Создание нового варианта ракеты "изделие 211" под измененное ТТЗ начато ОКБ-301 по Постановлению Совмина СССР от 3 ноября 1951 г. Проектирование завершено в концу 1951 г. В январе 1952 г. начато производство и наземная отработка узлов и агрегатов ракет, а позже и сборка самих ракет. Всего в 1952 г. заводом ОКБ-301 собрано 63 ракеты Г-300 / "изделие 211".
Испытания двигателей для "изделий 210/211" проводились на стендах НИИ-229 (до 1956 г. - филиал №2 НИИ-88, теперь НИИХИММАШ) в Загорске: в 1952 и 1953 годах на испытательной станции №3, далее работы по теме были прекращены. Испытания включали отработку пуска, КДИ камеры (от стендовой системы подачи компонентов), ОСИ ДУ в составе изделия. На качающемся стенде отрабатывалась работа системы подачи компонентов при различных пространственных положениях изделия с вращением относительно двух осей.
Испытания ракеты "изделие 211" на качающемся стенде филиала №2 НИИ-88, 1952 г. (Серов Г., Фомичёв А. С-25. Как создавалась первая отечественная ЗРС. // Аэрокосмическое обозрение. №2 / 2006 г. ).
В марте 1952 г. заводами №156 и №22 МАП СССР подготовлен к испытаниям самолет-перехватчик Ту-4 (заводской №226404) с РЛС наведения ракет. В мае-июне 1952 г. начат первый этап летных испытаний самолета с макетами ракет "изделие 211". В октябре-ноябре 1952 г. во Владимировке в рамках автономных испытаний ракет "изделие 211" выполнено 5 пусков без аппаратуры радиоуправления. Пуски производились с самолета-носителя Г-310. Для обеспечения летных испытаний в ЛИИ МАП СССР был создан целый контрольно-измерительный комплекс включавший в себя кинотеодолитные станции Kth-41, РЛС СОН-4, радиотелеметрическую аппаратуру РТС-2, три самолета-фотографа Ту-2, комплекс приборов-самописцев. Измерения синхронизировались по времени. Сход ракеты фиксировался двумя киноаппаратами АКС-2 и кинопулеметом АКС-3, установленными на самолете-носителе Г-310.
Испытательные пуски "изделия 211" с носителя Г-310, 1952 г. (Серов Г., Фомичёв А. С-25. Как создавалась первая отечественная ЗРС. // Аэрокосмическое обозрение. №2 / 2006 г. ).
В 1952 г. группа военных во главе с министром обороны маршалом А.М.Василевским приступила к проработке развертывания частей перехватчиков Г-310. Предполагалось развертывание в составе системы ПВО Москвы дивизии особого назначения в составе двух полков по три эскадрильи в каждом. Для базирования дивизии предполагалось выделить два основных аэродрома (внутри и вне кольца системы ПВО Москвы) и два запасных аэродрома (аналогично). Для эксплуатации самолетов Ту-4 требовались аэродромы 1-го класса и потому а марте 1952 г. маршал Л.Л.Говоров предложил в качестве основных аэродромы Чкаловский и Мигалово (Калинин), а в качестве запасных - Раменское и Дягилево (Рязань). К концу 1952 г. вероятно с подачи Л.П.берия решено построить новый аэродром для использования в качестве основного - западнее дачного поселка Шереметьевский - будущий аэропорт Шереметьево.
В январе 1953 г. в ОКБ-301 начаты работы по устранению, выявленных в ходе первых испытательных пусков, недочетов - доработана двигательная установка, автопилот АПГ-301Р заменен на АПГ-301С, установлен ответчик. Произведена настройка аппаратуры ракет для пусков в управляемом варианте. В августе 1953 г. произведены пуски второй группы из пяти ракет "изделие 211" без радиоуправления с автопилотом АПГ-301С. Пуски прошли успешно, нареканий к ракетам и к работе автопилота не было. По результатам пусков сделан вывод о возможности перехода к управляемым пускам ракет. По другим данным в августе 1953 г. было выполнено еще 7 пусков. После начала работ по созданию ракет "воздух-воздух"
К-15 для вооружения реактивных истребителей (по Постановлению СМ СССР №2837-1200 от 20 ноября 1953 г.) все работы по ракетам Г-300 / "изделие 211" решено вести только в интересах разработки комплекса К-15. Но из-за недоведенности бортовой аппаратуры радионаведения испытания ракет "изделие 211" в управляемом варианте так и не состоялись. Работы по аппаратуре управления Г-301 прекращены приказом МАП от 9 июня 1954 г. Позже, по приказу МАП СССР от 16 августа 1954 г. прекращены и все работы по ракетам "изделие 211".
Пусковая установка - параллелограммные фермы-пусковые установки, монтировались по 2 шт под крыльями Ту-4 / Г-310. При сбросе ракеты открывался замок подвески, под собственным весом ракета раскрывала параллелограммный шарнирный механизм, который при полном раскрытии освобождал цапфы ракеты и снимал блокировку запуска двигателя ракеты.
Система управления и наведение - система управления комплексом и ракетой разрабатывалась КБ-1. Наведение ракет планировалось осуществлять по лучу РЛС (радиолокационного прицела) носителя в равносигнальной зоне луча РЛС. Разработкой РЛС занималось НИИ-17 МАП СССР, главный конструктор - В.В.Тихомиров.
В состав комплекса РЛС Д-500 самолета-носителя входили:
- РЛС обнаружения воздушных целей АР-27 - дальность обнаружения цели типа Ту-4 - 35 км;
- РЛС опознавания АР-33;
- РЛС автоматического сопровождения цели и наведения ракет АР-46 - дальность захвата цели - 20 км;
- РЛС ввода ракеты в луч АР-49 (после старта ракета "проседала" на 100 м и для ввода ракеты в луч РЛС требовалось управление маневром);
Бортовое оборудование ракеты разработано КБ-1. Комплект оборудования Г-301 включал в себя оборудование для обеспечения ввода ракеты в луч РЛС наведения самолета и для собственно наведения по лучу РЛС. на ракете применялся автопилот АПГ-301. Комплект оборудования Г-302 включал в себя полуактивую РЛ ГСН (канал самонаведения). Облучение цели предполагалось осуществлять РЛС самолета-носителя. Разработка полуактивной РЛ ГСН не была завершена. По результатам пусков ЗУР В-300 системы ПВО
С-25 в начале 1952 г. было решено автопилот АПГ-301Р в заменить на АПГ-301С, но в ракетах подготовленных к испытаниям это изменение не было реализовано.
Для отработки системы управления ракетой в ОКБ-30 главного конструктора А.П.Голубкова, вероятно, в 1951 г. создан самолет-летающая лаборатория на базе Ту-2 (зав.№1660920) с установкой в удлиненной носовой части фюзеляжа аппаратуры систем наведения Г-301 и Г-302.
В 1953 г. отработка аппаратуры наведения передана из КБ-1 в ОКБ-339 (главный конструктора Малаха). В результате испытаний установлено, что аппаратура Д-500 самолета-носителя и аппаратура ракеты Г-301 соответствуют техническим условиям, но вместефункционируют неудовлетворительно. Отмечены следующие недостатки:
1. аппаратура Г-301 критична к выпадению импульсов аппаратуры Д-500;
2. обнаружена невозможность перехода из режима ввода в режим наведения;
3. обнаружена неравномерностьчастотной харатеристики приемника ввода;
4. аппаратура ненадежна в эксплуатации, выходы из строя происходили всреднем 1 раз на 9 часов работы;
5. отмечена нестабильность работы аппаратуры во времени;
Совместно с НИИ-17 по результатам анализа ОКБ-339 установило принципиальную ошибочность аппаратуры Г-301 - аппаратура не могла обеспечить перевод изделия из режима ввода в наведения в режим наведения. Кроме принципиальных недочетов обнаружены так же ошибки КБ-1 в проектировании конкретных схем, подборе элементной базы и т.п. В соответствии с приказом МАП СССР от 9 июня 1954 г. работы ОКБ-339 по аппаратуре Г-301 прекращены. Наработки, аппаратура и специалисты переданы НИИ-17 для работ по системе "воздух-воздух"
К-15.
Ракета Г-300 / изделие 210 / изделие 211:
Проекции ракеты Г-300 - первый вариант "изделия 210" и "изделие 211" (В.Ерохин, Крылья Родины. №3 / 1998 г.).
- аэродинамическая схема "утка" с размещением элеронов только на одной паре крыльев ракеты, расположенных в одной плоскости. Ракета является по сути уменьшенной копией занитной ракеты В-300 / изделие 205 системы ПВО
С-25. Корпус состоял из шести отсеков:
- головной обтекатель с РЛ ГСН (в перспективе) и радиовзрывателем;
- рулевой отсек с аэродинамическими рулями;
- боевая часть;
- баки топлива;
- приборный отсек;
- ЖРД.
Двигатели:
-
"изделие 210" (оба варианта ракеты) - однокамерный ЖРД С2.219, вариант двигателя С09.29 для ракеты "изделие 205" системы ПВО
С-25, разработки ОКБ-2 НИИ-88, главный конструктор - А.М.Исаев.
Система подачи топлива - вытеснительная с помощью ВАД (воздушный аккумулятор давления)
Запуск двигателя с помощью двухкомпонентного пускового топлива - горючего ТГ-02 и окислителя меланж М-50 (самовоспламеняющаяся пара)
Окислитель - азотная кислота
Горючее - керосин / триэтиламинксилидин
Тяга двигателя - не более 2000 кг
Время работы - 16-17 с
На ракете "изделие 210" (первый вариант) предполагалось использование РДТТ-ускорителей, парами устанавливаемые в центральной части корпуса в горизонтальной плоскости. Ускорители синхронно сбрасывались с ракеты.
Масса топлива одного РДТТ - 210 кг
Время работы - 2.5 с
Ракета "изделие 210" второй вариант - один РДТТ-ускоритель, размещенный в хвостовой части ракеты. Ракета запущена в производство для проведения испытаний.
-
"изделие 211" - двухрежимный однокамерный ЖРД С.911.0100 разработки ОКБ-2 НИИ-88, главный конструктор - А.М.Исаев. Двигатель вероятно является вариантом ЖРД С2.219 с использованием других топливных компонентов. В части источников содержатся сведения о том, что ЖРД мог запускаться при снижении температуры до -57 град С, но стенд 4Г НИИ-229, позволявший проводить испытания с термостатированием компонентов и двигателя (специально для авиационных средств поражения) был создан только в 1960 году, так же ЛИИ ВВС в те годы еще не было готово к высотным испытаниям ЖРД на борту самолетов-летающих лабораторий.
Система подачи топлива - вытеснительная с помощью ВАД (воздушный аккумулятор давления)
Окислитель - 80% азотная кислота и 20% азотный тетроксид (АК-20Ф)
Горючее - керосин / триэтиламинксилидин
Пусковое горючее - ТГ-02 (один компонент, самовоспламеняется со штатным окислителем)
Тяга на стартовом участке - 4200 кг (
ист. - Серов Г., Фомичёв А.)
Тяга на маршевом участке - 2400 кг (
ист. - Серов Г., Фомичёв А.)
Тяга двигателя - 1220 кг (
ист. - Ерохин).
Время работы:
- стартовый участок - 4-6 с
- снижение тяги до маршевой - 13-16 с
- общее время работы двигателя - 30 с
Двухступенчатость тяги ЖРД выглядит сомнительной. Отработка ЗУР В-300 имела в 1952-1953 г.г. наивысший приоритет, но даже там дроссель-автомат был исключен из ПГС как потенциальный источник проблем - отрабатывался только вариант отключения двух камер из четырех с двигателем С09.29.0-0В (испытания проходили в 1956 году). Управляемый спад тяги на серийных массовых ЖРД был реализован на С5.1 для "изделия 217", но это был уже конец 1950-х. (
ист. - ABL22).
ЖРД С.911.0100 разработки ОКБ-2 НИИ-88 А.М.Исаева (Серов Г., Фомичёв А. С-25. Как создавалась первая отечественная ЗРС. // Аэрокосмическое обозрение. №2 / 2006 г. )."изделие 210" без РДТТ-ускорителей, 1952 г. (Серов Г., Фомичёв А. С-25. Как создавалась первая отечественная ЗРС. // Аэрокосмическое обозрение. №2 / 2006 г. ).
:
| | изделие 210 (первый вариант, расчетные данные)
| изделие 210 (второй вариант, расчетные данные) | изделие 211 (расчетные данные)
|
| Длина | 7650 мм | | 8340 мм |
| Диаметр | 450 мм | | 530 мм |
| Размах крыла | 2292 мм | | 2292 мм |
| Размах стабилизатора | 1085 мм | | 1088 мм |
| Площадь крыла (в одной плоскости, с корпусом) | 2,3 кв.м | | 3.5 кв.м |
| Масса стартовая | 1182 кг | 1015 кг | 1060 кг |
| Масса пустой | 584 кг | | 652,5 кг |
| Масса РДТТ-ускорителей | 370 кг | | - |
| Масса топлива | 220 кг (46 кг керосина, 174 кг азотной кислоты)
| | 356 / 395 кг |
| Масса БЧ | 100 кг | | 100 кг |
| Высота полета ракеты в момент выключения двигателя (при старте с высоты 10000 м по цели летящей на высоте 20000 м) | 15000 м | | |
Скорость максимальная (высота)
| 740 м/с (15000 м)
| 742 м/с (16160 м) | 848 м/с |
| Скорость конечная (при старте с высоты 10000 м по цели летящей на высоте 20000 м) | 577 м/с | 640 м/с | |
| Время активного участка полета | 16 с | | |
| Время полета (при старте с высоты 10000 м по цели летящей на высоте 20000 м) | 27 с | | |
| Максимальная располагаемая поперечная перегрузка в конце полета | 1.9 ед | 2.13 ед | 4.64 ед |
Масса - около 1000 кг (по первоначальному проекту)
Дальность действия - 12-15 км (наклонная в момент пуска, согласно ТТЗ) / 10 км (по данным пусков ?)
Высота цели - до 20000 м (согласно ТТЗ, при пуске с высоты 10000 м)
Скорость цели максимальная - 1000 км/ч (согласно ТТЗ)
Тип БЧ:
- "изделие 210" (оба варианта) - осколочная.
Взрыватель бесконтактный радиолокационный.
Радиус поражения БЧ - 75 м
Дальность срабатывания взрывателя - 50 м
- "изделие 211" - для ракеты задана разработка боевой части с использованием зарядов кумулятивного действия (
ист. - НПО им. Лавочкина). Возможно, что использованы наработки по ЗУР "изделие 207А" с БЧ кумулятивного типа В-196 массой 327 кг, состоящей из 196 одиночных дальнобойных кумулятивных зарядов.
Модификации:
- изделие 210, первый вариант - проектирование велось с начала 1951 г., ракета оснащена двумя стартовыми РДТТ-ускорителями, Х-образное расположение крыльев.
Первый вариант ракеты "изделие 210" без РДТТ-ускорителей, 1952 г. (Серов Г., Фомичёв А. С-25. Как создавалась первая отечественная ЗРС. // Аэрокосмическое обозрение. №2 / 2006 г. ).
- изделие 210, второй вариант - проектирование велось с марта 1951 г., ракета оснащена одним стартовым РДТТ-ускорителем размещенным в хвостовой части ракеты, +-образное расположение крыльев. Ракеты была запущена в производство.
Второй вариант ракеты "изделие 210" с одним РДТТ-ускорителем, 1952 г. (Серов Г., Фомичёв А. С-25. Как создавалась первая отечественная ЗРС. // Аэрокосмическое обозрение. №2 / 2006 г. ).
- изделие 211 - проектирование 1952 г., ЖРД с двумя режимами работы - стартовым и маршевым, испытания с наземной ПУ в конце 1952 г.
Носители:
- сверхзвуковой перехватчик (аванпроект, 1950 г.) - не реализован
- Ту-14 - на этапе предварительной проработки проекта системы в КБ-1 рассматривался как вариант носителя с 2 ракетами. После выбора в качестве носителя Ту-4, отвергнут.
- Г-310 / Ту-4-Д-500 в варианте перехватчика (1952 г.) - 4 х РЛС "Тайфун" Д-500 (главный конструктор - В.В.Тихомиров, НИИ-17) с дальностью действия 80-100 км, РЛС обеспечивали обзор передней, задней, верхней и нижней полусфер. 4 ракеты под крылом на параллелограммных фермах-пусковых установках. Самолет (№226404) подготовлен в марте 1952 г. Всего с мая по июнь 1952 г. в рамках первого этапа летных испытаний самолет совершил 10 полетов, в т.ч. с макетами ракет Г-300 / "изделие 211".
Масса взлетная (по ТТЗ):
- 54 т (запас горючего на 4-5 часов барражирования) - потолок практический - 8000 м
- 48 т (запас горючего на 1.8 часов барражирования) - потолок практический - 10000 м
По результатам испытаний:
Масса взлетная - 49.5 т (с 4 ракетами)
Скорость максимальная - 525 км/ч (на высоте 9000 м, с 4 ракетами)
Потолок практический - 9900 м (с 4 ракетами)
Время набора рабочего потолка носителем с нагрузкой - до 1.5 часов
Статус: СССР - на вооружение не принята, разработка прекращена на стадии испытаний.
