Авиационная ракета Р-4 (К-80). Авиационная ракета


К-13 (авиационная ракета) - это... Что такое К-13 (авиационная ракета)?

K-13/Р-13 (Индекс в серии — Р-3, по классификации МО США и НАТО — AA-2 Atoll) — одна из наиболее распространённых в мире ракет класса «воздух—воздух» малой дальности. Разработана в Советском Союзе как копия американской ракеты AIM-9 Sidewinder путем анализа обломков ракет, предоставленных Китаем[2]. В качестве платы за предоставленные образцы, документация на ракету Р-13 была передана Китаю. Там ракета производилась под индексом PL-2. Находится на вооружении множества государств.

Разработка

Проверить информацию.

Необходимо проверить точность фактов и достоверность сведений, изложенных в этой статье.На странице обсуждения должны быть пояснения.

Разработка управляемой ракеты класса «воздух-воздух» средней дальности К-13 началась в ОКБ-134 в 1958 году. При разработке были использованы образцы предоставленной Китаем американской ракеты AIM-9 Sidewinder — одна из неразорвавшихся, после воздушных боёв Второго Тайваньского кризиса, ракет после поисков была найдена в прибрежной грязи и предоставлена СССР в начале 1958 года. Ёще одним образцом послужила неразорвавшаяся AIM-9B, доставленная на аэродром китайским МиГ-17 в собственном фюзеляже[3]. Эта ракета была выпущена тайваньским F-86 Sabre во время воздушного боя 28 сентября 1958 года, но после попадания не взорвалась.

Также сильно помог в деле освоения образца американского вооружения шведский полковник Стиг Веннерстрём, работавший на советское ГРУ и передавший в это же время подробные чертежи изделия (когда полковника раскрыли, обвинение в передаче чертежей стало одним из главных пунктов обвинения, в результате которого Веннерстрём был приговорен к пожизненному заключению, позже сокращенному до 20 лет).

Ракета К-13 представляла собой почти полную копию американской ракеты. Исключения составили ТПГСН и ракетное топливо, которые были разработаны советскими учёными[2]. Серийное производство ракеты началось в 1960 году.

Последующая проверка этой серии ракет, захваченных НАТО, показала, что детали от AIM-9 могут быть совместимы с деталями от К-13 и такая комбинация будет работать[4].

Модификации

  • Р-3С (AA-2 Atoll B) -
  • Р-3Р (AA-2 Atoll C) — модификация с полуактивной радиолокационной ГСН
  • Р-13М (К-13М, «изделие 380», AA-2 Atoll D) — модернизированная. Отличается формой оперения и рулей, более чувствительной охлаждаемой фреоном ГСН «Иней-70», новым радиовзрывателем. Разработана в 1969 году. Принята на вооружение 3 января 1974 года.
  • Р-13М1 («изделие 380М», AA-2 Atoll D) — модернизированная. Отличается увеличенным крылом двойной стреловидности, ГСН «Иней-М».
  • К-13ВВ — упрощённый вариант по технологии «военного времени»
  • PL-2 — китайский вариант Р-3С созданный на базе документации по К-13 и натурных образцов переданных КНР в соответствии с советско-китайским соглашением от 30 марта 1961 года, по Постановлению Правительства № 513—214 от 30 мая 1961 года.
  • A-91 — румынский вариант Р-3С, производившийся по лицензии

Тактико-технические характеристики[5]

Модификация Р-3С Р-3Р Р-13М Р-13М1 изделие 310 изделие 320 изделие 380 изделие 380М Принятие на вооружение Самолёты-носители/боекомплект Максимальная дальность, км Минимальная дальность, км Длина ракеты, мм Диаметр корпуса, мм Размах крыла, мм Размах рулей, мм Стартовая масса, кг Время управляемого полёта, сек. Максимальная скорость, м/с Допустимая перегрузка при пуске, g Перегрузка перехватываемой цели, g Боевая часть Система наведения Взрыватель Двигательная установка
1962 1967 1974 1976
МиГ-19/2, МиГ-21/2, МиГ-23/4, Як-25/4 МиГ-21С/2, МиГ-21СМ/4, МиГ-23/4 МиГ-21бис/4, МиГ-23М/4, МиГ-23МЛ/4,МиГ-23МЛА/4, МиГ-23П/4 МиГ-21бис/4, МиГ-23М/4, МиГ-23МЛ/4,МиГ-23МЛА/4, МиГ-23П/4
7,6 8 15 15
0,9 1,5 0,9 0,3
2838 3417 (3120) 2875 2876
127
528 632 651
127 420 453
75,3 83,5 87,7 90,6
21 21 54 52
550
- - 3,7 5-6
3 2 7 8
ОФ 11,3 кг Стержневая 11,3 кг
ИК ГСНТГС-13К ПАРЛ ГСНПАРГ-13 (10-20 ГГц) ИК ГСН «Иней 70»с охлаждением фреоном ИК ГСН «Иней-М»с охлаждением фреоном
неконтактныйоптический 454-К неконтактныйрадиовзрыватель «Ястреб» неконтактныйрадиолокационный «Синица»
ПРД-80А ПРД-80А ПРД-240 ПРД-240

Эксплуатанты

В этом разделе не хватает ссылок на источники информации. Информация должна быть проверяема, иначе она может быть поставлена под сомнение и удалена. Вы можете отредактировать эту статью, добавив ссылки на авторитетные источники. Эта отметка установлена 12 мая 2011.
 Афганистан  Алжир  Ангола  Болгария  КНР  Куба  Чехословакия  ГДР  Египет  Финляндия  Индонезия Индия  Ирак  Ливия  КНДР  Польша  Румыния  СССР  Сирия  Вьетнам  Йемен

Примечания

  1. ↑ История предприятия Оф.сайт ОАО ГосМКБ «Вымпел» им. И.И.Торопова
  2. ↑ 1 2 Р-13
  3. ↑ Р-3С
  4. ↑ "Sidewinder Room, " U.S. Naval Museum of Armament and Technology, Naval Air Weapons Station China Lake
  5. ↑ Авиация ПВО России и научно–технический прогресс. — Дрофа, 2004. — С. 196. — 816 с. — ISBN 5-7107-8418-4

Литература

  • Широкорад, А. Б. История авиационного вооружения. Краткий очерк / Под общей ред. А. Е. Тараса. — Минск: Харвест, 1999. — 560 с. — (Библиотека военной истории). — 11 000 экз. — ISBN 985-433-695-6
  • Марковский В., Перов К. Ракета находит цель. Советские авиационные ракеты «воздух-воздух» (рус.) // Крылья Родины. — М., 1995. — № 8. — С. 16-18. — ISSN 0130-2701.
  • Марковский В., Перов К. Ракета находит цель. Советские авиационные ракеты «воздух-воздух» (рус.) // Крылья Родины. — М., 1995. — № 9. — С. 23-25. — ISSN 0130-2701.

Ссылки

dic.academic.ru

Тактическая авиационная ракета Х-29. - Российская авиация

Тактическая авиационная ракета Х-29. (индекс УВ ВВС — 9-А-721).

Разработчик: МКБ «Вымпел» Страна: СССР Начало разработки: 1976 г. Принятие на вооружение: 1980 г.

Высокоточная ракета Х-23, принятая на вооружение в 1970 году, имела недостаточную по мощности боевую часть и была неэффективна против высокозащищённых объектов противника, таких как ДОТы, бункеры, склады и т.д., которыми были насыщены прифронтовые полосы обороны противника. По этой причине для увеличения боевых возможностей нового поколения штурмовой авиации в части разрушения высокозащищённых точечных объектов вероятного противника вблизи линии фронта, в 1970 году в СССР началась разработка новых высокоточных ракет.

Использовавшаяся в этих ракетах радиокомандная система наведения существенно ограничивала манёвр самолёта-носителя,что в совокупности с появлением у вероятного противника новых ЗРК это обстоятельство определяло высокую опасность для самолёта при применении данного оружия. Ракеты, реализующие принцип «выстрелил-забыл» в полной мере, освобождали пилотов от ограничений после пуска ракеты, но для них требовалось создание специальных головок самонаведения. Так как ракеты проектировались под малую дальность, где цель наблюдается визуально, наиболее перспективными представлялись оптические головки самонаведения — лазерная и телевизионная. Также в пользу такого выбора говорили данные разведки об успешных результатах экспериментов в этом направлении у вероятного противника.

Большие габариты телевизионной головки самонаведения не позволяли разместить её на основе существовавшей ракеты Х-23, и требовалось создание полностью нового семейства ракетного оружия. Лазерная головка самонаведения получилась более компактной, и её было решено унифицировать с более лёгким семейством ракет Х-25. Большой диаметр ракеты позволил разместить в ракете проникающую боевую часть втрое большей массы, а также мощный ракетный двигатель, обеспечивавший высокую скорость встречи ракеты с целью.

Разработку начало КБ «Молния» под руководством главного конструктора Матуса Рувимовича Бисноват, однако из-за загруженности конструкторского бюро космической программой «Буран», в 1976 году тему передали в МКБ «Вымпел» под руководством Андрея Ляпина. В 1981 году генеральным конструктором был назначен Геннадий Александрович Соколовский, а на завод прибыла группа специалистов КБ «Молния», ранее работавших над ракетами Х-29. После распада Советского Союза дальнейшая модернизация ракеты проводится российской корпорацией «Тактическое ракетное вооружение».

В конце 1970-х ракета успешно прошла испытания и в 1980 году была принята на вооружение ВВС Советской армии.

В Советском Союзе серийное производство этих ракет было организовано на Ленинградском Северном заводе и БАПО «Иглим». После распада СССР производители компонентов ракеты остались в разных странах и дальнейшее производство ракет было развёрнуто в России на «Северном заводе» в г. Санкт-Петербург.

Х-29 представляет собой модульную одноступенчатую твёрдотопливную ракету, выполненную по аэродинамической схеме «утка» (рули впереди стабилизаторов). Модификации различаются только системами самонаведения. Корпус ракеты состоит из пяти отсеков: головки самонаведения, отсека управления, боевой части, двигателя и хвостового оперения, которые могут храниться в укупорке отдельно и собираются при подготовке с помощью фланцевых стыков.

Двигатель ракеты — ПРД-280 — твёрдотопливный однорежимный ракетный двигатель. Запускается с некоторой задержкой после отделения ракеты во избежание повреждения самолёта-носителя реактивной струей. Двигатель развивает тягу порядка 228 кН и работает 3,2-6,2 секунд, обеспечивая разгон ракеты с перегрузками 3,5 g и дополнительную скорость порядка 220 м/с (800 км/ч).

Управление рысканьем и тангажом осуществляется носовыми рулями. Высокие скорости и необходимость высокой точности попадания потребовали дополнительной установки дестабилизаторов перед рулями. Управление по крену осуществляется стабилизаторами в задней части крыльев ракеты.

Электропитание осуществляется ампульной электрической батареей с электромеханическим преобразователем переменного тока; ресурс батареи — 40 секунд, что превышает время полёта ракеты на максимальную дальность. В задней части ракеты размещён трассер.

Ракета оснащена противорикошетным устройством, что улучшает её характеристики при атаке целей под тупым углом (что характерно для пуска на большую дальность с малых высот). Настройка взрывателя на контактное или замедленное действие производится пилотом непосредственно перед пуском ракеты. Контактное действие взрывателя предназначено для уничтожения объёмных конструкций, таких как мосты или дороги, а замедленное — для уничтожения сильно защищённых объектов. Контактные датчики взрывателя размещены на корпусе и на передней кромке крыла, размах которого более метра, что гарантирует корректный подрыв даже при незначительном промахе.

Боевая часть ракеты — бронебойно-фугасная, массой 317 кг, что составляет половину от стартовой массы ракеты. Она представляет собой массивный стакан из твёрдых сортов стали, заполненный высокобризантным взрывчатым веществом. Масса ВВ при этом составляет 116 кг. Сочетание скорости, более чем вдвое превышающей скорость звука, и очень тяжёлой и прочной боевой части обеспечивает боеголовке высокую проникающую способность. Это позволяет эффективно разрушать высокозащищённые объекты, такие как бетонные сооружения или надводные корабли. Перед детонацией боевой нагрузки ракета способна пробить порядка 1 м бетона, укрытого 3 метрами грунта. При атаке железобетонных взлётно-посадочных полос ракета оставляет воронку диаметром 12-15 и глубиной около 6 метров, что надолго выводит их из строя.

Тактика применения ракет Х-29.

Алгоритм применения всех модификаций ракеты схож: пилот самолёта-носителя определяет положение цели, наводит на него пилотажный индикатор и удерживает его до того момента, пока головка самонаведения ракеты не осуществит устойчивый захват цели. Далее производится пуск ракеты, сразу после которого самолёт-носитель может покинуть зону стрельбы. В случае применения ракет с лазерной системой самонаведения наводчик (самолёт-носитель, другой самолёт или наземный наводчик) должен осуществлять подсветку цели лазером до момента попадания ракеты. В случае применения ракет с телевизионной или радиолокационной головкой самонаведения, этого не требуется.

В зависимости от применяемых противникм средств ПВО тактика применения ракет различается. Если у противника имеются ЗРК большой и средней дальности, то самолёт-носитель приближается к цели на малых высотах с огибанием рельефа местности, где он является сложной целью для зенитных ракет. В этом случае ракета, ведомая автопилотом, делает «горку» — то есть, используя скорость, приданную носителем и собственным ракетным двигателем, набирает высоту и занимает позицию над целью. Если у противника имеется лишь зенитная артиллерия, ЗРК малой дальности и ПЗРК то применяется пуск ракеты с пикирования. При этом самолёт подходит к цели на большой высоте, где он неуязвим для огня с земли, и пикирует в направлении цели. Для снижения скорости пикирования выпускаются тормозные щитки самолёта. Как только пилот подтвердит устойчивый захват цели головкой самонаведения, он моментально производит пуск и выходит из пикирования, снова поднимаясь на высоту. Пуск ракеты из высотного горизонтального полёта возможен, но на практике применяется редко.

Ракета, оказавшись над целью, переходит в режим самонаведения и начинает крутое пикирование. Следящий координатор ГСН удерживает цель, а автопилот ракеты на основании угловой скорости движения координатора выдаёт корректирующие сигналы воздушным рулям.

Схема применения ракет Х-29.

Модификации ракеты Х-29.

Ракета Х-29Л («изделие 63»). Модификация ракеты, оснащённая лазерной системой самонаведения 24Н1 — той же, что и на ракетах меньшего калибра Х-25, это обусловило характерную «бутылкообразную» форму ракеты — головка самонаведения имеет в полтора раза меньший диаметр, чем сама ракета. В совокупности с модульностью конструкции ракеты это позволило унифицировать боезапас фронтовой авиации. Предназначена для поражения в простых метеоусловиях наземных целей типа: прочные укрытия самолетов, стационарные железнодорожные и шоссейные мосты, промышленные сооружения, склады, бетонированные ВПП.

Проекции Х-29Л. Схема.

Цель подсвечивается лазером, и образовавшееся яркое пятно рассеяния лазерного излучения воспринимается головкой самонаведения как источник света, по которому производится наведение. Оптический фильтр пропускает лишь длины волн, соответствующие длине волны лазера подсветки, что обеспечивает высокую устойчивость захвата цели. Изображение, пойманное головкой самонаведения ракеты, транслируется на телевизионный экран в кабине пилота. При этом удержание луча подсветки обеспечивается автоматической следящей системой.

Головка самонаведения 24Н1 ракеты Х-29Л.

Подсветка цели может производиться как специально разработанными лазерными станциями подсвета типа «Клён», «Кайра», «Прожектор», так и различными лазерными дальномерами или станциями подсвета как российского, так и зарубежного производства. В конструкции ГСН были применены технические решения, исключающие влияние лазерных станций других самолётов группы.

В зависимости от типа прибора лазерной подсветки цели автопилот ракеты выбирает режим атаки цели для обеспечения наилучших характеристик поражения. Предпочтение отдаётся траекториям, при которых ракета падает на цель почти вертикально, пробивая толстые перекрытия.

Самонаведение Х-29Л осуществляется по пропорциональному методу — то есть в наведении на цель с таким упреждением, чтобы скорость манёвра ракеты (поперечная перегрузка ракеты) была пропорциональна угловой скорости вращения линии визирования, которую измеряет следящий координатор ГСН.

Дальность пуска ракет определяется возможностью захвата цели головкой самонаведения. При этом важную роль играет как погодные условия и прозрачность воздуха, так и характеристики лазерной станции подсвета цели. Максимальная дальность применения Х-29Л указывается на уровне 8-10 км, однако описаны случаи успешного применения этих ракет и с большей дальности. Промах при стрельбе на максимальную дальность не превышает 5-7 метров.

Ракета Х-29Л.

Макет ракеты Х-29Л.

ТТХ ракеты Х-29Л:

Дальность стрельбы, км :— максимальная: 8-10— минимальная: 2-3Боевая часть:— тип: фугасно-проникающая— вес, кг: 317-320— вес взрывчатого вещества, кг: 116Скорость полета носителя, км/ч: 600-1250Высота пуска, км: 0,2-10Габариты,мм:— длина: 3875-3900— макс. диаметр корпуса: 380-400— размах крыла: 1100— размах рулей: 750Головка самонаведения: полуактивная лазерная 24Н1Макс. скорость полета, м/с: 600Средняя скорость полета, м/с: 250-350Стартовый вес, кг: 650-660Габариты транспортного контейнера,мм:— длина: 4500— ширина: 900— высота: 860Вес ракеты в транспортном контейнере, кг: 1000Самолет-носитель: Су-17М2, Су-17М3, Су-17М4, Су-24М, Су-25, Су-25Т, Су-25СМ, Су-34, Су-35, МиГ-29СМ, Су-27М, МиГ-27К (М,Д), МиГ-29М.

.Ракета Х-29Т («изделие 64»). Модификация ракеты, оснащённая телевизионной головкой самонаведения «Тубус-2». Подобная система самонаведения пассивна и полностью автономна и реализует принцип «выстрелил-забыл» — сразу после пуска ракеты самолёт может покинуть зону стрельбы. Головка самонаведения состоит из видеокамеры с системой слежения за целью, закреплённой на карданном подвесе, и вычислительного блока, обеспечивающего выделение и запоминание цели и выдающее управляющие сигналы системе слежения и рулям ракеты.

Проекции Х-29Т. Схема.

Предназначена для поражения визуально видимых наземных и надводных целей типа: железобетонные укрытия, стационарные железнлдорожные и шоссейные мосты, промышленные сооружения, склады, бетонированные ВПП, корабли и десантно-высадочные средства.

Наведение производится по контрастному изображению, получаемому телевизионной камерой. При этом может использоваться как изображение самого объекта, так и контраста свет-тень, что в солнечную погоду позволяет эффективно атаковать и замаскированные цели.

Х-29Т. Компоновочная схема.

Разрешение изображения, получаемого ТГСН «Тубус-2», составляет 625 строк на 550 телевизионных линий. Угол зрения в режиме поиска цели: 12 х 16°. В этом режиме пилот должен указать примерное расположение цели, после чего производится переход с широкого поля зрения на узкое, составляющее 2,1 х 2,8° и окончательное целеуказание. При этом на дальности около 5 км разрешение составляет 0,39 х 0,3 м, что позволяет вести прицельный огонь даже по отдельным окнам зданий или амбразурам ДОТов.

Головка самонаведения «Тубус-2» ракеты Х-29Т.

Получаемое головкой самонаведения изображение цели транслируется на экран телевизионного индикатора в кабине пилота. Поиск цели может вестись головкой самонаведения автономно, но лётчик должен подтвердить целеуказание перед пуском.

Дальность применения данной ракеты определяется возможностью захвата цели головкой самонаведения и сильно зависит от атмосферных условий, высоты полёта, контрастности и размеров цели. Максимальная дальность пуска Х-29Т составляет 8-13 км.

Введение телевизионной головки самонаведения позволило несколько улучшить точность попадания. Круговое вероятное отклонение при пуске с дистанции 4-5 км для ракет Х-29Т составляет порядка 2,2 метра (что в полтора раза меньше длины самой ракеты).

В то же время ракеты Х-29Т могут использоваться только днём. Плохая погода также может существенно ограничить применение этого оружия.

Ракета Х-29Т.

Ракета Х-29Т.

ТТХ ракеты Х-29Т:

Дальность стрельбы, км: 3-12Скорость полета носителя, км/ч: 600-1250Высота пуска, км: 0.2-10Максимальная скорость полета, м/с: 450Средняя скорость полета, м/с: 250-350Длина, мм: 3875Макс. диаметр корпуса, мм: 380-400Размах крыла, мм: 1100Размах рулей, мм: 750Cтартовый вес, кг: 680Головка самонаведения:— тип: пассивная телевизионная «Тубус-2»— разработчик: НПО «Импульс» (МНИИТИ)— спектральный диапазон, мкм: 0.4-0.95— освещенность, лк: 50-10000— поле зрения, град: 2-3— ТВ-стандарт: 625 строк, 50 Гц— разрешение, линий: 550Боевая часть:— тип: фугасно-проникающая— вес, кг: 317-320— вес взрывчатого вещества, кг: 116Транспортный контейнер:— длина, мм: 4350— ширина, мм: 900— высота, мм: 860— вес ракеты в контейнере, кг: 1030Самолет-носитель: Су-17М4, Су-24М, Су-25, Су-34, Су-35, МиГ-29СМ, Су-25Т, Су-27М, МиГ-27К (М,Д), МиГ-29М.

Другие модификации:УХ-29 — учебная модификация ракеты. Предназначена для отработки применения авиационного высокоточного оружия. Отличается чрезвычайно яркой красно-оранжевой окраской, облегчающей слежение за ракетой и видеосъёмку, а также оценку результатов стрельбы и сбор осколков корпуса. Для улучшения заметности также иногда используют шахматную окраску красного и оранжевого цвета — в частности, такую окраску использовали при испытаниях ракетного вооружения Су-24М. Нередко именно эти ракеты демонстрируются на авиасалонах.

Учебные модификации ракет Х-29Л и Х-29Т. Рисунок.

Х-29МЛ («изделие 63М») — модификация ракеты с улучшенной лазерной системой самонаведения и несколько увеличенной дальностью пуска.Х-29ТЭ — усовершенствованный экспортный вариант ракеты, благодаря использованию новой головки самонаведения дальность пуска возросла до 30 км, а высота — до 10 км.Х-29ТМ — ракета с ГСН Т-2У (диаметр — 180 мм).Х-29МП — вариант ракеты с пассивной радиолокационной головкой самонаведения.

.

.

Список источников:А.Б.Широкорад. История авиационного вооружения.А.В.Карпенко, С.М.Ганин. Отечественные авиационные тактические ракеты.В.Марковский, К.Перов. Советские авиационные ракеты «воздух-земля».

xn--80aafy5bs.xn--p1ai

Авиационная ракета - это... Что такое Авиационная ракета?

 Авиационная ракета

ракета классов «воздух — земля», «воздух — корабль» и «воздух — воздух», применяемая с ЛА для поражения наземных, морских и воздушных целей. А. р. являются, как правило, одноступенчатыми твердотопливными. Различают неуправляемые и управляемые А. р.

Словарь военных терминов. — М.: Воениздат. Сост. А. М. Плехов, С. Г. Шапкин.. 1988.

  • Авиационная разведка
  • Авиационная система минирования

Смотреть что такое "Авиационная ракета" в других словарях:

  • Авиационная ракета — вид оружия, применяемого с летательных аппаратов для поражения морских (береговых) и воздушных целей. Различают неуправляемые и управляемые авиационные ракеты. Наибольшее распространение получили управляемые авиационные ракеты, оборудованные… …   Морской словарь

  • авиационная ракета — aviacinė raketa statusas T sritis Gynyba apibrėžtis Iš lėktuvo ir sraigtasparnio leidžiama raketa „oras–paviršius“ („oras–žemė“ ir „oras–laivas“) ir „oras–oras“. Ppr. tai vienpakopė kietojo kuro raketa. Skiriamos nevaldomosios (ppr. naudojamos… …   Artilerijos terminų žodynas

  • АВИАЦИОННАЯ РАКЕТА КЛАССА "ВОЗДУХ-ВОЗДУХ" — АВИАЦИОННАЯ РАКЕТА КЛАССА «ВОЗДУХ ВОЗДУХ», боевая ракета, применяемая с летательного аппарата для поражения воздушных целей. Является составной частью авиационного вооружения. Авиационные ракеты класса «воздух воздух»… …   Военная энциклопедия

  • АВИАЦИОННАЯ РАКЕТА КЛАССА "ВОЗДУХ-ПОВЕРХНОСТЬ" — АВИАЦИОННАЯ РАКЕТА КЛАССА «ВОЗДУХ ПОВЕРХНОСТЬ», боевая ракета, применяемая с летательного аппарата для поражения наземных и морских целей. Является составной частью авиационного вооружения. Авиационные ракеты класса «воздух —… …   Военная энциклопедия

  • К-13 (авиационная ракета) — Эта статья или раздел нуждается в переработке. Пожалуйста, улучшите статью в соответствии с правилами написания статей …   Википедия

  • Неуправляемая авиационная ракета R4M — R4M (здесь R нем. Rakete, 4 масса снаряженной ракеты в кг, а М нем. Minenkopf (с фугасной боевой частью)) неуправляемая авиационная ракета класса «воздух воздух». Разработана в Германии в конце Второй мировой войны и …   Википедия

  • Неуправляемая авиационная ракета — См. также: Нар Неуправляемая ракета С 5М …   Википедия

  • Р-27 (авиационная ракета) — У этого термина существуют и другие значения, см. Р 27. Р 27 по кодификации НАТО АА 10 Alamo (рус. Дельтовидный тополь) …   Википедия

  • К-9 (авиационная ракета) — У этого термина существуют и другие значения, см. К 9. K 9/Р 38 Код НАТО: AA 4 Awl …   Википедия

  • Авиационная тактическая ракета Х-25мл — 1981 Авиационная тактическая ракета Х 25мл предназначена для поражения малоразмерных подвижных и неподвижных наземных (надводных) целей: РЛС и пусковых установок комплексов ЗУР, самолетов на открытых стоянках и в легких укрытиях, легких мостов и… …   Военная энциклопедия

Книги

  • Найти "Сатану", Корецкий Д.. Дружба трех курсантов Академии ракетных войск совпала с событиями «холодной войны»: в строй вступает ракетная система «Периметр», обеспечивающая удар возмездия по возможному агрессору,… Подробнее  Купить за 315 руб
  • Найти "Сатану", Корецкий, Данил Аркадьевич. Дружба трех курсантов Академии ракетных войск совпала с событиями «холодной войны»: в строй вступает ракетная система «Периметр», обеспечивающая удар возмездия по возможному агрессору,… Подробнее  Купить за 303 руб
  • Найти "Сатану", Данил Корецкий. Дружба трех курсантов Академии ракетных войск совпала с событиями "холодной войны" : в строй вступает ракетная система "Периметр", обеспечивающая удар возмездия по возможному агрессору,… Подробнее  Купить за 234 руб
Другие книги по запросу «Авиационная ракета» >>

military_terms.academic.ru

Авиационная ракета Р-4 (К-80) | Ракетная техника

]]>]]>

В соответствии с Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР N 608-293 от 4 июня 1958г. была начата  разработка дальнего авиационно-ракетного комплекса перехвата Ту-28-80 как основы первого рубежа эшелонированной системы обороны от летящих по кратчайшему межконтинентальному маршруту через приполярные районы стратегических бомбардировщиков США. Для решения этой задачи, а также для прикрытия периметра северных границ СССР требовалась большая дальность полета и длительность барражирования.

За основу комплекса был принят тяжелый перехватчик Туполева «128» (планировавшееся название в серии — Ту-28), явившийся развитием невостребованного фронтового бомбардировщика «98». К истребителям эту машину можно было отнести только с большой натяжкой. С учетом весьма ограниченных маневренных возможностей нельзя было рассчитывать на гарантированный своевременный разворот с выходом в заднюю полусферу цели. Поэтому с самого начала работ впервые в отечественной практике к ракетному вооружению было предъявлено требование всеракурсности. Правда, с учетом малой чувствительности инфракрасных ГСН конца 1950-х гг. применительно к «тепловому» варианту ракеты это требование заменили менее жестким: необходимо было обеспечить атаку в заднюю полусферу с ракурсом до 3/4 в горизонтальной плоскости. Скромное значение потолка тяжелого перехватчика определило требование поражения целей, летящих со значительным превышением относительно самолета «128».

Исходя из заданной большой дальности обнаружения создававшейся под руководством Тихомирова РЛС У-5Б-80 до 100 км (с переходом на автосопровождение на 70 км) и значительной грузоподъемности носителя предусматривалась разработка оснащенной мощной БЧ тяжелой ракеты с дальностью пуска, примерно вдвое превышающей уже отрабатывавшиеся образцы (К-7, К-8М, К-9).

Ракета должна была обеспечить поражение целей, летящих на высотах от 5 до 23 км (в том числе и с превышением до 5—6 км относительно перехватчика) со скоростью от 800 до 1600 км/ч (в передней полусфере до 2000 км/ч), на дальностях до 13 км с задней полусферы и от 4 до 20 км с передней полусферы залпом из двух ракет с вероятностью 0,8—0,9.

Разработку полуактивной радиолокационной ГСН поручили коллективу Тихомирова в ОКБ-339, тепловой ГСН — Николаеву в ЦКБ-589. Представление комплекса на заводские испытания определялось в I кв. 1961 г., на государственные — в конце того же года. Спустя год постановлением от 4 июля 1959 г. требования к комплексу ужесточили в части поражения целей со скоростями до 1800—2200 км/ч на высотах до 25—26 км. Было также предложено довести максимальную дальность пуска ракет до 60 км.

В дальнейшем сменились руководители создания самолетной и ракетной аппаратуры. Работы по РЛС, получившей название «Смерч», возглавил Ф.Ф. Волков, по радиолокационной ГСН — Н.А. Викторов в НИИ-648, по тепловой ГСН — Д.М.Хорол.

Первый вылет самолета «128» состоялся в апреле 1961 г. Спустя всего 3 месяца, 9 июля 1961 г., он в ходе воздушного парада пролетел над полем аэродрома Тушино, неся под крылом два макета ракет. В том же году были проведены первые автономные пуски ракет К-80 — по четыре с земли и с летающей лаборатории.

В 1962 г. пуски проводились как со специально оборудованной летающей лаборатории Ту-104ЛК, так и с трех Ту-128. Наряду с четырьмя автономными пусками, девятью пусками телеметрических ракет с тепловыми и «радийными» ГСН по парашютным мишеням ПМ-2, ПМ-4109 и ВУМ начались стрельбы тепловыми ракетами по мишеням на базе Ил-28. Вначале несколько пусков прошло неудачно по вине самолетной РСЛ. Первый беспилотный бомбардировщик был сбит 27 сентября, а до конца года удалось поразить еще две такие цели. Хуже прошли стрельбы по Ил-28 с передней полусферы: из восьми мишеней пусками 15 ракет была поражена всего одна. Только после доработки основного «виновника» неудач — радиовзрывателя — удалось сбить еще один Ил-28 с передней полусферы. Результаты облетов высотных вариантов Як-25 подтвердили возможность обстрела целей, летящих со значительным превышением. Для облегчения эксплуатации ракет в войсках доработали конструкцию крепления крыльев.

Начиная с апреля 1963 г. начались испытания третьего прототипа самолета «128», впервые оснащенного полным комплектом БРЭО, включая РЛС «Смерч», что позволило приступить к полномасштабной отработке «радийных» ракет. В период с августа 1963 г. по май 1965 г. ракетное вооружение самолета испытывалось совместно с другими элементами комплекса в ходе проведения второго этапа государственных испытаний. Основными целями в десятках пусков были все те же мишени на базе Ил-28, обстреливаемые с передней и задней полусфер ракетами как с тепловой, так и с радиолокационной ГСН, оснащенными сначала радиовзрывателями, а затем и оптическими неконтактными взрывателями.  Провели также две стрельбы по мишеням на Як-25РВ, летящим на высоте 17500 м с превышением 4500 м над носителем. Для изучения процессов наведения перехватчика со взятием цели на автосопровождение ГСН ракеты продолжались облеты с различных ракурсов самолетов Ту-16, Су-9, МиГ-19 и Як-25РВ. С учетом полученной информации по новому американскому разведчику А-11 провели моделирование процесса наведения на сверхскоростные высотные цели.

В 1965 г. в ходе пусков четырех телеметрических и трех боевых ракет сбили три беспилотных Ил-28. Кроме того, выполнили пару автономных пусков, 23 полета летающей лаборатории  Ту-104ЛК. Исходя из положительных результатов государственных испытаний комплекс был рекомендован к принятию на вооружение и официальную постановку в серийное производство. Первый самолет «128», собранный на серийном заводе №64 в Воронеже, поднялся в воздух еще 13 мая 1961 г. С 1965 по 1966 г. серийное производство ракет Р-4 («изделие 36») велось на калининградском заводе №455 (Калининградском механическом заводе), а в дальнейшем на киевском Заводе им. Артема.

Всего в ходе испытаний сбили 23 цели, в том числе пять Як-25РВ, девять Ил-28 и три Ту-16. 13 сентября 1964 г. главком ВВС Вершинин утвердил акт государственной комиссии.

]]>]]>Принятие на вооружение было утверждено постановлением от 30 апреля 1965 г. с приданием наименования комплексу Ту-128-80, самолету — Ту-128, РЛС — РП-28, а ракете — Р-4. При этом для ракеты была определена максимальная дальность 20—25 км при стрельбе по целям, летящим со скоростью до 2000 км/ч в передней полусфере, и 10—12 км при скорости цели до 1250 км/ч — в задней полусфере. Цели поражались на высотах от 8 до 21 км (в том числе летящие с превышением 7—8 км). Подвеска ракет снижала максимальную скорость перехватчика с 1910 до 1665 км/ч, эта величина и определяла процесс выведения на цель.

После принятия на вооружение продолжалось проведение пусков в интересах устранения выявленных недостатков и расширения боевых возможностей ракет. В 1966 г. осуществлялись экспериментальные пуски по целям на малой высоте (500 м), но они прошли неудачно из-за сбоев и отказов бортовой аппаратуры. В 1967 г. проводились работы по снижению нижней границы зоны поражения до 5 км, по устранению помех от работы двигателя ракеты от «радийной» ГСН. В 1969 г. провели 12 пусков по МиГ-17, Ил-28 и М-6 для отработки модифицированного взрывателя НОВ-80М, в следующем году — по определению причин несхода ракет с направляющих. Тогда же выполнили пару пусков Р-4 по автоматическим дрейфующим аэростатам. В отдельные годы проводилось до полусотни пусков ракет.

За время разработки К-80 изменилась тактика действий авиации вероятного противника, которая перешла к прорыву к цели на малых высотах. Исходя из этого Постановлением от 26 декабря 1968 г № 1044-381 была задана разработка модернизированного варианта комплекса, которая и была осуществлена к началу семидесятых годов. Испытания во Владимировке проходили с 10 марта 1973 г. по 24 июля 1974 г.

Приказом Министра обороны № 00104 от 10 июня 1979 г модернизированный комплекс Ту- 128-80М с ракетой К-80М был принят на вооружение.

В зарубежной прессе приводится также информация о разработке варианта ракеты с пассивной радиолокационной ГСН, предназначенной для поражения самолетов типа АВАКС и постановщиков помех на дальностях до 40 км.

Состав

]]>]]>

Ракета К-80 («изделие 36») была выполнена по нормальной аэродинамической схемe (см. ]]>проекции]]>).

Корпус состоял из пяти отсеков. В переднем отсеке ракеты Р-4Р размещалась полуактивная радиолокационная головка самонаведения ПАРГ-10ВВ (Р-4МР - ПАРГ-15ВВ). Ракета Р-4Т комплектовалась тепловой охлаждаемой азотом ГСН Т-80НМ «Рубеж», допускавшей атаку в заднюю полусферу цели с ракурсом до 3/4 в горизонтальной плоскости. Ракета Р-4МТ комплектовалась усовершенствованной тепловой ГСН Т-80НМД.

ПАРГ-10ВВ  использовала для измерения углового рассогласования метод конического сканирования. Достоинство этого метода - простота построения, однако этот метод не защищен от легко создаваемых совмещенных с целью амплитудных помех. При известной противнику частоте сканирования амплитудная помеха выбивает головку из режима слежения. Отрицательное воздействие на помехозащищенность РГС оказывало связанное с применением конического сканирования использование автоматического регулирования усиления. Случайный разброс частот сканирования требовал использования амплитудной модуляции помехи спектром. При этом, естественно, падало воздействие помехи, срывов слежения не происходило, однако вызванные ею пролеты были недопустимо велики. Для повышения помехозащищенности в РГС вводилась случайная от экземпляра к экземпляру частота сканирования. Это должно было заставить противника расширить спектр модулирующего сигнала и тем самым снизить уровень спектральной плотности воздействия, определяющего дисперсию пролета. В РГС ПАРГ-15ВВ (ракеты Р-4М) коническое сканирование было организовано электронным переключением положения луча относительно оптической оси антенны по случайному закону. В связи с очень широким диапазоном скоростей сближения ракеты с целью (от 200 до 1600 м/с) перед пуском в ГСН вводилась установка, указывающая на атаку цели в переднюю или заднюю полусферу. Захват цели головками самонаведения осуществлялся перед пуском при нахождении ракеты на пусковой установке. Метод наведения - пропорциональное сближение.

Во втором отсеке располагались: радиовзрыватель РВ-80 с предохранительно-исполнительным механизмом И-60-80 (на ракете Р-4Т применялся оптический взрыватель НОВ-80Н), осколочно-фугасная боевая часть массой 53,6 кг, автопилот АПР-80 и ампульная батарея. Боевая часть содержала 29кг взрывчатого вещества и при подрыве обеспечивала образование 2400 осколков массой по 6г.

В третьем отсеке размещался твердотопливный двигатель ПРД-84. Он снаряжался зарядом баллиститного топлива РНДСИ-5К массой 121 кг, выполненным в виде шашки диаметром 0,288 м, длиной 1,269 м с цилиндрическим каналом диаметром 68 мм. Суммарный импульс тяги в наземных условиях составлял 24500 кгс. Ракета Р-4М комплектовалась доработанным двигателем ПРД-84М.

В хвостовой части ракеты, вокруг удлиненного газохода сопла двигателя вдоль продольной оси ракеты располагались многочисленные баллоны пневмосистемы, а за ними — рулевые машины привода аэродинамических рулей.

Треугольное крыло имело значительную площадь и большой угол стреловидности по передней кромке (75°) при нулевом угле по задней. Малая нагрузка на крыло в сочетании с высокой энерговооруженностью обеспечивали реализацию поперечной перегрузки ракеты до 21 единицы. Управление по всем каналам осуществлялось дифференцированным отклонением цельноповоротных рулей.

Ракеты подвешивались на бугелях на пусковые установки АПУ-128, которая имела специальные штанги-ограничители крена ракет, препятствующие из "завалу" при старте и удару о пилон.

Тактико-технические характеристики

  Р-4 Р-4М
Максимальная скорость цели, км/ч 2000 2500
Диапазон высот поражения цели, км  8...21,5 0,5...21
Максимальная дальность пуска,км ППС/ЗПС  20/13 25/13
Минимальная дальность пуска,км ЗПС 3,0 2,2
Перегрузка перехватываемой цели, ед 2,0 2,5
Предельное превышение цели, км 5-6 7-8
Масса, кг 492 500
Масса БЧ, кг 53
Диаметр корпуса, м 0,315
Длина, м  5,36
Размах оперения, м 1,5
Энерговооруженность, кгс/кг 50 
Целеуказание головке:                         РГС -                         ТГС - φ цу = ± 60°φ цу = ± 53°

rbase.new-factoria.ru

Авиационная ракета Р-23 | Военное оружие и армии Мира

Правительственным Постановлением, принятым в декабре 1963 года, была задана разработка нового фронтового истребителя-перехватчика (будущего МиГ-23) и ракеты воздушного боя средней дальности К-23 для его вооружения.

СОЗДАНИЕ НОВОГО КОМПЛЕКСА

Разработка ракеты К-23 велась под руководством В. А. Пустовойтова в московском ОКБ-134 (МЗ «Вымпел»). Работы затягивались — вместе с изменениями требований к истребителю и его технического облика менялся и облик ракет. В частности, постановление, принятое в 1965 году и уточнявшее требования к истребителю, предусматривало обнаружение и поражение скоростных воздушных целей на малых высотах, что ужесточало требования к бортовой аппаратуре и самолета, и ракет. Первоначально предполагалось оснастить К-23 полуактивной радиолокационной головкой самонаведения (РЛ ГСН), принимающей отраженное излучение бортовой РЛС самолета, либо более помехозащищенной комбинированной ГСН, реагирующей как на радиоизлучение, так и на инфракрасное излучение самой цели.

Радиолокационная ГСН и радиоканал для комбинированной ГСН разрабатывались в НИИ-339 (НИИ радиостроения, г. Москва) отделом во главе с Е. Н. Геништой. Сама комбинированная ГСН — в ЦКБ-589 (ЦКБ «Геофизика», г. Москва). Заново создавалась элементная база для аппаратуры ракеты в виде плоских микромодулей. Для обнаружения пилотом истребителя низколетящих целей на фоне земли и наведения на них «радийных» ракет в том же НИИ-339 Г. М. Кунявский (позднее его сменил В. К. Гришин) и Ю. Г. Винник разрабатывали бортовую РЛС «Сапфир-23».

Разработка комбинированной ГСН-23 «Топаз» окончилась неудачей, в итоге К-23 разрабатывалась в «радийном» («изделие 340») и «тепловом» («изделие 360») вариантах. Тепловую (инфракрасную) ГСН также разрабатывало ЦКБ-589. Боевую часть ракеты создавало ГСКБ-47 (ГСКБП, г. Москва), маршевый двигатель — КБ-2 московского завода № 81, твердотопливный заряд к нему — НИИ-130 (г. Пермь).

ИСПЫТАНИЯ, ПРИНЯТИЕ, ПРОИЗВОДСТВО

Испытания «тепловых» ракет К-23Т начались в 1967 году, «радийных» К-23Р- в 1969-м. Некоторому ускорению доработок К-23Р способствовало изучение трофейной AIM-7E «Спэрроу» (шла Вьетнамская война), однако и далее испытания «радийного» варианта К-23, тесно связанные с состоянием работ по РЛС «Сапфир-23», шли с отставанием от «теплового». Тем не менее в 1973 году госиспытания обоих вариантов ракет закончились. Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 9 января 1974 года на вооружение принят авиационно-ракетный комплекс в составе фронтового истребителя МиГ-23М, оснащенного РЛС РП-23 (такое обозначение получила «Сапфир-23») и теплопеленгатором ТП-23, и ракет К-23, получивших обозначение Р-23Р («радийная») и Р-23Т («тепловая»). Создание комплекса заняло много времени, но стало важным достижением отечественных конструкторов и промышленности.

Серийное производство ракет организовали на киевском Заводе им. Артема (завод № 485), московском заводе «Коммунар», Ковровском механическом заводе. В США и НАТО для ракет Р-23 приняли обозначение АА-7 Apex, соответственно АА-7а — для РТ-23Р и АА-7b для РТ-23Т.

УСТРОЙСТВО РАКЕТЫ

Ракета построена по нормальной аэродинамической схеме с крестообразными крылом и рулями и с добавлением небольших дестабилизаторов на корпусе первого (головного) отсека. Таким образом улучшили маневренность ракеты. В соответствии с разницей аэродинамики размеры дестабилизаторов различаются у Р-23Р и Р-23Т.

Первый отсек фюзеляжа вмещает аппаратуру ГСН. Доплеровская радиолокационная ГСН РГС-23 «радийной» ракеты Р-23Р с многолучевой диаграммой направленности реализует моноимпульсный метод обработки принимаемого сигнала, что повышает помехозащищенность. Здесь отечественные разработчики явно опередили зарубежных «коллег» — только в 1983 году модификация AIM-7M американской «Спэрроу» достигла уровня, сопоставимого с Р-23Р. Первоначальное целеуказание вводится в ГСН ракеты от самолетной аппаратуры перед пуском, однако захват цели по отраженному сигналу бортовой РЛС самолета-носителя РЛ ГСН производит уже после пуска и отхода ракеты от самолета-носителя, после чего начинается полуактивное самонаведение. Тепловая ГСН ТГС-23 ракеты Р-23Т захватывает цель еще на подвесе под самолетом, причем фотоприемник тепловой ГСН для увеличения чувствительности охлаждается сжатым азотом из баллона, размещенного в пусковой установке самолета. После пуска ТГС-23 обеспечивает пассивное самонаведение ракеты на цель. Обе ракеты — Р-23Т и Р-23Р — допускают обстрел цели из задней и из передней полусферы.

Во втором отсеке размещается радиовзрыватель «Чайка» (его передающая и приемная антенны установлены снаружи фюзеляжа), в третьем — автопилот, в четвертом — боевая часть и предохранительно-исполнительный механизм, в пятом — турбогенератор и газогенератор, предназначенный для питания рулевых машинок. Осколочно-стержневая боевая часть обеспечивает радиус поражения цели около 8 м. Шестой отсек занимает твердотопливный маршевый двигатель ПРД-194. Рулевые машинки размещены в хвостовой части вокруг удлиненного соплового блока двигателя. Ракеты Р-23Р и Р-23Т запускаются с подкрыльевых пусковых установок АПУ-23М. Истребители МиГ-23М, МиГ-23МФ, МиГ-23МЛ, МиГ-23МЛД несли по две ракеты типа Р-23. Развитием Р-23 стали ракеты Р-24Т и Р-24Р.

    1418      

warfor.me

Авиационная ракета Х-66 | Ракетная техника

]]>]]>

Ракета Х-66 выполнена по аэродинамической схеме «утка» с Х-образным расположением консолей крыла и рулей (см. проекции) и включает следующие функциональные системы:

  • планер. Выполнен из алюминиевых (25,5%) и магниевых (24,7%) сплавов, кроме корпусов двигателя и боевой части, выполненных из стали (43%), покрыт антикоррозийным покрытием и технологически разделен на шесть отсеков, четыре консоли крыла, каждая из которых имеет элерон, четыре руля и гаргрот;
  • двигатель ПРД-204 (изделие З96-Пс64) - однокамерный однорежимный твердотопливный ракетный двигатель с вкладным пороховым зарядом.  ПРД-204, был разработан на базе ПРД-25 ракеты К-8М класса "воздух—воздух". Основным отличием двигателя Х-66 от прототипа было применение двухсоплового блока вместо центрального сопла. Применение данной схемы было обусловлено размещением в хвосте ракет блока радиооборудования. Двигатель снаряжался цилиндрическим зарядом нитроглицеринового пороха НМФ-2 весом 62кг. Длина заряда составляла 870мм, внешний диаметр 244мм, диаметр центрального канала 44мм. Заряд не бронировался. Горение проходило по внутренней и наружной цилиндрическим поверхностям и с торцов. Двигатель ПРД-204 имел суммарный импульс 10850кгс, максимальную тягу 3500кг, время работы 4,0...6,7 с, массу снаряженную 118кг.
  • осколочно-фугасно-кумулятивную боевую часть Ф-66, состоящую из стального корпуса, в котором размещено снаряжение (взрывчатое вещество ТГ40) и имеется гнездо для взрывателя. Обеспечивает пробивание гомогенной брони толщиной до 250мм и поражение по типу «С» кабины РЛС в радиусе до 10 м; 
  • взрывательное устройство ЭВУ-Н-29, состоящее из взрывателя ЭВУ-Н-29, в литом корпусе которого размещены узел дальнего взведения и элементы электроцепи, и реакционного контакта. Обеспечивает подрыв боевой части при встрече ракеты с преградой не ранее чем через 4...8 с после пуска; 
  • аппаратуру управления и стабилизации. Она состоит из двух датчиков линейных ускорений ДА-11, двух рулевых блоков для управления по тангажу и курсу ДА-2СА и ДА-ЗСА, каждый из которых включал управляющий магнит, двухстепенной демпфирующий гироскоп, сопло с приемником воздушного давления и рулевую пневмомашинку, и одного блока крена ДА-1, содержащего интегрирующий гироскоп с арретиром, сопло и рулевую пневмомашинку с приемником воздушного давления; 
  • аппаратуру наведения 5И-1-Б, состоящую из штыревой антенны, высокочастотной части приемного устройства, приемника и блока управления и обеспечивающую прием радиосигналов с бортовой РЛС носителя и сигналов датчиков линейных ускорений ДА-11 и преобразование их в управляющие токи распределенные по каналам управления; 
  • воздушную систему, состоящую из пневмоблока, трубопроводов для подвода воздуха к блоку крена для раззаретирования гироскопа и обеспечения работа рулевой машинки, а также раззаретирования датчиков ускорений, коллектора и трубопроводов для подвода воздуха в рабочие цилиндры рулевых блоков раскрутки демпфирующих гироскопов, раззаретирования рулей; 
  • электросистему, состоящую из аккумуляторной батареи 949Ф, электрооборудования и электросети.

Компоновка ракеты предусматривает сборку, стыковку, а также технологическую взамозаменяемость ее агрегатов и отсеков, что достигается размещение аппаратуры в виде отдельных блоков: 

  • 1-й отсек представляет собой реакционный контакт электровзрывательного устройства, выполненный в виде двух изолированных один от другого конусов; 
  • 2-й отсек выполнен из двух частей, в которых установлены рулевые блоки ДА-2С и ДА-ЗС (или ДА-2СА и ДА-ЗСА), предохранительный механизм с чекой, бортовой источник электропитания. На корпусе отсека крепятся рули; 
  • 3-й отсек представляет собой боевую часть, с заднего торца которой установлен взрыватель; 
  • 4-й отсек — пороховой ракетный двигатель. На корпусе отсека размещены контакты запуска двигателя и узлы подвески под носитель; 
  • 5-й отсек — место размещения блока крена ДА-1 А, двух датчиков линейных ускорений, пневмоблока, элементов электрооборудования. На корпусе отсека находятся узлы крепления консолей крыла, а вверху имеются бортовой и контрольный электроразъемы; 
  • 6-й отсек — место размещения аппаратуры наведения.

Основными целями ракеты Х-66 являлись ракетные установки, кабины РЛС, бронемашины, железнодорожные эшелоны и малотоннажные корабли. После обнаружения цели летчик пикировал на нее, прицеливаясь по коллиматорному прицелу ПКИ с неподвижной маркой, при этом луч РЛС РП-21М был «закреплен» и совпадал с прицельной маркой. Пуск ракет возможен с пикирования под углом 10...30° как одиночно, так и залпом.

После нажатия боевой кнопки включается часовой механизм программного регулирования усиления по дальности и мощности поступающего на борт радиосигнала, происходит запуск двигателя, ракета сходит с направляющей и летит автономно, стабилизируясь вокруг продольной оси. Примерно через 1,5 с после схода с пускового устройства Х-66 входит в луч бортовой РЛС носителя и аппаратура наведения начинает вырабатывать сигналы для удержания ее на равносигнальной линии радиолуча. Аппаратура радиоуправления Х-66 представляла собой два независимых идентичных канала, обеспечивавших выработку сигналов управления ее движением в двух перпендикулярных плоскостях. Бортовая аппаратура ракеты осуществляла управление и стабилизацию в плоскостях управления и стабилизацию по крену.В конце активного участка полета происходит полное взведение взрывателя и ракета полностью готова к подрыву, который происходит при ее встрече с преградой. До этого момента летчик должен удерживать марку прицела на цели.

Единственным носителем ракеты Х-66 был самолет МиГ-21ПФМ, который мог брать две ракеты, размещавшиеся на правой и левой подкрыльевых точках подвески на пусковых устройствах АПУ-68У. На точность наведения влияли как сам способ наведения, зависящий от дальности, так и состав оборудования носителя, не имевшего САУ, позволяющей демпфировать собственные колебания самолета и, следовательно, радиолуча. Центральная марка прицела на предельных дальностях закрывала малоразмерную цель, мешая прицеливанию. 

 

Х-66 стала первой серийной отечественной авиационной ракетой, предназначенной для поражения наземных целей. Её отличала невысокая точность попадания и возможность применения лишь при хорошей видимости цели. Пуск и наведение ракеты Х-66 усложняли пилотирование самолёта и сковывали манёвр (маневрирование могло привести к уходу ракеты из узкого радиолуча и потере управления).

Серийное производство ракеты началось на Калининградском машиностроительном заводе в 1968 г., и к 1972 г. было выпущено 1175 ракет данного типа. После 1972 г. в процессе серийного производства на Х-66 стали устанавливать:

  • двигатель ПРД-228 (изделие 393-11) с ракеты Х-23, имевший по сравнению с ПРД-204 более высокие энергетические и эксплуатационные характеристики. Он допускал 50 взлетов-посадок вместо 5, мог использоваться в тропических условиях и при кинетическом нагреве ±150 °С;
  • ампульный пневмоблок (с ракеты Х-23) вместо пневмоблока, что привело к доработкам в воздушной системе ракеты;
  • блок питания МБП-66 (включает две термохимические батареи 9Б16) вместо батареи 949Ф, что вызвало изменения в электрооборудовании и электросхеме ракеты и позволило повысить дальность прицельного пуска до 10 км и время управляемого полета до 19с.

Как отмечалось выше, наведение Х-66 обеспечивалось длительным (до 20 секунд) удержанием прицела а, следовательно, и фюзеляжа самолета в направлении цели. При маловысотном полете необходимом для поражения цели самолет подвергается значительным возмущениям, которые существенно снижали точность Х-66. В связи с этим в 1972— 1976 годах для самолета МиГ-21ПФМ была разработана модификация радиолокатора РП-21МИ с системой демпфирования луча РЛС. По результатам испытаний, которые подтвердили повышение точности ракет в 1,8—2 раза, ее рекомендовали в серию, однако Х-66 в это время снималась с производства, а позднее и с вооружения.

Другая разработка, которая должна была расширить область применения ракет Х-66, также запоздала с реализацией. Данная ракета применялась исключительно с самолетов МиГ-21, однако в качестве основы фронтовой авиации в то время рассматривались самолеты Су-7, а в дальнейшем — МиГ-23 и Су-17. В связи с этим в 1973 году была разработана контейнерная система «Луч», обеспечившая применение ракет Х-66 с любых носителей. В следующем году «Луч» прошел испытания на самолете МиГ-23М №608. Однако к этому моменту была завершена разработка радиокомандной ракеты ]]>Х-23]]>, отрабатывалась ]]>Х-25]]> наводимая по лазерному лучу, а ракета Х-66 рассматривалась как неперспективная.

rbase.new-factoria.ru

К-9 (авиационная ракета) - это... Что такое К-9 (авиационная ракета)?

У этого термина существуют и другие значения, см. К-9. K-9/Р-38
Код НАТО: AA-4 Awl
Иллюстрация К-9.
Тип УРВВ малой дальности
Статус опытные образцы
Разработчик ОКБ-134 (1958)С 1959: ОКБ-155
Главный конструктор И. И. Торопов (1958)С 1959: В. Г. Кореньков
Годы разработки 1958-1961
Начало испытаний 1961
Принятие на вооружение не принималась
Производитель
Годы производства 1961
Единиц произведено 26
Модификации К-9-155
Основные технические характеристики:Дальность пуска: 9 кмСистема наведения: полуактивная радиолокационнаяБоевая часть: 27 кг
↓Все технические характеристики
 Изображения на Викискладе

К-9 (серийный индекс — Р-38, по классификации МО США и НАТО — AA-4 Awl) — советская опытная управляемая ракета класса «воздух-воздух» с полуактивной радиолокационной[en]ГСН для истребителя-перехватчика Е-152, экспериментального высокоскоростного двухдвигательного самолёта ОКБ А. И. Микояна (ОКБ-155) предшественника МиГ-25. Разрабатывалась и испытывалась в конце 1950-х — начале 1960-х годов, на вооружение не принималась, серийно не производилась.

Прототип К-9 демонстрировался на авиавыставке в Тушино в 1961 году одновременно с носителем Е-152. [1]

Тактико-технические характеристики

  • Масса: 245 кг
  • Длина: 4,5 м
  • Диаметр: 250 мм
  • Размах крыла: 1,6 м
  • Скорость полёта: 1400 м/с
  • Дальность полёта: 9 км
  • Двигатель: однокамерный двухрежимный РДТТ ПРД-56
    • Масса РДТТ — 103 кг
    • Тяга:
      • стартовый режим — 5500 кгс
      • крейсерский режим — 2500-3000 кгс
  • Система наведения: всеракурсная ПАРЛ ГСН импульсного действия ЦР-1 + автопилот АПЦ-18
    • Масса ГСН — 15 кг
  • Боевая часть: осколочно-фугасная
    • Масса БЧ — 27 кг
  • Взрыватель: импульсный радиовзрыватель ЦРВ-1
  • Точность: до 55 %
  • Носители: Е-150, Е-152

Примечания

Литература

  • Gordon Yefim Soviet/Russian Aircraft Weapons. Since World War Two. — Hinkley, England: Midland Publishing, 2004. — 207 p. — ISBN 1-85780-188-1

Ссылки

dal.academic.ru