходимой скорости более 1400 м/с.
Для В-758 была принята нормальная аэродинамическая схема. На корпусе третьей ступени ракеты были размещены четыре прямоугольных крыла малого удлинения и четыре руля-элерона, служащих для управления и стабилизации ракеты по всем трем каналам. Первая ступень ракеты включала в себя ускоритель со стабилизаторами, который в то время также использовался на ракете 17Д.
Примерно через год после начала испытаний в составе 22Д стал использоваться новый, более мощный ускоритель, который за 3–4 с разгонял ракету до скорости 600 м/с и более. Для обеспечения необходимых параметров работы при различных условиях окружающей среды в его сопле было установлено специальное устройство, позволявшее регулировать величину критического сечения.
Основное внешнее отличие 22Д от 17Д состояло в установке на концах крыльев четырех твердотопливных ракетнопрямоточных двигателей, которые и были второй ступенью ракеты. Каждый ракетно-прямоточный двигатель имел осесимметричный диффузор, газогенератор с твердым топливом и камеру дожигания. В газогенераторе, изготовленном из листового титана с теплозащитным покрытием, было выполнено 18 сопловых отверстий, через которые газ поступал в камеру дожигания. Топливо газогенератора почти на треть состояло из порошка алюминиево-магниевого сплава, давало при сгорании значительное количество несгоревших частиц и обладало более высокими энергетическими характеристиками при меньшем разбросе величины скорости горения, чем топливо, использовавшееся в газогенераторе 17Д. Это вело к значительному снижению разницы в тяге каждого двигателя, что было весьма важным при одновременной работе четырех двигателей в составе ракеты. Сам твердотопливный заряд был выполнен в виде двух шашек. Камера сгорания и цилиндрическая часть обечайки диффузора изготавливались из стеклотекстолита, применение которого заметно упрощало и облегчало их конструкцию. Элементы для «слива» пограничного слоя на этих двигателях не устанавливались ввиду того, что при их работе на маршевом участке полета не предусматривался выход ракеты на углы атаки более 7-10 град.
Третья ступень ракеты, которая и должна была достигнуть цели, состояла из пяти отсеков. В первом отсеке располагались радиовзрыватель с передающей антенной. В носке ракеты был установлен приемник воздушного давления. Корпус первого отсека был смешанной конструкции. В зоне расположения передающей антенны радиовзрывателя он был выполнен из радиопрозрачного материала, а остальная часть изготавливалась литьем из магниевого сплава. Второй отсек предназначался для размещения осколочной боевой части с предохранительно-исполнительным механизмом. Корпус этого отсека выполнялся из листа легкого и достаточно прочного сплава АМГ-6Т, подкрепленного шпангоутами В третьем аппаратурном отсеке был расположен силовой шпангоут, использовавшийся для установки передних лонжеронов крыльев и устройств отделения ракетно-прямоточного твердотопливного двигателя. Корпус третьего отсека изготавливался литьем из магниевого сплава. Четвертый отсек представлял собой твердотопливный двигатель с зарядом в виде одной вкладной шашки, форма которой обеспечивала необходимый закон изменения тяги. Сопло этого двигателя было выполнено по схеме с удлиненным газоводом. что позволило разместить заряд в центре тяжести третьей ступени и, соответственно, избежать при его работе значительных изменений в центровке ступени. Корпус двигателя изготавливался из высокопрочной нержавеющей стали. В пятом отсеке по оси находилось сопло с газоводом. В кольцевом зазоре между ним и корпусом располагались блок питания, воздушный аккумулятор давления и рулевые машины управления рулями-элеронами. На изготовленном из магниевого сплава корпусе этого отсека были установлены четыре руля-элерона. Снизу в корпусе отсека располагался электроразъем. через который бортовая аппаратура ракеты перед пуском получала информацию от наземных средств, а сверху располагалась антенна канала радиоуправления.
Значительное внимание при разработке 22Д было уделено обеспечению отделения от ракеты твердотопливных ракетно-прямоточных двигателей, каждый из которых весил около 100 кг и к тому же располагался как раз в плоскости рулей-элеронов. Принятая схема их отделения с помощью специальных пироцилиндров позволила создать надежную и достаточно легкую конструкцию. Как показали испытания, она обеспечила отделение двигателей во всем необходимом диапазоне скоростей и высот полета без внесения значительных возмущений в полет ракеты и нарушения функционирования ее аппаратуры-. Тем не менее эти возмущения определили проведение сброса двигателей не позже, чем за 8-10 с до момента встречи с целью. За это время ракета с работающим двигателем третьей ступени успевала парировать возмущения и ликвидировать имевшуюся к этому времени ошибку наведения на цель.
Первоначальными планами предусматривалась поставка на испытания трех и семи ракет соответственно в III и IV кварталах 1963 г. На совместные испытания ракета должна была быть передана в декабре 1963 г. Производство ракет осуществлялось на заводе № 464 и в ОКБ-2.
К концу 1963 г. опытное производство ОКБ-2 изготовило первый образец 22Д для летных испытаний. Вместо боевой части была установлена радиотелеметрическая аппаратура с комплектом датчиков, предназначенных для измерений давления, скоростей и температуры в различных точках ракеты. Практически не потребовалось проведения каких- либо значительных переделок наземных пусковых устройств и оборудования, что позволило незамедлительно приступить к пускам. Экспериментальной
