Техника и вооружение 2002 07

По уточненным в 1956 г. тактико-техническим требованиям система должна была обнаруживать самолеты типа Ил-28, летящие на высоте 20 км на дальности 200…220 км, типа Ту-16 на той же высоте – на дальности 260…280 км, а средств воздушного нападения на высоте 5 км – на дальности 190…200 км.

Постановлением СМ СССР от 19 марта 1956 г. № 336-255 предусматривалось создание радиолокационных средств разведки и целеуказания для зенитной ракетной системы большой дальности «Даль», а также для проектировавшейся КБ-1 системы средней дальности С-75.

При согласовании требований к комплексу в 1955 г. С.А.Лавочкин добился разрешения на создание двух модификаций ракеты – для поражения целей на высотах более 15 км и для диапазона высот 5,5…20 км. Сделано это было «про запас», а в металле ракета создавалась в единственном варианте. Были учтены также некоторые «послабления», предусмотренные Постановлением от 17 августа 1956 г. № 1148-581, в том числе снижение заданной максимальной дальности со 160… 180 км до 150… 160 км.

В середине 1956 г. были завершены только первые предварительные исследовательские работы в ОКБ-301 по теме «Даль», а эскизный проект системы «Даль» был выпущен с годичным опозданием – только в августе 1957 г., что в значительной мере определялось неоднократным пересмотром требуемых тактико-технических характеристик.

Основными специально разрабатываемыми элементами комплекса наряду с ракетами должны были стать обеспечивающая первичное обнаружение цели мощная обзорная РЛС, радиолокационные средства сопровождения целей и ракет, станции передачи команд управления на ракеты, а также разнообразное оборудование стартовой и технической позиций.

В связи с необходимостью прикрытия системой ПВО «Даль» обширных площадей, обнаружения, сопровождения и обстрела большого числа целей, в информационно-измерительную радиолокационную систему должны были входить многочисленные наземные устройства, а также бортовая аппаратура зенитных ракет. При разработке системы управления ракетами на этапе старта и сближения с целью до начала самонаведения было решено использовать систему активного запроса-ответа (САЗО) и систему передачи команд (СПК) на борт ракеты. При заданной дальности действия ракетной системы радиолокационный контроль за пространственным положением ракеты не представлялся возможным без использования сигнала бортового ответчика, заменявшего слабый отраженный радиолокационный сигнал от ракеты.

Трудности создания системы были связаны с тем, что на начальном этапе работ не были определены и разработаны общие принципы построения системы активного запроса-ответа в целом, ее отдельных устройств и органически связанной с САЗО системы передачи на борт команд управления, которые позволили бы получить в боевых условиях при воздействии преднамеренных помех требуемую информацию и, вместе с тем, могли бы быть реализованы с помощью существовавших технических средств. В функции измерительной части радиолокационной информационной системы входила также передача информации по каналу «борт-земля».

При этом учитывалось то, что за счет использования головки самонаведения можно было существенно снизить требования по точности контура радиокомандного наведения по сравнению с показателями, уже реализованными в ранее созданных комплексах С-25 и С-75, где этот параметр определялся радиусом поражения боевой части ракеты. В системе «Даль» предполагалось только вывести ракету в область уверенного захвата цели головкой самонаведения. В результате не требовалось частого обновления информации о координатах цели и ракеты, что позволило многократно снизить скорость обзора воздушного пространства, использовав относительно медленно разворачивающиеся антенны традиционной конфигурации вместо быстровращающихся обтекаемых антенн центральных радиолокаторов наведения «Системы-25».

Многоканальность системы «Даль» была реализована за счет обзора пространства с помощью узкого вращающегося луча, что обусловило дискретный характер процессов поступления информации о наблюдаемом объекте и выдачи команд управления. В НИИ-33 под руководством главного конструктора И.Н. Векслина провели исследования по выработке зависимости точности определения координат от дискретности получения радиолокационной информации. Было выявлено, что при характерных для радиолокаторов ПВО периодах обзора пространства 5… 10 секунд можно достичь уровня среднеквадратичных ошибок в определении азимута всего в 8… 10 угловых минут, а в определении дальности – 150…200 м. Был предложен и обоснован новый метод передачи информации на ракету «на проходе» лучом радиолокатора системы передачи команд во всей возможной зоне пространственного положения сопровождаемого и управляемого воздушного объекта. Был разработан рациональный способ кодирования передаваемых на борт ракеты команд.

Следует отметить, что принцип сопровождения объекта «на проходе» ранее уже применялся в системах привода самолетов на аэродром, но его использование применительно к системам ПВО было впервые предложено сотрудником НИИ-33 Л.З.Клячкиным. Такое решение позволяло осуществлять круговой обзор пространства с определением координат всех объектов, идентификацией их государственной принадлежности и типа (самолет или ракета), а также с использованием вычислительной техники вырабатывать команды наведения и передавать их на борт ракет.

При вращении антенн со скоростью 7,5 оборотов в минуту и наличии двух развернутых на 90 градусов синфазно вращающихся САЗО с двумя размещенными на 180 градусов зеркалами антенн на каждой, темп получения информации был равен 2 секундам. В дальнейшем, по результатам опытных работ во время облетов станций самолетами Ил-14 и Ту-16, а затем и при пусках зенитных ракет сравнением данных САЗО с координатами, полученными от достаточно точной системы внешнетраекторных измерений полигона было определено, что ошибки САЗО составляли: около 6’ при угле места цели до 18° и около 10' при угле места цели от 18° до 30°. Данные результаты в три – пять раз превышали ошибки, вызываемые только дискретностью запросов. Тем не менее, достигнутая точность определения координат воздушных целей и наводимых на них ракет была вполне достаточной для нормального функционирования всего контура наведения при использовании ГСН на ракетах.

Управление боевой работой системы «Даль» возлагалось на электронную вычислительную машину – так называемую управляющую машину наведения (УМН), необходимую для обеспечения автоматического сопровождения целей и ракет, формирования команд управления ракетами.

Предназначенная для комплекса «Даль» ракета «изделие 400» (в дальнейшем получившая индекс 5В11) в первоначальном варианте, представленном в выпущенном в апреле 1957 г. проекте, была выполнена по одноступенчатой схеме.

На более позднем этапе эскизного проекта рассматривался двухступенчатый вариант ракеты с применением жидкого топлива на обеих ступенях. По сравнению с ракетами комплекса С-25 на ракете «400» для увеличения дальности полета наряду с наращиванием стартового веса предусматривалась реализация ряда мероприятий по повышению массо-энергетического совершенства. Выбор наклонного старта ракет снижал гравитационные потери скорости, столь значительные для вертикально стартующих ракет ЗРК С- 25. Двухступенчатая схема позволила обеспечить более оптимальные характеристики двигательных установок ступеней. На стартовой ступени достигалась требуемая при наклонном старте высокая тяговооруженность, а на маршевой ступени – относительно небольшая тяга при значительном времени работы. Разработка эскизного проекта маршевого двигателя ракеты «400» на основе разрабатывавшегося с 1954 г. двигателя С3.42Д началась во входившем в НИИ-88 ОКБ-3 главного конструктора Д.Д.Севрука.

Еще до начала летных испытаний ракеты были признаны достаточно очевидные преимущества твердотопливных (по терминологии того времени – пороховых) двигателей для использования в качестве стартовых ускорителей, что обуславливалось малым потребным временем работы и отсутствием необходимости обеспечения управления вектором тяги. Твердотопливный вариант ускорителя оснащался хвостовым отсеком в форме усеченного обратного конуса.

Задержка с разработкой твердотопливного двигателя привела к вынужденному решению об использовании связки из трех ЖРД С3.42 на первой ступени ракеты. В связи с этим хвостовой отсек опытных ракет имел сложную форму с постепенным переходом поперечного сечения от круга в месте расположения топливных баков к треугольнику со скругленными углами в сопловой части двигателей.

В 1957 г. разработка двигателя для маршевой ступени была передана в ОКБ-2 главного конструктора А.М. Исаева, также входившего в НИИ-88. Работы велись быстро, и вскоре была выпущена опытная партия двигателей. Однако спустя непродолжительное время Исаев в связи с большой загруженностью попросил освободить ОКБ-2 от разработки ЖРД для ракеты «400».

После согласования с МАП разработку ЖРД предложили Л.Душкину, но из-за последовавшего отказа тему в 1957 г. передали ОКБ-154 (КБ Химавтоматики) главного конструктора С.А. Косберга.