Летала ли Р-3

[ratte07]

Кстати, а Р-5 нужна была?

[fagot]

Кстати, а Р-5 нужна была?

Нужна в основном для приобретения опыта, ну и в случае войны на европейском ТВД могла бы пригодиться, в ядерном варианте, конечно. Для отработки СУ семерки она опять же использовалась. Главное, что ее можно было сделать достаточно быстро и на базе существующих технологий, а вот новые технологии целесообразно было реализовывать сразу в МБР из-за ограниченности времени и ресурсов. В чем-то это была игра ва-банк, но другого выхода на тот момент не было.

[Дем]

Задачу же борьбы с АУГ не решала и Р-7.

Решала. Слегка перефразируя известную фразу - лучшее средство борьбы с АУГ - ЯБЧ в порту их приписки

[ratte07]

Задачу же борьбы с АУГ не решала и Р-7.

Решала. Слегка перефразируя известную фразу - лучшее средство борьбы с АУГ - ЯБЧ в порту их приписки

Сеть ВМБ США очень развита, а часть АВ всегда находятся в море. И именно они предназначены для первого удара.

[ratte07]

Кстати, а Р-5 нужна была?

Нужна в основном для приобретения опыта, ну и в случае войны на европейском ТВД могла бы пригодиться, в ядерном варианте, конечно.

Может и пригодилась бы. Кстати, чей подход вы считаете более правильным: Р-5 - максимальная дальность любой ценой, или Редстоун - повышенная точность и масса ГЧ при умеренной дальности?

Что до опыта, то все же на Р-7 уже радикально другие технологии. А алюминий применили впервые на Р-2.

[ratte07]

В чем-то это была игра ва-банк, но другого выхода на тот момент не было.

У Королева? Из-за неудачи с Р-3?

[Димитър]

А ракеты Р-4 и Р-6 было ? Ну, хотя бы на бумаге?

[fagot]

Может и пригодилась бы. Кстати, чей подход вы считаете более правильным: Р-5 - максимальная дальность любой ценой, или Редстоун - повышенная точность и масса ГЧ при умеренной дальности?

Мощность ГЧ Редстоуна конечно впечатляет, но дальность скорее соответствует тактической ракете, а Р-5 все же позволяла со своей территории достичь многих целей в Европе. В принципе можно было сделать ее модификацию с меньшей дальностью и большей мощностью ГЧ, но особого смысла в этом не было, к тому же в качестве тактической больше подходила Р-11М.

Что до опыта, то все же на Р-7 уже радикально другие технологии. А алюминий применили впервые на Р-2.

Тут не только технологии важны, хотя в отношении корпуса они несильно другие. На Р-5 отработали несущий бак кислорода и ХО без развитых стабилизаторов, вообще приобретался опыт разработки, эксплуатации, взаимодействия со смежниками, атомщиками и т.п., ну и для отработки некоторых систем семерки ракета пригодилась.

У Королева? Из-за неудачи с Р-3?

И у Королева, и у страны. Я думаю после создания Р-2 возникло некоторое "головокружение от успехов" и уверенность, что можно быстро масштабировать двигатель А-4 в керосиновом варианте, но когда стало ясно, что это не так и работа предстоит долгая, решено было переключиться сразу на МБР, чтобы не терять время на разработку БРСД. Конечно можно представить и вариант на связке 4-х РД-103М, но перспектив такая ракета не имела, а сил тоже потребовала бы немало.

[Salo]

мастер_лукьянов пишет:
Интересуюсь проектом Р-3. У кого есть ссылки, прошу поделиться. Особенно интересны воспоминания участников проекта. Спасибо

[Salo]

http://engine.aviaport.ru/issues/53/page38.html

Но как современное вооружение ракета Р-1 с ее дальностью полета до 300 км уже не представляла интереса. Поэтому в апреле 1948 г. вышло правительственное постановление о разработке в течение 1948-1950 гг. двух боевых ракет: Р-2 - дальностью до 600 км и Р-3 - дальностью до 3000 км, т.е. в 10 раз дальше, чем еще не освоенная на тот момент времени в производстве ракета Р-1.

Реализация этого постановления велась по двум направлениям:

а) дальнейшая модернизация базовой модели А-4;

б) поиск новых технических решений для создания более совершенной ракетной техники.

В русле первого направления отечественные конструкторы разработали ракеты Р-2 дальностью 600 км и Р-5 дальностью 1200 км. Изменения были внесены в конструкцию всех ракетных систем, в том числе и в двигатель. Удалось увеличить удельные импульсы тяги этих двигателей.

Указанные характеристики были получены благодаря замене струйных поясов внутреннего охлаждения на щелевую завесу горючего.
При разработке ракеты Р-3 советские конструкторы столкнулись с новыми для них проблемами. В ракетах Р-1, Р-2, Р-5 использовалась имеющаяся базовая конструкция, которую они успешно модернизировали, проявив способность творчески совершенствовать новую технику. А работы по Р-3 нужно было начинать с чистого листа. Выбранные совместно с ракетчиками ОКБ-1 технические характеристики разрабатываемой камеры двигателя Р-3 существенно отличались от достигнутых в камере двигателя ракеты Р-5. Для их обеспечения требовались новые технические решения.

Одной из основных особенностей ЖРД является высокая температура продуктов сгорания топлива, превышающая температуру плавления любых конструкционных материалов. Поэтому при конструировании камер ЖРД важнейшей проблемой является разработка системы охлаждения их стенок.

Дальнейшее существенное улучшение характеристик ЖРД было возможно только путем создания новой конструкции камеры. Решение этой задачи составляло одну из основных трудностей при создании новых двигателей.

Камера КС-50Прежде всего, необходимо было выбрать совместно со смежниками компоненты топлива для будущей ракеты. При переходе от спирта к керосину температура газа получается намного выше. Без серьезной расчетной проработки и экспериментальной проверки невозможно было установить, имеет ли эта задача положительное решение, особенно в условиях выполнения требований по организации процесса сгорания, обеспечивающего высокую экономичность двигателя.

Стало ясно, что нужно базироваться на новых принципах конструирования камер. Прежде всего, материал стенок следовало выбирать возможно более теплопроводным, что означало необходимость замены стали медью и в перспективе - использования специально разработанных новых медных сплавов: жаростойких и сохраняющих высокую теплопроводность; при этом толщина стенок должна быть минимальной, вплоть до 1 мм. Для улучшения теплоотвода от стенок было использовано известное решение: наружное их оребрение.

Параллельно с этим проводились проектно-конструкторские предэскизные проработки ракеты Р-3 дальностью 3000 км и двигателя для нее тягой 120 тс. Прорабатывались однокамерные варианты с охлаждением стенок как керосином, так и водой. Основным вариантом выбрали охлаждение керосином.

Успешный опыт эксплуатации двигателей в составе ракет типа Р-1 в какой-то мере оказывал давление на конструкторов при выборе формы камеры нового двигателя, которую представляли себе сферической, диаметром более 1 м. Были проработаны схемы двигателя, эскизные компоновки агрегатов, изготовлены макеты камеры и двигателя, однако реальность конструкции оставалась сомнительной не только из-за ее необычной громоздкости, но и из-за отсутствия ясных представлений о путях организации у стенок камеры такой конфигурации стабильного пограничного слоя, необходимого для обеспечения надежного охлаждения.

Имея уже достаточный опыт создания ЖРД и, конкретно, камер сгорания и зная результаты работ коллег-конструкторов и исследователей из других отечественных КБ и НИИ, В.П. Глушко в 1948 г. принял решение приступить к разработке ряда конструкций экспериментальных камер с медными стенками.

Первой камерой с оребренной медной стенкой, припаянной к стальной силовой стенке, стала разработанная в 1948 г. КС-50. Камера состояла из цилиндра диаметром 60 мм и объемом 1 л, плоской головки с одной двухкомпонентной форсункой и конического сопла с критическим сечением диаметром 12 мм (рис. 3). Из-за малых размеров камера получила неофициальное название "Лилипут".

Камера ЭД140Все стенки и днище головки этой камеры со стороны огня изготовлялись из чистой меди и охлаждались водой. На наружной поверхности медной стенки имелись выфрезерованные ребра постоянной ширины по высоте и длине. На цилиндре и сопле ребра располагались по образующим, ширина канавки между соседними ребрами не превышала 3,5...4 мм. Толщина стенки - донышка канавок между ребрами выдерживалась в пределах 1...1,5 мм. Пайка проводилась в печах с нейтральной средой, высокотемпературный припой был создан на основе серебра. Для получения паяного соединения нужной прочности было опробовано несколько марок припоев, различные способы их нанесения на поверхность деталей, разные типы печей для пайки. Технологи совместно с конструкторами определили оптимальный зазор между деталями в местах пайки, различные способы прижатия деталей в процессе пайки и т. д.
Для соединений медных и стальных деталей на торцах каждого узла были впервые отработаны специальные режимы аргоно-дуговой сварки в нейтральной среде. Все эти подробности сообщаются потому, что и конструкция, и технология являлись пионерскими, а основные решения были затем использованы практически на всех последующих камерах ЖРД. Конечно, в дальнейшем, при создании камер большей тяги вносились усовершенствования, например, замена чистой меди на хромистую и другие специально разработанные бронзы, замена фрезеруемых ребер тонкими гофрированными проставками из тех же сплавов, где это позволяли профиль стенок и интенсивность тепловых потоков; ручную сварку заменила автоматическая и др.

Паяная конструкция камеры не только полностью решила проблему обеспечения надежного охлаждения, но и позволила выдерживать любое давление газов в камере в пределах увязки мощностей турбонасосных агрегатов (ТНА). С полным основанием можно утверждать, что эта конструкция камеры дала возможность создавать ЖРД практически любой тяги в пределах ее технической целесообразности и обеспечила полет ракет на любую дальность, в том числе выводить полезную нагрузку в космос.

"Лилипут" стала первой камерой нового типа. Она нормально заработала с первого же испытания, изготовлялась многие годы и использовалась для опытного подтверждения термодинамических расчетов большого числа перспективных компонентов топлива, включая фторсодержащие окислители, разные суспензионные горючие и др. при давлении газов в камере сгорания до 100 атм. Подача компонентов в камеру была баллонной, окислитель использовался большей частью газообразным, при околокритическом перепаде давления, что обеспечивало прекрасный распыл и смешение компонентов топлива и, соответственно, полноту их сгорания.
Следующим этапом в процессе создания камеры новой конструкции стала камера ЭД140 тягой 7 тс (рис. 4). Она первоначально предназначалась для отработки отдельной смесительной головки камеры ракеты Р-3, а, по сути, стала основой для экспериментальной отработки практически всех основных элементов конструкции будущих камер отечественных ЖРД. Первые экземпляры ЭД140 появились в 1950 г. Тогда же был создан стенд для их испытаний с насосной системой подачи компонентов топлива и воды, использовавшейся для охлаждения стенок при большей части испытаний.

Двигатель РД-105Камера ЭД140 предназначалась для работы при давлении газов 60 атм. Составлена она была из нескольких узлов с фланцевыми соединениями: цилиндра диаметром 240 мм, смесительной головки диаметром 200 мм и сопла. Было спроектировано, изготовлено и испытано до 20 различных типов смесительных головок, применялись сопла с различной длиной закритических частей и несколько вариантов остальных узлов, в том числе узел с оригинальным поясом защитной завесы горючего с обеспечением его тангенциальной закрутки при выходе из щели.

Выбрав приемлемый вариант форсунок и конструкцию пояса внутреннего охлаждения, в ОКБ Глушко приступили к отработке конструкции камеры для Р-3, которая проводилась в ходе огневых испытаний модельных камер. Однако уже первые эксперименты выявили наличие множества сложных проблем, присущих сферической камере и вообще бесперспективность создания более мощного двигателя с камерой подобной конструкции. Еще при создании камеры двигателя ракеты Р-5 были полностью исчерпаны все возможности дальнейшего повышения энергетических характеристик. Как заметил в одном из своих писем С.П. Королев: "...сам принцип, заложенный в основу конструкции таких двигателей, имел ограниченные возможности, т.к. не открывал пути для дальнейшего существенного увеличения тяги и особенно удельной тяги".

К моменту проведения этих работ выявились сложности в создании и других ракетных систем, да и сама ракета с дальностью 3000 км не решала главной стратегической задачи - иметь ракетное вооружение межконтинентальной дальности. Учитывая, что ракета Р-5 обеспечивала решение военных задач на средних дальностях, разработка Р-3 была прекращена. Этому способствовали и достигнутые успехи научно-технических исследований в ракетостроительной отросли.

[Salo]

Ветров "Королёв и его дело"
http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/vetrov/korolev-delo/03-01.html

ДОКЛАД НА ПЛЕНАРНОМ ЗАСЕДАНИИ НТС НИИ-88 ПО ЭСКИЗНОМУ ПРОЕКТУ РАКЕТЫ Р-3 [1949 г.]

Разработка эскизного проекта проводилась в соответствии с планом научно-исследовательских работ по реактивной технике, утвержденным СМ СССР 14 апреля 1948 г.

Разработка ракет с большой дальностью типа ракеты Р-3 на дальность 3000 км характеризуется принципиальной новизной, масштабами поставленной задачи. Несомненно, что проектированию такой ракеты должны были предшествовать достаточно широкие технические исследования, разработка новых методик в ряде областей и проведение значительных и основательно поставленных экспериментальных и конструкторских работ.

Здесь сразу же уместно затронуть, хотя бы в самом кратком виде, вопросы дальнейшей перспективы развития нашей ракетной техники. С этой точки зрения разработка ракеты с дальностью 3000 км при весе головной части 3 т должна рассматриваться как первый этап. При этом затраты и весь комплекс технических мероприятий столь велики, что отрывать эти работы от перспектив дальнейшего развития ракетной техники было бы недопустимо. Поэтому в качестве следующего этапа принимается разработка ракеты с дальностью 8000 км и весом полезного груза до 5 т.

Нельзя не отметить с законной гордостью и удовлетворением тот знаменательный факт, что в области реактивной техники русские ученые внесли немалый вклад своими трудами и открытиями, опыт которых служит солидным основанием для дальнейшего ее развития. Более того, знаменитый деятель науки Константин Эдуардович Циолковский по праву является основоположником реактивной техники. Еще в 1886 г. он приходит к выводу, что единственным техническим средством, которое не имеет пределов дальности и с помощью которого можно вылетать в надатмосферное пространство, является ракета. Он дал ряд теоретических решений в области реактивной техники, широко известных и разрабатываемых в настоящее время. Работа Циолковского "Исследование мировых пространств реактивными приборами", опубликованная в 1903 г., если ее внимательно проанализировать, является первой попыткой теоретической разработки ракет дальнего действия.

Работы К.Э. Циолковского, советских ученых и конструкторов, осуществивших за последние 20 лет ряд конструкций ракет, двигателей и всевозможных ракетных установок, являются той основой, на которой плодотворно развиваются дальнейшие работы в этой области. К.Э. Циолковским, советскими учеными и конструкторами разработан ряд капитальных вопросов ракетной техники, а именно:

применение жидких топлив;

жидкостное охлаждение двигателей;

система насосной подачи топлив;

схема несущих топливных баков;

схема газовых рулей, позволяющих осуществить управляемый полет в безвоздушном пространстве (принцип действия газовых рулей был дан Циолковским еще в 1903 г.);

применение бесстабилизаторной схемы;

исследования по составным ракетам;

исследования по использованию крыльев для ракет;

ракетные космические поезда К.Э. Циолковского (сейчас так называемая схема "пакет"    .

Можно назвать следующие знаменательные даты развития и достижений советской ракетной техники.

Первый советский реактивный снаряд на твердом топливе разработан проф. Тихомировым, Артемьевым, Петропавловским и др. в 1926-1927 гг.

Первые жидкостные реактивные двигатели разработаны инж. Цандером, Глушко, Полярным в 1929-1932 гг.

Первая ракета на жидком топливе т. Тихонравова была пущена в августе 1933 г.

Первые ракеты дальнего действия для стрельбы по удаленным площадям с крыльями и без крыльев разрабатывались в 1932-1934 гг.

Первые вертикальные пуски жидкостных ракет с исследовательскими целями состоялись в 1936 г.

Первый полет на аппарате с ЖРД (осуществлен летчиком Федоровым) состоялся 28 февраля 1940 г.

Пороховые реактивные снаряды и их установки были разработаны при участии проф. Победоносцева и инж. Бакаева и успешно применены в Великой Отечественной войне.

После войны советским специалистам пришлось столкнуться с трофейной техникой. Что показало это знакомство? Опыт изучения трофейной техники показал и лишний раз подтвердил оригинальность и самобытность нашей отечественной творческой мысли в области ракетной техники.

Благодаря специальным мероприятиям партии и правительства, благодаря исключительным заботам и вниманию т. Сталина, который лично занимался ракетной техникой, научные работники и конструкторы получили богатые возможности для своей творческой работы.

Трехлетний период с 1947 по 1949 г. дал значительные результаты. За эти годы коллективами советских конструкторов и исследователей создан ряд конструкций ракет дальнего действия и проведены экспериментальные и теоретические научно-исследовательские работы. Первые серьезные результаты этих работ и испытаний были показаны сегодня в нашем демонстрационном зале.

Каковы же в целом эти результаты? В настоящее время получено следующее.

1. Создана в значительной мере оригинальная отечественная ракета дальнего действия Р-1 с дальностью полета 270 км. Проведено около 40 пусков этой ракеты, которые дали следующие результаты: надежность — 90%, случаев разрушения в воздухе не было. У немцев отказов было значительно больше — около 40%, около 40% разрушались в воздухе.

2. Разработан и проверен в условиях полета принцип отделяющейся головки, являющейся, по существу, частью простейшей составной ракеты дальнего действия. При этом получено устойчивое отделение головной части, исследовано поведение головки на пассивном участке.

3. Создана и осенью 1949 г. испытана в полете ракета дальнего действия Р-2 с дальностью порядка 550 км, которая дала следующие результаты: Vmax = 2100 м/с, μк = 0,22, Руд = 210. Из пяти пусков было два отказа. Однако общий итог очень обнадеживающий, так как летные характеристики ракеты, особенности ее устойчивости и настройка систем управления оказались хорошими.

4. Произведены вертикальные пуски ракет с исследовательскими целями на высоту свыше 100 км, и с этой высоты сброшены и благополучно доставлены приборы и аппаратура для исследований. При этом получены ценные научные результаты для ряда институтов АН СССР. Отработаны схема вертикальных пусков, соответствующие наблюдения и измерения. Опыт благополучно возвращаемых приборов очень важен.

5. В процессе разработки и пусков упомянутой выше опытной серии ракет в 1947-1949 гг. была проведена значительная исследовательская работа по определению непосредственно в полете различных характеристик ракет. Для этой цели все ракеты оснащались системой специальных датчиков и были созданы необходимые службы наблюдений и измерений.

6. За истекший период были в значительной мере разработаны вопросы теории ракет дальнего действия, охватывающие главные направления в этой области.

Разработана методика расчета траекторий и определения летных характеристик ракет дальнего действия, причем при пусках опытных ракет Р-1 первой и второй серий, Р-1 А, Р-2 экспериментальной серии получена хорошая сходимость расчетных данных с данными эксперимента.

Разработаны временные нормативы для расчета на прочность. По этим нормативам произведены расчеты прочности конструкций указанных выше ракет.

Произведены исследования аэродинамических характеристик и расчеты температур, показана хорошая сходимость расчетных данных с результатами опытных пусков.

Разработаны основы теории устойчивости и методы определения кучности для РДД, показавшие хорошую сходимость расчетных данных с данными экспериментов.

Для новой экспериментальной ракеты Р-2Э характеристики устойчивости, подобранные теоретическим путем, проверенные на лабораторных установках, оказались безупречными при летных испытаниях.

Таковы в очень кратком изложении работы коллективов КБ, институтов и заводов, работающих над тематикой по ракетам дальнего действия. Самый положительный итог заключается еще и в том, что созданы кадры специалистов и создана научно-исследовательская, экспериментальная, конструкторская и технологическая база для дальнейших работ. Созданы также серьезная испытательная база на полигоне и кадры квалифицированных специалистов.

В результате всего этого мы получили возможность уверенно приступить к столь крупной технической задаче, как ракета типа Р-3.

В процессе работы над эскизным проектом проанализированы схемы ракет, летающих по баллистической траектории: ракеты одноступенчатые типа Р-1 и Р-2 и двухступенчатые. Рассмотрены следующие двухступенчатые схемы.

Схема № 1. По этой схеме в конце первой ступени активного участка траектории сбрасываются внешние топливные баки, из которых топливо расходуется в первую очередь. Двигательная установка работает одна и та же в течение всего активного участка траектории.

Схема № 2. Схема представляет собой две (или несколько) нормальные одноступенчатые ракеты, соединенные последовательно. После выгорания топлива в нижней ракете она отделяется, а верхняя продолжает полет, причем с этого момента начинает работать ее двигатель.

Схема № 3. В этой схеме имеется как бы параллельное соединение ступеней. Конструктивно такая схема может быть осуществлена в виде "пакета" из нормальных одноступенчатых ракет.

Кроме того, было проведено рассмотрение следующих схем:

нормальная крылатая ракета, представляющая собой одноступенчатую баллистическую ракету, снабженную крыльями и органами стабилизации и управления;

отделяющаяся крылатая головка, представляющая собой планер для полета со сверхзвуковой скоростью; планер устанавливается в головной части одноступенчатой баллистической ракеты и разгоняется последней на активном участке до начальной скорости планирования; при этом полет ракеты осуществляется по специальной программе, так как нет необходимости набирать большую высоту полета; начальная скорость планирования в общем случае с ограничениями по температуре нагрева конструкции;

может быть рассмотрен в настоящее время и вариант отделяющейся крылатой головки, снабженной маршевым двигателем типа ЖРД и СПВРД; такая крылатая головка также разгоняется до некоторой начальной скорости маршевого полета с помощью баллистической ракеты; проведенные исследования показывают большую перспективность и выгоду подобных аппаратов.

Самолеты-снаряды и крылатые воздушные торпеды известных до сих пор типов являются аппаратами особого класса. Поэтому, учитывая, что в числе самых важных условий, которые поставлены перед проектантами ракеты Р-3, было условие реальности осуществления такой ракеты в ближайшее время, мы приняли в качестве основного варианта баллистическую ракету. Мы, однако, считаем необходимым при разработке технического проекта ракеты Р-3 осуществить экспериментальную ракету с отделяющейся крылатой головкой на базе одной из существующих ракет. Это позволит приобрести нужный опыт по крылатым ракетам дальнего действия и наметить дальнейшие пути в этой области.

В противовес сказанному выше мы уже располагаем в настоящее время некоторым положительным опытом по бескрылым ракетам, летающим по баллистическим траекториям. Как уже отмечалось, за последние 3 года были испытаны пять опытных серий ракет подобного типа, и тем самым заложена база для достижения в дальнейшем значительных дальностей полета.

Для рассмотрения четырех схем баллистических ракет были проведены подробные исследования вариантов ракеты на дальность 3000 км при различных соотношениях тяг, начальных весов и удельных тяг. В каждом отдельном случае расчеты проводились с учетом изменений всех основных конструктивных параметров. По существу, были разработаны параллельно четыре варианта баллистических ракет разных схем для полета на одну и ту же дальность — 3000 км. Исследования показали, что для дальности полета до 3000 км влияние схемы сравнительно невелико и следует при выборе схемы руководствоваться чисто конструктивными соображениями, главными из которых являются минимальный стартовый вес, изученность и простота конструкции данной схемы.

Не надо при этом забывать, что стартовый вес определяется размерами общих затрат не только для осуществления выстрела на дальность 3000 км. Необходимо также учитывать все эксплуатационные затраты.

При окончательном выборе схемы основного варианта соображения наименьшего веса и наибольшей изученности схемы были положены в основу выбора нормальной одноступенчатой баллистической ракеты. Однако здесь сразу же необходимо сделать два существенных замечания:

приведенные результаты сравнения схем справедливы только для дальности 3000 км и менее; для случая больших дальностей полета наиболее выгодной с точки зрения наименьшего стартового веса окажется составная ракета по схеме № 2, а самой невыгодной — составная ракета по схеме № 3, которая, по нашему мнению, является тем не менее наиболее реальной схемой в виде "пакета" для достижения очень больших дальностей;

для дальнейшего рационального развития ракет дальнего действия целесообразно и необходимо разработать в ближайшее время такую одноступенчатую баллистическую ракету дальнего действия, которая достаточно полно исчерпала бы возможности несоставных ракет; это важно потому, что позволит иметь ракету простой схемы на большую дальность полета, а в дальнейшем использовать эту ракету как звено одной из более сложных составных схем; весьма характерно, что ракетой, удовлетворяющей этим требованиям, явилась именно ракета Р-3 нормальной несоставной схемы на дальность 3000 км.

Для ракет, летающих по баллистическим траекториям, задача достижения максимальной дальности при заданной полезной нагрузке сводится к получению максимальной скорости в конце активного участка траектории. Вектор скорости ракеты в конце активного участка определяет величину дальности полета по баллистической траектории. Таким образом, с точки зрения достижения максимальной дальности необходимо создать такую конструкцию, которая при заданных параметрах двигательной установки и определенной величине полезной нагрузки обеспечила бы получение максимальной скорости в конце работы двигателя.

Скорость ракеты в конце активного участка (а следовательно, и дальность) будет зависеть прежде всего от величины удельной тяги двигательной установки Руд и относительного конечного веса ракеты μк = Gк/G0, что видно из формулы Циолковского. Коэффициент μк характеризует собой совершенство конструкции ракеты в целом, а Руд — совершенство двигателя.

Кроме основных факторов, влияющих на конечную скорость ракеты, имеется ряд дополнительных факторов. Таковыми являются отношение веса ракеты к тяге двигателя v0, аэродинамическое совершенство ракеты, высотная характеристика двигателя. Но эти факторы относительно мало сказываются на величине конечной скорости.

Таким образом, для предварительного анализа может оказаться достаточной формула Циолковского с внесением поправок на влияние силы тяжести.

Однако необходимо отметить, что в проекте все расчеты сделаны с полным учетом всех факторов, причем, как это отмечено в решении секции НТО и заключении рецензентов, достаточно точно, вполне корректными методами.

Выбор начального веса ракеты предопределил выбор полной тяги двигателя. Существует определенная зависимость между величиной полной тяги двигателя и начальным весом ракеты. Эта зависимость выражена коэффициентом v0 = G0/Р0. Задача об оптимальной величине v0 с точки зрения наивыгоднейшего режима набора скорости является вариационной, которую нужно решать инженерными методами, причем приходится иметь дело со следующими противоречивыми факторами:

потерей скорости на преодоление земного притяжения;

потерей скорости на преодоление аэродинамического сопротивления;

изменением коэффициента относительного веса ракеты в зависимости от v0

Конструкторам, имеющим дело с реальной конструкцией, не следует забывать об этой немаловажной зависимости. Следует помнить, что с уменьшением v0 растет вес конструкции, неминуемо увеличивается Р0.

Проведенные нами исследования оптимальных значений v0 привели нас к следующим выводам.

Оптимальное значение v0 находится около 0,4. Для ракеты Р-3, имеющей начальный вес 71 т, это означает необходимость в тяге двигателей около 175 т. Мы нашли возможным и целесообразным несколько отступить от значения v0 = 0,4. В проекте принято значение v0 = 0,59. При этом полная тяга уменьшается до 120 т. Это, конечно, очень значительное облегчение задачи, стоящей перед конструкторами двигателей, а также снижение стоимости двигателей, а следовательно, выстрела.

Что же мы, однако, проигрываем, отступив от оптимального значения v0 = 0,4? Мы проигрываем в величине расхода топлива на 1 км пути и 1 т перебрасываемого полезного груза. Однако проведенные нами прикидочные расчеты показали, что стоимость перерасходованного топлива при увеличении v0 с 0,4 до 0,59 много ниже дополнительной стоимости двигателя, спроектированного на полную тягу, равную не 120 т, а 175 т.

Таким образом, на основе изложенных выше соображений в качестве основного варианта Р-3 нами принят вариант одноступенчатой баллистической ракеты со следующими данными:

Удельная тяга
на земле 240
в пустоте 288
Тяга двигателя на земле, т 120
Отношение конечного веса к начальному 0,12
Стартовый вес, т 71
Конечный вес, включая гарантийные остатки топлива, т 8,5
Дальность полета, км 3000
Максимальная скорость, м/с 4700

Приведенные данные показывают, что ракета Р-3 является большим качественным шагом вперед по сравнению с существующими ракетами дальнего действия, откуда вытекает необходимость существенного качественного развития конструкции.

В основу схемы ракеты Р-3 положен принцип отделяющейся головной части, которая после прекращения работы двигателя в конце активного участка траектории отделяется от корпуса ракеты и на пассивном участке движется отдельно, как самостоятельное тело. Идея отделяющейся головки получила практическую проверку при экспериментальных пусках ракет Р-1А и Р-2Э.

Схема ракеты с отделяющейся головкой дает следующие преимущества:

позволяет наиболее полно учитывать условия работы конструкции на активном и пассивном участках траектории; конструкция ракеты работает только на активном участке, конструкция головной части — на пассивном участке;

позволяют по-новому ставить вопрос об аэродинамической и весовой компоновке, так как можно считать, что устойчивость движения может быть полностью обеспечена выбором соответствующей системы управления и управляющих средств; для обеспечения же устойчивости движения на пассивном участке траектории компонуется соответствующим образом только одна головная часть;

позволяет по-новому поставить вопрос о необходимости обеспечивать статическую устойчивость для активного участка, что для баллистических ракет обычной схемы частично достигается установкой стабилизаторов.

Следует иметь в виду, что на активном участке стабилизаторы и воздушные рули работают на сравнительно небольшом участке, сначала вследствие небольшой скорости, а затем значительного падения плотности атмосферы. Стабилизаторы баллистической ракеты могут даже явиться средством дополнительных возмущений, вызванных погрешностями их изготовления и монтажа (перекосом, асимметрией и т.п.).

В настоящее время можно считать установленной возможность обеспечения устойчивости бесстабилизаторной ракеты. Это позволит более полно использовать возможность системы управления и уменьшить пассивный вес ракеты.

Отсутствие стабилизаторов делает выбранный вариант ракеты Р-3 статически неустойчивым.

Расчеты показали, что:

для обеспечения управления такой ракетой с учетом основных возмущений требуется рулевое устройство с управляющей силой 150 кг/град при 40-43 кг/град у ракет Р-1 и Р-2Э;

устойчивость движения по углу тангажа при малых мгновенных возмущениях может быть обеспечена при помощи автомата стабилизации, работающего по такому же закону, как автомат стабилизации ракеты Р-1; при наиболее неблагоприятных расчетных условиях начальные возмущения уменьшаются за 5 с в 15-20 раз; эти теоретические данные подтверждены экспериментально;

ракета Р-2Э, начиная с 75-й секунды полета, была статически неустойчивой, однако угол отклонения оси ракеты от программного положения не превышал 1° при максимальном угле отклонения 2°, зафиксированном при полете на активном участке; угол отклонения рулей не превышал 2° при максимальном угле 6° в момент прохождения скорости звука;

опыты, проведенные на типовой лабораторной установке, показали, что для статически неустойчивой ракеты можно добиться таких же характеристик периодических процессов, как и для ракеты Р-1, т.е. уменьшить начальные возмущения с 4° в течение 5 с до нуля при максимальном скоростном напоре.

Следует отметить, что реальный автомат стабилизации Р-3 может существенно отличаться от автомата стабилизации Р-1 отдельными элементами, но может работать по тому же закону.

Мне хотелось бы отметить здесь, что работы по устойчивости движения проведены при непосредственном участии проф. Н.Д. Моисеева с применением разработанных им методов.

Выбранная конструктивная схема позволяет выбрать форму головной части ракеты из условий максимальной эффективности действий у цели. При скорости встречи головки с целью порядка 4700 м/с можно ожидать от 2- до 5-кратного увеличения общего эффекта взрыва. По мнению действительного члена Академии артиллерийских наук т. Покровского, автора теории об увеличении эффективности взрыва на больших скоростях, — на порядок и более.

При выбранной схеме, несомненно, улучшаются условия, влияющие на кучность стрельбы, благодаря тому, что участок, где снаряд приобретает скорость, все время находится под контролем системы управления, а пассивный участок траектории, включая и плотные слои атмосферы, проходит лишь одна головная часть.

Возможность прихода снаряда к цели с огромной скоростью резко увеличивает неуязвимость снаряда и существенно сокращает возможность обнаружения и противодействия.

Появляется возможность использования несущих тонкостенных конструкций топливных отсеков и частей ракеты, так как вся конструкция ракеты работает в условиях умеренных нагрузок при прохождении плотных слоев атмосферы на активном участке траектории.

Разработка и осуществление принципа отделяющейся головки для РДД являются крупным практическим и весьма перспективным достижением советских ракетчиков.

Следует отметить еще некоторые особенности конструкции Р-3.

1. В конструкции ракеты применены алюминиевые сплавы и высокопрочные стали.

Характеристические данные ракет Р-1, Р-2 и Р-3:

Код Выделить Развернуть

                                Р-1          Р-2        Р-3
q1=Gконстр.рак/Vтопл, кг/м3        210           93           37,6
q2=Gбаков/Vтопл, кг/м3              26            27          18
q3=Gпр.отс/Vпр.отс, кг/м3          149           126          91
q4=Gорг.упр/Gсух               0,0690      0,0635       0,0530

2. Наличие в ракете внутреннего давления в топливном отсеке для обеспечения нормальной работы двигателей позволило путем создания соответствующей конструкции топливных баков использовать это давление для восприятия внешних аэродинамических и инерционных нагрузок. Это привело к тому, что в конструкции топливного отсека имеется только сравнительно небольшое растягивающее усилие.

Указанные выше особенности, положенные в основу компоновки ракеты Р-3, привели к созданию, по существу, новой компоновочной схемы, отличной от использованной для ракет Р-1 и Р-2.

Кратко остановлюсь на предлагаемых экспериментальных работах. Это "пакет", работы над которым проводились при участии члена-корреспондента Академии артиллерийских наук т. Тихонравова М.К., далее крылатая отделяющаяся головка, работы над которой ведутся у нас проектным бюро. Работы на высококипящих и металлических топливах также проводятся. Мы просим пленум одобрить постановку таких экспериментальных работ и записать в решении пункт о том, чтобы разрешить построить экспериментальную машину.

Наш коллектив полон творческой уверенности, что, если нам будет поручено создание такой ракеты, мы это задание выполним.

АЦНИИ, ф. 9, оп. 1, № 775. Публикуется впервые.

Пленарное заседание НТС состоялось 7 декабря 1949 г. С докладами по проекту ракеты Р-3 выступили: С.П. Королев, В.П. Глушко, А.И. Полярный, Б.Н. Коноплев. Рецензенты проекта: А.А. Космодемьянский, Х.А. Рахматуллин, Ю.А. Победоносцев, М.К. Тихонравов.

Из рецензии А.А. Космодемьянского: "В сущности говоря, обсуждение представленного проекта есть обсуждение дальнейших путей развития ракетной техники у нас в стране".

Из рецензии Ю.А. Победоносцева: "Многие разделы этого проекта носят характер монографий, трудов, двигающих науку в данной области вперед, на более высокую ступень развития".

Из рецензии М.К. Тихонравова: «Нельзя рассматривать такой проект, как проект Р-3, вне перспектив дальнейшего развития ракетной техники. Последние же нельзя рассматривать вне работ К.Э. Циолковского, завещавшего свои труды нашей партии и правительству. От Циолковского мы получили богатейшее наследство. Наше дело, дело его учеников и последователей, развить и осуществить его идеи и предложения. По увеличению дальности полета ракет Циолковским сделано гениальное предложение, касающееся составных ракет по схеме, которую мы назвали "пакетом"».

При обсуждении проекта ракеты Р-3 наметились осложнения по двум вопросам, которые в дальнейшем переросли в масштабные проблемы, повлиявшие на развитие космонавтики у нас в стране.

Первый из таких вопросов — организация работ по мощным ЖРД. Для ракеты Р-3 предусматривалась разработка двух вариантов двигателя — В.П. Глушко и А.И. Полярного. По проекту В.П. Глушко отзыв А.М. Исаева был негативным: "(...) В результате получалась конструкция, которую вопреки уверениям авторов невозможно признать технологичной и удобной для серийного производства. К недостаткам проекта следует отнести слабое аналитическое обоснование многих параметров двигателя. Известно, как сильно влияет на точность стрельбы разброс импульса двигателя от момента дачи команды на выключение. В то же время в двигателе не сделано ничего для уменьшения этого разброса".

Пленум НТС принял такое решение относительно двигателя В.П. Глушко, завизированное С.П. Королевым: "Указать главному конструктору Глушко на необходимость выполнения при разработке технического проекта двигателя РД-110 технического задания НИИ-88".

Решающими в этой ситуации оказались соображения, которые С.П. Королев изложил в ответе на вопрос А.Г. Мрыкина, какой из двух двигателей — В.П. Глушко или А.И. Полярного — С.П. Королев предпочитает: "Вы задаете мне очень трудный вопрос. Согласно постановлению правительства, этот проект выполняли две организации. Я должен сказать, что у нас (в проекте ракеты) везде фигурирует двигатель ОКБ-456 и этому были причины, известные Вам: колоссальный опыт ОКБ-456, а также то, что мы с т. Глушко работаем не один десяток лет вместе. Оба проекта рассматривались на секции, были приняты определенные решения, а дальше — воля начальства. Я только могу сказать, что А.И. Полярный, являющийся одним из старейших двигателистов, не имеет базы для работы, а ЦИАМ по своему профилю не желает этот двигатель строить. Мне кажется, что в решении сегодняшнего пленума было бы целесообразным отметить желательное осуществление обоих двигателей. Все наши работы и расчеты мы сделали под двигатель В.П. Глушко".

Таким образом, основной причиной, определившей выбор двигателя для ракеты Р-3, стало наличие экспериментальной базы у В.П. Глушко и отсутствие таковой у его оппонента по разработке.

Второй вопрос — жидкий кислород как окислитель в ракетных топливах. Особое значение имело выступление А.Г. Мрыкина, которое послужило как бы сигналом к многолетней дискуссии, разделившей ракетчиков на два лагеря — сторонников и противников жидкого кислорода: "Я должен заявить, что с точки зрения ГАУ жидкий кислород для ракеты Р-3 нас совершенно не устраивает. Мы настойчиво будем просить автора проекта двигательной установки заменить жидкий кислород на другой окислитель".

По проекту ракеты Р-3 пленум НТО принял решения, которые СП. Королев привел в публикуемом ниже документе.

Сведения о последующих этапах работ над проектом ракет Р-3 даны в Приложении 1.

http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/vetrov/korolev-delo/05-01.html

РАКЕТА Р-3

Создание ракеты Р-3 с дальностью 3000 км было одной из трех основных тем (две другие — ракеты Р-1 и Р-2), которые обсуждались на правительственном уровне в апреле 1947 г.
В эскизном проекте ракеты были рассмотрены различные конструктивные схемы: одноступенчатые, составные и крылатые. Остановили свой выбор на одноступенчатой ракете со следующими характеристиками:

[SIZE=-1]Начальный вес, т Удельная тяга двигателя в пустоте [/SIZE][SIZE=-1]Тяга двигателя, т[/SIZE]

[SIZE=-1]65-70 285-290 [/SIZE][SIZE=-1]120-140[/SIZE]

При этом в конструкции ракеты была предусмотрена реализация всех конструктивных особенностей схемы с отделяющейся головной частью: оба бака с компонентами были несущими, стабилизаторы отсутствовали. Значительное внимание в проекте уделялось исследованию крылатых ракет как одному из самых перспективных направлений. Однако реализация крылатых ракет требовала существенно больших сроков по сравнению с баллистическими ракетами из-за необходимости проведения обширных аэродинамических исследований. Самой же серьезной проблемой для крылатых ракет было создание автономной системы навигации. Поэтому в качестве ближайшего этапа по крылатым ракетам намечалась постройка ракеты с отделяющейся крылатой головкой (ОКГ), например, на базе ракеты Р-1, что позволило бы получить важные экспериментальные данные по аэродинамике, компоновке маршевого двигателя и системе управления.
Полный объем эскизного проекта состоял из трех крупных разделов. Первый раздел содержал эскизный проект собственно ракеты Р-3. Его выполнение поручили КБ С.П. Королева, как и руководство всеми разделами проекта.
Во второй раздел проекта выделили эскизный проект и создание макета двигательной установки ракеты Р-3. Работа выполнялась по заданию КБ С.П. Королева. Ответственными исполнителями этого раздела были две организации — ОКБ В.П. Глушко и НИИ-1 МАП, где работы над двигателем для ракеты Р-3 возглавил А.И. Полярный. Работа выполнялась организациями на конкурсных началах.
Третий раздел охватывал все проблемы, связанные с разработкой для ракеты Р-3 различных систем управления и контроля. Работа выполнялась по заданиям КБ С.П. Королева. Руководителями работ были Н.А. Пилюгин и М.С. Рязанский.
Для подготовки к проекту был обобщен весь накопленный опыт и проведен анализ полученных при отработке ракет Р-1, Р-1 А, Р-2Э, Р-2 теоретических и экспериментальных данных в рамках специальной научно-исследовательской темы И-22. Проект послужил своего рода стимулом для создания общей методической базы для ракет дальнего действия. Название первого тома проекта, ответственным исполнителем которого был С.П. Королев, не оставляет сомнения на этот счет: "Принципы и методы проектирования ракет большой дальности". В создании большинства томов проекта было как бы два уровня: один обобщенный — для ракет дальнего действия, другой конкретный — применительно к разрабатываемой ракете Р-3.
В ноябре-декабре 1949 г. состоялось обсуждение проекта по разделам на специализированных секциях НТС. 7 декабря 1949 г. на заседании НТС НИИ-88 были рассмотрены и утверждены эскизные проекты ракеты Р-3, двигателя и системы управления. Решение НТС касалось не только оценок и рекомендаций по конкретным разработкам, но и организационных и перспективных вопросов в широком плане.
В решении НТС было рекомендовано принять в качестве ближайшей задачи создание экспериментальной ракеты Р-ЗА как модели для отработки в натурных условиях двигателей, системы управления и конструкции ракеты Р-3. Отмечались своевременность и целесообразность экспериментов по применению высококипящих окислителей и высококалорийных горючих. В решении особо подчеркивалась перспективность разработки ракет по схеме "пакет" и по схеме с отделяющейся крылатой головкой.
В итоге для развития проекта ракеты Р-3 на последующие 2 года были намечены три научно-исследовательские темы:
H1 — создание экспериментальной ракеты Р-3А для проверки конструктивной схемы Р-3;
Н2 — исследования по применению перспективных компонентов топлив;
Н3 — исследования по перспективным конструктивным схемам.
Тема Н3 были продолжена двумя направлениями:
Т1 — разработка конструкции межконтинентальной баллистической ракеты (МБР);
Т2 — разработка конструкции межконтинентальной крылатой ракеты.
Разработка ракеты Р-3 не вышла за рамки эскизного проекта, но полученные на этом этапе результаты оказали решающее влияние на последующий ход развития РКТ в нашей стране.
[SIZE=-1]АРКК, № 202, 306, 320, 321, 323, 23697.[/SIZE]
 

[Salo]

http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/vetrov/korolev-delo/03-01.html

ПРОЕКТ ДОКЛАДНОЙ ЗАПИСКИ
НА ИМЯ Н.А. БУЛГАНИНА
[1949 г.]

Разработка эскизного проекта ракеты Р-3 производилась в соответствии с решением от 14 апреля 1948 г.

Работа имела целью проведение теоретических расчетов, экспериментальных исследований и разработку эскизного проекта ракеты Р-3 и двигательной установки к ней.

Первая часть работы состояла в разработке эскизного проекта ракеты Р-3 в целом, удовлетворяющей заданным тактико-техническим требованиям. Исполнитель — НИИ-88. Срок исполнения — июнь 1949 г.

Вторая часть работы состояла в разработке эскизного проекта и макета двигательной установки для ракеты Р-3.

Работа проводилась по техническому заданию НИИ-88.

Исполнители: две организации — специализированные ОКБ и НИИ. Исполнители работали параллельно.

Третья часть работы, проводящаяся как самостоятельная научно-исследовательская тема, состояла в разработке проекта комбинированной системы управления, системы контроля и регистрации трассы полета, системы гироскопической стабилизации, а также в изготовлении макетов бортовой аппаратуры и наиболее важных элементов наземных установок.

Работа производилась по техническому заданию НИИ-88.

Ведущий исполнитель по системе управления в комплексе — НИИ-49 с соисполнителями, работающими по его техническим заданиям на отдельные подсистемы.

Срок исполнения — декабрь 1949 г.

СОСТОЯНИЕ РАБОТ НА 15 ДЕКАБРЯ 1949 г.
ПО НИИ-88

1. Проведены теоретические исследования и расчеты по ракетам дальнего действия разных типов и схем, могущих обеспечить требуемые тактико-технические данные.

Выполнен ряд эскизных конструктивных разработок узлов, агрегатов и частей для ракеты Р-3.

2. Разработаны и выданы технические задания, необходимые для работ смежных организаций.

Первые задания были выданы еще в 1947 г. и затем в процессе работы над темой. НИИ-88 все время поддерживал тесный контакт со смежными организациями.

Кроме того, в соответствии с решением от 14 апреля 1948 г. были разработаны и выданы смежным организациям задания на ряд научно-исследовательских работ, связанных с разработкой ракеты Р-3.

3. В процессе разработки и опытных пусков ракеты Р-1 в 1948 г. проведена значительная исследовательская работа по определению в полете различных характеристик ракет.

Для этой цели опытные ракеты Р-1 были оснащены системой специализированных датчиков и были созданы необходимые службы для наблюдений и измерений.

Результаты опытных пусков ракет Р-1 обработаны и использованы при разработке эскизного проекта Р-3.

4. В период с 1948 г. и по настоящее время в значительной мере разработаны вопросы теории ракет дальнего действия, охватывающие главнейшие направления в этой области.

Составлена методика баллистических расчетов траекторий. При опытных пусках ракет Р-1 и Р-1 А получена сходимость расчетных данных с данными эксперимента.

Разработаны временные нормативы для расчетов на прочность. По этим нормативам было произведено усиление конструкции ракет Р-1 по сравнению с ракетами А-4, в результате чего при испытаниях ракет Р-1 и Р-1А в 1948-1949 гг. были исключены разрушения ракет в полете.

5. Ввиду возникновения огромных нагрузок на ракеты дальнего действия при прохождении плотных слоев атмосферы на нисходящей ветви траектории был предложен и разработан новый принцип в конструкции ракет — так называемая "отделяющаяся головка".

Этот принцип заключается в том, что ракета вместе с головкой проходит при взлете плотные слои атмосферы с небольшими скоростями и при сравнительно небольших нагрузках на конструкцию. А далее, после достижения максимальной скорости, головка отделяется от корпуса и с большой скоростью доходит до цели. Корпус же ракеты, выполнив свое назначение, совершает полет по траектории, близкой к траектории головки, но при входе с большой скоростью в плотные слои атмосферы разрушается, обгорает и при необходимости может быть уничтожен.

Для проверки принципа отделяющейся головки в соответствии с решением от 4 мая 1948 г. разработана и построена серия экспериментальных ракет Р-1 А с отделяющейся головкой.

Опытные пуски ракет Р-1 А, произведенные в мае 1948 г., прошли успешно и полностью подтвердили возможность и целесообразность применения отделяющейся головки и все расчетные данные.

6. В целях повышения дальности полета, для облегчения конструкции и для увеличения надежности эксплуатационных средств был предложен и разработан новый принцип компоновки ракет дальнего действия (несущие баки, герметичная кабина для аппаратуры) с использованием в качестве основных материалов легких сплавов высокой прочности.

Для проверки новой компоновки и новых материалов была разработана и испытана серия экспериментальных ракет Р-2.

7. В итоге проделанной работы эскизный проект ракеты Р-3 в целом, выполняемый НИИ-88, разработан к установленному сроку (июнь месяц с.г.).

В процессе работы над эскизным проектом были рассмотрены различные варианты схем ракет дальнего действия: одноступенчатые ракеты, летающие по баллистической траектории (нормальная баллистическая схема), двухступенчатые ракеты, летающие по баллистической траектории (составная схема), составные ракеты по схеме "пакет" и ракеты, летающие по траектории планирования (крылатые ракеты).

Как оказалось в результате проведенных исследований, наиболее реальным вариантом, обеспечивающим выполнение ТТТ, является вариант ракеты Р-3 нормальной баллистической схемы (типа ракет Р-1, Р-2, Р-1 А, Р-2Э) со следующими проектными параметрами:

Стартовый вес, кг  71000
Конечный вес, кг  8480
Относительный конечный вес 0,1195
Полная тяга двигателя, т 120
Удельная тяга двигателя
на земле 240
в пустоте 288

Двигатель работает на керосине и жидком кислороде.

Дальность такой ракеты, равная 3000 км, соответствует весу боевой части 3000 кг.

В проекте предусмотрена возможность стрельбы той же ракетой Р-3 на меньшую дальность при соответственно большем весе боевой части (при дальности 1000 км вес головной части 12 т).

Боевая часть представляет собой цилиндрический снаряд с острым носом длиной 5 калибров, с полетной нагрузкой около 10 т/м2 и с удлинением от 22 до 11 (соответственно для веса боевой части от 3 до 12 т). Передняя половина боевой части заполнена ВВ, задняя — пустотелая и является стабилизирующей поверхностью. Такая форма головной части обеспечивает очень высокие скорости встречи боевой части с целью (порядка 4000-4500 м/с).

Как показывают предварительные исследования, при использовании контактных взрывателей и подрыва боевой части, обладающей большой скоростью на некоторой высоте над землей, может быть достигнуто увеличение эффекта взрыва и разрушения у цели.

По своим компоновочной и конструктивной схемам ракета Р-3 представляет следующее:

а) ракета имеет отделяющуюся в конце активного участка траектории головную часть;

б) топливный отсек выполнен по схеме "несущие баки" и является силовым корпусом ракеты и вместилищем для запасов компонентов топлива;

в) ракета не имеет стабилизаторов; стабилизация ракеты на активном участке осуществляется с помощью органов управления; отделяющаяся головная часть снабжена специальными аэродинамическими стабилизаторами;

г) основными материалами, применяемыми в конструкции ракеты, являются различные алюминиевые сплавы.

Весьма важным обстоятельством является то, что ракета Р-3, будучи осуществлена по описанной схеме, является дальнейшим логическим и последовательным развитием того класса ракет дальнего действия, над которыми работает конструкторский коллектив НИИ-88 в течение ряда лет.

Однако в проекте Р-3 есть ряд нововведений (несущие баки, отсутствие стабилизаторов и др.), для проверки которых целесообразно создать на базе ракеты типа Р-2 экспериментальную ракету типа Р-3, как бы уменьшенную модель ракеты Р-3А, тем более что компоновки Р-3 и Р-2 сходны между собой.

ЗАЩИТА ЭСКИЗНЫХ ПРОЕКТОВ

7 декабря пленум научно-технического совета НИИ-88 рассмотрел и утвердил эскизные проекты ракеты Р-3, двигателей и системы управления. Пленум НТС принял следующие решения.

1. Утвердить эскизные проекты ракеты Р-3, двигателей и системы управления в комплексе.

2. Рекомендовать немедленно начать разработку технических проектов ракеты Р-3, двигателей и продолжить разработку технического проекта системы управления.

3. Считать необходимым при разработке технических проектов учесть и внести необходимые изменения и дополнения к проекту в соответствии с решениями секций НТС, заключениями рецензентов, а также выступлениями в прениях.

4. Считать необходимым при разработке технических проектов привлечение по соответствующим специальностям и вопросам научно-исследовательских и опытно-конструкторских организаций страны.

5. Считать необходимым при разработке технического проекта проведение максимально широких экспериментальных работ, в числе которых как основные могут быть названы следующие работы:

а) создание на основе существующих ракет (и ракет-моделей Р-3) экспериментальных ракет для проверки главнейших принципов, положенных в основу проекта ракеты, двигателя и системы управления;

б) создание в натуральную величину экспериментальной ракеты Р-ЗА для отработки в практических условиях конструкции ракеты, двигателя, системы управления;

в) создание экспериментальных образцов двигателей — как уменьшенных моделей, так и в натуральную величину — для обоснования заданных ТТЗ параметров, и в особенности значения удельной тяги, расходных характеристик и веса двигателя (...)

8. Отмечая особо перспективное направление в разработке ракет:

а) по схеме "пакет",

б) по схеме с отделяющей крылатой головкой,
считать целесообразным создание таких экспериментальных ракет на основе одной из существующих конструкций.

9. Считать своевременным и целесообразным проведение научно-исследовательских и экспериментальных работ по реализации имеющихся в настоящее время отдельных предложений по применению новых видов топлив (высококипящих окислителей, а также высококалорийных горючих) и по использованию металла в качестве горючего.

ПРЕДЛОЖЕНИЯ

1. Считать законченными работы по разработке эскизного проекта ракеты Р-3, двигателей РД-110 и Д-2 и системы управления в комплексе.

2. Разрешить министерствам, участвовавшим в работах по ракете Р-3, приступить к разработке технических проектов по соответствующим разделам и проведению необходимых экспериментальных работ.

3. Поручить Министерству вооружения и Министерству вооруженных сил представить в месячный срок мероприятия, необходимые для создания ракеты Р-3.

АРКК, д. 83, л. 153-165. Публикуется с сокращениями.

Фрагменты проекта докладной записки на имя Н.А. Булганина, направленной 12 декабря 1949 г. в МОП с проектом постановления по ракете Р-3. Последний содержал предложения, приведенные в заключительной части публикуемого документа, и пункт о выплате премии за выполненные работы по ракете Р-3.

Мероприятия, подготовка которых предусмотрена в предложениях, перечислены в публикуемом ниже документе.