Петр Грушин

По предварительным оценкам такой двигатель должен был обладать следующими качествами: высоким удельным импульсом (почти вдвое большим, чем ЖРД того времени), возможностью работы в широком диапазоне высот и скоростей полета, относительно высоким удельным импульсом при малых скоростях полета и на больших высотах.

Привлекательность такого двигателя была более чем очевидной. Но его конструктивная простота и высокие характеристики – это лишь одна причина принятия решения. Другой причиной было то, что в 1958 году, с началом реорганизации советской промышленности, большинство двигательных КБ оказались «приписаны» к другим министерствам и ведомствам и выдача им заданий значительно усложнилась. Установка ПВРД, надеялись, могла легко снять подобные проблемы. Да и М. М. Бондарюк, главный сторонник внедрения подобных двигателей в ракетную технику, без устали рекламировал их достоинства, заявляя при каждом удобном случае, что твердотопливная «прямоточка» способна работать в любых условиях, на любых скоростях и высотах, и, даже… «почти в космосе»!

Решение о проведении в ОКБ‑2 работ с «прямоточкой» не заставило себя ждать. В июне 1958 года совместным Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР было предписано начать разработку ракеты В‑757 для модернизированной системы С‑75.

По первым расчетам ракета, оснащенная маршевым ракетно‑прямоточным двигателем и стартовым двигателем от В‑755, могла иметь характеристики, аналогичные ей при одинаковых с ней значениях стартовой массы. Но при этом длина «757‑й» была почти на 3 м меньше, а эксплуатационные характеристики существенно выше.

Впрочем, одновременно с этим стало ясно, что использование для В‑757 уже имеющегося стартового ускорителя предопределит довольно существенные потери в энергетических характеристиках ракеты, связанные с неоптимальным распределением топлива на первой и второй ступенях. Но, поскольку по расчету удельный импульс маршевого двигателя мог достичь 400–450 кгс‑с/кг, ракета могла иметь такую же дальность, как и В‑755.

Однако в те годы весьма сложные вопросы обеспечения эффективной работы подобных двигателей едва выходили из стадии теоретических и экспериментальных проверок и отработок. Поэтому параллельно с началом работ по проектированию ракеты в ЦАГИ, филиале ЦИАМ, НИИ‑1 ГКАТ и НИИ‑6 ГКОТ начались испытания масштабных моделей, макетных образцов и натурных двигателей. В ОКБ‑2 был спроектирован и построен уникальный стенд для испытаний твердотопливного ПВРД, позволивший получить необходимые данные о процессах дожигания специального твердого топлива в ПВРД, о размерах камеры двигателя, необходимых для обеспечения высокой эффективности процесса горения…

Спроектированную к концу 1958 года ракету выполнили по нормальной аэродинамической схеме. Центральное тело второй ступени, состоявшее из пяти отсеков, было аналогично В‑755. Идентичными были все стыки для установки боевой части и радиовзрывателя, а также конструкции этих отсеков. Корпус газогенератора, внутри которого происходило газообразование, являлся продолжением центрального тела. Камера сгорания «прямоточки» образована кольцевым зазором. Продольное сечение этого зазора, по которому происходило движение воздуха и продуктов сгорания, спрофилировано в полном соответствии с требованиями газодинамики и данными, полученными при испытаниях моделей. В передней части этого протока был образован диффузор для входа с минимальными потерями сверхзвукового потока воздуха. Здесь же предусмотрен отвод пограничного слоя через специальные отверстия. Далее он отводился через полости в пилонах на внешний корпус ракеты. Это было необходимо для устойчивой работы двигателя на больших углах атаки.

Из‑за наличия в составе В‑757 комбинированного ракетно‑прямоточного двигателя она по своему внешнему виду и компоновке значительно отличалась от всех ракет «семейства» В‑750. Тем не менее эти различия не помешали после минимальных доработок использовать для нее уже имевшиеся на полигоне наземные средства, включая и пусковую установку.