Продолжение. Начало см. в ТиВ №№ 11,12/2003 г, № 1–3/2004 г.
Зенитная ракетная система С-200М 'Вега-М'
Модернизированный вариант системы С-200В (С-200М) был создан в первой половине 1970-х гг. 'Вместо так и не увидевшей свет ракеты В-870 со специальной боевой частью, — вспоминает М.Л.Бородулин, — Постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР была задана унифицированная ракета, которая в варианте В-880могла использовать обычную боевую часть, а в модификации В-880И — специальную. Ракета В-880 должна была иметь улучшенную конструкцию, увеличенную дальность стрельбы и использовать ту же бортовую аппаратуру, что и ракета В-860ПВ системы С-200В.
Разработка ракеты была поручена МКБ 'Факел'. Применение ракет В-880 и В-880Н (наряду с ракетами В-860П и В-860ПВ) в системе С-200В потребовало ее определенной модернизации. Эту модернизированную систему С-200В КБ-1 назвало системой С-200М, хотя мы предлагали более правильное название — С- 200ВМ.
Аппаратура стрельбового канала была доработана для обеспечения использования как ракет с осколочно-фугасной боевой частью 5В21А (В-860П), 5В21В (В-860ПВ). 5В28 (В-880), так и ракет со специальной боевой частью В-88011. При срыве сопровождения цели в ходе полета ракет типов 5В21В и 5В28 был обеспечен перезахват цели на сопровождение при условии ее нахождения в зоне обзора ГСП.
Стартовая батарея прошла доработку в части аппаратуры кабины К-3 (К-ЗМ) и пусковых установок для обеспечения возможности использования более широкой номенклатуры ракет с различными типами боевых частей. Была модернизирована аппаратура командного пункта системы применительно к расширенным возможностям по поражению воздушных целей при использовании новых ракет 5В28.
В 1966 г. КБ. созданное при Ленинградском Северном заводе, под общим руководством со стороны МКБ 'Факел' (бывшее ОКБ-2 МАП) приступило к разработке на базе ракеты 5В21В (В-860ПВ) повой ракеты В-880 для системы С-200. По принятым и согласованным планам работ ракета В-880 с осколочной боевой частью должна была выйти на Государственные испытания
в 1969 г. Чертежи должны были быть сданы в производство в III квартале 1967 г. Официально же разработка унифицированной ракеты В-880 с максимальной дальностью стрельбы до 240 км была задана сентябрьским Постановлением КЦ КПСС и СМ СССР 1969 г.
Зенитные управляемые ракеты 5В28 оснащались помехозащищенной головкой самонаведения 5Г24, счетнорешающим прибором 5Э23А, автопилотом 5А43- радиовзрывателем 5Е50, предохранительно- исполнительным механизмом 5Б73А. Применение ракеты 5В28 обеспечивало зону поражения по дальности до 240 км, по высоте от 0,3 до 40 км. Максимальная скорость поражаемых целей достигала 4300 км/ч. При стрельбе по барражирующей цели типа самолета дальнего радиолокационного обнаружения ракетой 5В28 обеспечивалась максимальная дальность поражения 255 км.
Двигатель 5Дб7 ампулизированной конструкции с турбонасосной подачей топлива разработан под руководством главного конструктора ОКБ-117 А.С. Мевиуса. Доводка двигателя и подготовка его серийного производства велись при активном участии главного конструктора ОКБ-117 С.П. Изотова.
Работоспособность двигателя 5Д67 обеспечивалась в диапазоне температуры окружающей среды +50 °C. Масса двигателя с агрегатами составляла 119 кг.
Для двигателя 5Д67 было предусмотрено несколько программ функционирования:
— в режиме максимальной тяги до полной выработки топлива;
— в режиме максимальной тяги с последующим уменьшением тяги до минимальной с постоянным градиентом;
— в режиме промежуточной тяги (0,82 максимальной) с последующим уменьшением тяги до минимальной с постоянным градиентом.
Применялись комбинации программ, которые позволяли реализовать максимальную тягу или любую промежуточную — от максимальной до 8200 кг в течение заданного времени с последующим уменьшением тяги с постоянным градиентом. Программа со спадом тяги позволяла производить полет на максимальной тяге двигателя до прохождения команды на спад тят и от бортового программного устройства.
Использование на ракете сочетания твердотопливных ускорителей и жидкостного ракетного двигателя на маршевой ступени позволило получить кратковременно большую тягу на старте и необходимую тягу дня полета со сверхзвуковой скоростью в течение всего времени на маршевом участке полета с постепенным ее снижением от 2500 до 700 м/с.
Разработка нового бортового источника питания 5И47 была начата в 1968 г. в московском КБ 'Красная Звезда' под руководством М.М. Бондарюка. а окончена в 1973 г. в тураевском МКБ 'Союз' под руководством главного конструктора В.Г. Степанова. Бортовой источник питания был конструктивно доработан. Перевод на жидкое топливо производился через 0,4 с после подачи команды на запуск, В систему топливопитания газогенератора был введен агрегат управления — автоматаческий регулятор с температурным корректором. Бортовой источник питания 5И47 обеспечивал электроэнергией бортовую аппаратуру и работоспособность гидроприводов рулевых машин в течение 295 с независимо от времени работы маршевого двигателя. Решением Межведомственной комиссии изделие было рекомендовано к серийному производству, которое осуществлялось с 1973 по 1990 гг. Высокая надежность конструкции и культура производства на заводе — Красный Октябрь' (заводом изготавливалось 936 деталей из 959. входивших в БИП) позволили производить только выборочную проверку 5–7 % изделий.
Зенитная управляемая ракета В-880Н со специальной боевой частью проектировалась на базе ракеты 5В28 с использованием основных аппаратурных блоков и систем с повышенной надежностью: ГСН — 5Г24Н, счетно-решающий прибор — 5Э23АН, автопилот — 5А43Н, радиовзрыватель — 5Е50Н. БИП — 5И47Н.
Испытания ракеты В-880 были начаты в 1971 г. Наряду с успешными пусками при проведении испытаний ракеты 5В28 разработчики столкнулись с авариями, связанными с очередным — загадочным явлением-. При стрельбе ракетой по наиболее теплонапряженным траекториям ГСН 'слепла' в ходе полета. После всестороннего анализа изменений, внесенных в ракету 5В28 по сравнению с ракетами семейства 5В21, и проведения наземных стендовых испытаний было определено, что 'виновником' нештатной работы ГСН является лаковое покрытие первого отсека ракеты. При нагреве в ходе полета головной части ракеты связующие лака газифицировались и проникали под обтекатель головного отсека. Электропроводящая газовая смесь оседала на элементах ГСН и нарушала работу антенны. После изменения состава лакового и теплоизоляционного покрытий головного обтекателя ракеты неисправности такого рода прекратились.
Система С-200М обеспечивала поражение воздушных целей на дальности до 255 км с заданной вероятностью, при большей дальности вероятность поражения существенно снижалась. Техническая дальность полета ракеты в управляемом режиме, определяемая сохранением энергетики на борту для устойчивой работы контура управления, составляла около 300 км. При благоприятном сочетании случайных факторов она могла быть и больше: на полигоне был зарегистрирован случай управляемого полета на дальность 350 км. При полете ракеты для достижения наибольшей дальности с переходом на полет по баллистической траектории при отказе системы самоликвидации было возможно достижение дальности в несколько раз большей, чем 'паспортная' дальняя граница зоны поражения. Нижняя граница зоны поражения составляла 300 м. Для комплекса была обеспечена также стрельба вдогон.
