Техника и вооружение 2003 03 | страница 33
Компоновочная схема варианта ракеты 17Д
1 — приемник воздушного давления; 2 — радиовзрыватель; 3 — дестабилизаторы; 4 — боевая часть; 5 — блок радиоуправления и визирования; 6 — блок питания; 7 — автопилот; 8 — отверстия для «слива» пограничного слоя; 9 — сливная полость: 10 — сливной карман; 11 — газогенератор; 12 — крыло; 13 — тор-баллон с воздухом: 14 — рулевая машина; 15- руль; 16- ферма; 17 — стартовый РДТТ; 18 — стабилизатор; 19 — опорный ролик.
На них должны были определяться характеристики воздухозаборников нескольких вариантов маршевого двигателя с различными площадями входа, производиться оценка работоспособности этого двигателя, исследоваться процессы старта и разделения ступеней.
Первый пуск такой ракеты прошел успешно 23 января 1960 г. с неподвижной пусковой установки под углом возвышения 40 град. После окончания работы ускорителя и его отделения маршевый двигатель запустился и разогнал ракету со скорости 560 м/с до 690 м/с. Дальность полета при этом составила около 23 км. Результаты анализа полученной информации показали их достаточно хорошую сходимость с расчетными характеристиками.
Успешным был и второй пуск. Во время третьего пуска через несколько секунд после включения маршевого двигателя начался помпаж на данном образце ракеты был установлен воздухозаборник с большей, чем ранее, плошадью входного сечения.
С четвертого пуска, осуществленного 22 апреля 1960 г., начался этап автономных испытаний, в ходе которых должны были определяться величины уходов ракеты от направления пуска к началу радиоуправления, качество стабилизации ракеты автопилотом, осуществляться проверка надежности работы бортовой аппаратуры и всей системы управления в целом.
10 пусков из этой серии должны были производиться в замкнутом контуре управления (т. е. в заданную точку пространства по условной цели) для оценки функционирования всей системы «ЗРК — ракета» и достижения режимов полета, по скорости и углам атаки сопутствующим реальному процессу перехвата воздушной цели с целью оценки качества стабилизации ракеты автопилотом. Во время этих пусков должны были также уточняться аэродинамические характеристики ракеты и проверяться работоспособность конструкции.
При выполнении маневров в соответствии с командами системы наведения были получены резкие изменения аэродинамических характеристик ракеты при достижении ею углов атаки свыше 7-10 град. Это явилось следствием срыва пограничного слоя перед воздухозаборником. При этом режиме /правление и стабилизация полета ракеты становились практически невозможными. Одной из мер борьбы с этим явлением было удаление («слив») пограничного слоя через специальные обтекатели на внешнем контуре ракеты.
