Безмоторными самолетами в 20-е годы называли планеры, приспособленные для быстрой установки маломощных моторов.

Первая буква индекса аппарата соответствовала фамилии конструктора, а цифра обычно обозначала порядковый номер разработки. У С.П. Королева это была первая разработка, но цифру индекса он мог выбрать по аналогии с индексом самого совершенного в тот период планера А-5, разработанного К.К. Арцеуловым.

Проект С.П. Королева рассматривался и был одобрен на заседании ЧАГ 3 июня 1924 г. После обсуждения и одобрения в губотделе ОАВУК проект планера направлен 4 августа 1924 г. в Центральную спортсекцию в Харьков для утверждения и выделения средств на постройку. Проект содержал подробную объяснительную записку и 11 листов чертежей. После отправки проекта в Харьков его следы затерялись.

Ветров Г.С. С.П. Королев в авиации: Идеи. Проекты. Конструкции. М.: Наука, 1988. 160с.

Планер разработан С.П. Королевым совместно с С.Н. Люшиным. Этот планер относился к классу рекордных и отличался оригинальной конструкцией, позволившей пилоту К.К. Арцеулову совершить на нем полет по маршруту, ранее недоступному для других планеров. По массе "Коктебель" превышал другие представленные на состязаниях в Коктебеле в 1929 г. планеры, но благодаря совершенству аэродинамических характеристик его "показатель летучести" укладывался в нормы немецких планеров, известных своими высокими летными качествами.

Такого типа планеры с оптимальным сочетанием весовых и аэродинамических характеристик получили дальнейшее развитие и позволили перенести их испытания в равнинные районы.

Планер "Коктебель" был отмечен в прессе как большое достижение конструкторов. Фотографию планера поместили на обложке журнала "Вестник воздушного флота" № 12 за 1929 г., в котором освещались итоги IV Всесоюзных планерных состязаний.

Конструктивные данные планера "Коктебель":

Размах, м Удлинение Масса в полете, кг

17 17 300

Аэродинамическое качество Нагрузка на крыло, кг/м2 Длина фюзеляжа, м

25 25 7,75

Там же.

Самолет проектировала группа студентов МВТУ, членов Аэродинамического кружка Н.Е. Жуковского (АКНЕЖ), в том числе и С.П. Королев. Начало работ над самолетом относится к 1927 г. К концу 1929 г. проектирование самолета было в основном завершено, но работы приостановлены в связи с окончанием курса учебы основными участниками — С.П. Королевым и С. С. Кричевским.

Интересной особенностью проекта АКНЕЖ-12 было применение так называемого разрезного крыла, или крыла с механизацией, которое позволяло снижать посадочную скорость самолета и тем самым обеспечивать большую безопасность полета. Решение этой проблемы в тот период только намечалось, что характеризует студенческий проект как весьма прогрессивный.

Самолет АКНЕЖ-12 был выполнен по схеме двухместного подкосного моноплана.

Конструктивные данные самолета АКНЕЖ-12:

Размах, м Площадь крыла, м2 Хорда центроплана, м Хорда на конце, м Удлинение Длина машины, м Диаметр винта, м Вес в полете, кг с одним пилотом с двумя пилотами

11,2 15 1,74 0,6 8,36 7,25 2,25 580 650

Нагрузка на крыло, кг/м2 Нагрузка на 1 л.с., кг с одним пилотом с двумя пилотами Расчетные данные к испытанию с одним пилотом скорость    максимальная у земли, км/ч    посадочная, км/ч потолок, м

36,7 4,9 5,4 210 80 6000

Там же.

Планер был предназначен для осуществления фигур высшего пилотажа. Его конструктивная схема была такой же, как у "Коктебеля", — свободнонесущий моноплан. Такой же осталась и схема крыла — центроплан, жестко связанный с фюзеляжем. Широкая удобная кабина была рассчитана под парашют и установку необходимых приборов. Предусматривалась посадка прямо на фюзеляж. Лыжи, обычно используемые для этой цели, заменили две рейки и полоса фанеры, обшитая дюралем.

Планер был создан в течение 47 дней. Несмотря на сжатые сроки, С.П. Королев отказался от стандартных опробованных решений. Он применил профиль крыла, предназначенный для условий пикирования, что в сочетании с большой массой планера и большой нагрузкой на крыло давало высокое аэродинамическое качество.

Первые натурные испытания общей продолжительностью 20 мин при четырех стартах провел С.П. Королев. День 28 октября 1930 г. стал для советского планеризма историческим. На планере "Красная звезда" пилот В.А. Степанченок без помощи буксировщика впервые в мире выполнил "мертвую петлю".

Сконструированный С.П. Королевым новый планер оказал влияние на дальнейшее развитие планеризма. Была подтверждена реальность фигурных полетов на планере, что позволяло уверенно браться за разработку подобных конструкций. Этот планер С.П. Королева стал неким образцом, с которым могли сверять свои идеи другие конструкторы, брать этот планер как бы за основу, внося затем различные усовершенствования.

У С.П. Королева нашлись последователи, и через несколько лет возможность осуществлять фигурные полеты предписывалась уже учебным, а не рекордным парителям.

Конструктивные данные планера "Красная звезда":

Размах, м Вес в полете, кг Нагрузка на крыло, кг/м2 Аэродинамическое качество

12,2 220 21 20

Там же.

Самолет был разработан в рамках дипломного проекта в МВТУ под руководством А.Н. Туполева. С.П. Королев поставил перед собой задачу создать легкий самолет дальнего действия и превзойти результаты, достигнутые А.С. Яковлевым на самолете АИР-3, совершившем летом 1929 г. перелет по маршруту Москва-Минводы-Москва. Смелость замысла и тщательность проработки инженерных решений послужили основанием для практической реализации проекта СК-4. Этот достаточно редкий и красноречивый факт — практическая реализация студенческого проекта — служит убедительным свидетельством оригинальности и прогрессивности решений, принятых С.П. Королевым в дипломном проекте.

В качестве первого варианта С.П. Королев принял для СК-4 мотор "Вальтер" мощностью 60 л.с. (такой же, как у АИР-3), но рассчитывал конструкцию и компоновку машины под отечественный мотор М-11 мощностью 100 л.с.

521Самолет СК-4 мог использоваться для дальних перелетов, как средство связи, полетов местного значения, агитполетов и тренировок. Дальние перелеты можно было совершать благодаря предусмотренным в конструкции бакам для бензина и масла, допускавшим заправку на 20 ч беспосадочного полета (15 ч у АИР-3). Шесть баков для бензина и один для масла располагались в центральной части крыла, один небольшой бак для бензина — в фюзеляже. Конструкция крыла, выбранная С.П. Королевым, позволяла рассчитывать на обеспечение большей, чем у АИР-3, скорости полета — 160 км/ч (143 км/ч у АИР-3). Самолет СК-4 имел крыло большего размаха — 12,2 м (11 м у АИР-3) и меньшую несущую поверхность — 15,36 м² (16,5 м² у АИР-3), что при выбранном С.П. Королевым профиле крыла обеспечивало высокое аэродинамическое качество машины.

Для выполнения служебных функций самолет СК-4 имел небольшие багажники в крыле и фюзеляже. Около сидений для удобства экипажа при посадке в фюзеляже имелись глубокие вырезы, прикрытые легко откидывающимися крышками, а в крыле — откидные люки.

У самолета был обеспечен свободный доступ к деталям управления, мотору, амортизатору костыля для осмотра и ремонта. Двойное управление рулями и мотором позволяло использовать самолет СК-4 для тренировочных полетов.

В прессе было отмечено завершение работ над самолетом. Его фотографию на обложке поместил журнал "Вестник воздушного флота" (№ 2 за 1931 г.) с выразительным названием: "Новый советский самолет дальнего действия конструкции т. С. Королева".

Испытания самолета начались в конце 1930 г. под управлением летчика Д.А. Кошица при участии С.П. Королева. В одном из полетов в 1931 г., когда на борту был только Кошиц, мотор отказал, и при вынужденной посадке самолет разрушился. Восстановить его не удалось.

Конструктивные данные самолета СК-4:

Размах, м Несущая поверхность, м2 Удлинение Длина, м Высота, м Вес, кг конструкции мотора и винта

12,2 15,36 8,17 7,15 1,88 335 110

баков (всех) горючего и масла экипажа в полете (на 2 ч) Скорость, км/ч максимальная посадочная Потолок, м

55 30 160 690 160 68 4000

Там же.

31 января 1931 г. С.П. Королев вместе с С.Н. Люшиным и Н. Малиновским (фамилия названа предположительно) завершил проект нового планера с размахом крыла 30 м. На выбор конструктивных характеристик этого планера оказали влияние сведения о выдающихся достижениях австрийского планериста Кронфельда, установившего мировой рекорд дальности полета (161 км) на планере "Австрия", созданном австрийским конструктором Киннером. Планер "Австрия" называли чудом конструкторской мысли. Отличительной его особенностью был размах крыла — 30 м.

В конструкции нового планера-парителя отчетливо просматривалось стремление превзойти показатели знаменитого австрийского планера. Равенство размахов облегчало сравнение этих двух планеров. Значение качества австрийского планера было 28,4, планера-парителя — 33,3. При конструировании любого планера важно было добиваться как можно меньшей скорости снижения аппарата. Достижению этой цели подчиняется выбор его конструктивных параметров: размаха, профиля крыла, удлинения. Лучший советский планер того периода "Город Ленина" (конструктор О.К. Антонов) имел скорость снижения 0,68 м/с, планер "Австрия" (расчетные данные О.К. Антонова) — 0,68 м/с, а планер-паритель — 0,423 м/с (по расчетным данным).

Удлинение и площадь крыла у "Австрии" (26,1; 34,97 м²) и планера-парителя (26; 34,4 м²) были примерно одинаковыми. Однако вес парителя был заметно больше (385 кг против 263 кг у "Австрии"). Отчасти это объяснялось тем, что австрийские планеры, как и немецкие, рассчитывались на 6-кратный запас прочности, а наши — на 7-кратный. 23 марта 1931 г. видные авиационные специалисты С.В. Ильюшин и Б.Н. Юрьев рекомендовали новый планер-паритель (основной вариант) к реализации. Его постройка была отложена до пуска планерного завода, но так и не состоялась. Одновременно авторы представили дополнительный вариант планера такого же класса с несколько измененными данными.

Конструктивные данные планера-парителя:

Размах, м Несущая поверхность, м2 Удлинение Вес, кг в полете конструкции Нагрузка на крыло, кг/м2 Показатель летучести Максимальное качество Минимальная скорость снижения, м/с Скорость, м/с горизонтального полета посадочная

Основной вариант 30 34,4 26 475 385 14 0,54 33,3 0,423 14 11

Дополни- тельный вариант 26,6 34,4 20,6 430 340 12,5 0,6 29,7 0,456 16 12

Там же.

12 апреля 1931 г. С.П. Королев завершил проектные проработки летательного аппарата, которому он присвоил индекс СК-7 и дал название "тренировочный паритель для фигурных полетов, двухместный".

Одноместный планер СК-3 подобного типа был разработан С.П. Королевым в 1930 г. Специалисты высоко оценили эту конструкцию и высказали мнение, что нужен двухместный фигурный планер для внедрения фигур высшего пилотажа в учебную практику пилотов-планеристов. Поэтому у С.П. Королева были все основания продолжить работы в этом направлении.

Для СК-7 С.П. Королев применил двухбалочную схему, которая до этого встречалась только в проекте планера-парителя. Приступая к разработке нового планера, С.П. Королев ставил перед собой задачу создать специализированный аппарат, предназначенный только для фигурных полетов. Такая концепция в тот период была оправданной и нашла обоснование в ряде теоретических исследований крупных специалистов планерного дела. Принятая С.П. Королевым концепция позволила сделать планер очень компактным. Вес СК-7 в полете был меньше веса одноместного планера СК-3 (230 кг против 260 кг). С.П. Королев уменьшил размах СК-7 до 10 м против 12,2 м у СК-3 и уменьшил длину до 5,45 м против 6,79 м у СК-3. Кроме того, он увеличил несущую поверхность до 17м² против 12,2 м² у СК-3. В результате существенно уменьшилась нагрузка на крыло -до 13,5 кг/м² против 21 кг/м² у СК-3, что позволило снизить требования к прочности крыла. Снижение этой нагрузки делало также планер менее зависимым от погодных условий и поэтому более подходящим для практических целей.

Стремясь уменьшить нагрузку на крыло, С.П. Королев вынужден был пойти на уменьшение удлинения (6 против 12 у СК-3), т. е. на увеличение хорды крыла, к тому же при относительно меньшем размахе. Это неизбежно привело к снижению аэродинамического качества до 15 против 20 у СК-3. Однако в сочетании с остальными характеристиками скорость снижения нового планера была такой же, как у СК-3, — 0,9 м/с.

Проект СК-7 не был реализован, но использованные в нем конструкторские идеи получили дальнейшее развитие в проектах самолета СК8-9, планера СК-6 и самолета "Электрон-1" СК-7 (см. ниже).

Там же.

24 апреля 1931 г. С.П. Королев вместе с Н. Юрьевым закончил проектные проработки по самолету СК8-9. Он был выполнен по двухбалочной схеме, с толкающим винтом, с шасси на высоких стойках, снабженных обтекателем. Есть предположение, что двойной индекс самолета указывал на двойное его назначение: полеты с поршневым двигателем или с ЖРД.

Проект СК8-9 не был завершен, но использованные в нем идеи С.П. Королев применил в проекте самолета "Электрон-1" СК-7. Из конструктивных данных самолета СК8-9 известен лишь размах — 14 м.

Там же.

Никаких достоверных сведений о проекте планера СК-6 разыскать не удалось, кроме записи С.П. Королева в подготовленном им в 1958 г. перечне научных трудов и разработок: "Экспериментальный двухместный планер СК-6. Конструкция, разработанная и построенная в 1931 г. Впервые был широко применен в авиаконструкции электрон" (Творческое наследие академика Сергея Павловича Королева. Избранные труды и документы. М.: Наука, 1980. С. 398).

Изучение архивных документов позволяет заключить, что в основу проекта СК-6 был положен проект планера для фигурных полетов СК-7 и изменены назначение последнего и его индекс. Новый планер предназначался для отработки элементов конструкции самолета "Электрон-1" СК-7 (см. ниже).

Там же.

19 декабря 1931 г. С.П. Королев закончил предэскизную проработку самолета, на общем виде которого значилось: "Самолет СК-8, гражданский вариант, перелетный". Новый проект развивал идею, положенную в основу конструкции самолета дальнего действия СК-4. Актуальность таких конструкций была в то время очень велика и продолжала возрастать. В 1931 г. рекорд дальности беспосадочного перелета уже составлял 9000 км. Он был установлен французскими летчиками. В ЦАГИ А.Н. Туполев работал над проектом рекордного самолета АНТ-25, рассчитанного на беспосадочный полет дальностью 13000 км.

Самолет СК-8 проектировался как двухместный с двигателем мощностью 300 л.с., был рассчитан на дальность беспосадочного полета 6000 км (у СК-4 она была 2000 км), время полета 30 ч (у СК-4 20 ч). Размах 13,4 м, площадь крыла 25 м², вес в полете 3015 кг, максимальная скорость 260 км/ч.

Для самолета такого назначения необходимо было предусмотреть возможность посадки на плохо оборудованные аэродромы, т. е. добиться минимальной скорости посадки при достаточно большой для того времени крейсерской скорости. По данным авторитетных источников, можно было, не прибегая к специальным мерам, добиться скорости посадки не меньше 40% максимальной. Меньшую посадочную скорость могло обеспечить только разрезное крыло (или механическое крыло). Посадочная скорость самолета составляла примерно 30% максимальной. На этом основании можно считать, что самолет проектировался с разрезным крылом. Именно эта особенность конструкции С.П. Королева отмечалась как особое достижение в отчетном докладе на пленуме ЦС Осоавиахима в июле 1931 г.

Проект самолета СК-8 дальнейшего развития не получил.

Конструктивные данные самолета СК-8:

Размах, м Площадь крыла, м2 Удлинение Хорда, м у корня на конце Раствор шасси, м Ширина фюзеляжа, м Колеса (2 шт.), мм Диаметр винта, м Объем дополнительных баков, м3 Вес, кг конструкции мотоустановки незаправленного оборудования экипажа горючего и масла в полете

13,4 25 7,2 2,6 1,63 3 1,36 800x150 2,6 2 420 380 1055 55 160 1800 3015

Нагрузка на мотор, кг/л.с. на крыло, кг/м2 Мощность на 1 м2, л.с. Продолжительность полета на 80% мощности, ч Средняя путевая скорость, км/ч Дальность беспосадочного полета, км Скорость, км/ч максимальная (облегченного) посадочная (облегченного) Потолок (облегченного), м Нагрузка на крыло (облегченного), кг/м2 Полная длина, м

8,6 120 12 30 200 6000 260 90 5000 52,5 8

Там же.

Основанием для подготовки проекта самолета "Электрон-1" послужил Всесоюзный конкурс, объявленный ЦС Осоавиахима в ноябре 1931 г. Первая премия в 25 тыс. р. предназначалась автору лучшей разработки полного проекта стандартного "электронного" (т. е. изготовленного из сплава "электрон") легкого самолета. Предусматривались также премии за частичное выполнение требований конкурса. Срок сдачи материалов на конкурс (до 31 января 1932 г.) был продлен до июня 1932 г. 4 апреля 1932 г. С.П. Королев завершил подготовку общего вида самолета, который имел много общего с предыдущими разработками — самолетом СК8-9 и планером для фигурных полетов СК-7. Добавочный индекс нового самолета — СК-7 — прямо указывает на общность с двухместным фигурным планером. "Электрон-1" имел двухбалочную схему, как и две предыдущие разработки, мотор с толкающим винтом, как у СК8-9, и размах крыла, как у двухместного планера, — 10 м. Заметным отличием от СК8-9 была конструкция шасси: у "Электрона-1" оно имело низкие стойки с целью уменьшения сопротивления. Новый самолет имел примерно такую же площадь крыла (15 м²), как и фигурный планер (17 м²). При одинаковом размахе крыла у "Электрона-1" его форма была не прямоугольной, как у планера, а трапециевидной. Вес в полете "Электрона-1" (300 кг), несмотря на оснащенность мотором в 36 л.с. и наличие шасси, мало отличался от соответствующего веса планера (230 кг). По-видимому, это объяснялось использованием в конструкции самолета нового авиационного материала — сплава "электрон".

Внимание, проявленное к использованию "электрона" в авиационных конструкциях, и организация специального конкурса были связаны со стремлением выявить особенности применения нового материала, а затем внедрить его в практику самолетостроения. Из всех известных металлов промышленного назначения "электрон" имел наименьший удельный вес: в 4,3 раза меньше, чем нержавеющей стали, и в 1,5 раза меньше, чем кольчугалюминия. При этом у него была наивысшая удельная прочность на растяжение и сжатие и удельная прочность на изгиб, как у кольчугалюминия.

По не выясненным до конца причинам С.П. Королев приостановил работу над проектом самолета "Электрон-1", приступил к разработке другого проекта самолета (под девизом "Высокий путь") в рамках объявленного Осоавиахимом конкурса и представил его 10 июня 1932 г. в комиссию.

Конструктивные данные самолета "Электрон-1" СК-7:

Несущая поверхность, м2 Удлинение Полетный вес, кг Мотор "Черуб-IIIА", л.с. Нагрузка на крыло, кг/м2

15 6,6 300 36 20

Скорость максимальная, км/ч посадочная, м/ч Потолок практический, м Размах, м Длина, м

120 43 4000 10 5,8

Там же.

Проект нового самолета был выполнен в рамках Всесоюзного конкурса на создание проекта "электронного" легкого самолета, объявленного ЦС Осоавиахима в ноябре 1931 г. В соответствии с условиями конкурса требовалось представить материалы проекта под девизом. С.П. Королев выбрал девиз под впечатлением прочитанного сборника повестей В. Итина "Высокий путь" (1927 г.) о подвигах авиаторов.

В проекте были использованы результаты натурных экспериментов с планером СК-6. Кроме того, перед разработкой проекта С.П. Королев участвовал в экспериментальных работах с "электроном" на заводе № 39 и в ЦАГИ.

Для нового самолета С.П. Королев принял схему низкоплана. Толщина крыла использована под кабину самолета, и, таким образом, фюзеляж как таковой отсутствовал. Хвостовая часть была выполнена в виде балки, что давало выигрыш в весе, уменьшало силу сопротивления, избавляло оперение от затенения, упрощало эксплуатацию и изготовление.

Этот проект С.П. Королев использовал для совершенствования аэродинамической схемы самолета: задняя кромка крыла имела механизацию, положение стабилизаторов в полете регулировалось, нагрузка на крыло выбрана минимально возможной, мидель до предела ограничен. На последующих экземплярах машин предусматривалась механизация передней кромки крыла для повышения надежности полета.

Несмотря на ограниченные сроки подготовки, С.П. Королев разработал складывающиеся крылья, которые расширяли эксплуатационные возможности его конструкции, допуская транспортировку на собственном шасси (в этом случае по проекту полагались походные колеса) и на автомашине. По проекту складывание крыльев могло производиться одним человеком за 5-7 мин, обратная операция — за 8-10 мин. При размахе 11,9 м габариты самолета "Высокий путь" были 2x2x6,32 м.

Основное внимание в проекте С.П. Королев уделил обоснованию выбора материалов. Приведенные им сведения об "электроне" имели самостоятельное значение: систематизированные материалы на эту тему были опубликованы только в 1938 г.

Жюри конкурса и рецензенты проекта обратили особое внимание на технологичность конструкции самолета: применение прессованных профилей и штампованных книц позволяло широко поставить секционное производство деталей самолета в самых необорудованных мастерских. Обеспечив их нужным сортаментом профилей, создание секций самолета можно было свести к нарезке и клепке.

Все же сжатые сроки подготовки проекта сказались на качестве представленных материалов. Рецензенты больше всего упрекали автора за недостаточный объем чертежей. Расчеты также были неполными, особенно в разделе по прочности. Это, однако, не помешало рецензентам дать общее положительное заключение о предъявленных в проекте характеристиках самолета. Рецензент по конструкторской части не поскупился на добрые слова, и, наверное, это сыграло свою роль при подведении итогов конкурса. Проект С.П. Королева был удостоен третьей премии в размере 6 тыс. р. (первые две премии составили 10 и 8 тыс. р.).

Проект самолета "Высокий путь" дальнейшего развития не получил и представляет интерес для исследователей как одна из первых конструкторских разработок С.П. Королева, дошедших до нас в наиболее полном объеме.

Конструктивные и летные характеристики самолета "Высокий путь":

Размах, м Длина, м Высота, м Наименьшие габариты в сложенном виде, м Несущая поверхность, м2 Площадь, м2 закрылков горизонтального оперения вертикального оперения Вес, кг полетный незаправленного

11,9 6,32 2,2 2x2x6,32 20 5 2,82 1,65 650 325

Нагрузка на крыло, кг/м2 на мотор, кг/л.с. Мощность мотора М-11, л.с. Скорость, км/ч максимальная у земли посадочная Длина разбега (без ветра), м Время разбега, с Практический потолок, м Радиус действия, км

32,5 6,5 100-110 164 От 48 до 51 51 6,1 5700 650

Там же.

В 1933 г. были проведены успешные эксперименты по буксировке планеров, что создало благоприятные условия для развития этого направления в планеризме. В 1934 и 1935 гг. эксперименты с буксировочными полетами продолжались. В результате целенаправленной работы по внедрению в практику буксировочных полетов почти все планеры, заявленные на XI планерные состязания в 1935 г., прибыли в Крым по воздуху, в том числе и планер СП. Королева СК-9.

С.П. Королев так сформулировал назначение своего планера: "Двухместный планер для дальних буксировочных перелетов и полетов на дальность вдоль грозового фронта". Возможность преодоления больших расстояний, на чем сделан акцент в характеристике планера СК-9, обеспечивалась целым рядом конструктивных мер, в первую очередь конструкцией управления планером. Ее отличительной особенностью было широкое использование шарикоподшипников. Благодаря этому управление получилось необычайно легким. Три больших багажника также предназначались для обеспечения длительных перелетов. Два из них располагались по обеим сторонам места для пассажира и были легкодоступными в полете, третий — между сиденьями пилота и пассажира. В боковых багажниках монтировалась приемопередающая радиостанция с радиусом действия 70-100 км. Радиостанция испытывалась на XI планерных состязаниях и отлично работала.

Вторая часть характеристики планера СК-9 — возможность полетов вдоль грозового фронта — имела особый смысл и, можно сказать, была заявкой на рекордные достижения. Именно с использованием условий грозовой обстановки связывалась возможность новых рекордов дальности. Рекордный полет на 220 км немецкого пилота Грэнгофа в 1931 г. стал возможным именно благодаря использованию грозового фронта. В дальнейшем полеты планеров вдоль грозового фронта стали привычными и позволили улучшить многие рекордные показатели.

Конструкция планера, предназначенного для эксплуатации в таких трудных условиях, как грозовой фронт, должна была обладать повышенной прочностью и обеспечить высокую маневренность. Чтобы остаться в рамках обычных конструктивных решений, не прибегая к каким-то особым ухищрениям, нужно было скоростному тяжелому планеру, каким он должен был быть для полета вдоль грозового фронта, придать свойства легкого парителя, обеспечивающего небольшую посадочную скорость и высокую маневренность при слабых ветрах. Летные испытания подтвердили эффективность мер, принятых С.П. Королевым для обеспечения высоких летных качеств планера СК-9, который был высоко оценен участниками XI планерных состязаний.

Были сделаны и серьезные замечания по конструкции планера, однако они легко опровергаются, если вспомнить более позднее признание С.П. Королева, что он проектировал планер с расчетом на установку ЖРД.

Специалисты отметили, что фюзеляж имел чрезмерные габариты. Однако у С.П. Королева были достаточно серьезные причины, чтобы отойти от обычной логики конструирования. Он заранее заботился об объемах, необходимых для монтажа оборудования и топливных баков ЖРД, отсюда и впечатление избыточности габаритов фюзеляжа: при эксплуатации СК-9 они не использовались, поэтому оказывались ненужными и даже вредными.

Отмечалось также небрежное исполнение кабины пассажира, в то время как кабина пилота отличалась высокой комфортностью. Уместно вспомнить, что техническим заданием на планер СК-9, подготовленным СП. Королевым в марте 1935 г., предусматривалось переоборудование двухместного планера в одноместный путем ликвидации кабины пассажира, что и было сделано позднее, при установке ЖРД. Поэтому допущенная небрежность в оформлении кабины пассажира была вполне мотивированной.

Специалисты также обратили внимание на чрезмерную массивность профиля крыла планера у корня. По их мнению, необходимую прочность можно было получить при меньшей толщине профиля. У С.П. Королева были свои резоны: для первого реактивного аппарата, каким должен был стать и стал планер СК-9, любые запасы прочности не могли показаться чрезмерными.

Для планера СК-9 С.П. Королев принял редко используемую для такого типа аппаратов схему расположения крыла — среднеплан. Такую схему не применяли в первые годы развития планеризма, характеризующиеся многообразием конструкторских идей. Если для планеров допускалось варьирование схемы расположения крыла, то для будущего ракетоплана принятое решение было оптимальным и даже единственным. В противном случае могли возникнуть паразитные моменты, затрудняющие управление аппаратом.

Через несколько лет планер СК-9 был переоборудован, как и рассчитывал С.П. Королев, в ракетоплан, который известен в литературе под индексом РП-318-1 (см. ниже).

Конструктивные данные планера СК-9:

Размах, м Длина, м Вес в полете, кг Удлинение

17 7,33 460 13

Нагрузка на крыло, кг/м2 Аэродинамическое качество Показатель летучести

20,8 23 1,59

Там же.

В 1933 г. в связи с растущей потребностью народного хозяйства в воздушном транспорте получила развитие идея использования для этих целей планеров. Особое значение придавалось созданию нового типа аппарата — планерлета, сочетающего достоинства самолета (возможность маневрирования) и планера (высокое аэродинамическое качество, малая посадочная скорость и ограниченная нагрузка на крыло). Такой набор качеств предполагалось обеспечить установкой на грузовой планер относительно маломощного мотора, позволявшего совершать самостоятельный взлет машины без груза.

28 января 1933 г. С.П. Королев закончил эскизную проработку планера СК-7 — одного из предварительных вариантов планерлета с тем же индексом. Он имел двухбалочную схему и следующие конструктивные данные:

Размах, м Несущая поверхность, м2 Удлинение Вес, кг в полете конструкции Нагрузка на крыло, кг

26,8 35,2 20 440 360 12,5

Показатель летучести Максимальное качество Минимальная скорость снижения, м/с Скорость, м/с полета посадочная

0,625 27,8 0,48 17,7 12,5

Определенную связь этого планера с разработкой планерлета СК-7 можно установить, сравнив его с проектом планера-парителя "типа 7", завершенного 27 мая 1933 г. Майский вариант имел вполне конкретные "планерлетные" черты: предусматривалась установка маломощного мотора — 38 л.с., с толкающим винтом. Похожими январский и майский варианты делает двухбалочная схема, однако в майском варианте предлагаются два фюзеляжа, для которых хвостовые балки служат силовыми элементами. Конструктивные характеристики майского и январского вариантов существенно различались. С.П. Королев принял для майского варианта не только размах, но и удлинение крыла, как у "Коктебеля". Видимо, он хотел воспользоваться опробованной конструкцией крыла для нового варианта планера.

Конструктивные данные планера "типа 7" (майский вариант):

Максимальное качество Скорость, м/с снижения полета посадочная

23 0,66 17 12

Вес в полете, кг Нагрузка на крыло, кг/м2 Удлинение

340 20 17

Конструктивные данные планера "типа 7" с мотором "Черуб-IIIА":

Скорость, км/ч полета посадки Потолок, м

120 50 3000

В марте 1934 г. С.П. Королев завершил еще одну эскизную разработку планера СК-7. Он имел все конструктивные отличия планерлета: оснащен самолетным шасси, снабжен мотором, коммерческая нагрузка 1080 кг. Конструктивная схема мартовского варианта претерпела существенные изменения по сравнению с первым вариантом СК-7. Двухбалочная схема первых вариантов превратилась в трехфюзеляжную. От двухбалочной схемы осталась поперечная балка с рулем высоты, связывающая хвостовые части крайних фюзеляжей. Эти внушительные по размерам фюзеляжи предназначались для груза, средний фюзеляж (двухместный) — для экипажа.

Конструктивные данные планера СК-7 (мартовский вариант):

Размах, м Длина, м Высота, м Площадь крыла, м2 Полетный вес, кг Коммерческая нагрузка, кг Число пассажирских мест Максимальная скорость полета, км/ч Посадочная скорость, км/ч Максимальное качество Минимальная потребляемая мощность, л.с. Нагрузка на крыло, кг/м2 Удлинение

Без мотора 25 10 2,15 41,7 2030 1080 12-14 - 58,5 22,5 - 48,5 15

С мотором 25 9,65 2,15 41,7 2350 1080 12 140 66 20,8 37 61,2 15

Почти одновременно с мартовским вариантом СК-7 С.П. Королев 4 апреля 1934 г. сделал наброски еще одной конструкции планера. К этому времени у него еще не было готово окончательное решение, и он продолжал поиски рациональной схемы планерлета. Исходный вариант апрельской разработки - двухбалочная схема с дополнительным фюзеляжем для груза.

Конструктивные данные планера СК-7 (апрельский вариант):

Размах, м Площадь крыла, м2 Удлинение Вес, кг в полете с пассажирами пустого

20 20 2 300 370 220

Нагрузка на крыло, кг/м2 Максимальное качество Скорость полета, м/с Минимальная скорость снижения, м/с Посадочная скорость, м/с Показатель летучести

15-18,5 27 16 0,5 13 0,75

Хотя апрельский вариант СК-7 производит впечатление незавершенного, именно он послужил С.П. Королеву основой для двух проектов планерлетов, которым он уделил серьезное внимание. Первый из новых вариантов имел две гондолы, выходящие за пределы центроплана. Фюзеляж подобен самолетному. Винтомоторная группа помещена в носовой части фюзеляжа. Этот вариант получил высокую оценку в прессе. Однако С.П. Королев, видимо, лучше других видел слабые стороны своей конструкции и к концу 1933 г. существенно ее доработал. Он снизил коммерческую нагрузку до 500 кг и приблизил нагрузку к рациональной величине 18 кг на 1 л. с. (при теоретически допустимой 16 кг). Последний вариант напоминал апрельскую разработку величиной размаха — 20,8 м.

К концу 1936 г. изготовление планерлета СК-7 близилось к завершению. В 1937 г. работы были прекращены. Необходимость создания машин такого типа в дальнейшем отпала благодаря успехам в разработке мощных и экономичных авиамоторов.

Там же.

Непосредственную подготовку к созданию реактивного летательного аппарата С.П. Королев начал с испытаний планера БИЧ-8. К работам над аппаратом С.П. Королев привлек Ф.А. Цандера, рассчитывая на его помощь в создании ЖРД для ракетоплана. Их первая встреча состоялась 5 октября 1931 г. на аэродроме, где в присутствии Ф.А. Цандера С.П. Королев совершал демонстрационные полеты на БИЧ-8.

При содействии С.П. Королева Осоавиахим заключил договоры с Ф.А. Цандером на разработку ЖРД ОР-2 с тягой 50 кг и с Б.И. Черановским на разработку нового планера БИЧ-11 в связи с ветхостью конструкции планера БИЧ-8.

Идея оснастить планер БИЧ-11 жидкостным двигателем ОР-2 и конкретные меры, принимавшиеся С.П. Королевым для этой цели, дали основание Осоавиахиму оформить ГИРД как финансируемую организацию. Работы над РП-1 продолжались до 1933 г. и в связи с реорганизацией ГИРД были прекращены.

Ветров Г.С. С.П. Королев и космонавтика: Первые шаги. М.: Наука, 1994.

Ракета была разработана во 2-й бригаде ГИРД по проекту М.К. Тихонравова и вошла в историю как первая жидкостная ракета, запущенная в Советском Союзе (компоненты — твердый бензин и жидкий кислород). Вес ракеты 18 кг, расчетная высота полета 5000 м.

Проект ракеты был готов к началу 1933 г., первая попытка запуска — 11 августа, вторая — 13 августа, обе неудачные. Успешный запуск ракеты состоялся 17 августа, однако из-за негерметичности одного из фланцев двигателя нормальный полет продолжался до высоты около 400 м. Были еще две неудачные попытки запуска ракеты — 5 и 6 ноября. Дальнейшие работы по ракете не планировались.

Там же.

Теоретические исследования, проведенные инженером 4-й бригады ГИРД Е.С. Щетинковым, позволили приступить к разработке крылатой ракеты, оптимальной по соотношению ее массы и величины тяги двигателя. Первым аппаратом такого типа была ракета 06. Крыло ракеты было треугольным в плане, как у РП-1, но в отличие от него ракета имела длинный фюзеляж, в котором размещался запас топлива. Ракета была неуправляемой, устойчивость полета обеспечивалась балансировкой, которая подбиралась экспериментально с помощью полноразмерных моделей. Подобранную таким образом балансировку приняли для ракеты 06, оснащенной двигателем 09, которой присвоили индекс 06Д. Старт этой ракеты проводился с помощью деревянных направляющих длиной 20 м, расположенных горизонтально. Первое огневое испытание ракеты 06Д было проведено в начале 1934 г. с негативным результатом. Второй пуск состоялся 5 мая 1934 г. Ракета после схода с направляющих пролетела около 100 м по восходящей траектории. Это был первый в СССР полет неуправляемой, крылатой ракеты с ЖРД. Чтобы избежать потери устойчивости, ракету оснастили простейшим автоматом. Однако очередной пуск, состоявшийся 23 мая 1934 г., успеха не принес. Стало очевидным, что без серьезных мер по автоматическому управлению дальнейшее развитие крылатых ракет невозможно.

Работа над ракетой 06/1 носила методический характер и, несмотря на неудачный ход экспериментов, позволила с большей уверенностью взяться за создание конструкций, имеющих практическое значение. К сентябрю 1934 г. С.П. Королев закончил проектные проработки трех вариантов крылатых ракет (06/II, 06/III и 06IV), которые сыграли решающую роль при выборе перспектив развития РНИИ.

Там же.

Ракета 216 создавалась на основе проекта ракеты 06/III и имела следующие основные характеристики:

Начальный вес, кг Размах крыла, м Площадь крыла, м2

81 3 1,5

Длина ракеты, м Тяга двигателя, кг Расчетная дальность, м

2,3 100 15100

Кислородные баки располагались в крыле. Разгон осуществлялся с помощью трех пороховых ракет, установленных на тележке. Ракета 216 имела усовершенствованное управление. Кроме управления по заранее заданной программе рулями высоты, как у ракеты 06Д, ракета 216 управлялась с помощью элеронов. Испытание первого натурного образца ракеты состоялось 9 мая 1936 г. После схода ракеты с направляющих управляемый полет продолжался до высоты 600 м. При падении ракета взорвалась, пролетев 1,5 км и отклонившись от плоскости стрельбы на 1,4 км. До возобновления натурных испытаний было решено провести дополнительные эксперименты с макетами ракеты для уточнения условий, обеспечивающих планирование. Натурные испытания возобновились в конце октября 1936 г., но не дали положительных результатов, несмотря на усовершенствования в системе управления и конструкции катапульты. В планах РНИИ на 1937 г. работы по ракете 216 не значились. Предусматривалась специальная исследовательская тема "Автоматическая устойчивость реактивных аппаратов".

Там же.

Крылатая ракета 212 создавалась на основе проектных материалов ракеты 06/IV. Она оснащалась автоматом стабилизации по трем степеням свободы. Предусматривалось спасение ракеты с помощью специального парашюта. Основные характеристики ракеты 212:

Полный вес, кг Размах крыла, м Площадь крыла, м2

165 3,05 1,7

Длина ракеты, м Тяга двигателя, кг Максимальная скорость, м/с

2,59 150 151

Эскизный проект ракеты был одобрен 26 июля 1936 г., а рабочий проект — 2 августа того же года. Были подготовлены два макета ракеты, и 17 ноября проверялась устойчивость полета после отрыва от катапульты. Результаты испытаний оказались неудачными — оба макета были сбиты тележками. В 1937 г. проводились многочисленные стендовые испытания систем ракеты. При стендовых испытаниях ракеты 29 мая 1938 г. произошел взрыв, и С.П. Королев получил ранение. Вскоре он был арестован и в дальнейших работах по данному проекту участия не принимал. Летные испытания ракеты начались только в 1939 г. Были испытаны два экземпляра ракеты. В обоих случаях все системы двигателя, разгона и взлета сработали нормально. Однако расчетная траектория обеспечивалась только на начальном участке. Дальнейшие эксперименты с ракетой не проводились.

Там же.

Разработка ракеты началась в 1937 г. Ее конструкция, аналогичная конструкции ракеты 212, была приспособлена для пусков с самолета по движущимся воздушным (в основном), а также по наземным целям. Для стабилизации и управления полетом предусматривались автоматика и радиоуправление для наведения на цель, однако эта работа не была завершена и автоматика не использовалась. По техническому заданию автоматика должна была позволять передачу по радио следующих команд с самолета, выпускавшего ракету 301, для наведения ее на движущуюся цель: "правый поворот", "левый поворот", "выше", "ниже"и "взрыв". С радиоуправлением удалось провести лишь один опыт (осенью 1936 г.), при котором на ракете 216, предназначенной для одноразового эксперимента, был смонтирован специальный приемник. В полете по команде с земли на ракете была взорвана дымовая шашка. Этот опыт прошел вполне удовлетворительно. В связи с прекращением работ по ракете 212 были прекращены работы и по ракете 301.

Там же.

Разработка ракет выполнялась по ТТТ Центральной лаборатории проводной связи. Работы были согласованы с ВВС и Управлением связи Красной Армии.

Ракеты 217 предназначались для поражения с земли движущихся воздушных целей, причем стабилизация и управление в полете, а также приведение в действие взрывателей должны были осуществляться телемеханическими приборами по световому лучу от прожектора, освещающего цель. В целом работа носила чисто экспериментальный характер и распределялась следующим образом: ракеты разрабатывались и испытывались в полете без телемеханических приборов РНИИ, а вся телемеханическая часть и соответствующие летные испытания осуществлялись Институтом телемеханики. Ракеты 217 были выполнены в двух вариантах. Первый вариант (217/I) представлял собой ракету, выполненную по нормальной самолетной схеме. В центральной части корпуса располагалась камера порохового ракетного двигателя, используемого в ракетных снарядах.

Основные характеристики ракеты 217/I:

Начальный вес, кг Размах крыла, м Площадь крыла, м2 Длина, м Продолжительность работы двигателя, с

120 2,195 0,82 2,27 3,5

Максимальная тяга, кг Наибольшая горизонтальная дальность (без участка планирования), м

1850 6800

Второй вариант (217/II) представлял собой четырехкрылую бесхвостую ракету с малым удлинением и симметричным расположением и профилем крыльев.

Основные характеристики ракеты 217/II:

Размах крыла, м Площадь крыла, м2

0,785 0,785

Остальные данные, как у ракеты 217/I (см. выше).

Летные испытания ракет производились на артиллерийском полигоне запуском с пускового станка в виде сварной трехгранной фермы длиной 10 м, имевшей направляющие, по которым скользила при старте ракета. Для проведения различных исследований и подбора схем оперения и крыльев были изготовлены небольшие модели пороховых ракет. Испытания моделей велись в течение 1935-1936 гг. параллельно с работами по ракетам 217. Наряду со значительным количеством пусков модели было проведено несколько пусков ракет 217 без приборов стабилизации и телеуправления. Проект дальнейшего развития не получил.

Там же.

В начале 1936 г. С.П. Королев подготовил ТТТ на разработку экспериментальной машины для получения первого практического опыта полета человека на реактивном аппарате. Машина предлагалась двухместной с использованием для экипажа скафандров. Расчеты показали возможность обеспечения высоты полета 25 км и скорости 300 м/с на высоте 3 км. Имелась возможность полета при работающем двигателе в течение 400 с. Предлагались два варианта двигателей — жидкостный и твердотопливный. Взлет должен был осуществиться с помощью буксировки тяжелым самолетом до высоты 8-10 км. Допускался также вариант взлета с помощью порохового ускорителя. Эскизный проект ракетоплана 218 был рассмотрен на заседании Техсовета РНИИ 16 июня 1936 г. Предложенные в эскизном проекте четыре конструктивных варианта ракетоплана были задуманы как последовательное наращивание тактико-технических характеристик машины. Эксперты Военно-воздушной инженерной академии им. Н.Е. Жуковского дали по эскизному проекту положительное заключение. Дальнейшие работы по ракетоплану С.П. Королев увязывал с результатами испытаний экспериментальной модели по изучению особенностей поведения ЖРД в полете. Для этой цели он предложил оснастить созданный им в 1935 г. планер СК-9 жидкостным ракетным двигателем ОРМ-65. Этому аппарату присвоили индекс РП-218-1 (318-1).

Там же.

Работа над РП-218-1 — планером СК-9 с ЖРД — была принята на заседании Техсовета РНИИ 16 июня 1936 г. как сверхплановая. К 1 ноября 1937 г. объект был полностью готов к испытаниям. Первое огневое испытание состоялось 16 декабря 1937 г. с положительным итогом. С 25 декабря 1937 г. по 5 февраля 1938 г. было проведено 20 таких испытаний. 26 мая 1938 г. была одобрена программа внестендовых испытаний, подготовленная С.П. Королевым. 27 июня С.П. Королева арестовали, и 14 июля 1938 г. был подписан акт о консервации объекта 318-1. С декабря 1938 г. работы по РП-318-1 возобновились без его участия. Вместо двигателя ОРМ-65 был установлен двигатель РДА-1-150 конструкции Л.С. Душкина. В связи с этим потребовались дополнительные стендовые испытания, которые начались в феврале 1939 г. К октябрю были проведены свыше 100 таких испытаний и четыре контрольных полета в буксировочном режиме. Первый, ставший историческим полет человека на аппарате с ЖРД состоялся 28 февраля 1940 г. Пилотировал ракетоплан летчик В.П. Федоров.

Там же.

Проект реактивного перехватчика С. П. Королев завершил к декабрю 1942 г., находясь в заключении и работая в спецподразделении НКВД в Омске. В проекте С.П. Королева были рассмотрены два варианта истребителя-перехватчика с разным начальным весом — 2150 и 2500 кг. С. П. Королев рекомендовал в качестве основного второй вариант. Достоинства новой машины становились особенно очевидными при сопоставлении ее характеристик с характеристиками самолета БИ-1, который в тот период был одним из крупных достижений авиационной техники: время полета перехватчика со скоростью 800 км/ч — 10,5 мин (БИ-1 -- 2 мин), со скоростью 550-360 км/ч -30 мин (БИ-1 — 4,5 мин), вес вооружения перехватчика — 200 кг (БИ-1 — 50-100 кг).

Разрабатывая новую машину, С.П. Королев принял специальные меры для упрощения ее конструкции. Была использована хорошо изученная схема — одноместный моноплан с низким расположением крыла, конструкция машины в основном деревянная. Шасси было трехколесным. Благодаря отсутствию винта шасси можно было сделать более низким, чем обычно, и за счет этого уменьшить лобовое сопротивление.

Эскизная проработка С.П. Королева по реактивному перехватчику появилась в разгар работы над самолетом БИ-1, о котором знал И.В. Сталин и для создания которого дал жесткий срок — 30 суток. В этих условиях С.П. Королев, лишенный прямых контактов с внешним миром, не мог конкурировать с конструкторскими коллективами, имеющими правительственные заказы и свои собственные варианты решения задачи.

Там же.

26 декабря 1942 г. С.П. Королев направил в НКАП докладную записку и план работ по реактивной установке (РУ) для самолета Пе-2. Идея была поддержана директорами двух казанских заводов — № 16 и 22. С.П. Королев приступил к проектированию в феврале 1943 г. Установка состояла из реактивного двигателя РД-1 тягой 300 кг, работающего на азотной кислоте и керосине. Запасы топлива обеспечивали работу двигателя в течение 10 мин. РУ-1 могла быть приведена в действие в любой момент полета (за исключением режима пикирования) включением одного рубильника. Система запуска была полностью автоматизирована, снабжена сигнализацией и автоблокировкой, исключающей возможность непредусмотренного запуска, и допускала повторные пуски. Системы установки (кислотная, керосиновая, дренажная и др.) являлись полностью автономными. Работа по созданию РУ-1 проводилась группой № 5, в состав которой входили специалисты разного профиля от заводов № 16 и 22. Двигатель РД-1 был создан на заводе № 16 под руководством В.П. Глушко в 1942-1943 гг. Первый контрольный полет с включением РД-1 в воздухе был произведен 1 октября 1943 г. Несмотря на все попытки добиться успеха, которые продолжались до 15 февраля 1944 г., принятая система зажигания на высотах свыше 3,5 км не давала положительных результатов. Разработка новой системы зажигания продолжалась с февраля 1944 г. по март 1945 г. Остановились на варианте химического зажигания. За время отработки РУ-1 самолет сделал 100 вылетов (в том числе 29 с включением РД-1), 114 отладочных и контрольных полетов без включения двигателя, 67 полетов для отработки системы зажигания. Всего в полете было сделано 750 пробных зажиганий, 145 на земле, 199 огневых запусков РД-1 на земле в системе РУ. При включении двигателя в полете прирост максимальной горизонтальной скорости самолета составлял в среднем 15%. Сокращение длины разбега в среднем составляло 19% (91-107 м). После завершения испытаний самолета Пе-2 с РУ-1 наркому авиационной промышленности были направлены отчет о работе и просьба разрешить участие экспериментального самолета в авиационном параде 18 августа 1945 г. Ответ П.В. Дементьева был положительным, но участие в параде не состоялось.

В группе № 5 были выполнены проектные проработки по использованию РУ в различных вариантах: ускорителя, высотного варианта и стартового варианта. Была обоснована возможность с помощью РУ улучшить тактико-технические возможности Военно-Воздушных Сил Советского Союза.

Там же.

В 1944 г. группа С.П. Королева провела анализ возможностей применения реактивной установки с одно- и трехкамерным реактивными двигателями РД-1 и РД-3 для самолета Ла-5 конструкции С.А. Лавочкина. Эскизный проект специальной модификации самолета Ла-5 ВИ со вспомогательными реактивными двигателями РД-1 и РД-3 был готов в декабре 1944 г.

Проект "ВИ" был реализован в конце 1944 г. только не в варианте Ла-5, а в варианте Ла-7, и известен в публикациях как Ла-7Р. Были изготовлены два экземпляра экспериментальной машины с двигателем РД-1. Прирост скорости при работе РД-1 в течение 3-3,5 мин составлял около 80 км/ч, выполнено 15 испытательных полетов. Самолет Ла-7Р с включенным ЖРД участвовал в авиационном празднике в Тушино 18 августа 1946 г. Реактивные ускорители с ЖРД дальнейшего применения в авиации не нашли.

Там же.

Задача, поставленная С.П. Королевым, состояла в разработке одноместного истребителя с продолжительностью полета 30 мин на высоте 15 км. Для решения задачи С.П. Королев собрал практически все опубликованные к тому времени материалы по "бесхвосткам". Во всех публикациях высказывалась полная уверенность в перспективности "летающего крыла", хотя обращалось внимание на трудности реализации такой схемы. Работая над высотным аппаратом, С.П. Королев привлек также серьезные источники, где рассматривались особенности аэродинамики и энергетики в разреженной среде. Наибольшее его внимание привлекла статья «Французский самолет "летающее крыло"», в которой речь шла о самолете "Фовель АУ-2" конструктора Фовеля.

С.П. Королев брался за разработку бесхвостового истребителя в три приема. Начал он с прикидок полетного веса конструкции, далее сделал расчеты по определению наивыгоднейшей тяги и крутизны траектории при условии наименьшего расхода топлива на набор высоты. Он остановил свой выбор на следующих характеристиках самолета-"бесхвостки": начальный вес 3500 кг, вес конструкции 1500 кг, вес ракетного топлива 2000 кг. Предлагалось расположить топливо следующим образом: кислоту в двух баках по 550 л каждый в фюзеляже, керосин в двух баках по 200 л каждый в крыльях. Шасси предполагалось трехколесным, убирающимся. Крыло двухлонжеронное, металлическое. Число камер двигателя — три: две рабочие, одна вспомогательная.

Проект дальнейшего развития не получил.

Там же.

Ракетные снаряды серии Д были задуманы как первый этап практических работ над ракетами дальнего действия.

Ракетный снаряд Д-1 представлял собой оперенную неуправляемую ракету, а снаряд Д-2 имел крылья, оборудовался приборами автоматического управления и обладал большой расчетной дальностью. Конструкция каждого снаряда базировалась на экспериментальных работах прежних лет над однотипными объектами.

Каждый снаряд имел свое определенное боевое назначение.

Оба снаряда Д по идее, заложенной в проекте, должны были обладать подвижностью и отвечать современному оперативному искусству нашей армии с ее большой маневренностью, обходными движениями и взламыванием на ходу мощных фортификационных сооружений противника.

Снаряд Д-1, стартующий со станка длиной 5 м, предназначался для решения в основном артиллерийских задач, причем он мог сравниться по весу разрывного заряда с артиллерией калибра 305 мм, значительно превосходя последнюю в подвижности, мощности огневых налетов, простоте оборудования и производства, но уступая артиллерии в меткости при поражении малых целей.

Ракетный снаряд Д-2 по дальности превосходил артиллерийский снаряд. Поэтому его можно было использовать как боевое средство, согласованно взаимодействующее с бомбардировочной авиацией оперативного тыла. При сравнении с последней ракетный снаряд Д-2 имел преимущества в смысле его независимости от атмосферных условий, скрытности сосредоточения, тактической внезапности и мощности огневых налетов, которые могли быть сжаты по времени до нескольких минут.

Основные характеристики ракетных снарядов Д-1 и Д-2:

	Д-1	Д-2
Вес, кг снаряженной ракеты реактивного топлива Наружный диаметр корпуса, м Длина ракеты, м Размах, м крыла Д-2 стабилизатора Д-1 Дальность, км максимальная минимальная Наибольшая высота полета, км Максимальная скорость, м/с при минимальной дальности при максимальной дальности Вид старта	1000 370 0,482 4,24 - 1,0 32 12,8 12,5 828 854 Направленный	1200 370 0,482 4,55 1,5 - 76 20 10,7 628 - Вертикальный

В основу схемы ракетного снаряда Д-1 положена общеизвестная схема ракетного снаряда PC, проверенная в массовом изготовлении и в эксплуатации как в авиации, так и в наземных войсках во время второй мировой войны. В основу ракетного снаряда Д-2 положена схема опытных ракет 217/II, с которыми в период 1935-1936 гг. были проведены экспериментальные работы в РНИИ и на артиллерийском полигоне.

В качестве ракетного топлива в ракетных снарядах серии Д предполагалось использование существующих порохов П1. При замене пороха П1 на порох замедленного горения при пониженных давлениях П2 значительно улучшались данные снарядов Д по дальности полета:

	Д-1		Д-2
	П1	П2	П1	П2
Максимальная дальность, км Максимальная скорость, м/с	32 828	60,5 1350	76 628	115 850

Предварительные исследования по применению для снарядов серии Д реактивного топлива позволяли ожидать дальнейшее увеличение дальности полета до 150 км.

Основные положения, заложенные в проекте.

1. Ракетные снаряды серии Д были задуманы как вполне законченные образцы боевой техники с определенным тактическим назначением. Они имели перспективу самостоятельного дальнейшего развития при замене пороха П1 на порох П2 и далее при переходе на жидкое реактивное топливо.

2. Ракетные снаряды Д послужили переходным эталоном для дальнейших работ по созданию дальних ракетных снарядов большой мощности.

Там же.

Постановление о создании копии немецкой ракеты А-4 из отечественных материалов, которой присвоили индекс Р-1, было принято в апреле 1948 г. Такое решение в определенной мере было вынужденным. Используя трофейную документацию и образцы ракеты А-4, вывезенные из Германии, можно было сосредоточить все внимание на организации производства. Это была задача первоочередной важности, так как ни одна отрасль отечественной промышленности не могла быть приспособлена для изготовления ракет без определенной перестройки.

Чтобы полнее изучить конструктивные и эксплуатационные особенности ракеты А-4, в октябре-ноябре 1947 г. провели ее летные испытания. Председателем Государственной комиссии по испытаниям был Н.Д. Яковлев, техническим руководителем испытаний — С.П. Королев.

Основные результаты испытаний ракеты А-4 (прицельная дальность 250 км):

№ пуска	Дата пуска	Точка падения, км	Итоги пуска
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10	10.10 20.10 23.10 28.10 31.10 2.11 3.11 4.11 10.11 13.11	206,7 231,4 29,4 274,3 2 260 2,3 268 24,4 270	Разрушилась на пассивном участке После отрыва от пускового стола — резкий уход влево на 181 км Ввиду низкой облачности полет на активном участке не наблюдался. Предположительная причина аварии — разрушение головной части Достигла цели Сразу после старта вращение около продольной оси, затем беспорядочное движение и падение Достигла цели Сразу после старта вращение около продольной оси и разрушение стабилизаторов Достигла цели Потеря управления Разрушение на пассивном участке при входе в плотные слои атмосферы

Недостатки ракеты А-4, выявленные в ходе испытаний, почти полное отсутствие теоретических материалов с обоснованием принятых технических решений потребовали при создании ракеты Р-1 такого фронта работ, который обычно необходим при разработке новой конструкции. Особенно трудоемкими оказались материаловедческие задачи.

Необходимо было подобрать 86 марок стали, 56 марок цветных металлов, 159 неметаллических материалов и др. Условия военного времени заставили немцев использовать заменители и этим объяснялось большое разнообразие марок отдельных видов материалов. Поэтому нельзя было ограничиваться формальным подбором отечественных материалов, требовался критический анализ принятых немцами технических решений.

Материаловеды должны были также позаботиться о повышении надежности ракеты. Эти вопросы остались у немцев нерешенными, так как успешное наступление Советской Армии вынудило их срочно начать массовое производство ракеты А-4. При подготовке советскими специалистами ракеты А-4 к летным испытаниям наблюдались многочисленные случаи негерметичности, отказы из-за низкого качества материалов и покрытий, технологические и конструктивные дефекты. Поэтому при конструировании ракеты Р-1 нужно было не только учесть все обнаруженные в ракете А-4 недоработки, но и обеспечить длительную сохранность изготовленных ракет. Эта проблема в первую очередь заключалась в исследовании коррозионной стойкости применяемых металлов и в создании покрытий, надежно защищающих металлические конструкции от коррозии, а кроме того, в принципиально новом подходе к выбору неметаллических материалов с повышенным ресурсом. Все эти трудности были преодолены.

Главные конструкторы, несмотря на формальную возможность ограничиться копированием ракеты А-4 для первой серии ракеты Р-1, стремились, насколько позволяли весьма сжатые сроки, сразу же внедрить новые технические решения. Конструкции хвостового и приборного отсеков были существенно переработаны с целью усиления. Дальность полета ракеты была увеличена с 250 до 270 км за счет увеличения заправки спирта.

При разработке двигателя для первой серии ракеты Р-1 были использованы конструктивные решения двигателя ракеты А-4 без каких-либо изменений, за исключением замены большей части материалов на отечественные. Некоторые резино-металлические детали пришлось заимствовать из трофейных запасов.

Для первой серии ракеты Р-1 была использована без изменений электрическая схема системы управления ракеты А-4. Однако конструкция и технические характеристики многих приборов претерпели изменения.

На базе немецкой телеметрической системы "Мессина" была разработана новая система с увеличенным числом каналов.

Ракета Р-1 первой серии имела следующие основные характеристики:

Наибольшая дальность, км Скорость в момент выключения Длина ракеты, м Наибольший диаметр, м

270 1460 14,15 1,65

Размах стабилизатора, м Вес, кг пустой ракеты заправленной ракеты снаряженной головной части

3,54 4000 13445 815

Летные испытания первой серии ракет Р-1 были проведены с 15 сентября по 5 ноября 1948 г. Государственную комиссию в составе А.И. Соколова, В.И. Вознюка, Л.Р. Гонора, С.П. Королева, В.Н. Третьякова, А.И. Еремеева, С.В. Владимирского, П.И. Муравьева возглавил С.И. Ветошкин. Техническое руководство было поручено СП. Королеву, В.П. Глушко, В.П. Бармину, В.И. Кузнецову, Н.А. Пилюгину, М.И. Лихницкому, Г.И. Дегтеренко.

Было испытано 9 ракет. Один пуск был аварийным из-за отказа системы управления. Во время испытаний возникли большие трудности из-за хлопков в момент запуска двигателя, которые в 21 случае стали причиной нарушений, исключивших пуск ракеты.

Для второй серии ракет пришлось практически заново создавать наземную кабельную сеть и внести много изменений в бортовые агрегаты системы управления. Вторая серия ракет оснащалась вновь созданной телеметрической системой "Дон".

Для второго этапа летных испытаний были подготовлены 22 ракеты, из них 10 пристрелочных, 11 зачетных. Однако из-за ряда конструктивных недоработок из 16 пусков, проведенных осенью 1949 г., 6 были аварийными.

Потребовалось провести большой объем экспериментальных работ, позволивших снять замечания заказчика. Особенно трудоемкими были работы по созданию специального зажигательного устройства, исключающего хлопки в момент запуска двигателя.

Постановлением правительства от 25 ноября 1950 г. ракета Р-1 была принята на вооружение.

АРКК, № 559, 1828, 1869, 1870, 2464, 2599, 4287, 4288, 6486.

Ракета Р-1А — первая из модификаций ракеты Р-1 — была специально разработана для проверки в натурных условиях ряда новых узлов, а главным образом для отработки механизма отделения в конце активного участка траектории головной части, что предполагалось использовать в конструктивной схеме ракеты Р-2.

В связи с тем что многие организации заинтересовались возможностью использования новой ракеты для своих целей, программа экспериментов вышла далеко за рамки первоначального замысла.

Для проведения работ было выделено 8 трофейных ракет А-4, которые полностью перебрали и произвели необходимые замены, в частности установили хвостовые отсеки собственной конструкции, а также механизм для отделения головной части.

Непосредственная подготовка ракеты Р-1А к летным испытаниям началась в январе 1949 г. на временной испытательной площадке НИИ-88 в близлежащем лесу и закончилась 11 февраля. Летные испытания ракеты проводились на полигоне Капустин Яр и закончились 28 мая с положительными итогами.

Основной этап эксперимента по отработке механизма отделения головной части проводился при пусках по баллистическим траекториям, был обеспечен специальными гироскопическими приборами и сопровождался телеметрическими измерениями. Чтобы гарантировать получение информации, было предусмотрено использование радиолокаторов с активным сопровождением. Для этого на корпусе ракеты устанавливался специальный передатчик. После отделения головной части сигнал передавался телеметрической системой ФИАР.

В случае положительных результатов при полетах по баллистическим траекториям планировались вертикальные пуски двух ракет с оптическими визуальными средствами наблюдения за поведением головной части на пассивном участке. Эти же ракеты предполагалось использовать для исследования верхних слоев атмосферы с помощью прибора ФИАР-1. Прибор помещался в специальный контейнер в виде цилиндра, соединенного со спасательным устройством типа "летающая бомба". Контейнер закладывался в мортиру, установленную на хвостовом отсеке, и на заданной высоте выбрасывался с помощью сжатого воздуха. Через 4 с начинался забор проб атмосферы. Для облегчения поисков после приземления контейнер снабжался радиопередатчиком. На каждой из двух ракет, предназначенных для вертикальных пусков, устанавливались по две мортиры и по два прибора ФИАР-1.

На ракете Р-1А также предусматривалось исследование влияния газовой струи двигателя на прохождение радиоволн. Эти эксперименты имели непосредственное отношение к разработке систем радиоуправления для ракет Р-2 и Р-3. Предполагалось настраивать двигатель на меньшую тягу, чтобы отношение начального веса к тяге примерно равнялось принятому для ракеты Р-2.

Первые две установки с приборами ФИАР-1 были подняты 24 мая. Из-за неисправности парашютной системы контейнеры при приземлении разрушились. Второй подобный эксперимент после доработки парашютной системы дал положительные результаты, которые позволили сделать вывод о возможности и целесообразности расширения масштабов геофизических экспериментов при вертикальных пусках ракет и послужили основанием для принятия соответствующих решений.

Результаты испытаний ракеты Р-1А:

№ пуска	Дата пуска	Время пуска	Дальность полета головной части, км
			расчетная	фактическая
1 2 3 4 5 6	7.05 10.05 15.05 17.05 24.05 28.05	6 ч 12 мин 18 ч 57 мин 5 ч 48 мин 0 ч 55 мин 4 ч 40 мин 4 ч 50 мин	210 210 210 210 22 22	200 279,6 210 320 32,9 31,9

АРКК, № 1873, 1874, 1903, 2086, 24548, 2600.

Эксперименты с использованием прибора ФИАР-1 для физических измерений разреженной атмосферы, которые удалось совместить на ракете Р-1А с решением основных задач, послужили базой для подготовки широкой программы научных исследований и разработки многих модификаций ракеты Р-1 в соответствии с Постановлением от 30 декабря 1949 г. Для координации работ по исследованию верхних слоев атмосферы в Академии наук СССР была организована комиссия под председательством С.И. Вавилова.

На первой из семейства геофизических ракет — Р-1Б — мортиры для установки аппаратуры ФИАР-1, в отличие от ракеты Р-1А, монтировались не на хвостовом отсеке, а на средней части, чтобы удалить аппаратуру от работающего двигателя. Такая мера была необходима из-за оплавления отдельных контактов в научной аппаратуре. В головной части ракеты Р-1Б монтировались отсеки, удлиняющие ее на 3 м. Непосредственно к приборному примыкал отсек ФИАН с аппаратурой, предназначенной для изучения состава первичного космического излучения и его взаимодействия с веществом. Перед отсеком ФИАН располагались герметичный отсек, в котором обеспечивались условия для жизнедеятельности подопытных собак, и система спасения головной части, предусмотренная впервые. Для этой цели между герметичной кабиной и отсеком ФИАН была смонтирована парашютная система. Носовая часть ракеты Р-1Б, спасаемая вместе с герметичной кабиной, была выполнена в двух вариантах — с крылатой моделью ЛИИ или со спектрографом ГОИ.

Вторая ракета семейства — Р-1В — отличалась от ракеты Р-1Б только одним отсеком — вместо аппаратуры ФИАН монтировалась парашютная система спасения корпуса ракеты.

Третья ракета — Р-1Д — отличалась от двух других весьма существенно, правда, не внешними очертаниями, а содержанием научных экспериментов. В отличие от ракеты Р-1Б, где подопытные животные спасались вместе с герметичным отсеком, на ракете Р-1Д каждая из двух собак катапультировалась в скафандре, смонтированном на специальной тележке, имеющей парашютную систему и систему жизнеобеспечения.

На ракете Р-1Д вместо отсека с аппаратурой ФИАН устанавливался отсек с аппаратурой для исследования распределения по высоте плотности ионизации в ионосфере и аппаратурой для исследования распространения сверхдлинных волн.

Исследование воздушных течений на ракете Р-1Д предусматривалось более совершенным способом, чем на ракете Р-1Б, — наблюдением за пятью облаками, а не за одним облаком, что позволяло учитывать местную турбулентность течений. При этом предусматривалось одновременное наблюдение за дымовой вертикальной лентой протяженностью около 40 км.

Для взятия проб воздуха на высотах 80 и 110 км на ракете Р-1Д были применены усовершенствованные контейнеры. Особое внимание было обращено на улучшение амортизации контейнеров и их герметичность. Условия этих экспериментов были также улучшены за счет возможности монтировать контейнеры непосредственно перед пуском: на ракете Р-1Б в процессе ее подготовки к пуску под воздействием солнечных лучей аппаратура перегревалась. Несмотря на все принятые меры, были серьезные опасения, что измеренные значения давления будут искажаться из-за беспорядочного движения контейнера. Поэтому на ракете Р-1Д впервые были предусмотрены измерения давления в носовой части с помощью специальной системы, смонтированной в отсеке, в котором на ракете Р-1Б располагалась аппаратура ГОИ или ЛИИ.

В этом же отсеке ракеты Р-1Д монтировалась аппаратура ЛИИ для записи измерений, связанных с оценкой влияния сжимаемости воздуха при сверхзвуковых скоростях на сопротивление трения шероховатой поверхности.

На следующей ракете этого семейства — Р-1Е — делается еще одна попытка найти конструктивное решение, обеспечивающее спасение корпуса ракеты. На первых двух экземплярах этой ракеты введение парашютной системы осуществлялось не пиропушкой на 45-й секунде полета после отделения головной части, как на ракете Р-1В, а с помощью отделяющейся головной части в вершине траектории. Для этого на головной части были установлены три пороховых ускорителя, которые сообщали ей скорость отделения, равную 12 м/с. Однако эти меры оказались недостаточными. Новый конструктивный вариант системы спасения заключался в использовании пиропушки, которая должна была не только вводить в действие вытяжные купола, но и одновременно освобождать парашютные пакеты, в которых были уложены основные купола.

Испытания ракет Р-1, приспособленных для проведения научных экспериментов, продолжались по 1956 г.

Результаты испытаний геофизических ракет Р-1Б, Р-1В, Р-1Д, Р-1Е:

Ракета	Дата пуска	Спасение головной части	Спасение прибор- ных кон- тейнеров	Спасение жи- вотного в те- лежке		Работа дымового контей- нера	Примечание
				правой	левой
Р-1Б Р-1В Р-1Д Р-1Е	29.07.1951 15.08.1951 28.08.1951 03.09.1951 22.07.1951 19.08.1951 02.07.1954 07.07.1954 26.07.1954 25.01.1955 05.02.1955 04.11.1955 14.05.1956 31.05.1956 07.06.1956	- + - + + + - + + - - + + + +	- + + + + (частично) - + ? + ? ? + ? + +	- + - + + + + - - ? - + + + +	? + - + + + - + + + - + + + +	- ! + ! ! + - + ! - - + + ! +	Отказ электросхемы экспериментальной аппаратуры На 22-й секунде отрыв головной части
Примечание. Знак "+" — положительный результат испытаний; знак "-" — отрицательный; знак "?" — нет данных; знак "!" — дымовой контейнер не устанавливался.

Все поставленные задачи, обеспечивающие проведение научных экспериментов, были решены, за исключением одной — спасения корпуса ракеты.

АРКК, д. 86, л. 108; №23713.

Проектирование ракеты на дальность 600 км, которая получила позднее индекс Р-2 (2Р), началось в 1946 г. во время пребывания советских специалистов в Германии, где они изучали трофейную технику. Основанием для начала работ над таким проектом послужили результаты экспериментов, выявившие значительные резервы мощности ЖРД немецкой ракеты А-4. Было установлено, что двигатель способен развивать тягу 32 и даже 35 т при номинальной тяге 25 т.

Были подготовлены четыре варианта проекта с попыткой получить заданную дальность в габаритах ракеты А-4. Пятый вариант, принятый за основу, предусматривал удлинение цилиндрической части ракеты на 1,9 м. В остальном все оставалось без изменения, за исключением емкости баков.

Несмотря на крайне сжатые сроки, к концу 1946 г. удалось подготовить полный комплект чертежей, объяснительную записку и даже изготовить три опытных образца ракеты.

В апреле 1947 г. состоялась защита эскизного проекта ракеты Р-2 на заседании НТС НИИ-88. Принятые в проекте решения, основанные на копировании немецкой ракеты, были признаны сомнительными из-за недостаточной прочности ее корпуса. Потребовалось коренное изменение конструктивной схемы ракеты. За счет применения отделяющейся в конце активного участка головной части появилась возможность освободить баки от защитной оболочки, сделав их несущими, а также упростить хвостовой отсек, ликвидировав стабилизаторы. К концу 1947 г. проект ракеты Р-2 был доработан, однако новая схема была реализована только частично: ограничились несущим спиртовым баком, оставив защитную оболочку на кислородном баке и хвостовой отсек со стабилизаторами. Сделать кислородный бак несущим предполагалось в окончательном варианте ракеты. Поэтому первый вариант ракеты с одним несущим баком и рядом упрощений по системе управления был выделен в отдельную экспериментальную программу. Ракета получила индекс Р-2Э. Ее последующие успешные испытания внесли коррективы в проект ракеты Р-2. В окончательном варианте она так и осталась с одним несущим баком.

При конструировании головной части возник целый ряд проблем, которые требовали проведения натурных экспериментов. Для этого на базе ракеты Р-1 была создана экспериментальная ракета Р-1А. Полученные при испытании этой ракеты данные позволили развернуть по ракете Р-2Э полномасштабные работы.

Для новой ракеты важное значение имело использование алюминиевых сплавов. Даже частичная замена стали такими сплавами позволяла существенно уменьшить сухой вес ракеты. Он был всего на 350 кг больше, чем у ракеты Р-1, при двойной разнице в дальности.

Для ракеты Р-2, в отличие от ракеты Р-1, было принято нижнее расположение приборного отсека. Предусматривалась его герметичность. На основе технических решений, использованных для двигателя РД-100, которым была оснащена ракета Р-1, для ракеты Р-2 был сконструирован двигатель РД-101. Однако в характеристики двигателя РД-101 и организацию рабочего процесса были внесены существенные усовершенствования. Длина двигателя уменьшена на 350 мм за счет изменения компоновки. Самым выразительным показателем качественных усовершенствований двигателя РД-101 было снижение его веса до 930 кг (945 кг у РД-100). При этом РД-101 имел тягу на 7 т больше, удельную тягу на 2,5 ед. больше и ресурс больше на 20 с.

В связи с увеличением дальности полета ракету оснастили системой аварийного отключения двигателя, поскольку, потеряв управление, она могла оказаться за пределами полигона.

Для ракеты Р-2 разработали новую телеметрическую систему "Дон". Она имела 12 непрерывных и столько же дискретных каналов. В дополнение к этой системе предусматривались система дистанциометрии, которая использовалась как источник для локаторов, и система измерения скорости ракеты.

Совершенствовалось и наземное оборудование, приобретая такую органическую связь с ракетой, что все, вместе взятое, стало называться ракетным комплексом. При испытаниях ракеты Р-2Э намечалось определение нового метода заправки путем вытеснения кислорода сжатым воздухом.

Основные характеристики ракеты Р-2Э:

Дальность, км Точность попадания при стрельбе на максимальную дальность, км по дальности по боку Скорость в момент выключения двигателя, м/с

576 30 20 2120

Длина ракеты, м Наибольший диаметр, м Вес, кг пустой ракеты заправленной ракеты отделяющейся головки

16,95 1,65 4380 20300 1350

Доводочные испытания ракеты Р-2Э были проведены на временной площадке в лесу вблизи ст. Подлипки с 23 по 31 июля 1949 г. (программа испытаний предусматривала практически все предстартовые операции, вплоть до запуска двигателя на предварительную ступень).

К сентябрю все подготовительные работы были завершены. Летные испытания состоялись в сентябре-октябре 1949 г.

Результаты испытаний ракеты Р-2Э:

№ пуска	Дата пуска	Время пуска	Точка попадания
			дальность, км	боковое отклоне- ние, км
1 2 3 4 5	25.09 30.09 2.10 8.10 11.10	14 ч 16 мин 14 ч 49 мин 14 ч 00 мин 9 ч 05 мин 15 ч 45 мин	541,3 562,2 324,1 569,8 9,0	-0,2 -9,3 -11,4 -0,8 + 1,7

Третий и пятый пуски — аварийные. Причины — пожар в хвостовом отсеке.

Отдельные мелкие недоработки, отмеченные при летных испытаниях и вполне естественные для первой опытной партии ракет нового типа, не повлияли на общую положительную оценку результатов испытаний Государственной комиссией.

Такие итоги позволили выйти с предложением в правительство об изготовлении на базе ракеты Р-2Э с доработками, предусмотренными техническим проектом, двух опытных партий ракет Р-2 по 15 экземпляров для проведения испытаний совместно с заказчиком. Эти ракеты предназначались главным образом для проверки в натурных условиях нескольких новых вариантов системы управления, обеспечивающих заданную для ракеты Р-2 кучность стрельбы (система управления ракеты Р-2Э имела вспомогательное значение и обеспечивала только стабилизацию ракеты). На нескольких экземплярах ракеты Р-2 корпус хвостового отсека был изготовлен из алюминиевого сплава, что давало существенную экономию в весе — около 250 кг. Особенно серьезно ставился вопрос об обеспечении надежности питающих коммуникаций ракеты и двигателя для предотвращения пожара, который имел место при испытаниях ракеты Р-2Э. На базе ракеты Р-2 предусматривались специальные исследования по отработке системы радиоуправления (вариант Р-2Р), которая представлялась наиболее предпочтительной в перспективе для ракеты Р-3.

Ракета Р-2 должна была стать новым этапом в разработке оригинальных конструктивных схем не только ракет, но и приборов, обеспечивающих качественные изменения по точности стрельбы. Для этой же цели предусматривалось двухступенчатое выключение двигателя.

Летные испытания первой опытной партии ракеты Р-2 проходили на полигоне Капустин Яр с 21 октября по 20 декабря 1950 г. За это время было испытано 12 ракет. Измерения, проведенные при испытаниях, показали, что интенсивность вибрации для ракет с дюралевыми хвостовыми отсеками значительно выше, чем в варианте со стальными отсеками. Лабораторные исследования позволили установить, что режим вибрации, отмеченный на ракетах с дюралевыми отсеками, приводит к искажению показаний прибора, регистрирующего заданное положение ракеты на траектории, в результате чего возникают эволюции, приводящие к ее разрушению. Поэтому от дюралевого отсека пришлось отказаться и в качестве единственного принять вариант со стальным отсеком.

При испытаниях первой опытной партии ракеты Р-2 были проведены эксперименты, показавшие, что управление относительно продольной оси можно осуществлять без воздушных рулей в вертикальной плоскости. Это позволило упростить схему управления второй опытной партии ракеты Р-2. Было найдено простое техническое решение, исключающее возможность разрушения головной части на пассивном участке траектории.

По итогам испытаний первой опытной партии ракеты Р-2 был сделан вывод о возможности создания ракеты с отделяющейся головной частью, дальностью стрельбы 550-600 км и кучностью, удовлетворяющей ТТТ. Принятые меры — упрочнение головной части, отказ от дюралевого отсека, выбор работоспособного варианта системы управления — позволили обеспечить достаточно высокие эксплуатационные летно-тактические характеристики ракеты Р-2.

Во время летных испытаний второй опытной партии ракеты Р-2 из 13 ракет 12 достигли цели. Один пуск был аварийным из-за случайного производственного дефекта. По итогам испытаний второй партии ракета Р-2 в 1951 г. была принята на вооружение и запущена в серийное производство.

Первая серийная партия ракеты Р-2 испытывалась в августе-сентябре 1952 г. На этих испытаниях, кроме основной задачи и проверки технической документации, предусматривался большой объем работ для обеспечения эффективной эксплуатации ракеты. Исследовалась также возможность стрельбы не на полную дальность, а на промежуточную — 200 и 270 км.

Испытания первой серийной партии прошли успешно, не считая одного аварийного пуска из-за случайного производственного дефекта. При стрельбе на промежуточную дальность обнаружились повышенные отклонения от цели, вызванные замедленным отделением головной части.

В дальнейшем для стрельбы на промежуточные дальности появилась модификация ракеты Р-2 с утяжеленными головными частями. Летные испытания этих ракет были успешно проведены в июле-августе 1955 г.

АРКК, № 235, 239, 259, 265, 291, 305, 1328, 1897, 1949, 2390, 2564, 3056, 4591.

Завершение работ по ракете Р-2, ее высокие эксплуатационные качества позволили приступить к созданию новой геофизической ракеты Р-2А, обеспечивающей зондирование атмосферы до 200 км.

Разработка ракеты Р-2 А началась в 1954 г. За основу были приняты технические решения, использованные ранее для исследовательских модификаций ракеты Р-1. Правда, контейнеры новой ракеты были значительно усовершенствованы. Они были выполнены в двух вариантах: один — с передачей данных с помощью специальной радиотелеметрической системы, другой — с регистрацией результатов измерений на самом контейнере. Контейнеры устанавливались на ракете в специальных мортирах, и было предусмотрено их автоматическое отделение пневматическим толкателем под небольшим углом к оси ракеты, чтобы сделать различными траектории ракеты и контейнера. Их самостоятельный полет продолжался до 200-210 км при высоте отделения 55-65 км, затем начиналось свободное падение до высоты 2 км, далее осуществлялся спуск до приземления.

Головная часть ракеты Р-2А представляла собой герметичный отсек, предназначенный для исследования выживания и жизнедеятельности животных. Животные не катапультировались, а спасались вместе с головной частью.

Как и в исследовательских модификациях ракеты Р-1, на головной части устанавливались модели для аэродинамических исследований или спектрограф для оптических исследований. На отдельных экземплярах ракеты вместо геофизических контейнеров устанавливались дымовые контейнеры для определения направления и скорости ветра на высотах. На ракете Р-2А также было продолжено изучение космических лучей.

Основные характеристики ракеты Р-2А:

Высота подъема, км Вес, кг головной части контейнера

209 1400 260

При первых пусках ракет Р-2А выяснилось, что требуется усовершенствованный манометр для осуществления забора нужного объема проб атмосферы на высотах более 100 км, кроме того, для новых условий совершенно новое качество приобретало влияние заряженных частиц, присутствующих в атмосфере. Были приняты соответствующие конструктивные меры.

Потребовался большой объем работ для обеспечения определения полного состава атмосферы. Решение задачи осложнилось тем, что требовалось учитывать положение контейнера в пространстве. Для этого предусматривался аэрофотоотсек (АФО) для автоматического фотографирования окружающего пространства при свободном полете приборного контейнера. Эксперименты с АФО начались в 1957 г. и носили поисковый характер. К концу 1958 г. было закончено изготовление новой модели АФО.

Реальные возможности запуска ИСЗ способствовали активизации исследовательских институтов в постановке научных экспериментов для выявления реальных условий функционирования ИСЗ, в частности исследования твердой составляющей межпланетного вещества. Впервые в Советском Союзе такие исследования прямым методом были проведены на ракете Р-2А в 1957 г. Наряду с датчиками, установленными на корпусе ракеты, использовались полированные пластины, помещенные в специальные кассеты в контейнере.

На ракете Р-2А была сделана попытка углубить изучение верхних слоев атмосферы с помощью эксперимента по определению концентрации атмосферного кислорода.

Пуски ракет Р-2А проводились в 1957-1958 гг. Две ракеты были пущены в мае 1957 г., три — в августе-сентябре того же года и две — в августе 1958 г.

АРКК, № 2534, 2600, 3084, 3085, 3545, 3576.

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:

Начальный вес, т Удельная тяга двигателя в пустоте Тяга двигателя, т

65-70 285-290 120-140

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.

АРКК, № 202, 306, 320, 321, 323, 23697.

Ракета Р-3А предназначалась для проверки особенностей конструктивной схемы ракеты Р-3 (тема HI). Намечалось использовать ракету Р-2, на которой уже были частично проверены элементы новой схемы — отделяющаяся головная часть и несущий бак горючего. Оставалось проверить другие элементы схемы — несущий бак окислителя и хвостовой отсек без стабилизаторов.

Для ракеты Р-3А как экспериментальной модели ракеты Р-3 достаточно было лишь реализовать все особенности новой конструктивной схемы. При этом было даже целесообразно, учитывая сжатые сроки разработки ракеты Р-3А, максимально сохранить все элементы базовой ракеты Р-2 и не заботиться о такой характеристике, как дальность. Правда, на ракете Р-3А требовалось проверить новую схему двигателя (РД-3А), которая существенно отличалась от таковой двигателей ракеты Р-1 (РД-100) и ракеты Р-2 (РД-101):

Тяга двигателя у земли, т Удельная тяга двигателя у земли Вес, кг Длина, мм

РД-100 27,2 206(±3%) 885 3704

РД-101 37,0 210(±2%) 888 3354

РД-3А 40,0 214(±2%) 885 3121

Все нововведения в конструкцию ракеты Р-3А позволяли рассчитывать на дальность 935 км при стартовом весе 23400 кг, тяге двигателя 40 т и весе конструкции 4 т.

Летные испытания ракеты Р-3А планировались на октябрь 1951 г., однако проектные проработки показали, что, несколько усложнив задачу, можно получить качественно новый результат и, минуя экспериментальную стадию, сразу создать проект новой боевой ракеты, которой в дальнейшем был присвоен индекс Р-5.

АРКК, № 342.