Обозначение
22Д

Назначение
Зенитная управляемая ракета для модернизированного зенитного ракетного комплекса С-75, обеспечивающая поражение высокоскоростных малоразмерных аэродинамических целей на высотах более 30 км.

Разработчик
Особое Конструкторское Бюро № 2 МАП (с 1967 года МКБ "Факел"), возглавляемое Петром Дмитриевичем Грушиным.

Предыстория создания
В начале 60-х годов ОКБ-2 предложило использовать в качестве силовой установки ЗУР твердотопливные ракетно-прямоточные двигатели. Для отработки новой технологии ОКБ провело в 1960-1962 годах около 40 пусков экспериментальной ракеты 17Д. Полученные результаты свидетельствовали о перспективности использования подобной двигательной установки. В апреле 1961 года в соответствии с решением правительственной комиссии ОКБ-2 приступило к разработке новой ракеты на базе 17Д для модернизируемого зенитного ракетного комплекса С-75. Ракета получила обозначение 22Д.

Проектирование
Первоначальные варианты ракеты внешне не отличались от 17Д - такое же длинное центральное тело и корпус РПДТГ с размещенными на нем крыльями и рулями. При проработке различных вариантов компоновки в ОКБ-2 была предложена и испытана в стендовых условиях твердотопливная ракетно-прямоточная двигательная установка с кольцевым диффузором (как у 17Д) и восемью небольшими двигателями в камере сгорания. Их установка преследовала двойную цель: с одной стороны они должны были выполнять роль стартового ускорителя, с другой- быть горючим для РПДТГ. Корпуса из магниевого сплава почти полностью выгорали при работе РПДТТ. Эта ракета, оставшаяся только в проекте, получила обозначение 18Д. Ее компоновка в определенном смысле была прообразом широко применяющейся в настоящее время "интегральной" схемы расположения ПВРД на ракетах различного назначения.
Однако в процессе проектирования 22Д, которое велось параллельно летным испытаниям 17Д и модернизации других элементов комплекса С-75 (в частности, по увеличению дальности действия радиолокационной станции наведения), ситуация резко изменилась. К концу 1962-го в ходе этих экспериментов было достигнуто устойчивое автоматическое сопровождение целей (типа среднего бомбардировщика) станцией наведения комплекса С-75 на дальностях свыше 100 км и высотах до 35 км. В соответствии с этом и на основе предварительных работ ОКБ-2 в июне 1963 года было принято решение о разработке ракеты с более высокими характеристиками. Она должна была поражать воздушные цели на дальностях до 60 км, летящие на высотах до 35 км со скоростью до 3000 км/ч.
В связи с необходимостью значительного увеличения дальности перехвата и высоты полета ракеты пришлось пересмотреть принятую ранее компоновочную схему. Этому способствовало также и то, что среди выдвинутых к ракете требований было сохранение на уровне серийно выпускавшихся ракет величины стартовой массы (до 2800 кг), размеров и моментов инерции. Подразумевалось использовать для нее уже имеющиеся в частях ПВО пусковые установки, транспортные средства и технологическое оборудование.
Немало времени у проектировщиков отняли и другие проблемы. Так, для обеспечения эффективного поражения высокоскоростных и высотных объектов ракета при подлете к цели должна была совершать маневры с перегрузками более двух единиц. Возможные размеры аэродинамических органов управления ее полетом обеспечивали требуемые величины перегрузок на скорости свыше 1400 м/с. Однако при такой скорости (и соответственно скорости ее сближения с целью) резко снижалась эффективность боевой части, "по требовало значительного увеличения ее массы и габаритов. Чтобы удовлетворить этим противоречивым требованиям и при этом не выйти за отведенные пределы стартовой массы, потребовались дополнительные исследования по определению рациональных величин как массы боевой части ракеты, так и скорости ее полета на конечном участке. Оптимальное значение скорости составило в результате 1400-1500 м/с.
Предъявленные к ракете высокие требования по величине ее средней скорости полета (при поставленных ограничениях в конечной) определили характерную форму ее динамики. Она включала в себя интенсивный разгон до высокой сверхзвуковой скорости при работе стартового ускорителя, дополнительный разгон и поддержание скорости свыше трех "Махов" на маршевом режиме. С учетом результатов испытаний 17Д, которые показали невозможность эффективной работы РПДТГ на высотах более 20 км (из-за возникновения помпажных режимов) и при больших углах атаки было решено установить еще один твердотопливный двигатель для достижения требуемых высот и скоростей перехвата. Таким образом, проектируемая ракета стала трехступенчатой.
Использование подобной схемы сулило значительное повышение летных данных и обеспечивало рациональное расходование топлива по траектории и, соответственно, полностью активный попет на заданную дальность. Для ракет с подобной дальностью и только с твердотопливными двигателями это было большим достижением.
Выбранная компоновка позволяла эффективно удовлетворить различным вариантам перехвата. Так, при полете к цели на максимальной дальности активного полета ракеты и на высотах менее 20 км топливо ракетно-прямоточных двигателей должно было использоваться полностью, после чего они сбрасывались, а при полете к цели, находящейся на высотах более 20 км, маршевые РПДТТ могли сбрасываться в любой момент их работы. Непосредственно перед сбросом запускался двигатель третьей ступени, который и осуществлял разгон до скорости более 1400 м/с.

Описание
Для ракеты 22Д приняли нормальную аэродинамическую схему. На корпусе ее третьей ступени размещались четыре прямоугольных крыла малого удлинения и четыре руля-элерона, служащих для управления и стабилизации ракеты по всем трем каналам.
Первая ступень включала в себя ускоритель со стабилизаторами, который также использовался на 17Д. Ускоритель крепился к торцу центрального тела через переходной конус. Примерно через год после начала на 22Д поставили новый более мощный ускоритель. Он разгонял ракету за 3-4 секунды до 600 и более м/с. Для обеспечения необходимых параметров его работы при различных условиях окружающей среды в сопле установили специальное устройство, позволяющее регулировать величину критического сечения.
Основное внешнее отличие 22Д от 17Д состояло в установке на концах крыльев четырех РПДТТ второй ступени. Каждый из них имел осесимметричный диффузор, твердотопливный газогенератор и камеру дожигания. К газогенератору из листового титана, покрытого теплозащитой, приварили три пилона, центрирующих переднюю кромку обечайки диффузора относительно его ступенчатого входного конуса. В газогенераторе было 18 сопловых отверстий, через которые газ поступал в камеру дожигания.
Топливо для газогенератора, почти на треть состоявшее из алюминиево-магниевого порошка, обладало более высокими энергетическими характеристиками, меньшим разбросом скоростей горения, чем топливо, использовавшееся в газогенераторе 17Д. Это, среди прочего, вело к значительному снижению разницы в тягах двигателей, что при их одновременной работе было весьма важным.
Сам твердотопливный заряд состоял из двух шашек. Камера сгорания и цилиндрическая часть обечайки диффузора изготавливались из стеклотекстолита. Какие-либо устройства 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 градусов.
Третья ступень ракеты состояла из пяти отсеков. В первом располагался радиовзрыватель с передающей антенной. Корпус первого отсека - смешанной конструкции: в зоне расположения антенны - из радиопрозрачного материала, а остальная часть - литье из магниевого сплава. Второй отсек - осколочная боевая часть и предохранительно-исполнительный механизм. Корпус этого отсека из листа легкого и прочного сплава АМГ-6Т, подкрепленного шпангоутами. Третий отсек - аппаратурный. В нем стоял силовой шпангоут, использовавшийся для установки передних лонжеронов крыльев и устройств отделения РПДТТ. Корпус изготавливался литьем из магниевого сплава.
Четвертый отсек представлял собой ракетный двигатель с зарядом в виде одной вкладной твердотопливной шашки, которая обеспечивала необходимый закон изменения тяги. Двигатель снабдили газоотводной трубой, что позволило разместить его заряд в центре тяжести третьей ступени и, соответственно, избежать при работе значительных изменений в центровке. Корпус двигателя изготавливался из высокопрочной нержавеющей стали.
В пятом отсеке находились газоотводная труба с сопловым блоком, а в получавшемся кольцевом зазоре - блок питания, воздушный аккумулятор давления и рулевые машины управления рулями-элеронами, установленными на корпусе этого отсека. Снизу стоял электроразъем, через который бортовая аппаратура получала информацию перед пуском от наземных средств, а сверху - антенна канала радиоуправления. В целом разработанная конструкция ракеты получилась весьма технологичной и прогрессивной.
Значительное внимание уделялось отделению РПДТТ, каждый из которых весил около 100 кг и располагался к тому же в плоскости рулей-элеронов. Принятая схема их отстрела с помощью специальных пироцилиндров позволила создать надежную и легкую конструкцию.
Образовывавшиеся в пироцилиндрах при сгорании пороховых зарядов газы должны были давить на поршни со штоками, которые находились внутри лонжеронов крыла. Поршни срезали стопорные шпильки и отбрасывали РПДТТ с необходимыми скоростями в стороны. Как показали испытания, эта конструкция обеспечила отделение РПДТТ во всем необходимом диапазоне скоростей и высот без внесения значительных возмущений в полет ракеты.
Тем не менее, эти возмущающие моменты требовали сброса двигателей не позже чем за 8-10 секунд до встречи с целью. За это время ракета с работающим двигателем третьей ступени должна была успеть стабилизироваться и ликвидировать возможную ошибку в наведении.

Испытания
К концу 1963 года производство ОКБ-2 закончило первый образец 22Д для летных испытаний, В ее втором отсеке вместо боевой части установили радиотелеметрическую аппаратуру с комплектом датчиков для измерений давления, скоростей и температуры в различных точках ракеты.
Большое значение придавалось оценке качества прохождения радиосигналов от станции наведения на борт ракеты и сигналов ответчика обратно на станцию через шлейф газов, которые содержали много несгоревших металлических частиц.
Первый пуск 22Д по баллистической траектории с застопоренными рулями и без заряда РДТТ третьей ступени состоялся 27 декабря 1963 года. В процессе перед отделением ускорителя были запущены все четыре РПДТТ. При их работе отмечены большие возмущающие моменты, которые нечем было парировать. После 20 секунд полета разрушился один из двигателей, а затем разруши-лась и сама ракета.
Дальнейшие ежемесячные пуски ракеты позволили постепенно добиться от нее устойчивого полета на заданную высоту и дальность. При этом пришлось отказаться от стеклотекстолитовых камер ракетно-прямоточных двигателей, которые не выдерживали нагрева и теряли прочность. Их толщину пришлось увеличить вдвое, но это не привело к улучшению работы, хотя масса при этом ощутимо возросла и стала равной массе аналогичных камер из титанового листа с теплозащитой. С десятого пуска 22Д такие камеры из титана уже использовались в ракете. В конструкции РПД увеличили с 1.8 до 66 количество сопел в газогенераторе. Это позволило существенно уменьшить размеры га-зовых струй, размывавших теплозащиту в зоне их касания со стенками камеры. После этого каких-либо проблем в работе РПДТТ не возникало.
За весь период испытаний, до 25 августа 1966 года, осуществили 33 пуска ракеты 22Д с твердотопливными ракетно-прямоточными двигателями. Стартовая масса составляла от 3110 до 3260 кг. Максимальная скорость при включенном двигателе третьей ступени и сброшенных РПДТТ достигла 4,8 М или около 1400 м/с. Для середины 60-х годов это было значительным успехом. Максимальная высота полета превысила 30 км. Маневренность на этих высотах оказалась достаточной для наведения на цель и ее перехвата. С работающими же РПДТТ скорость ракеты не превышала 3,9 М, а высота полета - 22 км (девятнадцатый пуск - 31 июля 1965 г.). До этих скоростей и высот, а также при углах атаки до 10 град. РПДТТ работали устойчиво, без срывных явлений и помпажа. Однако эффективность их работы при скорости полета более 3 М заметно снижалась, что было вызвано попаданием в камеру дожигания сверхзвуковых течений и снижением из-за этого полноты сгорания топлива.

Модернизация
К тому моменту, когда 22Д уже была спроектирована и начались первые пуски, в ОКБ-2 приступили к параллельной разработке нового варианта ракеты с четырьмя жидкостными прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Их применение давало некоторое снижение стартовой массы вследствие более высокого удельного импульса (до 1200 кгс/кг вместо 550). Однако в то же время это вело к появлению на ракете жидкого компонента топлива - керосина, отчего собственно ее разработчики и стремились избавиться.
Задание на разработку такой двигательной установки было выдано ОКБ-670 М. М. Бондарюка, которое к середине 60-х уже имело опыт разработки ЖПВРД различных размеров и тяг. К концу 1965-го проект двигателя, обозначенного РД-046, был готов, а в феврале 1966-го состоялся первый (и одновременно 28-й с момента начала испытаний) пуск 22Д с четырьмя РД-046. Как и ожидалось, ракета с жидкостными двигателями стала легче примерно на 200 кг, несколько возросли ее характеристики. Летом 1966-го провели еще два пуска.

Состояние
Ракета 22Д полностью отвечала предъявленным к ней требованиям - скоростная, высотная, с большой дальностью полета. Но характеристики самой системы С-75, для которой и предназначалась ракета, оказались недостаточными для поражения целей на больших дистанциях. К тому же, за годы создания 17Д и 22Д значительно прибавило в своих характеристиках семейство "семьсот пятидесятых" ракет, которые в ОКБ-2 посто-янно совершенствовались. Дальность их полета к середине 1960-х подходила к 50 км, а высота - 30 км. (Кстати, война во Вьетнаме , показала их высокие боевые качества). Зенитные ракеты этого семейства были освоены в серийном производстве и в частях ПВО,. где для них создали соответствующую инфраструктуру (заправочные средства и т. п.). Применение на маршевой ступени этих ракет токсичных жидких топлив уже не счита-лось сдерживающим фактором.
В результате принятие на вооружение более совершенной и менее капризной, но гораздо более дорогой и трудоемкой ракеты сочли нецелесообразным.

Проекции

Источники
В. Коровин. Шагнувшая к гиперзвуку. КРЫЛЬЯ РОДИНЫ №6, 1994 год