По расчёту, при тяге двигателя 50 кгс в течение 1 минуты ракетоплан должен был развить скорость 139 км/ч, его скороподъёмность равнялась 2,2 м/с. [263] Но снять характеристики в полёте не удалось. 28 марта 1933 г. умер Ф.А. Цандер, и ОР-2 так и не удалось довести до состояния, позволяющего установить его на летательный аппарат. По указанию руководства, оба РП-1, считавшиеся секретными, были преданы огню.

Из-за неготовности ЖРД РП-1 испытали с обычным поршневым мотором.

Одновременно с опытами с РП-1, в ГИРДе проектировали ракетопланы РП-2 и РП-3. На РП-2 планировалось установить ЖРД РДА-1 тягой 100 кгс, имевший насосную систему подачи горючего и окислителя. Насосная система была выгоднее вытеснительной (баки и трубопроводы до насоса не находились под высоким давлением, что позволяло сделать их легче и безопаснее в эксплуатации), но добиться надёжной и эффективной работы насоса в то время не смогли. РП-3, проектировавшийся под руководством А.В. Чесалова, представлял собой двухместный самолёт с комбинированной силовой установкой, состоящей из ЖРД тягой 300 кгс и поршневого двигателя мощностью 250–300 л. с. Поршневой двигатель предназначался для взлёта и набора высоты 5–6 км, затем включался ракетный двигатель, с помощью которого РП-3 должен был подняться на 12-километровую высоту и развить скорость до 800 км/ч. Экипаж — пилот и инженер-экспериментатор — помещались в гермокабине. Предусматривалось, что в аварийной ситуации кабина с экипажем будет отделяться и опускаться на специальном парашюте, удар при приземлении гасился надувной резиновой камерой [264] .

Тем временем произошли организационные изменения. Ещё в 1932 г. на правительственном уровне велось обсуждение организации лаборатории по ракетным двигателям для самолётов с привлечением сотрудников Института авиационного моторостроения и ГИРДа, с последующим развитием этой лаборатории в специальный институт [265] . В 1934 г. ГИРД преобразовали в Реактивный научно-исследовательский институт (РНИИ) Наркомата тяжёлой промышленности, а близкую по тематике Ленинградскую газодинамическую лабораторию (ГДЛ) перевели в Москву и влили в РНИИ. Среди прибывших из ГДЛ сотрудников был Валентин Петрович Глушко — конструктор жидкостных ракетных двигателей «ОРМ».

Появление в РНИИ новых специалистов и новых образцов двигателей возродили надежды Королёва на создание ракетного самолёта. В докладе на Первой Всесоюзной конференции по применению ракетных аппаратов для исследования стратосферы, проходившей в Москве 2–3 марта 1935 г., Сергей Павлович обрисовал основные черты такого летательного аппарата: обычная аэродинамическая схема с прочным крылом сравнительно небольшого удлинения и длинным фюзеляжем, занятым в основном двигателем и баками с горючим и окислителем, гермокабина или скафандры для экипажа. Начинать он предложил с чисто экспериментальной машины:

«Если не задаваться установлением каких-либо особых рекордов, то, несомненно, в настоящее время уже представляет смысл постройка аппарата-лаборатории, при посредстве которой можно было бы систематически производить изучение работы различных ракетных агрегатов в воздухе.

На нём можно было бы поставить первые опыты с воздушным ракетным двигателем и целую серию иных опытов, забуксировывая предварительно аппарат на нужную высоту. Потолок такого аппарата может достигнуть 9-10 км.

Осуществление первого ракетоплана-лаборатории для постановки ряда научных исследований в настоящее время хотя и трудная, но возможная и необходимая задача, стоящая перед советскими ракетчиками уже в текущем году» [266] .

В следующем году общие соображения приобрели конкретные формы. В январе С.П. Королёв и С.С. Щетинков представили руководству РНИИ тактико-технические требования на «объект № 218» — экспериментальный ракетоплан с двигателями на жидком и твёрдом топливе (последние предполагалось использовать как ускорители при наземном старте). При работе ракетных двигателей в течение 400 секунд ракетный самолёт должен был набирать высоту 25 км и развивать скорость более 1000 км/ч [267] . Рассматривалось несколько вариантов летательного аппарата, отличавшихся один от другого видом топлива, геометрическими параметрам и количеством членов экипажа.

К лету в качестве основного был выбран проект двухместного самолёта РП-218 нормальной схемы с трапециевидным крылом сравнительно небольшого удлинения. В передней части фюзеляжа находилась герметичная кабина, в которой один за другим сидели лётчик-испытатель (лицом вперёд) и инженер-испытатель (лицом назад). За кабиной располагался цилиндрический топливный бак с внутренней перегородкой, отделявшей окислитель от горючего, вокруг него — баллоны для сжатого газа, служившие аккумулятором давления для вытеснительной системы подачи. В хвостовой части монтировался трёхкамерный азотно-кислотно-керосиновый ЖРД тягой 900 кгс.

Ракетоплан предполагалось использовать как экспериментальную машину для исследования динамики полёта пилотируемого ракетного летательного аппарата, вопросов аэродинамики больших скоростей, изучения состояния человека в условиях герметической кабины и больших перегрузок, а также для исследования стратосферы.

Проект РП-218.

Тяговооружённость аппарата позволяла ему взлетать с земли и быстро набирать высоту. В дальнейшем предполагалось поднимать РП-218 на высоту с помощью самолёта типа ТБ-3 и запускать его оттуда в стратосферу. После израсходования топлива ракетоплан должен был подниматься вверх по инерции до достижения динамического потолка и затем планировать к земле. Для посадки предусматривалось убираемое в полёте в обтекатели двухколёсное шасси. Аппарат должен был иметь длину 7,5 м, размах крыла 7,4 м, нагрузку на крыло 204 кг/м2. Предполагалось, что стартовый вес РП-218 составит 1600 кг, вес топлива — 750 кг, вес полезного груза — 160 кг, время работы двигателя — 120 с, максимальная высота полёта при старте с земли — 9 км, при воздушном старте — 25 км, скорость полёта при взлёте с земли — 720 км/ч, при использовании самолёта-носителя — 935 км/ч.