С весны 1961 г. для газогенератора маршевого двигателя стало использоваться другое топливо с лучшей энергетикой и стабильностью характеристик при различных температурах, большей взрывобезопасностью и относительно простой технологией изготовления. Но для реализации дополнительных мер по усилению теплозащиты двигательной установки испытания были приостановлены на несколько месяцев.

Летом 1961 г. на ракете установили более мощный ускоритель, что позволило увеличить скорость перед запуском маршевого двигателя.

Стартовая масса испытывавшихся ракет с полностью снаряженными двигателями составляла от 2635 до 3045 кг, что было связано с неоднократными доработками ракеты. Максимальная скорость полета ракеты при испытаниях соответствовала М=3,7. Дальность активного участка полета достигала 40 км при средней скорости 820-860 м/с. Максимальная достигнутая ракетой высота активного полета составила 23 км.

Отставание по срокам регулярно становилось предметом рассмотрения в ВПК. Так, 2 февраля 1961 г. было выпущено решение ВПК № 17, где был отмечен срыв установленных ранее сроков работ по созданию комплекса «Круг». В целях ускорения этих работ было признано целесообразным до окончания автономных испытаний ракет, предназначенных для ЗРК «Круг», проводить заводские летные испытания с серийными ракетами типа В-750, а на февраль-май 1961 г. наметили срок окончания отработки ЗУР В-757 в контуре управления системы С-75М. Решением ВПК от 28 декабря 1961 г. срок начала летных испытаний В-757Кр был перенесен уже на сентябрь 1962 г. В этом году московский завод № 41 должен был изготовить для испытаний 52 ЗУР В-757Кр, но летом 1962 г. испытания практически прекратились.

Задолго до их завершения стало ясно, что созданная для ЗУР В-757 принципиально новая двигательная установка имеет значительные резервы как по энергетическим, так и по массовым характеристикам, которые давали основания для развертывания работ в этом направлении. С конца 1960 г. в ОКБ-2 и его филиале на заводе № 41, возглавлявшемся В.В. Коляскиным, велись работы над новыми ЗУР с ракетно-прямоточными двигателями с более высокими характеристиками.

Схема ракеты 17Д в штатном варианте

С другой стороны, к лету 1962 г., после принятия на вооружение ЗРК С-75М с ракетой В-755 и первых успехов, достигнутых разработчиками ЗМ8, дальнейшие работы по В-757 становились нерациональными в условиях выполнения в ОКБ-2 ряда значительно более серьезных и ответственных заданий. Окончательно же работы по ракетам В-757 и В-757Кр были прекращены по Постановлению ЦК КПСС и СМ СССР №694-237 от 15 июня 1963 г.

Ракета В-758

Проведенные в период 1960-1962 гг. около сорока пусков ЗУР В-757 и В-757Кр с маршевым твердотопливным ракетно-прямоточным двигателем показали определенную перспективность использования такого типа двигательной установки для зенитных управляемых ракет.

По решению ВПК, принятому в апреле 1961 г., в ОКБ-2 и в его филиале на заводе № 41 были начаты работы по созданию новой ЗУР, являвшейся развитием В-757 (17Д), но отличавшейся повышенной скоростью полета и способностью поражать высокоскоростные малоразмерные цели на высотах более 30 км.

Ракета, получившая обозначение В-758 (заводской индекс — 22Д), была предназначена для модернизированного варианта ЗРК С-75. Первоначально варианты этой ракеты внешне практически не отличались от 17Д. В процессе проработки различных вариантов в ОКБ-2 была предложена и испытана в стендовых условиях твердотопливная ракетно-прямоточная двигательная установка с кольцевым диффузором (как у 17Д), в камере сгорания которой устанавливались восемь небольших твердотопливных двигателей. Их установка преследовала двойную цель. С одной стороны, они должны были выполнять роль стартового ускорителя, а с другой — использоваться как горючее для ракетно-прямоточного двигателя. Изготавливаемые из магниевого сплава корпуса этих двигателей почти полностью выгорали в процессе его работы. Ракета, получившая обозначение 18Д, осталась только в проекте, но ее компоновка стала прообразом широко применяющейся в настоящее время «интегральной» схемы ПВРД на ракетах различного назначения.

В процессе дальнейшего проектирования 22Д ситуация резко изменилась. К концу 1962 г. в ходе проведения экспериментов по поиску путей увеличения дальности действия станции наведения комплекса С-75 было достигнуто устойчивое автоматическое сопровождение целей типа среднего бомбардировщика на дальностях свыше 100 км и высотах до 35 км.

Исходя из этих результатов, с учетом предварительных работ ЦК КПСС и СМ СССР 4 июня 1963 г. было принято Постановление о разработке ЗУР с более высокими характеристиками. Новая ракета должна была обеспечивать поражение на дальностях до 60 км целей, летящих на высотах до 35 км со скоростями до 3000 км/ч.

В связи с тем, что возникла необходимость в увеличении дальности почти в полтора раза по сравнению с 17Д и высоты полета ракеты, принятую ранее компоновочную схему пришлось пересмотреть. Этому способствовало и то, что постановлением задавалось сохранение величин стартовой массы, размеров и моментов инерции на уровне серийно выпускавшихся ракет комплекса С-75, что было связано с необходимостью использования для новой ракеты уже имевшихся в частях ПВО пусковых установок, транспортных средств и технологического оборудования. Тем самым устанавливался предел стартовой массы ракеты — 2800 кг.

Перед проектировщиками стояли и другие проблемы. Так, для обеспечения эффективного поражения высокоскоростных и высотных целей ракета на конечном участке своей траектории при подлете к цели должна была совершать маневры с перегрузками более двух единиц. При этом цель могла находиться на высоте более 30 км, где аэродинамические органы управления ракеты сколько-нибудь реальных размеров обеспечивали требуемые перегрузки при скорости полета свыше 1400 м/с. Однако при большой скорости сближения ракеты с целью резко снижалась эффективность срабатывания боевой части, что требовало значительного увеличения ее массы и габаритов. Потребовалось проведение дополнительных исследований по определению рациональных уровней величин как массы боевой части ракеты, так и скорости ее полета на конечном участке траектории. Оптимальное значение скорости составило 1400-1500 м/с. Предъявленные к ракете высокие требования по величине средней скорости полета при ограничениях в конечной скорости предопределили характер траекторных характеристик. После интенсивного набора высокой сверхзвуковой скорости до сброса стартового ускорителя при работе ракетно-прямоточной двигательной установки начинался дополнительный разгон с дальнейшим поддержанием на маршевом режиме скорости полета на уровне свыше трех скоростей звука. С учетом полученных к тому времени результатов испытаний 17Д, показавших невозможность эффективной работы ракетно-прямоточного двигателя как на высотах более 20 км из-за возникновения помпажных режимов, так и при больших углах атаки, было принято решение об установке на ракете еще одного твердотопливного двигателя для достижения требуемых высот и скоростей перехвата цели. Таким образом, проектируемая ракета стала трехступенчатой.