В ходе наземной отработки и испытаний выявилась возможность
увеличения дальности пуска ракет К-13 по дозвуковым целям. Однако для
расширения зоны пусков потребовалось увеличить продолжительность работы
бортового источника питания. Ракета с доработанным газогенератором впоследствии
получила наименование К-13А. Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР 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 . Наряду с боевой ракетой - "изделием 310",
для испытаний были подготовлены пусковые ракеты "312" и аэродинамические
"301А".
В начале 1960 г. усовершенствованные ракеты были представлены на совместные
испытания, в ходе которых в качестве целей на этапе облетов 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 самолетом МиГ-21.
Испытания велись на самолетах Е-6Т, опытных перехватчиках Е-7/3 и Е-7/4,
а также на одной из первых "спарок" Е-6У/2. Привлекался к летной
отработке и Е-6В/2, что закончилось драматически. На взлете произошел
взрыв левой подвески, но летчик успешно катапультировался.
Первым серийным носителем К-13 стал МиГ-21ф-13, сохранивший, хотя и в
наполовину урезанной комплектации, пушечное вооружение от МиГ-21ф - машин
первых серий. Уже в июле горьковский завод 21 выпустил первую серию
ракетоносцев. Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 27 октября 1960г.
1133-476 этот самолет был принят на вооружение. Характеристики основного
вооружения МиГ-21 - ракеты К-13, при этом не определялись, так как работы
по ее усовершенствованному варианту К-13А с требуемым диапазоном дальностей
еще продолжались, притом с задержкой по отношению к плановым срокам. Постановлением
также предписывалось ускорить работы по перехватчику МиГ-21ПФ.
Еще в конце 1960 г. для проведения испытаний ракет был выделен один из
двух опытных перехватчиков МиГ-21П - Е-7/2. Летчиком - испытателем назначили
П.М. Остапенко. Так как перехватчик и так уже был перегружен размещением
весившего треть тонны радиолокатора РП-21 (ЦД-30Т), при установке ракет
пошли на полную ликвидацию пушечного вооружения. По Постановлению Правительства
от 24 января 1961 г. наряду с указанием на необходимость ускорения работ
по усовершенствованному варианту К-13 разрешалось в первом полугодии продолжить
приемку ракет со старым газогенератором.
К июню 1961 г. провели 32 пуска усовершенствованных ракет, в ходе которых
сбили пять МиГ-17 и один Ил-28. В конце месяца Государственные испытания
завершились.
При официальном принятии на вооружение МиГ-21ПФ Постановлением от 2 марта
1962 г. 229-1 1 I были определены и основные характеристики К-13А, получившей
наименование Р-ЗС ("ракета третья - самонаводящаяся"), в частности,
дальность пусков от 1 до 7,6 км, высота целей - до 21,5 км, ракурсы пусков
в задней полусфере до 3/4 в горизонтальной плоскости и до 1/4 - в вертикальной.
В те же годы отрабатывалось и применение К-13 на Су-9 в составе комплекса
Т-3-13. В 1961 г. в небе испытывался Т-43-5 с К-13, размещенными на пусковых
устройствах на законцевках крыла. Однако более подходящими для Су-9 сочли
самонаводящиеся ракеты аналогичного назначения К-88 или К-55, отрабатывавшиеся
с начала шестидесятых годов и обладавшие большей степенью унификации со
штатным оружием этого перехватчика - К-51. К сожалению, отработка новых
ракет затянулась и боекомплект Су-9 пополнился самонаводящимися К-55 только
к концу десятилетия.
Компоновка ракеты К-13А стала классической для ракет малой дальности
с тепловыми ГСН. Ракета состояла,из 5 отсеков, первым из которых являлась
ГСН "451-К". Во втором, рулевом. отсеке располагался блок в
составе газогенератора, турбогенератора и рулевых машин, задействующих
аэродинамические рули, попарно связанные между собой в одной плоскости
прямой, а в другой - коленчатой осями. На заднем торце отсека крепился
предохранительно-исполнительный механизм (ПИМ), который при сборке ракеты
входил во внутреннюю полость осколочной боевой части, образующей третий
отсек. Конструкция боевой части (с эффективным радиусом поражения 3 м)
обеспечивала при ее подрыве образование около тысячи примерно равных по
массе осколков.
Далее, в четвертом отсеке, находились контактный взрыватель И-107, оптический
неконтактный взрыватель (НВ) "454-К". Датчики контактного взрывателя
выполнили в крыльевом исполнении, обеспечивающем подрыв боевой части и
при отсутствии прямого соприкосновения корпуса ракеты с целью. Двигатель
ПРД-80А снаряжался вкладным зарядом цилиндрической формы с центральным
каналом в форме восьмилучевой звезды из нитроглицеринового топлива НМФ-2К
массой 21,2 кг. На верхней наружной поверхности корпуса двигателя по его
оконечностям и в начале зоны установки крыла находилось по бугелю в виде
противоположно направленных Г-образных элементов. Применение трех ярусов
узлов подвески вместо традиционных двух обусловливалось стремлением ограничить
динамические возмущения после схода с направляющих ракеты с исключительно
большим удлинением корпуса.
Каждая консоль крыла фиксировалось 5 парами винтов, вставляемых в паз
узла крепления, приваренного к корпусу РДТТ.
При подвеске на носитель осуществлялась электрическая стыковка бортовых
и самолетных систем. Подача электропитания с носителя еще до взлета самолета
обеспечивала подогрев газогенератора и работу ГСН. Обнаружив противника,
летчик осуществлял прицеливанием корпусом самолета. Отклонение продольной
оси самолета от направления на цель не должно было превышать несколько
градусов, так что динамика воздушного боя с применением ракет не слишком
отличалась от классической "пушечной". При захвате цели на сопровождение
ГСН в наушниках раздавался звуковой сигнал. Бортовая аппаратура носителя
- радиодальномер или РЛС - обеспечивала определение удаления до цели,
на основании которого автоматически определяла зоны возможных пусков.
При входе в эту зону на приборной доске высвечивался соответствующий световой
сигнал, а при последующем неприемлемом сближении с целью - сигал "отворот".
Помимо дальности до цели проведение пуска ограничивалось маневренными
возможностями ракеты. В качестве критерия возможности поражения маневрирующего
самолета противника принималась величина перегрузки носителя при отслеживании
цели. В том случае, если она превышала "двойку", ракета, скорее
всего, не смогла бы настичь цель и ПУСК воспрещался. На высотах более
12 км маневренность ракеты падала и пуск нельзя было осуществить уже при
перегрузке носителя, равной 1,6.
При нажатии кнопки "пуск" запускался газогенератор ракеты,
а затем - маршевый двигатель. Система стабилизации задействовалась через
0,5-0,7 сек после схода ракеты с направляющей. Наведение осуществлялось
по методу пропорциональной навигации. Подрыв боевой части производился
по сигналу неконтактного взрывателя или от контактных датчиков, размещенных
на аэродинамических рулях. В случае промаха ракета самоликвидировалась.
Обеспечивалась также возможность применения ракет по наземным целям -
самолетам на стоянках с работающими или неостывшими двигателями, локомотивам,
катерам и другим теплоизлучающим объектам, при этом для повышения эффективности
срабатывания боевой части неконтактный взрыватель перед пуском отключался.
Наряду с боевым изделием "310" была освоена использовавшаяся
в качестве цели при учебных пусках боевых ракет мишень - "317",
отличавшаяся упрощенной комплектацией с отсутствием рулей.
Для отработки навыков наведения на цель и осуществления предпусковых
операций выпускались также учебные ракеты Р-ЗУ - макеты, оснащенные реальными
головками самонаведения. Целям снижения стоимости проведения боевой подготовки
служили и появившиеся много позднее практические ракеты Р-ЗП, выпускавшиеся
без штатной боевой части, что позволяло провести пуски нескольких ракет
по одной мишени.
Кроме того, в первой половине шестидесятых годов была осуществлена разработка
еще двух вариантов ракеты. В соответствии с приказом Председателя Госкомитета
по авиационной технике была спроектирована и отработана модификация ракеты
для производства по упрощенной технологии военного времени - К-13ВВ. Кроме
того, как следствие "синдрома U-2" - проявившейся в пятидесятые
годы неспособности отечественных средств ПВО перехватить высотные разведчики
США - и появившейся информации о разработке американцами еще более совершенного
"воздушного шпиона" - будущего SR-71 - Решением ВПК от 4 апреля
1964 г. 217 была задана разработка варианта ракеты повышенной высотности
- К-13В. Обе темы были успешно завершены, но не нашли практического приложения
- больших войн, слава Богу, не состоялось, а охота за SR-71 была поручена
не МиГ-21, а более солидным зенитным и авиационным ракетным комплексам
перехвата.