КР 301 конструировалась на основе использования стандартных частей и деталей других отечественных крылатых ракет. Основной отличительной особенностью являлось то, что стрельба по подвижным целям требовала применения на КР 301 телемеханического устройства управления. Систему наведения разрабатывал профессор Шорин. По техническому заданию автоматика должна была передавать с самолета на ракету, летящую в автономном полете, радиокоманды для наведения ее на цель: «правый поворот», «левый поворот», «выше», «ниже», «взрыв».
Позже выяснилось, что аэродинамическая схема КР 301 не обеспечивала требуемой маневренности в боковой плоскости, необходимой для наведения на подвижные цели.
Кроме того, сам метод запуска КР 301 — с самолета-носителя с помощью порохового заряда — был выбран неправильно. Испытания макетов показали, что при их выходе из-под крыла самолета происходило увеличение угла атаки в области неискаженного потока. Подъемная сила крыла ракеты росла и начинала прижимать еще не сорвавшуюся КР вверх. Трение ракеты по направляющей резко возрастало. Все это и препятствовало нормальному сходу КР из-под крыла бомбардировщика.
В 1938 г. с борта самолета ТБ-3 было сделано несколько пусков ракет 301, в которых командная система не проверялась. Тогда были испытаны двигатель, автопилот, радиосистема подрыва БЧ. Закончить работу по авиационной крылатой ракете 301 помешали начавшиеся в 1937 г. репрессии.
Всего за 1936, 1937 и частично 1938 гг. было сделано несколько десятков огневых пусков советских крылатых ракет. Наибольшая достигнутая высота подъема составила около тысячи метров, дальность полета — до 2500–3000 м. Устойчивый полет в плоскости старта был достигнут только в нескольких отдельных случаях на длине траектории не более 1000 м и до высот 400–500 м. В дальнейшем, с ростом скорости полета и угла подъема, автопилоты отказывались удерживать крылатую ракету на расчетной траектории. Она начинала петлять, делать крутые виражи с набором высоты и переходом в пике. Полет заканчивался падением ракеты. Неоднократно подобные случаи наблюдались сразу же после старта на высоте 100–200 м.
Летно-технические характеристики советских КР, над которыми работал С.П. Королев, представлены в табл. 3.1.
Таблица 3.1
Основные характеристики советских крылатых ракет (1930–1940-е гг.)
| 217/1 | 217/2 | 212 | 301 | 06 | 216 | |
|---|---|---|---|---|---|---|
| Размеры: | ||||||
| Длина, мм | 2270 | 1840 | 2590 | 3200 | 2000–2200 | 2300 |
| Площадь крыльев, м² | 0,833 | 0,74 | 1,70 | 1,20 | 0,7 | 1,50 |
| Размах крыла, мм | 2195 | 785 | 3050 | 2200 | 2000 | 3000 |
| Взлетная масса, кг | 120 | 139,5 | 165–230 | 185–220 | 22 | 80–100 |
| Максимальные параметры горизонтального полета: | ||||||
| Дальность, км | 6,8 | 6,836 | 80 | 10 | 0,2 | 15 |
| Скорость, м/с | 280 | 300 | 280 | 280 | 75 | 200 |
| Максимальная высота подъема, м | 3000 | 3270 | 6500 | – | 660 | 1150 |
| Двигатель: | ||||||
| Тип | РДТТ | РДТТ | ЖРД | гибр. | ЖРД | |
| Наименование | – | – | ОРМ-65 | 09 | 02 | |
| Топливо | ПТП | ПТП | – | – | – | |
| Горючее | – | – | Керосин | Пастообразный бензин | 85 % этиловый спирт | |
| Окислитель | – | – | Азотная кислота | Жидкий кислород | Жидкий кислород | |
| Масса топлива, кг | 17,5 | 17,5 | 30,0 | 5,0 | 12,0 | |
| Подача | – | – | Вытеснительная | Под давлением паров О2 | Вытеснительная | |
| Время работы, с | 3,5 | 3,5 | 20–80 | 50 | 11 | 20–60 |
| Тяга, кгс | 1850 | 1850 | 150 | 30 | 100 | |
| Управление: | ||||||
| Оптическое и по радиолучу | ГПС-3 | По радио с самолета | Неуправляемая | |||