которого использовались не только для вращения турбины, но и в качестве рабочего тела рулевого привода аэродинамических рулей, служащих для управления по каналам тангажа и рысканья. Клапаны перепуска газа находились на поршнях рулевых машин и задействовались электромагнитами с размещенными в этих поршнях катушками.

Что самое интересное, рулевые машины канала крена на ракете вообще отсутствовали. Она попросту не управлялась по крену. Угловая скорость вращения ракеты относительно продольной оси ограничивалась под действием оригинальных устройств – установленных на крыльях роллеронов. Они представляли собой своего рода свободно вывешенные, не связанные ни с каким приводом элероны, внутри каждого из которых был размещен отдаленно напоминающей фрезу диск с зубцами по окружности. В районе законцовки крыла зубцы выступали в набегающий поток, под действием которого диски роллеронов при полёте самолёта раскручивались до нескольких сотен оборотов в секунду.

При провороте ракеты по крену под действием гироскопических сил роллерон отворачивал от плоскости своего крыла, при этом его отклонение создавало аэродинамические силы, препятствующие провороту ракеты. Угловая скорость относительно продольной оси не превышала одного радиана в секунду, так что рулевые машинки успевали за время проворота ракеты по крену на 180 перебросить рули в противоположное положение, поддерживая требуемую ориентацию управляющей аэродинамической силы в «абсолютной», не связанной с ракетой системе координат. Замечательно то, что роллероны действовали в результате проявления чисто механических эффектов, без каких-либо команд от системы управления ракеты. Необходимая ориентация координатора тепловой ГСН обеспечивалась применением однороторного гиростабилизитора.

Советские специалисты вначале просто отказывались понять то, что на «сайдуайндере» в принципе отсутствует автопилот, во всяком случае в привычном понимании этого устройства как содержащего гироприборы для определения поперечных перегрузок. Оказалось, что на американской ракете в контуре управления используется обратная связь не по перегрузке, а по шарнирному моменту рулей.

Перемещение рулей приостанавливалось при достижении равенства между моментами, созданными аэродинамическими силами и рулевыми машинами. По мере падения скоростного напора отклонение рулей увеличивалось, но аэродинамическая сила, а вслед за ней – и поперечная перегрузка автоматически оставались примерно постоянными, что благотворно сказывалось на процессе наведения на цель. В ракетах с обратной связью по положению руля подобный эффект достигался только за счёт применения специальной аппаратуры.

Даже, казалось бы, простой твердотопливный двигатель ракеты преподнес свои сюрпризы. Взглянув на него, любой выпускник советского ракетостроительного ВУЗа сразу сказал бы, что такого «не может быть, потому что не может быть никогда». Поколения студентов сдавали задания и лабораторные работы с применением определенного критерия, лимитирующего удлинение топливного заряда. При превышении параметра, определявшего максимально возможную длину двигателя при данном диаметре внутреннего канала заряда, скорость продуктов сгорания приближалась к звуковой и происходило «запирание» канала. Американский двигатель не ложился и в эти привычные представления, в основном из-за использования в нем смесевого топлива.

В конце пятидесятых годов в нашей стране подобные твердые топлива только осваивались, что определило отказ от простого копирования американского двигателя. ОКБ-2 завода № 81 предложило собственную конструкцию заряда из более традиционного для СССР нитроглицеринового топлива НМФ-2К»[101].

В марте 1959 г. было произведено 12 баллистических пусков ракет К-13 с истребителя СМ-9/3Т (модернизация МиГ-19). Первый управляемый пуск К-13 с МиГ-19 производился по парашютной мишени 21 октября 1959 г. В декабре того же года в ходе боевых пусков с МиГ-19 и МиГ-21 были сбиты две из трёх мишеней (МиГ-19). Все пуски проводились с ракурса 0/4 – строго с хвоста цели, на высотах от 11,8 до 13 км с дистанции от 1,7 до 2,6 км.

С 12 декабря начались совместные испытания, в ходе которых сбили пять МиГ-15, в том числе два из них – ракетами, запущенными с МиГ-21. Результаты первых успешных пусков позволили постановлением Совмина от 2 февраля 1960 г. передать ракету К-13 (несекретное название – «изделие 300») в серийное производство на заводе № 43 (ныне завод «Коммунар») в Москве и на киевском заводе № 485 (ныне завод им. Артема).

В ходе испытаний ракеты К-13 выявилась возможность увеличения дальности стрельбы по дозвуковым целям. Но для расширения зоны пусков потребовалось увеличить продолжительность работы бортового источника питания. Ракета с доработанным газогенератором впоследствии получила наименование К-13А.

Постановлением Совмина от 22 августа 1959 г. № 999–486 об улучшении тактико-технических характеристик ракеты предусматривалось обеспечить диапазон дальностей пусков 0,4–7,6 км, высоту боевого применения до 21,5 км и возможность применения под курсовым углом до 65–70°. Модернизированная ракета получила несекретное название «изделие 310».

В начале 1960 г. ракеты К-13А были представлены на совместные испытания, в ходе которых в качестве целей на этапе облётов использовались пилотируемые МиГ-19, Ту-16, Ил-28 и новейшие по тому времени МиГ-21 и Т-3 (Су-9), а при проведении фактических пусков – беспилотные мишени на базе МиГ-17 и Ил-28. В августе испытания завершились подписанием акта № 40 ГК НИИ ВВС с рекомендацией о принятии К-13А на вооружение совместно с самолётом МиГ-21.

Испытания велись на самолётах Е-6Т, опытных перехватчиках Е-7/3 и Е-7/4, а также на одной из первых «спарок» Е-6У/2. Привлекался к лётной отработке и Е-6В/2, что закончилось аварией. На взлёте произошел взрыв левой подвески, но лётчик успешно катапультировался.

В 1961 г. началось серийное производство К-13, а в 1962 г. эта ракета под индексом Р-3С с ТГС-13К была принята на вооружение истребителей МиГ-21Ф-13 и МиГ-21ПФ.

В соответствии с советско-китайским соглашением от 30 марта 1961 г. по постановлению Совмина от 30 мая 1961 г. № 513–214 документация по К-13 и натурные образцы этой ракеты были переданы в Китай. Ракета была освоена в серийном производстве под обозначением PL-2, а в дальнейшем неоднократно модернизировалась китайскими конструкторами.

Ракета Р-3С была создана по аэродинамической схеме «утка». Крыло ракеты оснащено роллеронами. Длина ракеты 2840 мм, диаметр корпуса 127 мм, размах крыльев 528 мм. Стартовый вес ракеты 75,3 кг.

Тепловая ГСН (изделие 451-К) имела время приведения в боевую готовность до 3 минут. Максимальный захват цели на высоте свыше 15 м до 7,6 км, сопровождение выбранной цели в конусе с телесным углом до 50°. Пуск ракет мог производиться под углом более чем 20° по направлению к солнцу.

Ракета Р-3 была оснащена газогенератором, который образовывал пороховые газы для привода рулей ракеты и вращения турбины турбогенератора.

Боевая часть весом 11,3 кг была снаряжена мощным взрывчатым веществом ТГАФ-5. При взрыве БЧ давала около тысячи осколков средним весом порядка 2,8 г. Радиус эффективного поражения цели осколками – 10–11 м. Боевая часть оснащалась оптическим взрывателем 454-К весом 3,1 кг, срабатывающим на дистанции до 9 м при угле встречи с целью 0–30°. В случае большего промаха через 21–28 секунд с момента пуска срабатывал самоликвидатор ракеты.

Двигатель ракеты пороховой однорежимный, сила тяги от 1000 до 2500 кг, время работы от 3,2 до 1,7