Энциклопедия современной военной авиации 1945-2002: Часть 2. Вертолеты — страница 31 из 54

Аэродинамические схемы, применяемые в авиационных управляемых ракетах: 1 – крыло; 2 – рули; 3-дестабилиза- тор; 4 – подвижные аэродинамические поверхности; 5 – стабилизаторы

Краткие сведения об устройстве управляемых авиационных ракет

Авиационные ракеты оснащаются тремя типами систем управления

–системами самонаведения;

–системами телеуправления;

–автономными системами управления.

Система самонаведения работает на принципе обнаружения какого-либо излучения цели (например, электромагнитного, теплового и т д.) или отраженного от нее излучения. Специальное устройство – ГСН – обнаруживает излучение, создаваемое или отражаемое целью, и по нему наводит ракету на цель. Различают пассивное, активное и полуактивное самонаведение и соответственно пассивные, активные и полуактивные системы самонаведения

При пассивном наведении ракета наводится по излучению самой цели, как, например, по электромагнитному излучению работающих РЛС или ИК-излучению сопла реактивного двигателя

В активной системе ракета облучает цель и наводится по отраженному от цели излучению

В полуактивной системе облучение цели производится с самолета-носителя, корабля или наземного пункта целеуказания.

Системы телеуправления авиационных ракет делятся на две группы:

–системы наведения по лучу радиолокатора

–радиокомандные системы

Управление ракетой осуществляется с помощью находящейся на ее борту аппаратуры по командам, подаваемым с самолета-носителя.

Систему наведения ракеты по лучу радиолокатора иногда считают частным видом командного наведения Различие состоит лишь в том, что с самолета на ракету посылаются не команды, а узкий радиолуч, указывающий ей направление движения.

От самонаведения наведение по лучу радиолокатора отличается тем что сама ракета хотя и управляется, но движется по лучу «слепо», независимо от того, имеется цель в пространстве или нет При самонаведении ракета «видит» цель, следит за ней

Автономные системы наведения предусматривают размещение всех средств управления на самой ракете, т е в процессе наведения ракета не связана ни с самолетом-носителем, ни с целью

Обычно автономная система наведения представляет собой инерциальную систему наведения. Она может оснащаться системами астрокоррекции и коррекции положения ракеты по наземным ориентирам

Для управления полетом УР обычно используются аэродинамические рули; реже – газовые рули; расположенные в сопле двигателя, или интерцепторы. Интерцеп- торы – это плоские пластины, обеспечивающие срыв потока воздуха, которые устанавливаются на крыльях или хвостовом оперении ракеты и приводятся в движение сдвоенными электромагнитами.

В авиационных УР применяется несколько аэродина

мических схем (см рис вверху), которые принято различать по взаимному расположению крыла и рулей на корпусе ракеты.

Нормальная схема – рули (2) расположены позади крыла (1).

Обратная схема, или «утка», – рули (2) расположены впереди крыла 1

Элевонная схема – рули (2), называемье элевонами, установлены на задних кромках консолей крыла (1), а спереди расположен дестабилизатор (3).

Схема с поворотным крылом – подвижные аэродинамические поверхности (4) создают основную часть управляющей силы и называются поворотным крылом, а в хвостовой части ракеты установлены неподвижные аэродинамические поверхности (5), называемые стабилизаторами.

СОВЕТСКИЕ И РОССИЙСКИЕ РАКЕТЫ « ВОЗДУХ-ЗЕМЛЯ »

Ракеты семейства Х-15

Ракета Х-15 считается советским ответом на американскую ракету SRAM, которой вооружены стратегические бомбардировщики В-52.

Противокорабельная ракета Х-15С: 1 – радиолокационная головка самонаведения; 2 – навигационная система; 3 – система электрооборудования; 4 – управляющий привод, 5 – двигатель (РДТТ); 6 – БЧ

Противокорабельная ракета Х-15С

Ракета Х-15 и ее модификации имеют аэробаллистическую траекторию полета, т.е. ракета совершает небольшой прыжок за пределы стратосферы (до 40 км)

Органы управления ракеты – аэродинамические рули. Система управления инерциальная без коррекции.

Ракета разработана в МКБ «Радуга» (бывшее ОКБ-2- 155) под руководством главного конструктора И.С. Селезнева. На вооружение поступила в 1980 г.

Длина ракеты около 4,8 м. Максимальный диаметр фюзеляжа 0,465 м. Размах оперения 0,92 м. Стартовый вес ракеты 1,2 т. Боевая часть специальная. Вес ее по разным источникам от 150 до 250 кг, а мощность заряда до 350 кт.

Твердотопливный двигатель позволяет развивать скорость до 5 М. Максимальная дальность стрельбы по разным источникам от 150 до 300 км.

Самолеты-носители ракеты Х-15: Ту-95МС, Ту-22МЗ и Ту-160. Шесть ракет Х-15 помещаются в роторной установке МКУ-6-1. Пуск ракет может производиться при скорости носителя 300-600 м/с на высоте от 0,3 до 22 км.

На базе ракеты Х-15 в середине 80-х годов МКБ «Радуга» создало противокорабельную ракету Х-15С. В отличие от Х-15, противокорабельная система оснащена радиолокационной ГСН. Стрельба ракетой Х-15С также производится по принципу «выстрелил и забыл», но при этом перед пуском в память системы самонаведения ракеты с носителя должны быть введены относительно точные данные координат цели, ее курса и скорости. На большей части траектории движения Х-15С управление осуществляется инерциальной системой наведения, а на конечном участке включается активная радиолокационная ГСН.

Ракета Х-15С снабжена кумулятивно-фугасной боевой частью весом 150 кг. Дальность пуска ракеты Х-15С до цели типа «крейсер» – 150 км, до цели типа «эсминец» – 100 км, до цели типа «катер» – 60 км.

Основные тактико-технические характеристики ракеты Х-15С совпадают с характеристиками Х-15.

Ракета Х-15С запускается как с роторных установок МКУ-б-1, так и с ординарных балочных установок. Носителями Х-15С могут быть самолеты Ту-95МС, Ту-22МЗ, Ту-160, Су-27К и Су-27ИБ.

Ракета Х-15С прошла испытания, но данных о ее принятии на вооружение нет.

Для обеспечения прорыва системы ПВО противника самолетами дальней авиации в МКБ «Радуга» на базе ракеты Х-15 была создана противорадиолокационная ракета Х-15П.

На начальном этапе траектории ракета управляется инерциальной системой наведения, а на конечном – включается пассивная радиолокационная ГСН.

Дальность стрельбы 150 км. Боевая часть осколочно- фугасная весом 150 кг. Остальные тактико-технические характеристики совпадают с Х-15.

Старт ракеты Х-15П производится с пусковых устройств МКУ-6-1. Носителями Х-15П могут быть бомбардировщики Ту-95МС, Ту-22МЗ и Ту-160.

В 1988 г. ПРЛР Х-15П была принята на вооружение дальней авиации

Ракеты семейства Х-55

К эскизному проектированию малогабаритной низколетящей стратегической крылатой ракеты приступили в МКБ «Радуга» еще в 1971 г. Полномасштабная же разработка Х-55 началась в середине 1976 г.

По назначению ракета Х-55 аналогична американской крылатой ракете AGM-86B, но имеет принципиально иную конструкцию.

Аэродинамическая схема нормальная самолетная со складывающимся прямым крылом. Длина ракеты около 6 м. Максимальный диаметр фюзеляжа 0,51 м Размах крыла 3,1 м. Стартовый вес около 1250 кг. Вес боевой части 410 кг. Мощность спецзаряда 200-250 кт. Турбореактивный двухконтурный двигатель с тягой 500 кг подвешен под фюзеляжем в задней части ракеты.

Маршевая скорость ракеты около 840 км/ч. Маршевая высота полета 40-110 м. Дальность стрельбы до 2500 км.

Система управления инерциальная с коррекцией по рельефу местности.

В середине 70-х годов в ОКБ Туполева был разработан проект переделки противолодочного самолета Ту-142М в стратегический ракетоносец Ту-142МС, который предполагалось оснастить двумя многопозиционными катапультными установками МКУ-6-5 для подвески двенадцати крылатых ракет Х-55. Но сложности с обеспечением приемлемой центровки, а также большой объем необходимых доработок заставили отказаться от этого варианта, было решено разместить на самолете только одну МКУ-6-5 на шесть ракет. Этот проект послужил базой для нового самолета Ту-95МС с одной установкой МКУ-6-5 и дополнительными ракетами Х-55 под крылом.

Крылатая ракета Х-65

Протиеорадиолокационная ракета Х-58Э

Переоборудование первого самолета Ту-142МК в Ту-95МС было закончено в сентябре 1979 г В его грузо- отсеке установили одну роторную МКУ-6-5У (вес пустой установки 1550 кг).

Первый полет опытный самолет Ту-95МС совершил в сентябре 1979 г., а через два года Ту-95МС был запущен в серию. Официально самолет Ту-95МС с ракетой Х-55 принят на вооружение 31 декабря 1983 г.

На вооружение наших ВВС поступили два типа носителей ракет Х-55: Ту-95МС-6 с шестью ракетами на МКУ-6-5У и Ту-95МС-16 с шестью ракетами на МКУ-6- 5У и десятью ракетами на внешней подвеске. Две катапультные установки, несущие по три ракеты, размещались на ближних к фюзеляжу крыльевых пилонах, еще две установки, на две ракеты каждая, крепились к внешним пилонам. Согласно договору ОСВ-2, ограничивающему общее количество ядерных боеголовок на всех видах носителей, все подкрыльевые катапультные установки на Ту-95МС-16 были демонтированы.

На базе ракеты Х-55 в МКБ «Радуга» была создана ее модификация Х-55СМ. Основное отличие Х-55СМ от базовой модели – дополнительные топливные баки, размещенные симметрично по обе стороны фюзеляжа. Стартовый вес ракеты увеличился до 1,5-1,7 т, а максимальный диаметр фюзеляжа – до 0,77 м. Дальность стрельбы возросла с 2500 до 3000 км. Остальные данные близки к базовой модели.

В 1987 г. начали поступать в эксплуатацию бомбардировщики Ту-160 с ракетами Х-55СМ. На каждом Ту-160 размещено по 12 ракет Х-55СМ на двух пусковых устройствах МКУ-6-5У. Кроме того, ракеты Х-55СМ могут нести и бомбардировщики Ту-95МС-16.

В середине 80-х годов в МКБ «Радуга» на базе Х-55 была создана крылатая ракета, оснащенная обычной БЧ (фугасной или кассетной). На выставке «МАКС-93» эта ракета экспонировалась под индексом Х-65.

Ракета Х-65 может применяться как со стратегических бомбардировщиков Ту-95 и Ту-160, так и с истребителей-бомбардировщиков, соответственно с роторных пусковых устройств типа МКУ-6-5 или ординарных балочных пусковых устройств. Пуск Х-65 может производиться с высоты до 12 км при скорости самолета-носителя 540-1050 км/ч.

Система управления Х-65 инерциаяьная с коррекцией по рельефу местности.

Длина ракеты Х-65 – 6,04 м, максимальный диаметр фюзеляжа 0,514 м, размах крыла 3,1 м. Маршевая скорость полета ракеты около 840 км/ч. Высота полета 40- 110 м. Дальность стрельбы 500-600 км.

Ракета Х-65 проходила испытания с конца 80-х годов, но данных о ее принятии на вооружение нет.

Для поражения надводных кораблей с эффективной поверхностью рассеивания 300 м 2на базе Х-55 создана противокорабельная ракета Х-65СЭ По своим характеристикам она отличается от Х-65 лишь дальностью стрельбы (250-280 км) и системой управления. Боевая часть ракеты кумулятивно-фугасная весом 410 кг.

Самолет-носитель (Ту-22МЗ или другой) может осуществить пуск ракеты Х-65СЭ с высоты от 0,1 до 12 км со скоростью 540-1050 км/ч по морской цели, координаты которой известны лишь ориентировочно. Пуск ракеты осуществляется по принципу «выстрелил и забыл». В заданный район ракета летит на малой высоте, управляясь инерциальной системой наведения. В предполагаемом месте нахождения цели ракета увеличивает высоту полета и начинает барражировать, включив бортовую активную радиолокационную ГСН, пока не захватит цель.

Ракета Х-65СЭ экспонировалась на выставке «МАКС-97» Данных о принятии ее на вооружение нет.

Противорадиолокационная ракета Х-58У

Разработка противорадиолокационной ракеты Х-58У была начата в дубненском ОК6-2-155 в середине 60-х годов

Ракета Х-58:1 – пассивная ГСН; 2 – автопилот; 3 – батарея; 4 – фугасная БЧ; 5 – двигатель (РДТТ); 6 – управляющий привод

Ракета Х-59 «Овод»

Первоначально она имела индексы Х-24 и Х-28М но позже была переименована в Х-58 Серийно ракета Х-58 выпускалась в вариантах Х-58Э и Х-58У

Аэродинамическая схема ракеты Х-58 нормальная самолетная с крестообразным расположением треугольных крыльев и цельноповоротным хвостовым оперением. Длина ракеты Х-58У – 4813 мм, максимальный диаметр фюзеляжа 380 мм, размах треугольных крыльев 1170 мм.

Стартовый вес ракеты Х-58У – 640 кг, вес фугасной боевой части 150 кг.

Ракета оснащена пассивной радиолокационной ГСН, способной отслеживать РЛС в широком диапазоне частот, в том числе РЛС, работающие в прерывистом режиме излучения и с перестраиваемыми параметрами.

Пуск ракеты осуществляется с авиационного катапультного устройства

Универсальный аппаратурный контейнер обеспечивает системы ракеты целеуказанием и требуемыми номиналами электропитания, проводит контроль, предстартовую и предпусковую подготовки.

Носителями ракеты Х-58У являются истребители- бомбардировщики Су-17МЗ, Су-17М4, Су-24, Су-24М и МиГ-25БМ. Боевое применение ракет Х-58 на самолетах семейства Су-17 обеспечивается станциями в подвесных контейнерах «Вьюга-17», на Су-17М – «Фантасмагория».

Диапазон применения Х-58У: высота пуска от 0,1 до 10 км при скорости самолета-носителя от 550 до 1800 км/ч. При пуске с высоты около 10 км дальность стрельбы до 120 км, а при высоте 100 м – около 80 км Минимальная дальность пуска – 10 км. Максимальная скорость ракеты – до 3,6 М.

Ракета Х-59 «Овод»

В 1972 г. в МКБ «Радуга» был разработан аванпроект ракеты Х-59 «Овод», предназначенной для точечных наземных целей и малых кораблей. Первоначально работы шли под руководством А.Я Березняка, а после его смерти их возглавил И.С. Селезнев.

Перед пуском в память бортовой системы ракеты «Овод» вносятся координаты цели. После пуска на начальной части траектории управление идет от инерциальной системы управления. При подлете к цели на дистанцию около 10 км включается телевизионная ГСН. Телевизионное изображение местности транслируется с ракеты на борт самолета-носителя, где штурман-оператор визуально производит распознавание цели Затем на телевизионном изображении он накладывает подвижное перекрестье на цель и нажимает кнопку привязки автоматической системы слежения «Тубус». После этого ракета без вмешательства штурмана-оператора наводится на цель По рекламным данным ее круговое вероятное отклонение составляет 2-3 м.

Аэродинамическая схема ракеты элевонная

Длина ракеты 5,69 м, максимальный диаметр фюзеляжа 380 мм, размах крыла 1,3 м

Стартовый вес ракеты 920 кг.

Боевая часть изготавливается в двух вариантах: кумулятивно-осколочная весом 320 кг или кассетного типа весом 280 кг.

Ракета Х-59 имеет маршевый твердотопливный двигатель и стартовый твердотопливный двигатель, помещенный в камере сгорания маршевого двигателя

Маршевая скорость полета 860-1000 км/ч

Дальность стрельбы до 115 км

Маршевая высота полета над морем от 7 м и выше, в зависимости от высоты волн. Над сушей высота полета колеблется от 100 м до 1 км в зависимости от рельефа местности.

Система наведения ракеты на самолете-носителе помещается в специальном контейнере АПК-9, подвешенном над фюзеляжем. [3]

Противокорабельная ракета «Москит»

Противокорабельная ракета «Москит» под фюзеляжем Су-27МК

Длина контейнера 4 м, диаметр 450 мм, вес контейнера 260 кг.

В 1979 г. закончились государственные испытания Х-59, а в следующем году комплекс в составе истребителя-бомбардировщика Су-24М, контейнера управления и двух ракет Х-59 принят на вооружение.

Затем было решено вооружить «Оводом» одноместные истребители-бомбардировщики Су-17М. Комплекс получил название Су-17М4. Он был принят на вооружение в 1982 г.

Х-59 имеет модификацию Х-59М «Овод-М».

Противокорабельная ракета «Москит»

Разработка противокорабельной ракеты «Москит» ЗМ-80 была начата в МКБ «Радуга» в 1973 г. под руководством главного конструктора И С. Селезнева.

Первоначально ракета разрабатывалась в корабельном варианте для вооружения эсминцев, ракетных катеров и экранопланов. В 1984 г. корабельный вариант «Москита» ЗМ-80 был принят на вооружение на эсминцах типа «Современный» (проект 956). Работы же над авиационным вариантом «Москита» затянулись, и он был принят на вооружение между 1992 и 1994 г.

Ракета ЗМ-80 построена по нормальной аэродинамической схеме Двигательная установка комбинированная, состоит из маршевого прямоточного воздушно-реактивного и стартового порохового двигателей. Причем стартовый вставляется в сопло маршевого двигателя. Через 3- 4 с после старта пороховой двигатель сгорает и выталкивается из сопла набегающим потоком воздуха. Прямоточный двигатель был разработан в ОКБ-670 главного конструктора М.М. Бондарюка, а затем дорабатывался в МКБ «Союз» в Тураево.

Комбинированная система управления в составе ИНС и активно-пассивной радиолокационной ГСН обеспечивает высокую вероятность попадания в цель даже в условиях радиопротиводействия противника. Для целей типа группы катеров или корабельной ударной группы эта вероятность равна 0,99; для конвоев и десантных соединений – 0 94.

После старта ракета делает «горку», а затем снижается до маршевой высоты полета около 20 м, при подходе к цели происходит снижение до 7 м (над гребнем волн). Ракета может совершать интенсивные противозенитные маневры с перегрузками, превышающими 10 д.

Длина ракеты 9385 мм, максимальный диаметр фюзеляжа 760 мм, размах сложенных крыльев 1,3 м, раскрытых – 2,1 м. Стартовый вес ракеты 3950 кг. Вес фугасной боевой части 300 кг, из них 150 кг мощного ВВ. Дальность стрельбы от 10 до 120 км. Маршевая скорость 2,4 М.

К настоящему времени «Москит» представляет собой единственную отечественную противокорабельную ракету, способную достичь скорости 2М, и имеющую мощную боевую часть, способную уничтожить даже крейсер противника. По оценкам ряда отечественных и зарубежных специалистов «Москит» является лучшей ПКР в мире.

Ракета Х-23

Тактические модульные ракеты класса «воздух-земля»: Х-25МЛ, Х-25МП, Х-25МР

Ракета Х-23

В 1968 г. на вооружение истребительной авиации была принята тактическая ракета Х-23, разработанная в КБ «Звезда».

Ракета предназначена для поражения наземных целей и небольших кораблей. Система управления радиокомандная. Наведение визуальное по трассеру методом «трех точек». Аппаратура наведения «Дельта» размещается или в подвесном контейнере или может быть встроена в общую систему самолета. Время телеуправления 27 с. Согласно наставлению, круговое вероятное отклонение 6 м. Дальность прицельной стрельбы от 2 до 10 км.

Пуск ракеты производится с истребителя-бомбардировщика, летящего со скоростью от 600 до 1000 км/ч на высоте от 80 до 500 м. Угол пуска по отношению к цели от 2 до 40°.

Ракета Х-23 имеет аэродинамическую схему «утка». Длина ракеты 3591 мм, максимальный диаметр корпуса 275 мм, размах крыла 785 мм, размах рулей 424 мм. Стартовый вес ракеты 289 кг, вес ракеты в конце активного участка 225 кг.

Двигатель твердотопливный с суммарным импульсом тяги 110000 Н/с. Скорость ракеты 600-750 м/с.

Боевая часть ракеты кумулятивно-осколочно-фугасная. Вес боевой части 111 ± 3 кг.

Ракетами Х-23 вооружены истребители типа МиГ-23, МиГ-27, Су-17 и др

Ракеты семейства Х-25

В 1970 г. вышло Постановление Совмина СССР о создании комплекса вооружения в составе лазерной станции подсвета цели «Прожектор-1», размещенной в контейнере самолета-носителя, и ракеты Х-25 с полуактивной лазерной ГСН «24Н1» для одноместного штурмовика.

Комплекс вооружения Су-17КГ с лазерной станцией подсветки цели «Прожек- тор-1» и с ракетой Х-25 был принят на вооружение в 1976 г. Это первый в мире автономный комплекс вооружения: штурмовик с лазерной станцией подсветки целей и ракетой с лазерной полуактивной ГСН.

В 1978 г. вышло Постановление Совмина СССР о создании модульного ряда тактических ракет «воздух- земля» с единым двигателем, боевой частью, системой стабилизации, но с различными системами наведения. Разработку такого комплекса ракет поручили КБ «Звезда», создателю Х-25. В состав модульного ряда вошли ракеты:

Х-25МЛ с лазерной ГСН «24Н1»;

Х-25МР с радиокомандной системой самонаведения;

Х-25МП с радиолокационной пассивной ГСН для поражения работающих РЛС.

Все ракеты типа Х-25 имеют аэродинамическую схему «утка». Максимальный диаметр фюзеляжа 275 мм. Размах крыла 820 мм. Боевая часть фугасная весом 90 кг. Двигатель твердотопливный.

Ракета Х-25МЛ с лазерной системой наведения предназначена для поражения широкого класса малоразмерных целей. Подсветка атакуемой цели может осуществляться бортовой и наземной станциями целеуказания. Ракета Х-25МЛ имеет дальность пуска (в зависимости от высоты полета самолета-носителя) 10-20 км и максимальную скорость 850 м/с.

Разработан вариант управляемой ракеты с тепловизионной ГСН для использования в ночное время. Максимальная дальность пуска 10-20 км.

Длина ракеты 4255 мм, стартовый вес 300 кг. Максимальная скорость ракеты 850 м/с.

Ракета Х-25МР с радиокомандной системой наведения предназначена для поражения малоразмерных наземных и одиночных надводных целей.

Основным достоинством ракеты является высокая помехоустойчивость в условиях интенсивного радиоэлектронного противодействия и относительно низкая стоимость.

Длина ракеты Х-25МР 4353 мм, стартовый вес 300 кг, максимальная скорость 850 м/с. Дальность прицельная максимальная 8 -10 км.

Ракета Х-25МП с пассивной радиолокационной системой наведения предназначена для высокоточного поражения РЛС наиболее распространенного ЗРК типа «Хоук» и «Усовершенствованный Хоук».

Максимальная дальность стрельбы 40-60 км. Максимальная скорость 900 м/с. Длина ракеты 3830 мм. Стартовый вес 320 кг.

Ракета Х-25МП

Авиационная ракета Х-25МР

Для поражения ЗРК типа «Роланд» и «Кроталь» ракета Х-25МП была модернизирована и получила индекс Х-25МПУ. Модернизация заключалась в расширении диапазона частот пассивной радиолокационной ГСН и применения ИНС, обеспечивающей возможность пролонгации наведения и повторного захвата цели при временном выключении излучения РЛС цепи. Резко увеличилась дальность стрельбы (до 340 км). Остальные тактико-технические характеристики близки к Х-25МП: стартовый вес 320 кг, максимальная скорость 850 м/с и т. д

Ракеты семейства Х-25 не уступают по своим характеристикам лучшим зарубежным образцам. Все они с 1992 г. предлагаются на экспорт.

Ракеты типа Х-31

В 1978 г. вышло Постановление Совмина СССР о начале работ над ракетой Х-31 с комбинированным прямоточным двигателем. Первоначально ракета имела индекс «31П». Ее проектированием занималось КБ «Стрела» (главный конструктор Бугайский) еще с 1975 г.

Ракета Х-31 была создана в двух вариантах: Х-31П и Х-31 А. Эти ракеты стали первыми в мире серийными авиационными ракетами с комбинированным прямоточным двигателем

Ракета Х-31 П создавалась специально для поражения американского ЗРК «Пэтриот». От ПРЛР предыдущего поколения она отличается большей дальностью стрельбы, высокой маршевой скоростью, устойчивым наведением на цель в условиях интенсивных помех и временного выключения радиоизлучающих целей.

Пассивная ГСН была изготовлена в НПО «Автоматика». Комбинированная двигательная установка ракеты состоит из маршевого прямоточного воздушно-реактивного двигателя и стартового порохового двигателя, установленного в камере сгорания маршевого двигателя После завершения работы стартовый выталкивается из камеры набегающим потоком воздуха.

Ракета Х-31 П с комбинированным прямоточным двигателем

Ракета Х-35

Камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя имеет воздуш- но-завесную систему охлаждения, что значительно увеличивает допустимое время работы и открывает практически неограниченные возможности по модифицированию ракет с данным типом двигательной установки.

Ракета Х-31 выполнена по нормальной аэродинамической схеме с крылом малого удлинения. По бокам корпуса расположены четыре воздухозаборника круглого сечения, закрываемые сбрасываемыми в полете заглушками коническои формы.

Длина ракеты Х-31 составляет 4,7 м, максимальный диаметр фюзеляжа 360 мм, размах крыла 780 мм Стартовый вес ракеты Х-31 П – 600 кг, а Х-31 А – 610 кг

Ракета Х-31 П оснащена осколочно-фугасной боевой частью весом 87 кг а ракета Х-31 А – кумулятивно-фу- гаснои боевой частью весом 95 кг.

Максимальная скорость ракеты 1000 м/с Дальность стрельбы ракетой Х-31П составляет 15-110 км, а Х-31 А – 10-70 км.

Противокорабельная ракета Х-31 А оснащена активной радиолокационной ГСН Она предназначена для поражения морских целей от катера до эсминца.

Государственные испытания противокорабельной ракеты Х-31 А на самолете-носителе Су-24М завершились в 1989 г.

По их результатам комплекс был рекомендован к при нятию на вооружение, а ракета Х-31 А – к запуску в серийное производство. Приблизительно в это время закончились испытания и про- тиворадиолокационной ракеты Х-31 П.

Для пуска обеих ракет использовалось подкрыльевое пусковое устройство АКУ-58.

На выставке «МАКС-99» научно-производственный центр «Звезда – Стрела» представил модернизированный вариант ракеты типа Х-31 – противорадиолокационную ракету Х-31 ПД и противокорабельную ракету Х-31 АД. Конструктивным отличием модернизированных ракет является более рациональное заполнение внутренних объемов керосином. Габаритные размеры остались без изменений. Стартовый вес обеих модернизированных ракет около 900 кг, вес боевых частей доведен до 110 кг. Дальность стрельбы ракетой Х-31 ПД – до 150 км, а ракетой Х-31 АД – до 100 км.

Ракета Х-35

Противокорабельная ракета Х-35 разработана ОКБ «Звезда». Разработка ее начата в 1983 г. по заказу ВМФ. Ракета предназначается для вооружения легких кораблей, катеров и самолетов.

Ракета Х-35 оснащена ТРДД и имеет околозвуковую скорость (300 м/с).

Х-35 выполнена по нормальной аэродинамической самолетной схеме и имеет складное крыло и оперение. В нижней части корпуса расположен воздухозаборник трапециевидного сечения.

Длина ракеты 4,4 м. Максимальный диаметр фюзеляжа 420 мм. Размах крыла 930 мм. Стартовый вес авиационного варианта 480-500 кг. Вес боевой части 145 кг. Дальность прицельная максимальная 130 км.

Вариант ракет, предназначенных для пуска с кораблей, наземных пусковых установок и вертолетов снабжен стартовым РДТТ, имеющим складное крестообразное оперение большого удлинения. Система наведения на начальном участке траектории инерциальная, а на конечном – активная радиолокационная, способная работать в условиях радиоэлектронного подавления.

Боевая эффективность ракеты Х-35 повышается за счет полета на предельно малых высотах (3-5 м в зависимости от высоты волн), что значительно усложняет ее перехват корабельными средствами ПВО.

Ракета снабжена кумулятивно-фугасно-зажигатель- ной БЧ весом 145 кг, укомплектованной ВВ повышенной мощности.

Ракета Х-29Т

Ракета Х-29Л

Ракета Х-29ТЕ

Носителем самолетного варианта ракеты (без стартового ускорителя) после соответствующего дооборудования могут быть практически все типы тактических самолетов, в том числе и МиГ-21, способный нести одну ракеты Х-35 на подфюзеляжном узле подвески, а также противолодочный самолет Ту-142 (восемь ракет на двух под- крыльевых узлах), вертолеты Ка-27 и Ка-28, Корабельный вариант ракеты Х-35, входящий в состав комплекса «Уран ·, размещается втранс- портно-пусковых контейнерах, сгруппированных в пакеты по четыре, на ракетных катерах и малых ракетных кораблях, а также на сторожевых кораблях в ходе их модернизации.

По конструктивным решениям и тактико-техническим характеристикам ракета Х-35 близка к американской ПКР AGM/RGM «Гарпун», однако по боевой эффективности, согласно утверждению фирмы-разработчика, несколько превосходит последнюю

Семейство ракет Х-29

В 80-х годах в ГосМКБ «Вымпел» было разработано семейство ракет Х-29.

Ракета Х-29 имеет лазерную полуактивную ГСН (подсветка цели с самолетов, оснащенных оптико-электрон- ными системами «Кайра», «Кпен», «Смерч» или наземных лазерных целеуказате- лей). Ракета оснащена фу- гасно-проникающей боевой частью весом 320 кг.

Ракета Х-29 применяется со штурмовиков Су-25ТК, истребителей-бомбардировщиков МиГ-23БН, МиГ-27М, Су-17МЗ, Су-17М4, Су-24М и Су-27ИБ, истребителей Су-27М и МиГ-29М,

Высота боевого применения от 200 (максимальная дальность пуска около 8 км) до 5000 м (максимальная дальность пуска более 10 км). Минимальная дальность 2-3 км. Захват подсвеченной цели ГСН осуществляется до пуска ракеты. Старт ракеты катапультный.

В ходе ирано-иракской войны ракеты Х-29Л поставлялись в Ирак и успешно применялись с самолетов МиГ- 23БН и «Мираж» F.1E с французской системой целеуказания ATLIS, размещенной в подвесном контейнере (в этом случае максимальная дальность пуска возрастала до 15 км).

Ракета Х-29Т разработана в ГосМКБ «Вымпел» Она снабжена телевизионной системой самонаведения и предназначена для поражения надводных кораблей водоизмещением до 5000-10000 т (класса «эскадренный миноносец» или «крейсер»), усиленных железобетонных укрытий, бетонных ВПП, мостов и промышленных объектов.

Захват цели ГСН осуществляется до пуска ракеты. Изображение захваченной цели воспроизводится на телевизионном индикаторе в кабине самолета, после чего ракета отстреливается от пускового устройства и выполняет автономный полет к цели. Максимальная дальность пуска (в зависимости от высоты самолета-носителя) 10- 12 км, минимальная 2-3 км, высота пуска 200-5000 м.

Управляемая ракета Х-29Т оснащена фугасно-про- никающей боевой частью весом 320 кг и применяется с тех же самолетов, что и ракета Х-29Л.

На выставке «МАКС-97» в г. Жуковском в 1997 г. была продемонстрирована новая модель семейства Х-29ТЕ. Эта ракета, подобно Х-29Т, имеет пассивную телевизионную систему наведения, но обладает большей дальностью стрельбы – от 3 до 30 км. Диапазон высот пуска увеличен (от 0,2 до 10 км).

Длина всех ракет типа Х-29 – 3875 мм. Максимальный диаметр корпуса 3800 мм. Размах крыла 1100 мм

Стартовый вес ракет Х-29Л и Х-29Т – 680 кг, а у Х-29ТЕ – около 700 кг. боевая часть у всех одинаковая. Вес ее 320 кг.

РАКЕТЫ «ВОЗДУХ-ЗЕМЛЯ» ИНОСТРАННЫХ ГОСУДАРСТВ

РАКЕТЫ «ВОЗДУХ – ЗЕМЛЯ» ДАЛЬНЕГО ДЕЙСТВИЯ

Американская крылатая ракета AGM-86B

В 1982 г. на вооружение ВВС США поступила КР воздушного базирования AGM-86B. В процессе разработки ракета имела название ALCM.

Ракета AGM-86B оснащена ядерной боевой частью W-80 мод. 1 мощностью 200 кт, весом 123 кг и обычной осколочно-фугасной боееой частью

Система управления и наведения КР представляет собой комбинацию следующих подсистем: инерциальной, корреляционной по контуру рельефа местности (TERCOM), электронно-оптической корреляционной DSMAC (стратегический вариант с боевой частью в обычном снаряжении) или активной радиолокационной (тактический).

Инерциальная подсистема управления работает на начальном и среднем участках полета ракеты.

Корреляционная подсистема TERCOM работает на среднем и конечном участках полета ракеты.

Принцип работы подсистемы TERCOM основан на сопоставлении рельефа местности конкретного района нахождения ракеты с эталонными картами рельефа местности по маршруту ее полета. Определение рельефа местности осуществляется путем сравнения данных радио- и барометрического высотомеров. Первый измеряет высоту до поверхности земли, а второй – относительно уровня моря. Информация об определенном рельефе местности в цифровой форме вводится в бортовой компьютер, где сопоставляется с данными о рельефе фактической местности и эталонных карт районов.

Допустимая погрешность измерения высоты рельефа местности для надежной работы подсистемы TERCOM должна составлять 1 м.

В систему управления и наведения стратегических КР с обычной боевой частью включена также электронно- оптическая корреляционная подсистема DSMAC, которая позволяет существенно повысить точность стрельбы (круговое вероятное отклонение – до 10 м). В ней используются цифровые «картины» предварительно отснятых районов местности по маршруту полета КР. DSMAC начинает работать на конечном участке траектории полета ракеты после последней коррекции по подсистеме TERCOM. С помощью оптических датчиков производится осмотр районов, прилегающих к цели. Полученные изображения в цифровой форме вводятся в компьютер. TERCOM сравнивает их с эталонными цифровыми «картинами» районов, заложенными в ее память, и вырабатывает корректирующие маневры ракеты.

Активная радиолокационная ГСИ работает на конечном участке полета ракеты. В нее входят антенны с устройством сканирования, приемопередатчик и блок обработки сигналов, а также устройство опознавания «свой- чужой». Чтобы обеспечить помехозащищенность, предусматривается работа ГСН на переменной частоте, меняющейся по случайному закону.

Полная длина ракеты AGM-86B-6,31 м. Максимальный диаметр корпуса 630 мм. Размах крыла 3,65 м. Стартовый вес ракеты около 1460 кг.

Ракета AGM-86B оснащена малогабаритным турбореактивным двухвальным двухкаскадным двигателем F107-WR-100 с низкой степенью двухконтурности и смешением потоков обоих контуров в сопле. Тяга двигателя 270 кгс. Вес около 60 кг.

Скорость ракеты 805-885 км/ч. Дальность стрельбы до 2500 км. Круговое вероятное отклонение по американским данным около 30 м.

Носителями ракеты AGM-86B являются стратегические бомбардировщики В-52 (20 ракет) и В-1В (22 ракеты).

Американская крылатая ракета AGM-129A

В конце 80-х – начале 90-х годов фирма «Дженерал Дайнемикс» разработала крылатую ракету AGM-129A, в которой была применена технология «стеле». Такая ракета имеет специальное покрытие и форму, наименее заметные для большинства РЛС.

Ракета AGM- 86В

Ракета AGM-129A

Ракета AGM-12C/D

Крылатая ракета AGM-65

Ракета типа «Мейверик»

Ракета имеет стартовый вес 1250 кг. Оснащена ядерной боевой частью весом 200 кг. Максимальная дальность стрельбы 3000 км. Круговое вероятное отклонение менее 30 м. Система наведения инерциальная, в сочетании с корреляционной по рельефу местности.

В 1993-1994 гг. ракета AGM-129A поступила на вооружение стратегических бомбардировщиков США В-52, В-1 и В-2.

ТАКТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ «ВОЗДУХ-ЗЕМЛЯ»

Семейство ракет «Буллпап»

Первая ракета типа «Буллпап» была принята на вооружение в 1957 г. Первоначально она имела индекс GAM-83A, позже замененный на AGM-12B.

Ракета AGM-12C оснащена более мощным двигателем LR62-RM-2 с тягой 11250 кгс. Максимальная скорость полета осталась без изменений – 780 м/с, а дальность стрельбы составила 3,5-16 км.

На базе ракеты AGM-12C специально для Вьетнама была создана ракета AGM-12E весом 770 кг. Новая модификация имеет те же габариты и двигатель. Основным отличием была кассетная боевая часть с малогабаритными осколочными элементами (бомбами). Вес боевой части составил 420 кг.

Ракеты «Буллпап» получили распространение во многих странах мира, в том числе в Турции, Дании и Норвегии.

Американские ракеты типа «Мейверик»

В 70-80-х годах в США было создано шесть вариантов ракет «Мейверик» с различными ГСН, в том числе AGM-65A, AGM-65B с телевизионными; AGM-65C с лазерной; AGM-65D с тепловизионной; AGM-65E с лазерной; AGM-65F с тепловизионной. Все варианты ракеты «Мейверик» имеют одинаковую нормальную самолетную аэродинамическую схему.

Ракеты AGM-65A и AGM- 65В отличаются друг от друга тем, что на первой установлена телевизионная ГСН с углом зрения 5°, а на второй – 2,5°. Уменьшение угла зрения ГСН дает возможность обнаруживать цель и производить ее захват на большем расстоянии.

Ракета «Мейверик» AGM- 65С оснащена лазерной полуактивной ГСН.

Ракета «Мейверик» AGM- 65D оснащена тепловизионной ГСН. При ее создании преследовалась цель – преодолеть упомянутые выше ограничения. Считается, что эта ракета может применяться как днем так и ночью в простых и сложных метеоусловиях при наличии дымов и пыли над полем боя. Кроме того, при прочих равных условиях ее ГСН может захватить цель на дальности 9-12 км, т.е. почти в два раза большей, чем телевизионные головки УР AGM-65A и AGM-65B, а в зимнее время возможность ее применения снижается лишь на 10-12%, а не на 70%.

Таблица 9 Данные ракет типа «Мейверик»

Ракета типа «Норд» AS-30AL

Ракета «Мейверик» AGM-65E разработана по заказу командования Корпуса морской пехоты США. В ней применена лазерная ГСН, разработанная фирмой «Рокуэлл» для ПТУР «Хеллфайр». Она может работать только при условии подсветки цели с земли или воздуха (кодированным сигналом). При полете самолета в район расположения цели, ГСН осуществляет поиск отраженного от нее лазерного луча. При обнаружении сигнала (на дальности 18 км) головка захватывает цель и отслеживает ее без участия экипажа. Дальность пуска ракеты при этом не зависит от размеров цели и определяется только мощностью отраженного от нее сигнала.

Управляемая ракета AGM-65E может применяться на самолете без какого-либо его переоборудования. Однако по сравнению с ракетами, оснащенными телевизионными и тепловизионными ГСИ, при которых на прицельном индикаторе наблюдается реальное изображение цели, в этом варианте на нем высвечиваются только символы.

Ракета «Меиверик» AGM-65F с тепловизионной ГСН разработана по заказу командования ВМС для применения по морским целям. Она отличается от ракеты AGM-65D тем, что ее ГСН оптимизирована для поражения наиболее уязвимых точек корабля. Большая тепловая контрастность корабля на поверхности воды позволила увеличить дальность захвата цели, благодаря чему можно производить пуск ракеты с дальности свыше 9 км.

Варианты ракеты «Мейверик» были приняты на вооружение с 1970 по 1982 г. Ими оснащены самолеты F-4, F-5, F-16, F-111, А-7, А-10 и др.

К 1993 г. американская фирма «Хьюз» разработала новую модификацию YP «Мейверик» AGM-65 класса «воздух-земля», получившую условное название «Лонг- хорн». Ракета оснащена усовершенствованным двигателем, обеспечивающим максимальную дальность стрельбы до 70 км, приемником спутниковой навигационной системы НАВСТАР, инерциальной системой и радиолокационной головкой миллиметрового диапазона.

Французская ракета типа «Норд» as-20

В 1962 г. на вооружение ВВС и ВМФ Франции поступила ракета «Норд» AS-20.

Ракета имела радиокомандную систему наведения и предназначалась для поражения как наземных, так и морских целей. Цель обнаруживается самолетной РЛС на расстоянии до 45 км. После устойчивого захвата цели радиолокатором летчик производил пуск ракеты и вручную удерживал ее в узком луче РЛС наведения, т.е. реализовывался метод наведения «по трем точкам».

Корпус ракеты цилиндрический с оживальной головной частью. В хвостовой части размещено крестообразное крыло малого удлинения с большой стреловидностью, которое обеспечивает хорошую устойчивость ракеты при разгоне в околозвуковом диапазоне и при изменениях положения центра тяжести по мере выгорания топлива. Поверхности крыла установлены под небольшим углом к продольной оси ракеты, благодаря чему последняя в полете медленно вращается (3 об/с). Сделано это для компенсации неравномерного горения двигателя.

Силовая установка состоит их стартового и маршевого твердотопливных двигателей. Они объединены в одном корпусе, но имеют раздельные сопла.

У ракеты отсутствуют аэродинамические рули, а управление по тангажу и курсу производится с помощью четырех дефлекторов (прерывателей потока), расположенных в струе выходящих газов маршевого твердотопливного двигателя.

Длина ракеты AS-20 – 2,6 м. Диаметр корпуса 250 мм. Размах крыла 0,79 м. Стартовый вес ракеты 140 кг. Вес осколочно-фугасной боевой части 33 кг. Ракета развивает скорость до 2200 км/ч. Дальность стрельбы максимальная, по различным источникам, от 5,6 до 6,9 км.

Параллельно с AS-20 фирма «Норд Авиэйшн» разработала более мощную ракету «Норд» AS-30 (заводской индекс Норд-5401). AS-30 также имеет радиокомандную систему наведения и конструктивно мало отличается от AS-20.

Длина ракеты AS-30 – 3,785 м. Диаметр корпуса 342 мм. Размах крыла 1,0 м. Стартовый вес 520 кг Вес осколочно-фугасной боевой части 230 кг.

В 1983 г. была принята новая модификация ракеты AS-30 – AS-30AL. Она оснащена полуактивной лазерной системой наведения, работающей в инфракрасном спектре (длина волны 1,06 мкм). Стартовый вес ракеты 520 кг Вес осколочно-фугасной боевой части 250 кг. Дальность стрельбы 15 км. Носитель ракеты – штурмовик «Супер Этандар».

Варианты ракеты «Мартель»: AJ.168 (сверху), AS-37 (снизу)

Противорадиолокационная ракета «Шрайк»

Англо-французская ракета «Мартель»

Английская фирма «Хоукер Сиддли Дайнемикс» совместно с французской фирмой «Матра» создали ракету класса «воздух-земля» «Мартель» Ракета производится в двух вариантах – с телевизионной системой наведения (AJ.168) и в противорадиолокационном варианте с пассивной радиолокационной ГСН (AS-37).

Оба варианта имеют нормальную самолетную аэродинамическую схему Корпус ракеты цилиндрический. На нем расположено крестообразное крыло большой стреловидности Крыло треугольной формы в плане со срезанными концами, имеет чечевицеобразный профиль Позади крыла на близком расстоянии от него размещены поверхности управления.

Полная длина ракеты – 3,87/4,12 м (AJ 168/AS-37) Диаметр корпуса 0 4 м Размах крыла 1,2 м. Стартовый вес ракеты AJ.168 составляет 550 кг, а ракеты AS-37 – 520 кг. Вес боевой части 150 кг (по другим сведениям – 60 кг).

Ракета «Мартель» AJ.168 имеет радиокомандную систему наведения Слежение за целью осуществляется с помощью телевизионной аппаратуры. В головной части ракеты установлена высокочувствительная передающая телевизионная камера. На самолете-носителе размещается приемная телевизионная аппаратура с большим экраном. Летчик самолета-носителя запускает ракету в направлении цели и удерживает ее на этом курсе с помощью бортовой системы наведения При этом на самолет- носитель передается изображение местности, находящейся в поле зрения телевизионной камеры ракеты После появления цели на экране самолета-носителя наведение ракеты осуществляется радиокомандами.

Максимальная дальность полета ракеты по различным данным составляет 36-60 км Максимальная скорость 350-500 м/с

Ракета «Мартель» AJ 168 была принята на вооружение в 1968 г.

Пассивная радиолокационная ГСН ракеты «Мартель» AS-37 работает на фиксированных частотах нескольких диапазонов и рассчитана в основном на поражение импульсных РЛС противника Перед боевым применением AS-37 против РЛС известного типа производится настройка гетеродина разведывательного приемника на определенную частоту

Противорадиолокационная ракета «Мартель» AS-37 была принята на вооружение в 1969 г

Ракетами «Мартель» обоих типов оснащены самолеты «Мираж» III, «Ягуар», «Буканир», «Харриер», «Атлан- тик» и «Нимрод».

ПРОТИВОРАДИОЛ0КАЦИОННЫЕ РАКЕТЫ

Американская противорадиолокационная ракета «Шрайк»

Широкое распространение зенитных VP привело к необходимости создания средств борьбы с ними. Одним из таких эффективных средств стали ракеты с пассивной радиолокационной ГСН, наводящиеся на излучения РЛС зенитных комплексов

Первая такая ракета «Шрайк» AGM-45A поступила в 1964 г. на вооружение ВВС и ВМФ США Ракета была выполнена по аэродинамической схеме «поворотное крыло». Полная длина ракеты 3,05 м. Диаметр корпуса 203 мм Размах крыла 914 мм Стартовый вес ракеты 177 кг Максимальная скорость до 1000 м/с. Дальность стрельбы 50 км.

Пассивная радиолокационная ГСН моноимпульсная, В ней не предусмотрена перестройка частоты при нахождении ракеты на самолете-носителе в процессе полета, и поэтому ракета может применяться только против цели работающей в определенном диапазоне частот. Возможность атаки разнообразных целей обеспечивается установкой на ракете «Шрайк» ГСН с различным рабочим диапазоном. Для этой ракеты создано 13 вариантов ГСН, которые в совокупности способны перекрывать рабочие диапазоны частот современных РЛС, используемых в зенитной артиллерии и зенитных ракетных комплексах.

На ракете могут устанавливаться взаимозаменяемые боевые части трех типов (две осколочно-фугасные и одна сигнальная), имеющие одинаковые габариты и вес 66 кг. При подрыве осколочно-фугасных боевых частей образуется около 20 тыс осколков кубической формы» обеспечивающих угол разлета около 40°. Радиус поражения боевой части составляет около 15 м. Сигнальная боевая часть может снаряжаться белым фосфором. В момент ее срабатывания образуется белое облако, являющееся ориентиром для проведения бомбометания другими самолетами. Подрыв боевых частей производится неконтактным взрывателем над целью.

Опыт боевого применения ПРЛР «Шрайк» в локальных войнах показал их относительно низкую эффективность. Наиболее существенным недостатком считается использование предварительно настроенной ГСН, что не дает возможности применять ракету по незапланированной цели. Кроме того, недостатком ракеты «Шрайк» является невозможность ее наведения на РЛС, если она прекратила работу.

Тем не менее ПРЛР «Шрайк» нашла широкое применение в ВВС и ВМФ США, которым было поставлено свыше 24 тыс. ракет. Ракетами «Шрайк» оснащались самолеты почти всех типов.

Противорадиолокационная ракета «Стандарт-ARM» AGM-78

Противорадиолокационная ракета HARM AGM-88

С 1970 г. ракеты «Шрайк» поставлялись в Израиль, который активно их использовал в войне 1973 г. и последующих бомбардировках Ливана.

В настоящее время ракеты «Шрайк» складированы в ВВС США, но находятся на вооружении других стран

Американская противорадиолокационная ракета «Стандарт- ARM» AGM-78

По результатам боевого применения ракет «Шрайк» американское командование разработало новые тактико-технические требования к ПРЛР, согласно которым в 1966 г. началось проектирование ракеты «Стандарт- ARM» AGM-78.

Новая ракета выполнена по нормальной самолетной аэродинамической схеме. Ее полная длина составляет 4,5 м. Диаметр корпуса 0,34 м. Размах крыла 1,08 м. Стартовый вес ракеты 630 кг Вес боевой части 115 кг.

Ракета развивает скорость около 820 м/с. Дальность стрельбы до 80 км.

Для ракеты «Стандарт-ARM» AGM-78 создано несколько вариантов широкополосной ГСН, отличающихся рабочим диапазоном частот. В отсеке ГСН имеется координат цели, что дает возможность продолжать наведение ракеты даже после выключения РЛС.

Ракета оснащена мощной осколочно-фугасной боевой частью. Подрыв боевой части осуществляется неконтактным или контактным взрывателем. По данным иностранной прессы, наибольший эффект получается при срабатывании боевой части на высоте около 20 м.

В промежуточном отсеке, находящемся рядом с боевой частью, устанавливается сигнальный заряд, после подрыва которого образуется дымовое облако, являющееся ориентиром для осуществления бомбометания другими самолетами.

В 1968 г. ракета «Стандарт-ARM» AGM-78 была принята на вооружение ВВС и ВМФ США. Ею оснащались самолеты F-4, F-105 и А-6.

В 1976 г. производство ракет «Стандарт-ARM» AGM- 78 прекращено.

Всего ВВС и ВМФ США поставлено около 3000 ракет. Прекращение производства было связано с большой стоимостью ракеты, почти в три раза выше, чем у ракеты «Шрайк».

К другим недостаткам ракеты относится сравнительно небольшая скорость полета, что дает возможность противнику принять контрмеры по срыву атаки, а также отсутствие ГСН, обеспечивающих перекрытие достаточно широкого диапазона частот.

Американская противорадиолокационная ракета HARM AGM-88

В 1983 г. на вооружение ВВС и авиации ВМС США была принята новая противорадиолокационная ракета HARM AGM-88. В отличие от ракет «Шрайк» и «Стандарт-ARM», кроме наземных и корабельных РЛС систем управления зенитным оружием, она может поражать РЛС раннего обнаружения и наведения истребителей.

Ракета способна поражать РЛС как непрерывного, так и импульсного излучения, работающие в режимах перестройки частоты.

Головка самонаведения ракеты может реагировать на излучение РЛС, работающих в диапазонах волн 3; 5; 10 и 25 см. В памяти ее вычислительного устройства хранятся эталоны сигналов РЛС противника. Принятый сигнал сравнивается с эталонными, что позволяет быстро идентифицировать цель. В одном блоке с ГСН размещается также бесплатформенная инерциальная система, обеспечивающая достаточно высокую точность наведения ракеты в случае выключения РЛС цели. Осколочно-фугасная боевая часть подрывается лазерным взрывателем.

Ракета HARM AGM-88 обладает аэродинамической схемой «с поворотным крылом». Крестообразное крыло, имеющее четыре консоли, расположено в центральной, а четырехперый стабилизатор – в задней части.

Полная длина ракеты 4,2 м. Диаметр корпуса 0,25 м. Размах крыла 1,13 м. Стартовый вес ракеты 354 кг. Вес боевой части 70 кг.

С середины 80-х годов в США непрерывно ведутся работы по совершенствованию ракет HARM. Так, создано 3 модификации ПРЛР – AGV-88A, В и С, причем первая имела два варианта (block 1 и block 2), вторая – один (block 3) и третья – два (block 4 и block 5). Каждая последующая модификация (или вариант) отличалась более совершенным программным и аппаратным обеспечением, повышенной помехоустойчивостью и расширенным диапазоном рабочих частот радиолокационной ГСН, что позволяло применять ракету против перспективных радиолокационных средств ПВО.

Боевая часть ракеты AGM-88B обладает в два раза большим радиусом поражения по сравнению с боевой частью ракеты AGM-88. Она снаряжается несколькими тысячами поражающих элементов кубической формы из вольфрамового сплава размером около 5 мм. Осколки могут пробивать лист из мягкой стали толщиной 12,7 мм и броневую плиту толщиной 6,35 мм.

К началу 1998 г было произведено более 25 тыс. ракет HARM модификаций А, В и С. Они широко применялись при ведении боевых действий США против Ирака и Югославии для подавления работающих РЛС. Ракета HARM состоит на вооружении армий многих стран мира, втом числе Германии, Италии, Испании, Турции, Греции и Республики Корея.

Противорадиолокационная ракета «Side ARM» AGM-122

Противорадиолокационная ракета «Аларм»

Противорадиолокационная ракета «Армат»

С 1996 г ведется разработка новой модификации ракеты, получившей обозначение AGM-88D block 6. Ее основной особенностью станет то, что в состав системы наведения будет входить ИНС, корректируемая по данным космической радионавигационной системы NAVSTAR, а также будет использоваться новое программное обеспечение систем управления и наведения По замыслу разработчиков, ракета будет отличаться более высокой эффективностью и простотой применения Над данной модификацией совместно трудятся США, Германия и Италия»

Американская противорадиолокационная ракета «SIDE ARM» AGM-122

В США в 1989 г принята на вооружение ПРЛР «Side ARM» AGM-122A, представляющая модификацию ракеты «Саидуиндер» AIM-9C класса «воздух-воздух», в которой инфракрасная ГСН заменена пассивной радиолокационной широкополосной ГСН, обеспечивающей ее наведение по излучению РЛС зенитных артиллерийских и ракетных комплексов Предусмотрен программный набор высоты иа начальном участке траектории с последующим пикированием на излучающую цель.

Стартовый вес ракеты AGM-122 – 91 кг, вес боевой части 11 кг Длина корпуса около 3 м, диаметр корпуса 127 мм. Максимальная дальность стрельбы 15-17 км

Работы по созданию перспективной американской противорадиолокационной ракеты

С конца 80-х годов в США в рамках различных программ проводились исследования и разработки, связанные с созданием перспективной ПРЛР Одно из основных требований заключалось в обеспечении возможности поражения как работающих, так и выключенных РЛС.

Поиск и наведение ПРЛР на работающую РЛС будут осуществляться по данным пассивной радиолокационной ГСН, а в случае прекращения работы станции ее наведение возможно с помощью активной радиолокационной головки миллиметрового диапазона. Наряду с этим для управления ракетой на среднем участке траектории полета на ней предполагается установить ИНС.

Эту ракету намечается создать по бескрылой аэродинамической схеме и оборудовать складывающимися аэродинамическими рулями в хвостовой части. Ракета будет отличаться меньшими габаритами по сравнению с противорадиолокационной ракетой HARM и устанавливаться во внутренние отсеки вооружения самолетов-носителей. На ней планируется использовать прямоточный воздуш- но-реактивный двигатель со стартовым твердотопливным ускорителем, вложенным в сопло маршевого двигателя.

Английская противорадиолокационная ракета «Аларм»

В 1990 г. успешно прошла испытания, а в следующем году была принята на вооружение британских ВВС противорадиолокационная ракета «Аларм». Она создана по нормальной аэродинамической схеме, оснащена крестообразным крылом и рулевыми поверхностями с электромеханическим приводом. В носовой части корпуса расположены дестабилизаторы, Система наведения ракеты включает пассивную радиолокационную ГСН и ИНС, обеспечивающую полет на начальном участке траектории по программе бортовой ЭВМ и на конечном в случае прекращения работы радиоизлучающей цели. Ракета оснащена ракетным двигателем на твердом топливе и осколочно-фугасной боевой частью с радиолокационным взрывателем.

Стартовый вес ракеты 265 кг, длина 4,3 м. Дальность стрельбы до 70 км.

Носителем ПРЛР «Аларм» является истребитель «Торнадо», на котором может быть установлено до девяти ракет на подкрыльевых и подфюзеляжных пилонах.

Ракеты «Аларм» были применены в 1991 г. в Ираке в ходе операции «Буря в пустыне», еще до официального принятия ее на вооружение.

Французская противорадиолокационная ракета «Армат»

Противорадиолокационная ракета «Армат», французского производства является усовершенствованным вариантом противорадиолокационной УР «Мартель».

Стартовый вес ракеты «Армат» 540 кг, вес боевой части 150 кг, длина корпуса 4,14 м, диаметр 0,4 м. Дальность стрельбы от 15 до 120 км.

Носителями ракеты «Армат» являются тактические истребители «Мираж» 2000 и «Ягуар». Основной ее разработчик и производитель – французская фирма «Мат- ра». Ракета принята на вооружение в 1986 г. Серийное производство было прекращено в конце 1997 г. Всего выпущено около 1700 ракет. Ракета «Армат» состоит на вооружении ВВС Египта, Ирака, Кувейта и Индии.

Противокорабельная ракета «Си Киллер» (Великобритания)

В настоящее время во Франции ведется разработка противорадиолокационной ракеты ARF, которой планируется заменить ракету «Армат», Согласно требованиям, эта ракета должна иметь относительно небольшие размеры и стартовый вес (около 250 кг), что, по замыслу разработчиков, облегчит ее эксплуатацию и позволит увеличить число типов самолетов-носителей и количество подвешиваемых на них ракет.

На ракете планируется использовать комбинированную систему наведения, включающую пассивную радиолокационную и тепловизионную ГСН, а также прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом топливе, обеспечивающий максимальную дальность стрельбы 100-150 км и скорость полета 2-2,3 М.

Принятие противорадиолокационной ракеты ARF на вооружение ожидается не ранее 2005 г. В качестве носителей могут использоваться практически все тактические истребители ВВС и ВМС Франции, в том числе «Мираж» 2000 и «Рафаль».

ПРОТИВОКОРАБЕЛЬНЫЕ РАКЕТЫ

До 1967 г СССР был бесспорным лидером в области управляемых противокорабельных ракет как воздушного, так и корабельного базирования.

Точнее можно сказать, что таких ракет ни у кого, кроме СССР до 1967 г. практически не было. Единственное исключение, пожалуй, представляла Швеция, имевшая ракеты типа «Робот». Кроме того, при желании к противокорабельным ракетам можно причислить тактические универсальные ракеты «Буллпап», «Норд» и др.

Бум в области противокорабельных ракет начался на Западе в конце 1967 г. 21 октября 1967 г. египетские катера запустили 4 советские ракеты П-15 по израильскому эсминцу «Эйлат», и все 4 попали в цель, хотя для его потопления хватило бы и одной. Один западный военно- морской теоретик заявил, что этот бой «провозгласил новую эру в войне на море».

В последние 10-15 лет на вооружение ВВС и ВМФ стран Запада поступило не менее двух десятков различных противокорабельных ракет. Эти ракеты имели 2 характерных отличия. Во-первых, они все, за исключением разве что американских ракет «Томагавк», не имели тяжелых боевых частей (весом свыше 250 кг), а обычно их вес не превышал 150 кг. Это было связано с тем, что в отличие от советских ракет, главной целью которых являлись авианосцы, западные ракеты должны были поражать цели от катеров до эсминцев и фрегатов включительно.

Во-вторых, особенностью западных противокорабельных ракет была их дозвуковая маршевая скорость.

Американская противокорабельная ракета «Гарпун»

Разработка противокорабельной ракеты «Гарпун» велась фирмой «Макдоннелл-Дуглас» с начала 1970-х гг. Было создано 4 основных варианта ракеты «Гарпун»: RGM-84 для надводных кораблей; VGM-84 для подводных кораблей; AGM-84 для самолетов; RGM-84 для береговой обороны. Принципиальным отличием самолетного варианта AGM-84 от прочих было отсутствие стартового ускорителя.

Ракета «Гарпун» имеет нормальную аэродинамическую схему, унифицированный фюзеляж, складывающееся крестообразное крыло и такие же рули. Крыло трапециевидное в плане с большой стреловидностью по передней кромке и с малым удлинением для размещения в контейнере.

Планер изготовлен из алюминиевого сплава и разделен на 4 отсека: головной, боевой части, маршевого двигателя, хвостовой. Длина ракеты AGM-84 составляет 3,8 м, диаметр корпуса 340 мм, размах крыла 0,9 м. Стартовый вес 520 кг. Вес фугасной боевой части 227 кг. Максимальная скорость полета 300 м/с. Дальность стрельбы от 13 до 120 км.

Активная радиолокационная головка самонаведения, обладающая высокой разрешающей способностью, работает в диапазоне частот 15,3-17,2 ГГц. Вес головки самонаведения 34 кг, мощность в импульсе – 35 кВт. Помехозащищенность ее от средств радиоэлектронного подавления обеспечивается быстрой сменой частоты по случайному принципу в широком диапазоне. В режиме поиска и слежения плоская фазированная антенная решетка с электромеханическим управлением может сканировать в вертикальной и горизонтальной плоскости в пределах -45°. Ширина полосы обзора 34 км. Включение головки самонаведения производится на дальности 10 км от цели.

Противокорабельная ракета RBS-15 (Швеция)

Крылатя ракета «Гарпун»: 1 – корпус ракеты с несущими и рулевыми плоскостями; 2 – система управления (автопилот, головка самонаведения, радиовысотомер); 3 – боевая часть; 4 – топливный бак (керосин); 5 – маршевый двигатель; 6 – стартовый двигатель

Дальность обнаружения с вероятностью 0,95 при полете ракеты на малой высоте и волнении моря 5 баллов составляет: для цели типа эскадренный миноносец в ясную погоду 40 км, в дождливую – 23 км, для цели типа ракетный катер в ясную погоду – 18 км, в дождливую – 10 км.

Программный поиск по пеленгу и дальности осуществляется по командам устройства программного сканирования, управляемого, в свою очередь, цифровым вычислительным устройством блока наведения на маршевом участке траектории. Головка самонаведения работает в одном из режимов непрерывного поиска: ближнем, среднем или дальнем.

В том случае, когда известен пеленг на цель, а дистанция не определена, головка самонаведения работает с изменяемой диаграммой направленности. Для работы в этом режиме оператор перед пуском вводит в систему самонаведения значения максимальной и минимальной дальностей поражения. После включения головки самонаведения по мере приближения ракеты к цели диаграмма поиска увеличивается по ширине и глубине, а строб дальности усиливается с увеличением продолжительности полета. Если окажется, что цель не обнаружена, по сигналу программного блока взрыватель подрывает боевую часть и ракета уничтожается.

Если цель обнаружена на участке самонаведения, то сигналы от головки самонаведения и инерциальной системы поступают в автопилот, где происходит их непрерывное сравнение. По величине рассогласования сигналов производится коррекция траектории и компенсируется накопленная ошибка.

В случае постановки противником эффективных помех головка самонаведения выключается, а наведение ракеты по последним данным, поступившим от головки самонаведения, выполняет инерциальная навигационная система.

Ракета «Гарпун» оснащена маршевым (на самолетном варианте он вообще единственный) турбореактивным двигателем J402-CA-400. Вес сухого двигателя 44 кг, тяга 273 кг. Двигатель надежно работает на высоте до 12,2 км

Пуск ракеты «Гарпун» с самолета может производиться с пусковых установок AERO 65А1 базовых патрульных самолетов Р-3 «Орион», MAU-9A/1 палубных противолодочных самолетов S-3A «Викинг» и штурмовиков А-7Е «Корсар» II, а также AERO 7А1 палубных штурмовиков А-6Е «Интрудер».

Если высота и скорость полета самолета-носителя небольшие, то маршевый реактивныи двигатель начинает работать в момент пуска ракеты.

Если самолет находится на большой высоте, то маршевый двигатель ракеты не запускается до тех пор, пока ракета не достигнет определенной высоты, на которой запускается маршевый двигатель, и ракета продолжает тогда полет на маршевом участке аналогично корабельному варианту.

На вооружение надводных кораблей первые ракеты «Гарпун» RGM-84 начали поступать в 1976 г. Авиационные ракеты AGM-84 первыми получили патрульные самолеты Р-ЗС «Орион» в 1978 г

Тактический истребитель F-111С ВВС Австралии, вооруженный противокорабельными ранетами «Гарпун»

К середине 1990 г. в ВМС США ракетами «Гарпун» было оснащено более 210 надводных кораблей основных классов (линкоры, крейсера, эсминцы, фрегаты), около 65% атомных подводных лодок, свыше 800 самолетов (Р- ЗС «Орион», А-6 «Интрудер», А-7 «Корсар», F/A-18 «Хорнет», S-3 «Викинг») Кроме того, в составе ВВС США две эскадрильи бомбардировщиков B-52G переоборудованы под носители противокорабельных ракет.

В марте 1986 г. ракетами «Гарпун» были потоплены 2 ливийских ракетных катера Американцы совершили внезапное пиратское нападение на ливийские катера, патрулировавшие вблизи своего берега Автор здесь имеет в виду не наглое попрание международного права, свойственное США, а лишь чисто технические аспекты применения ракет «Гарпун». Так, 25 марта большой ливийский ракетный катер «Эйн Загут» был обстрелян американским крейсером «Йорктаун» с дистанции всего 11 миль. Две ракеты «Гарпун» RGM-84 попали в катер, который через 15 минут затонул Будь сие во время нормальной войны, то ливийский катер, оснащенный четырьмя ракетами советского производства, вряд ли подпустил к себе на такую дистанцию вражеский крейсер, для которого вполне хватило бы одной нашей ракеты.

Второй ливийский катер «Воход» был потоплен 24 марта ракетой «Гарпун» AGM-84, запущенной с американского штурмовика А-6 «Интрудер». Ракета попала в надстройку катера водоизмещением 311 т. Надстройка была уничтожена, в ней погиб и командир катера. Любопытно, что двигатели катера остались в строю, и он вполне мог дойти своим ходом до берега. Но команда, судя по всему, решила не тушить возникший пожар, а спустила шлюпку и ретировалась. Через час или полтора после ухода экипажа катер затонул [4].

Французская противокорабельная ракета «Экзосет»

(«Летающая рыба»), подобно «Гарпуну», была создана в четырех вариантах: ММ-38 для вооружения надводных кораблей, SM-39 для подводных лодок, АМ-39 для самолетов и ММ-40 для береговой обороны.

Все варианты ракеты «Экзосет» имеют нормальную аэродинамическую схему с крестообразным крылом в средней части корпуса и такими же рулями управления на поверхности хвостового отсека.

Авиационная ракета АМ-39 имеет полную длину 4,7 м, диаметр корпуса 350 мм и размах крыла 1,1м. Стартовый вес ракеты 660 кг. Вес осколочно-фугасной боевой части 150 кг.

Все варианты ракеты «Экзосет» оснащены активной радиолокационной импульсной головкой самонаведения с горизонтальной стабилизацией диаграммы направленности. Вес головки самонаведения 30 кг. Она работает на частоте 8-10 ГГц и способна обнаруживать корабль типа фрегат с эффективной поверхностью рассеяния около 100 м на дальности до 24 км. Антенна осуществляет поиск цели в секторе ±16° по азимуту и ±10° по углу места.

Осколочно-фугасная боевая часть с большим количеством осколков, унифицированная для всех вариантов ракеты «Экзосет», имеет контактный и неконтактный взрыватели. Наибольшая эффективность боевой части достигается при углах встречи с целью около 70°.

Маршевый твердотопливный двигатель выполнен из алюминиевого сплава. Он имеет внутреннее теплозащитное покрытие. Время работы двигателя – около 110 с. Шашка звездообразная, торцевого горения. Запуск двигателя производится с помощью пирозарядов Стартовый двигатель тоже твердотопливный, отличается от маршевого меньшим весом Время работы стартового двигателя 2 с.

Максимальная скорость ракеты около 1100 км/ч (т е ракета дозвуковая) Дальность стрельбы максимальная 50 км при пуске с высоты 300 м и 70 км при пуске с высоты 10 км. Минимальная высота пуска 50 м.

Горизонтальный полет на маршевом участке осуществляется по командам автономной инерциальной системы и радиовысотомера На дистанции 12-15 км от расчетного места цели ракета снижается до 7 м. После включения головки самонаведения в течение двух секунд выполняются обнаружение, захват цели и переход на ее автоматическое сопровождение Если противник применяет средства радиоэлектронной борьбы, то головка самонаведения может переключаться на режим самонаведения на помеху. В случае пролета над малоразмерной целью, боевая часть подрывается от неконтактного взрывателя.

Корабельный вариант ракеты «Экзосет» ММ-38 был принят на вооружение в 1971 г., авиационный АМ-39 – в 1979 г Ракетой АМ-39 вооружались патрульные самолеты «Атлантик», «Нимрод», вертолеты «Супер Фрелон», «Си Кинг» и другие машины

Первое боевое применение ракета «Экзосет» имела 4 мая 1982 г. в ходе войны за Фолклендские острова. В этот день аргентинский патрульный самолет «Нептун» на расстоянии около 200 км обнаружил соединения английских кораблей. С авиабазы Рио-Гранде, расположенной на расстоянии около 850 км, поднялись 5 штурмовиков «Супер Этандар». Из них только 2 имели по одной противокорабельной ракете «Экзосет» под правой консолью, а под левой – сбрасываемый топливный бак емкостью 1100 л. Один самолет с таким же вооружением был резервным, два других несли только топливные баки, выполняя функции заправщиков Штурмовики шли на высоте 50 м над уровнем моря. В 46 км от кораблей летчики увеличили высоту до 150 м, произвели кратковременное, на 30 с, включение бортовых РЛС. На экранах индикаторов высветились отметки двух целей: эсминца УРО «Шеффилд» и фрегата «Плимут». Угол между направлениями на них составлял 40°.

Противокорабельная VP «Экзосет» АМ-39, разработанная на базе VP ММ-39 класса «корабль- корабль»: 1 – головка самонаведения; 2 – блоки вычислительного устройства и инерциальной платформы; 3 -передатчик радиолокационного высотомера; 4 – приемник радиолокационного высотомера; 5 – боевая часть; 6 – маршевый РДТТ 7 – стартовый ускоритель; 8 – привод аэродинамического руля; 9 – руль, 10 -консоль крыла; 11 – контейнер

После ввода данных целеуказания по каждой цели с дистанции 37 км был выполнен пуск двух ракет «Экзосет». В момент пуска бортовые системы предупреждения информировали летчиков о подсвете самолетов радиолокационной станцией фрегата «Плимут». Поисковая РЛС «Шеффилда» была выключена, чтобы не создавать помех спутниковой системе связи «Скайнет», через которую велись переговоры с Лондоном. Самолеты тотчас же вышли из зоны действия ЗРК «Си Дарт», которыми были вооружены английские эсминцы типа «Шеффилд».

Активная радиолокационная головка самонаведения одной из ракет захватила «Шеффилд» на дистанции 12- 16 км, высота ее полета снизилась до 2-3 м. Визуально ракету заметили лишь за 6 с до попадания в корабль. Ракета пробила борт на 1,8 м выше ватерлинии, но внутри корпуса не взорвалась – не сработал контактный взрыватель замедленного действия. От остатков ракетного топлива загорелись электрические кабели и краска. Отсек быстро наполнился ядовитым дымом, создалась реальная угроза взрыва ракет и артиллерийского боезапаса. После пяти часов безрезультатной борьбы с пожаром экипаж покинул корабль.

Вторую ракету с фрегата «Плимут» обнаружили заблаговременно – за 40 с. Завесой из дипольных отражателей были созданы пассивные помехи, которые увели ракету в ложном направлении.

Самым крупным кораблем, потопленным управляемой ракетой после 1945 г., оказался британский авиатранспорт «Атлантик Конвейер», переоборудованный перед войной из гражданского контейнеровоза.

25 мая пара самолетов «Супер Этандар» вылетела с авиабазы в Рио-Гранде и взяла курс на северо-восток, затем довернула на восток, произвела дозаправку топливом от самолета С-130 и, следуя в южном, а затем в западном направлении, вышла в район маневрирования авианосного соединения на высоте 30 м со стороны, с которой меньше всего ждали нападения. Наведение на цель производилось с самолетов С-130

На дальности 80 км от предполагаемого местонахождения соединения аргентинские летчики обнаружили авианосец «Гермес» в окружении других кораблей. Осуществив пуск ракеты с дистанции 48 км от цели, самолеты сразу же ушил в сторону континента на предельно малой высоте. В это время англичане с кораблей и поднятых в воздух вертолетов выставили помехи – дипольные отражатели. Дезориентированные помехами ракеты захватили находившийся в 6 км от авианосца «Атлантик Конвейер» и потопили его вместе с находившимися на борту 15 вертолетами «Уэссекс» и «Чинук».

30 мая самолет «Супер Этандар» выпустил 2 ракеты «Экзосет» по английскому авианосцу «Инвинсибл». Корабли охранения и вертолеты поставили завесы в виде облаков из дипольных отражателей, в результате чего обе ракеты сбились с курса и упали в море.

17 мая 1987 г иракский истребитель «Мираж» выпустил 2 ракеты «Экзосет» по американскому фрегату «Старк». Обе ракеты попали в борт фрегата, но взорвалась только одна. Тем не менее фрегат был тяжело поврежден. Американские эксперты отметили, что будь это в штормовой Атлантике, а не в штиль в Персидском заливе, то фрегат неминуемо бы затонул. Любопытно, что в этот период США флиртовали с Ираком, поэтому оставили инцидент без последствий, приняв иракскую версию об ошибке пилота.

Германская противокорабельная ракета «Корморан»

В 1976 г. на вооружение морской авиации ФРГ была принята противокорабельная ракета «Корморан».

Ракета имеет нормальную самолетную аэродинамическую схему с крестообразным крылом и рулями управления. Длина ракеты 4,4 м. Диаметр корпуса 340 мм Размах крыла 1,0 м. Максимальная скорость 0,9 М. Дальность стрельбы до 30 км. Стартовый вес ракеты 660 кг. Вес фугасной боевой части 160 кг.

Стрельба ракетами «Корморан» может производиться двумя способами.

При первом из них координаты обнаруженной цели заранее вручную вводят в вычислительную инерциальную навигационную систему ракеты На курсе сближения РЛС самолета не включается, наведение осуществляется вычислителем. Атакующий самолет летит на высоте около 30 м Для предварительного уточнения координат цели он выполняет кратковременный маневр с набором высоты и одновременным включением РЛС. Уточненные параметры движения цели автоматически вводятся в вычислитель инерциальной системы.

Компоновочная схема УР «Корморан»: 1 – активная радиолокационная головка самонаведения; 2 – боевая часть с предохранительно-исполнительным механизмом; 3 -инерци- альная платформа (включает гировертикаль, блок гироскопов, реле времени); 4 – твердотопливный двигатель (на корпусе расположены консоли крыла и подвесные устройства); 5 – рули, 6 – вычислитель; 7 – радиовысотомер; 8 – привод рулей; 9 – батареи электропитания

После выхода на боевой курс летчик повторно набирает высоту и снова включает РЛС для окончательного уточнения координат цели. Пуск ракеты может быть выполнен как до входа в зону ПВО корабля (обычно на дальности 20 км и с высоты 30 м), так и после выхода из нее. В последнем случае носитель мгновенно выполняет противоракетный маневр и выходит из зоны действия огневых средств противника

После пуска ракета разгоняется стартовыми ускорителями до сверхзвуковой скорости (время работь ускорителен менее 1 с), которая вскоре уменьшается. Полет на высоте около 15 м контролируется радиовысотомером На маршевом участке траектории осуществляется предварительное наведение ракеты инерциальной системой с отклонением в пределах накопленной ошибки.

В нескольких километрах от цели включается активная головка самонаведения и начинается участок радиолокационного поиска Головка самонаведения может обнаружить надводную цель при волнении моря до шести баллов и обеспечить наведение при выполнении маневра уклонения в условиях радиоэлектронной борьбы

В зарубежной прессе сообщалось, что в ходе летных испытаний ракеты «Корморан» поражали цели при высоте волн более 3,5 м. На участке самонаведения высота полета снижается до 2-3 м, что обеспечивает прямое попадание ракеты в борт корабля.

Второй способ обеспечивает меньшую заметность самолета, поскольку пуск ракеты производится с использованием оптического прицела.

После визуального обнаружения цели параметры ее движения вводятся в бортовую систему управления. После захвата цели аппаратурой головки самонаведения выполняется пуск ракеты, а самолет-носитель осуществляет противозенитный маневр и выходит из зоны действия ПВО атакуемого корабля Ракета сразу снижается до высоты 2-3 м, инерциальная система работает только по командам гогювки самонаведения.

Сравнительно малую дальность полета ракеты «Корморан» специалисты ФРГ объясняют тем, что она рассчитана на применение в ограниченных по размерам районах Балтийского и Северного морей, в частности в пред- проливной и проливной зонах.

В 1987 г. на вооружение поступила новая модифика ция ракеты – «Корморан» Мк.2 с усовершенствованной системой наведения

Ракетами «Корморан» первоначально вооружались истребители-бомбардировщики F-104 «Старфайтер», а затем истребители-бомбардировщики «Торнадо».

Норвежская противокорабельная ракета «Пингвин»

В начале 1970-х гг. в Норвегии была разработана противокорабельная ракета ближнего действия «Пингвин». Ракета создавалась для действия в прибрежных шхерных районах.

Ракета «Пингвин» имеет 3 модификации. Модификации Мк.1 и Мк.2 предназначаются для вооружения надводных кораблей и частей береговой обороны. Они были приняты на вооружение соответственно в 1972 и в 1975 г. Модификация Мк.З, предназначенная для вооружения самолетов и вертолетов, была принята на вооружение в 1987 г.

Ракета «Пингвин» Мк.З имеет аэродинамическую схему «утка» и модульную конструкцию В носовом отсеке расположены: автономная помехозащищенная инфракрасная головка самонаведения, радиовысотомер, автопилот и сервоприводы навигационной системы управления, платформа инерциальной навигационной системы в карданном подвесе с одной степенью свободы – по крену, бортовой компьютер и источник питания. В центральном отсеке размещается боевая часть и контактный взрыватель замедленного действия. В хвостовом отсеке находится 1-камерный твердотопливный двигатель и предохранительно-исполнительный механизм На поверхности отсека крепится крестообразное крыло с элеронами.

Полная длина ракеты Мк.З составляет 3,2 м диаметр корпуса 280 мм, размах крыла 1,0 м. Стартовый вес ракеты 350 кг. Вес кумулятивно-фугасной боевой части 120 кг. Дальность стрельбы от 5 до 40 км. Максимальная скорость полета 290 м/с.

Диапазон высот пуска ракеты «Пингвин» Мк.З составляет 45-9000 м, скорость полета 0,7 М. Допустимая перегрузка при маневрировании 10 д. Если самолет-носитель F-16 имеет 4 ракеты, его потолок ограничен высотой 12 км, а скорость полета не должна превышать 1,2 М. В зависимости от расположения цели, противокорабельная ракета Мк 3 может по заданной программе изменять направление полета в пределах 90°. После пуска ракета снижается до заранее выбранной и контролируемой высоты маршевого попета, в течение которого наведение на цепь осуществляется с помощью инерциальной навигационной системы. По достижении запрограммированной дальности до цели ракета переходит на малую или предельно малую высоту. Затем после включения головки самонаведения для улучшения поиска и захвата цели высота полета снова увеличивается.

Противокорабельные ракеты «Си Скьюа» на вертолете «Пинке»

Общие виды некоторых типов зарубежных ПКР

Английская противокорабельная ракета «Си Скьюа»

В 1981 г. на вооружение английских морских палубных вертолетов «Линкс» была принята противокорабельная ракета «Си Скьюа». Таким образом англичане решили существенно увеличить огневую мощь своих кораблей – от вертолетоносцев до фрегатов.

Ракета «Си Скьюа» выполнена по аэродинамической схеме «поворотное крыло» Ее аэродинамика рассчитана на полет при небольших сверхзвуковых и высоких дозвуковых скоростях. Корпус состоит из двух отсеков различного диаметра, соединенных переходным конусом, На переднем отсеке установлены крестообразные носовые рули треугольной формы. В хвостовой части расположен неподвижный крестообразный стабилизатор. Полная длина ракеты 2,85 м. Диаметр корпуса 220 мм (по другим источникам – 270 мм). Размах крыла 0,6 м.

Силовая установка состоит из маршевого и стартового твердотопливных двигателей, запускаемых одновременно через несколько секунд после сброса ракеты.

По одним источникам, ракета не может достичь скорости звука и ее максимальная скорость 0,8-0.95М, по другим – достигает 330 м/с. Дальность стрельбы ракеты от 3 до 15 км (по другим источникам – до 20 км).

Ракета Р-40Т

Противорадиолокационная головка самонаведения ракеты действует в комплексе с вертолетной РЛС «Сиспрэй» (диапазон частот 8-10 ГГц), которая имеет большую мощность излучения и частотное сканирование. Высокая разрешающая способность РЛС обеспечивается схемой уменьшения флуктуации отраженного сигнала при подсвете надводной цели Это создает условия для поражения малоразмерных надводных целей в любых метеоусловиях, даже при наличии интенсивных активных помех и помех от морской поверхности.

После обнаружения цели РЛС переключается на режим сопровождения и подсветки.

Пуск ракет выполняется одиночно или залпом Перед пуском летчик может ввести в бортовую аппаратуру одну из возможных высот полета (в зависимости от состояния моря). Раскрутка гироскопов, включение термобатарей и настройка головки самонаведения осуществляются в течение двух секунд между нажатием кнопки пуска и сходом ракеты с пусковой установки. Высота полета контролируется радиовысотомером.

После пуска ракета снижается до предельно малой высоты 2-5 м и переходит на маршевый участок полета. Головка самонаведения захватывает отраженные от цели сигналы РЛС подсвета и производит самонаведение

На случаи, если головка самонаведения не захватит цель на маршевом участке полета предусмотрен маневр по тангажу на конечном участке траектории В ходе маневра который запрограммирован или выполняется по команде, высота полета увеличивается, что обеспечивает лучшие условия для захвата отраженных от цели сигналов , и начинается самонаведение на объект удара.

При попадании в борт атакуемого корабля срабатывает контактный взрыватель замедленного действия. Для разрушения палубных надстроек служит взрыватель неконтактного типа, действующий по команде радиовысотомера

Первое боевое применение ракет «Си Скьюа» произошло 25 апреля 1982 г в ходе Фолклендской войны. На остров Южная Георгия, где размещался небольшой аргентинский гарнизон, прибыла подводная лодка «Санта- Фе» (тип «Балао», построена в 1944 г в США) с грузом боеприпасов и продовольствия В момент разгрузки лодки со стороны острова из-за холмов внезапно показались 2 английских вертолета «Линкс». Вертолеты выпустили 2 ракеты «Си Скьюа», которые попали в носовую часть лодки Аргентинцы немедленно бросили лодку, тем не менее она не затонула. Лишь последующая атака английских вертолетов (торпедой и глубинными бомбами) привела к затоплению лодки.

СОВЕТСКИЕ И РОССИЙСКИЕ УПРАВЛЯЕМЫЕ РАКЕТЫ «ВОЗДУХ-ВОЗДУХ»

Семейство ракет Р-40

В 1962 г. в ОКБ-4 под руководством M P. Бисновата было начато проектирование ракеты Р-40.

Ракета разрабатывалась с двумя головками самонаведения; с полуактивной радиолокационной импульсной головкой ПАРГ-12 и с инфракрасной головкой, разработанной в ЦКБ-589 Соответственно ракеты получили индексы Р-40Р и Р-40Т (тепловая).

Инфракрасная головка самонаведения позволяла поражать цели во всех ракурсах. Так, дальность стрельбы Р-40Т в передней полусфере составляла 30 км, в задней – 15 км

Дальность стрельбы ракетой Р-40Р была первоначально 50 км, у ее модификации Р-40РД – до 72 км

Ракета Р-40 имела длину 5,15 м, максимальный диаметр корпуса 300 мм, размах крыла 1,0 м Стартовый вес ракеты 400 кг Ракета Р-40 создана по аэродинамической схеме «утка». Большая высотность Р-40 достигалась за счет развитого крыла, ослабляющего влияние синхронных ошибок головки самонаведения, увеличенного запаса топлива и разнесенной по длине ракеты боевой части, которая находилась как в середине корпуса, так и в хвосте.

Двигатель ракеты марки П1Д-134 твердотопливный. Вес топлива 118 кг. Осколочно-фугасная боевая часть весом 35 кг была разработана в ГСКБ-47 Боевая часть оснащена 2-канапьным активным радиолокационным по- мехозащищенным взрывателем. Радиус эффективного поражения 7 м.

В 1970 г был принят на вооружение комплекс перехвата в составе истребителя МиГ-25 с бортовой РЛС «Смерч-А» и четырьмя ракетами Р-40 Комплекс мог производить перехват целей, летящих со скоростью до 3500 км/ч на высотах от 0,5 до 30 км

В 1976 г. летчик Беленко угнал перехватчик МиГ-25 в Японию, где самолет был разобран и изучен японскими и американскими специалистами. Ракет Р-40 на борту угнанной машины не было но наши специалисты решили, что американцы по данным бортовых установок смогут получить о Р-40 достаточно информации. Поэтому срочно началась модернизация комплекса. Бортовая РЛС «Смерч-А» на МиГ-25 была заменене на бортовую РЛС «Сапфир-23». На Р-40Р импульсная полуактивная головка ПАРГ-12 заменена на полуактивную РГС-24 непрерывного сигнала, что существенно улучшило тактико- технических характеристики ракеты. Модернизация началась в 1979 г.

Ракета Р-40Р

Ракета Р-40ТД

Ракета РВВ-АЕ

Ракета средней дальности РВВ-АЕ (Р-77)

Перспективная управляемая ракета средней дальности РВВ-АЕ с активной радиолокационной головкой самонаведения разработана в ГосМКБ «Вымпел». На выставке «МАКС-95» был представлен ее макет. Ракета средней дальности РВВ-АЕ является аналогом американской управляемой ракеты AIM-120 (AMRAAM) и предназначается для замены существующей ракеты Р-73. Разработка этой ракеты ведется приблизительно с 1985 г.

Ракета РВВ-АЕ (Р-77) создана для борьбы с различными целями: самолетами, вертолетами (в том числе в режиме висения), ракетами классов «земля-воздух» и «воздух-воздух». Применение ракеты возможно круглосуточно, в любых метеоусловиях, при наличии фоновых и активных радиолокационных помех противника.

Ракета имеет нормальную аэродинамическую схему. Цилиндрический корпус и крылья являются основными элементами, создающими подъемную силу. Крылья малого удлинения имеют простую форму в плане и тонкий профиль, что очень важно для минимизации волнового сопротивления ракеты и для размещения ее во внутренних отсеках вооружения самолетов-носителей.

Носовая часть ракеты имеет параболическую форму, что увеличивает общую подъемную силу ракеты. Наиболее интересным решением в компоновке является использование решетчатых рулей, которые при незначительном увеличении аэродинамического сопротивления и радиолокационной заметно- сти обладают рядом важных преимуществ. У них очень малый (в пределах 1,5 кгм) шарнирный момент, стабильный во всем диапазоне чисел М и высот полета, углов атаки и углов ориентации плоскости симметрии относительно плоскости атаки. Это позволило применить малогабаритный электропривод малой мощности.

За счет такой структуры рулей реализуется бессрывное обтекание (а значит, сохраняется эффективность) до углов атаки порядка 40° Имеется широкая возможность изменения характеристик хвостового оперения при помощи варьирования количества ячеек руля, которые практически аэродинамически независимы друг от друга и от корпуса ракеты, У них более благоприятные по сравнению с традиционными рулями прочностные и аэроупругие характеристики.

Конструкция решетчатых рулей позволяет их складывать и при необходимости автоматически раскрывать после пуска. Этим обеспечиваются минимальные транспортировочные габариты (квадрат со стороной 300 мм), что облегчает внутрифюзеляжное размещение ракеты и решение задачи по снижению общей эффективной отражающей поверхности самолета.

Ракета РВВ-АЕ, как и AMRAAM оснащена твердотопливным двигателем, реализующим энергичный начальный отлет от носителя при одновременном обеспечении максимальной дальности полета. При этом достигается скорость полета, соответствующая числу 4 М

Наведение ракеты комбинированное: командно-инер- циальное на начальном и активное на конечном участке траектории. Переход к активному наведению производится по сигналу с бортового компьютера, который определяет дистанцию захвата цели головкой. После перехода на самонаведение линия коррекции полетных данных ракеты с самолета-носителя продолжает формировать математическую модель цели. В случае ее потери на траектории организуется повторный поиск, с использованием этой модели.

Ракета Р-14

Р-73

Во всех режимах применения используется метод модифицированного пропорционального наведения. В условиях организованных помех, при которых бортовая радиолокационная станция носителя не может снабжать ракету сведениями о дальности и скорости сближения с целью, наведение происходит по специальным траекториям В головке самонаведения ракеты реализована также возможность пассивного наведения на источник помех, совмещенный с целью.

Ракета оснащена лазерным взрывателем. Его работа заключается в облучении цели и определении по отраженному сигналу момента подрыва боевой части (на оптимальном расстоянии от цели). Параметры взрывателя адаптируются к размеру поражаемой цели. Предусмотрен также контактный взрыватель (для случаев прямого попадания или падения на землю или в воду) в целях самоликвидации.

Боевая часть ракеты РВВ-АЕ стержневая с микрокумулятивными элементами. Вес ее 22 кг. Стержни соединены между собой так, что при подрыве образуют сплошное расширяющееся кольцо, которое буквально разрезает цель. Микрокумулятивные составляющие боевой части поражают высокоточные цели в режиме противоракетной обороны самолета-носителя.

Пуск ракеты осуществляется с катапультного устройства АКУ-170.

Сейчас в ГосМКБ «Вымпел» ведутся работы по модернизации ракеты РВВ-АЕ в направлениях повышения эффективности, дальности поражения (в том числе за счет установки комбинированного ракетно-прямоточного двигателя), технологичности и унификации ее применения в других комплексах.

Стартовый вес ракеты 175 кг. Длина ракеты 3,6 м. Диаметр корпуса 200 мм, размах крыла около 400 мм, размах решетчатого стабилизатора 700 мм

Ракета РВВ-АЕ может поражать цели, летящие на высоте от 20 м до 30 км Перегрузка поражаемых целей может достигать 12 д. Максимальная дальность стрельбы в передней полусфере – 100 км, минимальная дальность стрельбы в задней полусфере – 300 м.

Ракетой Р-77 вооружили истребители Су-27 и МиГ-29. В начале 1990-х гг. она успешно прошла государственные испытания и в 1994 г. была принята на вооружение.

Ракета малой дальности Р-73

Проектирование ракеты малой дальности Р-73 для ближнего маневренного боя вело ГосМКБ «Вымпел». Первоначально предполагалось сделать Р-73 бескрылой с чисто газодинамическим управлением. Но исследования показали, что бескрылая компоновка с газодинамическим управлением имеет ряд существенных недостатков: малую производную нарастания маневренной перегрузки по углу атаки, ухудшается быстродействие при уменьшении тяги двигателя и т. д. Кроме того, на разработчиков оказало известное влияние прекращение работ по американскому аналогу – ракете «Эджайл», созданной по бескрылой схеме с газодинамическим управлением.

Интересно, что ГосМКБ «Вымпел» проектировало параллельно 2 ракеты малой дальности: Р-14 с всеракур- сной инфракрасной головкой самонаведения и Р-73 с инфракрасной головкой самонаведения ограниченной ракурсности. Ракету Р-14 делали на базе Р-13М. Но Киевский завод «Арсенал» предложил выполнить для Р-73 инфракрасную головку самонаведения «Маяк», способную принимать целеуказания в пределах углов пеленга ±60°. Арсенальская головка сблизила характеристики Р-73 и Р-14, и работы над последней были прекращены.

В конце концов, в ГосМКБ «Вымпел» создали ракету Р-73 с комбинированным аэрогазодинамическим управлением, сочетающую достоинства ракет с аэродинамическим и с чисто газодинамическим управлением. Это управляемость на пассивном участке полета с требуемыми тактико-техническими характеристиками, а также управляемость и стабилизация при полете на больших углах атаки при работающем двигателе ракеты.

Ракета Р-73 значительно превосходит по своим характеристикам другие существующие ракеты подобного типа за счет:

1) отсутствия ограничений на режимы полета и интенсивности маневра носителя;

2) обеспечения возможности стрельбы на встречных и пересекающихся курсах;

3) простоты и быстродействия прицеливания и захвата цели во всем диапазоне углов целеуказания, в том числе случайно обнаруженной цели на проходе под большими ракурсами на малой дальности;

4) больших маневренных возможностей при угловых скоростях линии визирования цели до 60 град/с и угловых ошибках стрельбы до 60°;

5) абсолютной автономности ракеты после пуска, обеспечивающей полноту свободы маневра носителя для выхода из атаки;

6) наличия гарантированных всеракурсных зон возможных пусков по интенсивно маневрирующим целям;

7) высокой помехозащищенности систем наведения и подрыва от естественных и организованных помех.

Ракета Р-73

Ракета Р-73Э

При разработке ракеты Р-73 были использованы новые технические решения В ракете, выполненной по аэродинамической схеме «утка» с традиционным крестообразным расположением аэродинамических поверхностей на сопловой части двигателя, установлен блок газодинамического управления интерцепторного типа, создающий боковую силу за счет отклонения газовой струи двигателя При работающем двигателе управление и стабилизация ракеты по тангажу и курсу осуществляется совместно соединенными попарно для каждого канала четырьмя аэродинамическими рулями и четырьмя газодинамическими интер- цепторами После окончания работы двигателя управление и стабилизация осуществляются только аэродинамическими рулями. Стабилизация ракеты по крену осуществляется с помощью четырех механически связанных между собой элеронов.

Ракета оснащена малогабаритной пассивной инфракрасной головкой самонаведения повышенной чувствительности и помехозащищенности с глубоким охлаждением фотоприемника» которая захватывает цель в подвеске под носителем. Эта головка отрабатывает углы целеуказания до 45°, имеет углы прокачки координатора до 75° и угловую скорость слежения за целью до 60 град/с

Для повышения вероятности поражения целей на пересекающихся курсах в головке самонаведения производится смещение точки наведения с сопла на фюзеляж цели.

Основной материал конструкции ракеты – алюминиевые сплавы, корпус двигателя – стальной.

Для подвески под носителями и пуска ракет используется рельсовое пусковое устройство П-72 с последовательным выходом трех бугелей из направляющих Узлы подвески к самолету – ушкового типа. Размещенная в этом устройстве аппаратура обеспечивает возможность применения ракеты с любого современного самолета без его существенной доработки.

Целеуказания головка самонаведения может получать от любых источников информации: радиолокационного или оптоэлектронного прицельного комплекса, нашлемной системы пилота и др., что позволяет проводить дальнейшую модернизацию по повышению дальности, помехозащищенности и эффективности. Ракета Р-73 и ее модификация Р-73Э были приняты на вооружение в середине 1980-х гг.

Таблица 10 Данные ракет типа Р-27

Примечание: Буква «Т» в индексе ракеты означает «тепловая», а буква «Э» – «энерговооруженная», а не «экспортная», как полагают некоторые авторы. Ракеты, имеющие в индексах букву «Э», оснащены более мощным твердотопливным двигателем большего диаметра, чем основная часть фюзеляжа

Данные ракеты Р-73Э: стартовый вес 105 кг. Длина ракеты 2,9 м. Диаметр корпуса 170 мм, размах крыла 510 мм. Боевая часть стержневая. Вес ее 8 кг.

Ракета Р-73Э может поражать цели, летящие на высоте от 20 м до 20 км с перегрузкой до 12 д. Дальность пуска ракеты: максимальная с передней полусферы – 30 км, минимальная с задней полусферы – 300 м.

Ракетами Р-73 и Р-73Э могут оснащаться самолеты МиГ-21, МиГ-23МЛ, МиГ-29, МиГ-29М, МиГ-29К, Су-27, Су-27К и Су-25Т.

На базе Р-73Э ГосМКБ «Вымпел» создало новую модифицированную ракету К-74МЭ, отличающуюся улучшенной маневренностью и большей дальностью стрельбы с передней полусферы (до 40 км). Остальные тактико- технические характеристики близки к Р-73Э.

Ракеты семейства Р-27

В 1972 г. в ГосМКБ «Вымпел» началось проектирование ракеты Р-27. Первоначально ракету разрабатывали по нормальной самолетной аэродинамической схеме. Но позже было решено делать ее по схеме «утка» с асимметричным крестообразным расположением аэродинамических поверхностей. Были применены аэродинамические рули сложной конфигурации. Они имеют большое удлинение, переменную по знаку стреловидность по передней кромке и суженную корневую часть (так называемая схема «бабочка»), что позволило использовать их в дифференциальном режиме как для управления и стабилизации ракеты по основным каналам, так и для стабилизации ее по каналу крена. Конфигурация рулей обеспечивает постоянство знака момента крена во всем используемом диапазоне чисел М, т.е. исключает так называемое «явление реверса», присущее ракетам схемы «утка».

Перед рулями на корпусе головок самонаведения установлены дестабилизаторы. За счет изменения их площади при смене типа головок самонаведения обеспечивается постоянство запаса статической устойчивости.

В варианте ракеты с радиолокационной головкой самонаведения реализован комбинированный способ наведения на цель, позволяющий максимально использовать баллистические возможности ракеты, превышающие в 2-2,5 раза дальность захвата цели головкой. На начальном участке траектории применяется инерциаль- ное наведение на «математическую» цель с радиокоррекцией ее положения и скорости при маневре цели (по информации с носителя, передаваемой по радиолинии). На конечном участке после захвата цели используется самонаведение.

Ракета Р-27Т (ЭТ) – вариант ракеты Р-27Р (ЭР). Она комплектуется инфракрасной (тепловой) головкой самонаведения. Время непрерывной работы с включенной системой охлаждения фотоприемного устройства – 3 ч. В инфракрасной головке самонаведения предусмотрена работа системы (при снижении параметра по дальности захвата) при отсутствии на борту носителя хладагента перед взлетом.

При захвате цели информационной системой носителя на ракету выдается угловое целеуказание. При попадании цели в поле зрения координатора ракета осуществляет захват и автосопровождение цели. При отсутствии информации с борта носителя предусмотрена работа ракеты в автономном режиме, который устанавливается летчиком из кабины.

По достигнутому уровню помехозащищенности ракета соответствует требованиям как страны-разработчика, так и стран НАТО.

Основной материал конструкции ракеты – титановый сплав, корпус двигателя – стальной.

Ракета Р-27ЭР

Для подвески на самолетах-носителях и пуска обеих весовых модификаций ракеты используются одни и те же пусковые устройства рельсового и катапультного типа.

Рельсовое пусковое устройство АПУ-470 служит для размещения ракет под крыльями самолета, а катапультное устройство АКУ-470 – для размещения ракет под фюзеляжем или под крыльями.

Ракеты Р-27ЭР (сверху) и Р-27ЭТ (снизу)

Данные головки самонаведения ракеты Р-27ЭР1

Дальность пуска

(с ракетой типа Р-27 по цепи с ЭПР 5 м), км до 70

Дальность захвата цели с ЭПР 5 м , км не менее 20

Дальность действия канала радиокоррекции (с системой управления вооружением самолета МмГ-29), км до 50

Время готовности после предварительного

включения в течение 2 мин, с не более 1,5

Вес (без обтекателя), кг не более 14,5

Диаметр, мм 200

Длина (без обтекателя), мм 600

Ракета Р-27 A3

Данные головки самонаведения ракеты Р-27Р1 (9Б-1101К)

Дальность захвата целей с ЭПР 3 м , км 25

Время инерциального наведения с радиокоррекцией при максимальном удалении от носителя до 25 км с 30

Диаметр корпуса, мм 219

Длина (от носка обтекателя) мм 1173

Вес, кг 33,5

Вес аппаратной части, кг 21,5

Ракеты типа Р-27 и Р-27Э были приняты на вооружение в 1984-1985 гг. Они применяются на самолетах МиГ-29К, МИГ-29М, МиГ-29С, Су-27 и Су-27К.

Ракета большой дальности Р-33

В начале 1970-х гг. в ГосМКБ «Вымпел» приступили к проектированию ракеты большой дальности Р-33. Это был советский ответ на разработанный в США истребитель F-14A с ракетой AIM-54A «Феникс». Ракета Р-33 вместе с истребителем МиГ-31 должна была составить многоканальный комплекс дальнего перехвата «Заслон».

Аэродинамическая схема ракеты нормальная Верхняя пара рулей переламывается «наружу» при подвеске на самолет-носитель.

Ракета Р-33 имеет инер- циальное управление и полуактивное радиолокационное самонаведение на конечном участке полета. На истребителе МиГ-31 установлена бортовая РЛС с фазированной антенной решеткой, способная одновременно наводить 4 ракеты на 4 цели, летящие на разных высотах. Вся система управления комплекса разработана НПО «Фазотрон» под руководством главного конструктора В.К. Гришина.

В 1980 г. ракета Р-33 (на МиГ-31) была принята на вооружение.

Позже была создана модификация Р-ЗЗЭ (возможно, она имеет и другое обозначение – Р-37).

Ракета Р-ЗЗЭ обеспечивает поражение целей, летящих на высотах от 25-50 м над различной поверхностью до 26-28 км при числе М=3,5 с превышением или принижением относительно носителя до 10 км. Возможно поражение одновременно до четырех целей на разных высо- тах и интервалах. На выставке «МАКС-95» была указана дальность 120 км, а по зарубежным данным она составляет 160 км.

Ракета Р-33Э

Тактико-технические данные ракеты Р-33Э

Длина, мм 4150

Диаметр корпуса, мм 380

Размах крыла, мм 900

Размах рулей, мм 1180

Вес стартовый, кг 490

Вес боевой части, кг 47

Тип боевой части осколочно-фугасная

Дальность пуска максимальная, км 120

Высота поражаемых целей

максимальная, км от 0,05 до 28

Ракета «ближнего боя» Р-60

Ракета Р-60 разработана в ГосМКБ «Вымпел». Это была первая и последняя отечественная ракета «ближнего боя».

Ракета Р-60 имела аэродинамическую схему «утка» с дестабилизатором Крыло ракеты снабжено роллеронами. Длина ракеты 2100 мм, диаметр корпуса 120 мм, размах крыла 390 мм. Стартовый вес ракеты 45 кг. Вес боевой части 3,5 кг.

Боевая часть снабжена неконтактным взрывателем – радиолокационным, оптическим или комбинированным. Ракета оснащена инфракрасной головкой самонаведения.

Дальность стрельбы на большой высоте от 0,5 до 10 км, на малой высоте 0,3- 1,5 км.

Ракета Р-60 была принята на вооружение в 1974 г. и могла использоваться практически всеми типами истребителей, включая МиГ-21, МиГ-23М, МиГ-25ПД, МиГ-29, МиГ-29С, МиГ-31, Су-24М, Су-25Т и Як-38.

Ракета Р-60 имеет модификации Р-60М и Р-60МК, принятые на вооружение в конце 1970-х гг.

Во второй половине 1980-х гг. в войсковых мастерских держателями Р-60 были дооборудованы вертолеты Ми-8В.

Ракета Р-23

Разработка ракеты Р-23 с радиолокационной головкой самонаведения РГС-23 началась в ГосМКБ «Вымпел» в середине 1960-х гг Главный конструктор ракет В А. Пустовойтов

Уже в процессе работы над Р-23 в Москву доставили ее аналог – ракету AIM-7E «Спэрроу» со сбитого истребителя F-4, упавшего в море близ Хайфона На AIM-7E уже была тогда работоспособная радиолокационная головка самонаведения непрерывного излучения, работающая на фоне земли А у нашего аналога РГС-23, как выразился один специалист, в этом плане «и конь не валялся».

В связи с этим 13 ноября 1967 г. вышло Постановление Совмина СССР 1046-38 о начале работ над ракетой Р-25, представлявшей собой копию AIM-7E. Ракета предназначалась для вооружения истребителя МиГ-23. Главным конструктором Р-25 был назначен А.Л. Лялин. Головку самонаведения для Р-25 делали в КБ «Кулон». Боевая часть ракеты Р-25 стержневая.

Между тем сторонники Р-23 потребовали продолжения работ над отечественной ракетой. Одним из решающих доводов стало использование в РГС-23 более прогрессивного моноимпульсного метода отработки радиолокационного сигнала в отличие от метода конического сканирования в радиолокационной головке самонаведения AIM-7E. Кстати, в позднейшей модификации ракеты AIM-7M американцы тоже перешли на моноимпульсный метод.

Ракета Р-60

Ракета Р-23Р

Ракета Р-23Р

В 1973 г был принят на вооружение фронтовой истребитель-перехватчик МиГ-23М, оснащенный бортовой РЛС «Сапфир-23П» и ракетами Р-23 (К-23).

Параллельная разработка ракеты Р-25 завершилась изготовлением нескольких опытных образцов и была прекращена в начале летных испытании из-за отставания по срокам и характеристикам от Р-23.

Ракета Р-23 в течение десяти лет сохраняла превосходство над зарубежными аналогами по уровню эффективности в сложной информационной обстановке, помехозащищенности ото всех типов известных помех и в условиях отражений от подстилающей поверхности при атаке низколетящей цели. Только в 1982 г. американская ракета AIM-7M с доплеровскои моноимпульсной головкой самонаведения достигла уровня Р-23.

Аэродинамическая схема ракеты Р-23 нормальная с дестабилизатором. Длина ракеты 4 46 м диаметр корпуса 200 мм, размах крыла 1,0 м Стартовый вес ракеты 223 кг. Вес боевой части 25 кг. Дальность стрельбы 25-35 км.

Ракета Р-23 могла поражать цели на высотах от 40 м до 25 км

Кроме ракеты Р-23Р с радиолокационной головкой самонаведения, была создана модификация ракеты Р-23Т с инфракрасной головкой самонаведения Она имела несколько меньший вес – 217 кг и длину 4,18 м.

Ракеты Р-23Р и Р-23Т состояли на вооружении самолетов МиГ-23М, МиГ-23МР, МиГ-23МЛ и МиГ-23МЛД.

Ракеты РС-2УС (слева) и К-13М (справа)

Ракета Р-3 (Р-13)

В 1956 г. в ходе воздушного боя над Тайваньским проливом американские самолеты F-105 выпустили по китайским МиГам несколько ракет «Сайдуиндер» AIM-9B, которые упали на китайской территории. Китайцы отправили ракеты в Москву, где их старательно изучили в ОКБ- 134 и НИИ-2.

В 1957 г. было принято решение скопировать «Сайдуиндер» под индексом Р-13. Саму ракету Р-13 делали в ОКБ-134 под руководством И.И Торопова, а инфракрасные головки самонаведения создавали на конкурсной основе ИГС-59 в НИИ-10 и ТГС-13К в ЦКБ «Геофизика». Конкурс выиграло ЦКБ «Геофизика».

В 1961 г. началось серийное производство Р-13, а в 1962 г. эта ракета под индексом Р-ЗС с ТГС-13К была принята на вооружение истребителей МиГ-21Ф-13 и МиГ-21ПФ.

Ракета Р-ЗС была создана по аэродинамической схеме «утка». Крыло ракеты оснащено роллеронами. Длина ракеты 2840 мм, диаметр корпуса 127 мм, размах крыла 528 мм. Стартовый вес ракеты 75,3 кг. Вес боевой части 11,3 кг.

Дальность стрельбы ракеты на большой высоте от 1 2 до 7 км, на малой высоте 0,7-2 км

В середине 1960-х гг. на вооружение истребителей МиГ-21МБ и МиГ-21 бис поступила модификация Р-13 с радиолокационной головкой самонаведения, получившая индекс Р-ЗР.

Ракета Р-3Р имела несколько большую длину (3417 мм) и вес (83,5 кг). Максимальная дальность стрельбы – до 10 км.

Как и большинство других, ракеты типа Р-13 в различных документах имели кучу других индексов. Так, Р-ЗС еще называлась К-13 и изделие 310, а Р-ЗР – К- 13Р и изделие 320.

Ракета Р-13М

РАКЕТЫ «ВОЗДУХ-ВОЗДУХ» ИНОСТРАННЫХ ГОСУДАРСТВ

РАКЕТЫ США

Воробьиное семейство

Проектирование первой ракеты «Спэрроу» («Воробей») AAM-N-2 началось в 1946 г. Летные испытания проходили в 1948-1950 гг. Иа вооружение ракета была принята в 1955 г

Наведение ракеты на цель осуществлялось по лучу радиолокатора, с помощью которого пилот самолета-носителя отыскивал цель и следил за ней.

Точность системы наведения по радиолучу снижалась по мере приближения ракеты к цели, так как ширина луча увеличивалась.

Другой недостаток этой системы заключался в том, что пилот должен был удерживать луч радиолокатора на цели до попадания в нее ракеты

Серийное производство AAM-N-2 (позже получила название «Спэрроу I») было прекращено в начале 1957 г

Следующая модификация – «Спэрроу II» (AAM-N-3) имела полуактивную радиолокационную систему самонаведения; в остальном ее данные близки к «Спэрроу I». В 1955-1956 гг. было изготовлено небольшое количество ракет «Спэрроу II», и ее сняли с производства в связи с появлением новой модификации – «Спэрроу III».

Ракете « Спэрроу III» первоначально присвоили индекс AAM-N-6, а затем – AIM-7C. Система наведения полуактивная радиолокационная. Двигатель тот же, что на предшествующих моделях. Разработка «Спэрроу III» началась в 1954 г, а в 1958 г ракета была принята на вооружение.

Все модификации ракеты «Сперроу III» выполнены по одинаковой аэродинамической схеме с крестообразным поворотным крылом и стабилизатором и конструктивно состоят из четырех отсеков, головного, крыльевого, боевой части и двигательного. Они имеют одинаковые узлы подвески и приблизительно равные геометрические размеры, что дает возможность использовать их на одних и тех же самолетах-носителях, Управляемые ракеты наводятся по методу пропорциональной навигации и оснащаются полуактивными радиолокационными ГСН Отраженный от цели сигнал облучения принимается антенной ГСН, а прямой опорный – хвостовой антенной. В крыльевом отсеке находится исполнительный механизм, который отклоняет консоли крыла пропорционально сигналам управления

На ракетах применяются боевые части стержневого типа, поражающим элементом которых является непрерывное кольцо из стальных спаянных друг с другом стержней, образуемое после подрыва боевой части неконтактным активным радиолокационным (при полете вблизи цели) или контактным (при прямом попадании) взрывателем.

Ракета AIM-7D принята на вооружение в 1961 г. Выпуск ракет AIM-7D был прекращен в 1963 г, после запуска в производство новой модификации AIM-7E.

Ракета AIM-7E обладала усовершенствованной ГСН, имела новый двигатель, благодаря которому развивала большую скорость и дальность стрельбы. Понятно, что большая дальность – это заслуга не только двигателя, но и новой радиолокационной ГСН.

Ракета «Спэрроу III» AIM-7C

Действие стержневой боевой части ракеты «воздух-воздух»

Позже ракета AIM-7E вошла в состав зенитных комплексов НАТО «Спад» (наземного) и «Альбатрос» (корабельного). На базе AIM-7E многие страны создали собственные ракеты «воздух-воздух». Во Вьетнаме в 1965- 1969 гг. из десяти выпущенных ракет «Спэрроу» в цель попадала лишь одна Боевые действия выявили такие недостатки, как большая минимальная дальность пуска, большая задержка между захватом цели бортовой РЛС самолета-носителя и пуском «Воробья». Особенно была низка эффективность при стрельбе по целям, маневрирующим с большим ускорением

По результатам боевых действий во Вьетнаме срочно началась разработка новой модификации ракеты «Спэрроу» – AIM-7E2, принятой на вооружение в 1968 г. При ее создании основное внимание уделялось достижению необходимых характеристик, обеспечивающих возможность ведения маневренного воздушного боя Для этого было снижено время взведения взрывателя, усовершенствованы ГСН, система управления и привод консолей крыла В результате ракета стала более маневренной и значительно уменьшилась минимально возможная дальность стрельбы. Для удобства эксплуатации стабилизатор на ней выполнен легкосъемным.

К 1973 г. была принята на вооружение ракета AIM-7F. Ее ГСН работала в двух режимах, импульсно-доплеров- ском и непрерывного излучения, что позволяло применять ракету на самолетах с различными бортовыми РЛС.

Боевая часть новой конструкции стержневого типа имела больший радиус поражения. В отличие от предыдущих модификаций, боевая часть ракеты установлена между головным и крыльевым отсеками Это стало возможным благодаря тому, что резко уменьшился объем, занимаемый аппаратурой, поскольку вся электронная схема ГСН, систем управления и подрыва выполнена на микросхемах, а не на электровакуумных лампах. Кроме того, повысилась надежность ракеты – наработка аппаратуры на один отказ составила 470 ч, т е. в восемь раз больше, чем у AIM-7E.

Ракета оснащена новым двухрежимным двигателем «Геркулес» Мк.58 мод. 2. При существенном увеличении дальности стрельбы по сравнению с AIM-7E2, ракета AIM-7F лучше приспособлена к ведению ближнего маневренного боя.

Войсковая эксплуатация ракет AIM-7F выявила ряд недостатков. Один из них – низкая помехозащищенность от радиолокационных сигналов, отраженных от земли, что особенно важно при атаке целей, находящихся на малых высотах. В связи с этим с 1975 г. начаты работы по совершенствованию ракеты AIM-7F путем оснащения ее моно- импульснои ГСН с лучшей помехозащищенностью.

Таблица 11 Данные ракет типа «Спэрроу»

Ракеты «Сайдуиндер»

Проектирование ракет «Сайдуиндер» («Боковой удар») было начато в 1948 г. Летные испытания первых образцов прошли в 1952-1954 гг. В 1956 г. принят на вооружение первый образец ракеты «Сайдуиндер» AIM-9A.

Ракеты «Сайдуиндер» выполнены по аэродинамической схеме «утка». Они имеют цилиндрический корпус диаметром 127 мм и крестообразное трапециевидное в плане крыло. На задних кромках консолей крыла устанавливаются роллероны, обеспечивающие ограничение угловой скорости поворота ракеты относительно продольной оси. Все модификации ракет имеют одинаковое количество комплектующих блоков, которыми являются система наведения и управления (включая ГСН, пневматический привод рулей, источник электрической энергии и контактный взрыватель), неконтактный взрыватель, боевая часть, двигатель. Все ракеты, за исключением AIM-9C, укомплектованы инфракрасными ГСН и могут использоваться только в простых метеоусловиях. Ракета AIM-9C оснащена радиолокационной ГСН и может поражать цели как в простых, так и в сложных метеоусловиях.

В качестве источника электроэнергии на ракетах, (кроме AIM-9D, на которой установлена электрическая батарея), используется газогенератор, приводимый в действие горячим газом, полученным при сгорании шашки двигателя.

Боевые части осколочно-фугасные или стержневые. Их подрыв осуществляется неконтактными взрывателями при пролете ракет на расстоянии до 5-6 м от цели. При прямом попадании боевые части подрываются от контактных взрывателей. Двигатели твердотопливные с одним или двумя режимами работы (стартовым и маршевым).

AIM-9B принята на вооружение ВВС и авиации ВМС США в 1957 г.

Боевая часть осколочно-фугасная, используется инфракрасный неконтактный взрыватель.

На ракете установлен однорежимный твердотопливный двигатель. Его суммарный импульс около 3700 кгс, время работы чуть более 2 с.

Опыт эксплуатации и боевого применения ракеты показал, что она имеет ряд существенных недостатков. Например, ГСН обладает плохой помехозащищенностью и вследствие этого часто не может выделить цели, находящиеся на фоне облаков и поверхности земли. Наведение ракеты невозможно, если пуск ее производится под углом менее ±20° от направления на солнце.

В 60-х годах ракеты AIM-9B производились по лицензии в Западной Германии, где была разработана усовершенствованная ГСН. Основное новшество заключалось во введении системы охлаждения фотосопротивления с применением окиси углерода, баллон с которым объемом 85 см ;размещался в блоке системы наведения и управления полупроводников вместо электровакуумных ламп. Это позволило увеличить чувствительность ГСН, уменьшить мертвую зону в направлении на солнце до 5°. Также улучшилась помехозащищенность ГСН, и она с большей вероятностью выделяет цели на фоне облаков, освещенных солнцем, и в сложных метеоусловиях.

Ракеты «Сайдуиндер» AIM-9D и AIM-9C были приняты на вооружение ВМС США в 1965 и 1966 г. соответственно. Они имеют одинаковые комплектующие блоки, исключая ГСН. На AIM-9D установлена инфракрасная ГСН, а на AIM- 9С – полуактивная радиолокационная. Эти ракеты созданы на базе ракеты AIM-9B, но вместо осколочно-фугасных боевых частей имеют стержневые боевые части.

Ракета «Сайдуиндер» AIM-9В

Ракета «Сайдуиндер» AIM-9L/M

Использование новой стержневой боевой части потребовало повысить точность выдачи сигнала на ее подрыв, поэтому созданный для ракеты AIM-9B инфракрасный взрыватель был модернизирован. Кроме того, разработан новый радиовзрыватель Взрыватели для обеих ракет являются взаимозаменяемыми.

Значительно модифицирована инфракрасная ГСН. Введена система охлаждения фотосопротивления (осуществляется азотом из баллона, размещенного в пусковой установке). Это повысило чувствительность ГСН и увеличило дальность захвата цели. Возрос также максимальный угол отклонения координатора цели. На ракетах AJM-9D и А1М-9С используются легкосъемные рули, что упрощает транспортировку и подвеску ракет на самолет. Привод рулей сделан более мощным, что улучшило маневренность ракет.

Блок системы наведения и управления ракет AIM-9D и AIM-9C имеет не цилиндрическую, как у ракеты AIM-9B, а оживальную форму, что значительно снижает их аэродинамическое сопротивление Усовершенствование ракеты позволило увеличить максимальную дальность стрельбы до 18 км.

Для поражения цели в простых и сложных метеоусловиях, а также со стороны задней и передней полусфер ракеты AIM-9C оснащаются новыми радиолокационными ГСН, которые имеют режим наведения на источник активных радиоизлучений аппаратуры, установленной на самолете противника.

Ракеты «Саидуиндер» AIM-9G и AIM-9H приняты на вооружение ВМС США в начале 70-х годов.

Ракета AIM-9G разработана на базе AIM-9D Ее вес составляет 87 кг В ГСН введено специальное устройство, обеспечивающее более быстрый захват цели. Все остальные комплектующие блоки ракеты остались такими же, как и у ракеты AIM-9D.

Ракета AIM-9H является усовершенствованным вариантом ракеты AIM-9G. В ее бортовой аппаратуре электровакуумные лампы заменены микросхемами. Это позволило увеличить надежность ракеты и снизить ее вес до 84 кг, а также отказаться от газогенератора и использовать термическую батарею. Кроме того, был усовершенствован координатор цели (увеличена скорость слежения за целью) и повышена мощность привода рулей, в результате чего возросла маневренность ракеты.

Дальность стрельбы ракет AIM-9G и AIM-9H осталась такой же, как и у базовой ракеты.

Основными носителями ракет являются истребители F-4, F-8 и F-14

Ракета AIM-9E принята на вооружение ВВС США в конце 60-х годов. Она разработана на базе ракеты AIM-9B. Ракета AIM-9E имеет несколько больший вес и длину 3000 мм. Боевая часть и двигатель остались без изменений Модернизация коснулась систем наведения, управления и подрыва. В ГСН введено термоэлектрическое охлаждение фотосопротивления, что улучшило ее чувствительность.

В результате модернизации повысилась маневренность ракеты, и поэтому она может использоваться для ведения ближнего воздушного боя.

Ракета AIM-9J принята на вооружение ВВС США в начале 70-х годов. Она является улучшенным вариантом ракеты AIM-9E. В ее электронной схеме электровакуумные лампы частично заменены микросхемами Увеличена мощность привода рулей и время работы газогенератора (до 40 с за счет применения шашки большего размера). Применены легкосъемные рули, имеющие сложную конфигурацию в плане

Боевая часть осколочно-фугасная. Неконтактный взрыватель аналогичен взрывателю ракеты AIM-9E

Вьетнамская война показала низкую эффективность всех модификаций ракет «Сайдуиндер». Их применение значительно ограничивало маневренность самолета-но- сителя. Попасть по цели, маневрирующие с большой перегрузкой, было достаточно сложно.

В связи с этим в 1971 г. начались работы по созданию принципиально новой ракеты «Сайдуиндер» AIM-9L.

Повысилась чувствительность головки и появилась возможность захватывать цели не только со стороны их задней, но и передней полусферы. Еще одним улучшением ГСН стало увеличение максимального угла отклонения и скорости слежения координатора цели.

В ГСН ракеты AIM-9L установлена криогенная система охлаждения фотосопротивления- Аргон, использующийся в этой системе, находится в баллоне, размещенном в корпусе ракеты, что дает возможность подвешивать ее на самолеты без доработки их пусковых установок. У более ранних модификаций ракет «Сайдуиндер» баллоны находились в пусковых установках на самолетах-носителях.

Ракета AIM-9L стала первой в мире ракетой «воздух- воздух», оснащенной неконтактным лазерным взрывателем.

Боевая часть ракеты AIM-9L также разработана заново. Она имеет расположенные в два слоя стальные стержни с насечкой для образования осколков заданного веса. Подрыв осуществляется подачей инициирующих импульсов от взрывателя одновременно на оба конца заряда ВВ, что дает возможность сформировать поток осколков соответствующим образом.

Ракета «Сайдуиндер» AIM-9L была принята на вооружение в 1976 г В 1979 г. начались летные испытания новой ракеты AIM-9M, представляющей модернизацию ракеты AIM-9L. На AIM-9M установлен новый двигатель с топливом пониженной дымности Главным же отличием является инфракрасная ГСН с замкнутой системой охлаждения, не требующей перезарядки хладагентом.

Ряд модификаций ракет «Сайдуиндер» (AIM-9C, J, L) производились по лицензии в Швеции. Так, ракеты AJM-9J имели индекс Rb. 24. Ракетами «Сайдуиндер» оснащались все шведские самолеты того времени – Сааб-35, «Дракен», «Лансен» и «Вигген».

Ракеты «Сайдуиндер» широко применялись практически во всех локальных конфликтах 60-90-х годов. Так, в ходе войны за Фолклендские острова (по английским данным) самолеты «Харриер» выпустили 27 ракет «Сайдуиндер» и сбили 16 аргентинских самолетов и вертолетов. Эти факты, видимо, завышены. Известен случай, когда истребитель «Харриер» выпустил по аргентинскому транспортному самолету С-130 две ракеты «Сайдуиндер», одна из которых прошла мимо, а вторая лишь повредила крыло. После этого английский летчик подлетел к С-130 и в упор из пушки всадил в фюзеляж 240 снарядов.

Таблица 12 Данные ракет «Сайдуиндер»

Ракета большой дальности «Феникс»

В 1973 г. на вооружение ВВС и ВМФ США была принята ракета большой дальности «Феникс» AIM-54A. Она создана с учетом проектирования ракеты «Фолкон» AIM-47A.

Система наведения AIM-54A комбинированная Она состоит из полуактивной радиолокационной импульсно- доплеровской системы, работающей по отраженным от цели сигналам самолетной РЛС на начальном и среднем участках траектории, и активной радиолокационной им- пульсно-доплеровской системы самонаведения, включающейся в работу на удалении ракеты от цели на расстояние около 16 км.

Ракета AIM-54A имеет обычную самолетную аэродинамическую схему. Длина ракеты – 3,95 м, калибр 380 мм, размах крыла 915 мм. Боевая часть стержневая весом 60 кг с радиовзрывателем.

Поверхность ракеты покрыта теплоизоляционным материалом для предотвращения кинетического нагрева конструкции свыше 200 °С. Носовая часть выполнена из керамики.

Ракета AIM-54A оснащена твердотопливным двигателем МК60 мод. 0, который работает в двух режимах тяги. Он расположен так, что при выгорании топлива центровка ракеты не нарушается. Вес двигателя с топливом 199 кг, длина 1780 мм.

Носителями ракет «Феникс» были F-111 (2 ракеты в отсеке вооружения и 4 на подкрыльевых пилонах), F-14 «Томкэт» и др. Истребитель F-14A может нести шесть «Фениксов». Его бортовая система управления оружием способна следить за 24 целями и одновременно наводить все 6 ракет на различные цели.

В 1978 г. начались работы по модернизации ракеты «Феникс» AIM-54A. Новая модель получила индекс AIM-54C. Основные бтличия новой ракеты кроются в системе самонаведения. AIM-54C оснащена командно- инерционной и активной радиолокационной системой наведения. Командно-инерциальная система наведения включает в себя компьютер, выполняющий также роль автопилота, и бескарданную гиростабилизированную платформу и позволяет осуществлять наведение ракеты по более сложным и оптимальным траекториям, повышать эффективность ее борьбы с высотными и энергично маневрирующими целями, а также увеличивать точность вывода ракеты на конечный участок полета, на котором она переходит в режим самонаведения. Кроме того, цифровая командно-инерциальная система наведения обеспечивает повышение примерно в два раза надежности бортовой аппаратуры, а наличие средств встроенного автоматизированного контроля дает возможность производить ее проверку независимо от системы управления оружием самолета-носителя F-14 «Томкэт».

Ракета «Феникс» AIM-54

На конечном участке полета AIM-54C включается активная радиолокационная система управления.

Ракета AIM-54C принята на вооружение в 1981 г. Ею могут оснащаться все самолеты-носители ракеты AIM-54A.

Ракета AIM-120A

Проектирование ракеты AIM-120A велось с конца 1979 г. Первоначально она имела обозначение AMRAAM.

Разработчики стремились создать ракету с автономной системой наведения, способную эффективно бороться как с высотными энергично маневрирующими целями, так и с низколетящими целями при наличии интенсивных помех.

Ракета AIM-120A выполнена по нормальной аэродинамической схеме и состоит из трех отсеков головного, боевой части и хвостового Она имеет крестообразное крыло небольшой площади, обеспечивающее достаточно хорошую маневренность при невысоких скоростях полета и крестообразные рули в хвостовой части. В головном отсеке сосредоточена основная часть аппаратуры автономного наведения, которое осуществляется с помощью комбинированной системы – командно-инерциальной на начальном и среднем участках траектории полета и активной радиолокационной на конечном.

Активная радиолокационная ГСН обеспечивает полностью автономное наведение ракеты после надежного захвата цели.

Антенна радиолокационной аппаратуры размещается под радиопрозрачным обтекателем (длина 530 мм, диаметр у основания 178 мм), изготовленным из керамики, армированной стекловолокном.

Типовая траектория наведения ракеты делится на три участка командно-инерциальный, автономный инерци- альный и активный радиолокационный Обнаружение целей производится с помощью бортовой РЛС системы управления оружием самолета-носителя Например, на истребителе F-18 «Хорнет» станция AN/APG-65 может выделять по таким характеристикам, как дальность и скорость сближения, 10 наиболее важных целей и непрерывно их сопровождать при сканировании (на индикаторе в кабине самолета отображаются 8 из них). После выбора цели летчиком ее координаты автоматически вводятся в инерциальную платформу ракеты После пуска ракеты в случае, если она не маневрирует, ее наведение производится с помощью инерциальной системы, а затем начинает работать активная радиолокационная.

Когда цель совершает маневры, производится коррекция ее координат. Для этого осуществляется передача соответствующих команд коррекции через боковые лепестки антенны РЛС самолета-носителя. Подобное командно-инерциальное наведение возможно одновременно для восьми ракет AIM-120A при их пуске по разным целям. При этом на самолетном индикаторе отображается величина оставшегося времени полета каждой ракеты до момента включения ее активной радиолокационной аппаратуры, что позволяет летчику вовремя прекращать передачу команд коррекции на ракеты, перешедшие в режим самонаведения. Такая остановка передачи команд коррекции может производиться также в случае прекращения маневрирования цели, когда ракета способна наводиться с помощью своей инерциальной аппаратуры до момента перехода на самонаведение. Подобный способ наведения применяется лишь при отсутствии радиотехнических помех.

Ракета AIM-120A

Если цель осуществляет постановку активных помех, тогда бортовая аппаратура ракеты на среднем и конечном участках траектории полета может неоднократно переключаться в режим наведения на источник помех. В ближнем воздушном бою при визуальной видимости цели используется режим активного радиолокационного самонаведения.

Ракеты AIM-120A могут подвешиваться на пусковые устройства двух типов: с рельсовыми направляющими и с принудительным отделением при помощи пиропатронов. Первые сконструированы таким образом, что на них можно размещать и ракеты «Сайдуиндер». Устройства второго типа представляют собой несколько модифицированные существующие пусковые установки LAU-17 и LAU-92, которыми оснащаются самолеты F-14, F-15 и F-18. Они рассчитаны для подвески как ракет «Спэрроу», так и AIM-120А. Устройства обоих типов позволяют производить подвеску семи ракет на самолет F-14, шести на F-15, F-16, F-18 и F Мк.2 «Торнадо», четырех на F-4F «Фантом».

РАКЕТЫ ВЕЛИКОБРИТАНИИ

Ракета «Скайфлеш»

Проектирование английской ракеты «Скайфлеш» начала в 1973 г английская фирма «Хоукер Сиддли». Ракета «Скайфлеш» была создана на базе американской ракеты «Спэрроу» AIM-7E. В ней сохранен внешний облик AIM-7E, крыльевой отсек, боевая часть стержневого типа весом около 30 кг и двигатель МК-52 мод. 3.

Принципиальное отличие английской ракеты от американского прототипа заключается в ГСН. «Скайфлеш» оснащена полуактивной радиолокационной моноимпульсной ГСН, имеющей большую точность и лучшую помехозащищенность, чем ГСН конического сканирования ракеты AIM-7E. Последнее обстоятельство позволяет ей надежно выделять низколетящие цели в условиях помех, представляющих собой отраженные от земли сигналы самолетной РЛС ГСН ракеты «Скайфлеш» оптимизирована для совместного использования с РЛС, имеющей канал непрерывного излучения

Ракета «Скайфлеш»

Ракета «Скайфлеш» оснащена более эффективным радиовзрывателем. Элементная база системы управления ракетой создана на микросхемах.

Ракета «Скайфлеш» имеет аэродинамическую схему типа «утка» с крестообразным крылом и стабилизатором. Длина ракеты 3,66 м, диаметр корпуса 203 мм, размах крыла 1020 мм. Стартовый вес 195 кг.

Двигатель весом 68,5 кг имеет время действия около 5 с Максимальная скорость полета 4 М Максимальная дальность стрельбы 50 км. Дальность стрельбы «Скайфлеш» по сравнению с американским прототипом увеличена только за счет лучшей ГСН

В 1978 г ракета «Скайфлеш» была принята на вооружение английских ВВС. Ею оснащались самолеты F-4, «Торнадо», F-16.

Ракета «Скайфлеш» производится по лицензии в Швеции под индексом Ав 71. Ею оснащены шведские истребители-перехватчики «Вигген».

В конце 70-х годов в Англии были начаты работы по модернизации ракеты «Скайфлеш». Новая ракета получила названием «Эктив Скайфлеш». Английская фирма «Маркони» создала специально для нее активную радиолокационную ГСН

РАКЕТЫ ФРАНЦИИ

Ракеты типа Матра

Первые ракеты класса «воздух-воздух» французской фирмы «Матра» имели радиокомандную систему наведения.

В 1957 г. была принята на вооружение ракета Матра R-510 Она оснащалась довольно редко встречающейся системой наведения – оптической системой самонаведения В головке самонаведения был помещен фотоэлемент, реагирующий на отличную от фона степень освещенности цели.

В 1956 г. начались испытания ракеты Матра R-511, оснащенной полуактивной ГСН. Ракета была создана по аэродинамической схеме «утка».

Ракета типа Матра R 530

Ракета типа Матра «Супер»

В 1962 г. во Франции принята на вооружение ракета Матра R.530, созданная на базе ракет R-510 и R-511.

Она оснащалась двумя взаимозаменяемыми ГСН – инфракрасной и полуактивной радиолокационной. Ракета предназначена для поражения целей на средних высотах на встречнопересекающихся курсах.

Ракета R-530 имеет аэродинамическую схему «утка». Длина ракеты 3284 мм. Диаметр корпуса 263 мм. Размах крыла 1103 мм. Стартовый вес ракеты 195 кг. Боевая часть стержневая. Ее вес 30 кг.

Ракета развивает максимальную скорость 2600 км/ч. Высотный диапазон применения ракеты – до 21 км. Дальность стрельбы – до 18 км.

Ракета Матра R 530 получила широкое распространение во Франции и других странах. Ею были вооружены самолеты «Мираж» IIIC, «Супер Мистэр» В.2, F-8E, F-104 «Крусейдер» «Старфайтер» и др. Ракета поставлялась в Великобританию, Израиль, Австралию и ЮАР.

С 1971 г. фирма «Матра» работала над модернизацией R.530 В 1977 г. она выпустила пробную партию модернизированных ракет R.530D, которые получили название Матра «Супер», или просто «Супер».

Ракета R.530D имела полуактивную импульсно-до- плеровскую радиолокационную ГСН и блок цифровой обработки информации.

Аэродинамическая схема нормальная самолетная с крылом большой протяженности по хорде и управляемым стабилизатором в хвостовой части.

Полная длина ракеты 3,8 м, диаметр корпуса 263 мм, размах стабилизатора 880 мм. Стартовый вес ракеты 265 кг Вес осколочно-фугасной боевой части 31 кг.

Ракета R.530D оснащена двумя двигателями, работающими на смесевом топливе.

Максимальная скорость ракеты достигает 4 М. Высота применения – до 24 км. Ракета способна перехватывать цели, летящие с превышением над носителем до 10 км. Максимальная перегрузка ракеты при маневрировании – 30 д. Дальность стрельбы до 40 км.

Ракета Матра «Супер» R.530D принята на вооружение в 1987 г. Ею вооружены истребители «Мираж» III, «Мираж» F.1, «Мираж» 2000 и F-8E.

Ракеты типа «Мажик»

В 1967 г. французская фирма «Матра» приступила к проектированию ракеты ближнего боя «Мажик» R.550, оснащенной инфракрасной ГСН.

Ракета выполнена по аэродинамической схеме «утка» с дестабилизатором. В головной части перед рулями и в одной с ними плоскости установлены четыре неподвижные аэродинамические поверхности, которые служат для стабилизации потока и повышения эффективности рулей. При этом обеспечивается увеличение углов атаки по сравнению с классической схемой «утка». Размах рулей ракеты 470 мм Они имеют сложную в плане конфигурацию. Консоли крыла с размахом 650 мм установлены на втулках и могут свободно поворачиваться относительно корпуса, что уменьшает момент косой обдувки и обеспечивает лучшую управляемость ракеты по крену.

На ракете установлен неконтактный инфракрасный взрыватель, радиус действия которого около 5 м.

Длина ракеты 2800 мм. Диаметр корпуса 157 мм.

Стартовый вес ракеты 88 кг. Вес боевой части около

12,5 кг. Вес взрывчатого вещества б кг. Максимальная дальность стрельбы на больших высотах -7 км, на малых – около 2 км. Минимальная дальность стрельбы 300 м.

Ракета «Мажик» R.550 в 1974 г. была принята на вооружение ВВС и ВМФ Франции. Ею оснащены самолеты «Мираж» ШС, «Ягуар», «Супер Этандар», F-8F «Крусейдер» и др.

В конце 70-х годов фирма «Матра» начала работы по модернизации ракеты «Мажик». Новая ракета получипа название «Мажик-2». По своим габаритно-весовым характеристикам и внешнему виду она сходна с ракетой «Мажик».

Основные отличия новой ракеты заключаются в применении в ней усовершенствованной инфракрасной ГСН, активного инфракрасного взрывателя и более мощного твердотопливного ракетного двигателя.

В 1985 г. ракета была принята на вооружение ВВС и ВМФ Франции. Ею оснащены самолеты «Мираж» F.1, «Мираж» IIIC, «Мираж» 2000, «Альфа Джет», «Супер Этандар» и др.

РАКЕТЫ ИТАЛИИ

Ракета «Аспид-1А»

В 1969 г. командование итальянских ВВС заключило контракт с фирмой «Селения» на разработку ракет средней дальности «Аспид-1 А» на базе американской ракеты «Спэрроу» FIM-7E.

По сравнению с прототипом «Аспид-1 А» имеет почти вдвое большую дальность стрельбы и повышенную помехозащищенность. Первое достигнуто за счет увеличения габаритов двигателя. Второе – за счет новой моноимпульсной ГСН. Уменьшен вес электронных блоков вследствие применения интегральных микросхем.

Ракета «Аспид-1 А» создана по аэродинамической схеме «утка». Полная длина ракеты 3,7 м, диаметр корпуса 203 мм, размах крыла 800 мм. Стартовый вес ракеты 220 кг. Вес осколочно-фугасной боевой части 33 кг. Взрыватель радиолокационный. Ракета оснащена твердотопливным двигателем. Максимальная дальность стрельбы, по различным источникам, от 35 до 50 км.

Ракета может маневрировать с ускорением до 30 g и эффективно применяется в ближнем бою.

Ракетами «Аспид-1 А» оснащены итальянские истребители-бомбардировщики F-104S.

Ракета типа «Мажик» R.550

Ракета «Аспид-1 А»

Ракета PL-5

Ракета PL-9

РАКЕТЫ КИТАЯ

Ракеты PL-5A и PL-9

Китайская ракета ближнего боя PL-5A создана на базе американской ракеты «Сайдуиндер» AIM-9B Ракета имеет аэродинамическую схему «утка». Полная длина ракеты 2,9 м, диаметр корпуса 0,13 м. Стартовый вес 85 кг. Ракета оснащена инфракрасной ГСН, осуществляющей всеракурсный захват цели. Дальность стрельбы 5 км.

В 1989 г. на вооружение была принята ракета PL-9. Она также выполнена по аэродинамической схеме «утка». Полная длина 2,9 м, диаметр корпуса 157 мм. Стартовый вес 115 кг. Согласно китайской рекламе, инфракрасная ГСН имеет «мертвую зону по солнцу 15"», что, по мнению автора, сомнительно, а реально – 30°. Дальность стрельбы 15 км. Высотный диапазон применения от 0 до 21 км. Максимальная перегрузка при маневрировании 35 д.

Ракета PL-9 состоит на вооружении китайских самолетов J-7, Q-5 и J-8.

РАКЕТЫ ЮАР

Ракета «Кукри»

В 70-х годах в ЮАР была создана ракета ближнего воздушного боя «Кукри». Ее прототипом стала французская ракета «Мажик».

Ракета выполнена по аэродинамической схеме «утка». В ее головной части перед рулями имеются две неподвижные аэродинамические поверхности (дестабилиза- торы). В одной с ними плоскости расположены 2 трапециевидных руля со ступенчатой передней кромкой, 2 других руля – обычной трапециевидной формы. В хвостовой части находится крестообразное крыло.

Ракета «Кукри»

Длина ракеты 2,94 м. Диаметр корпуса 127 мм Размах крыла 0,56 м. Стартовый вес ракеты 73,4 кг. Максимальная скорость ракеты 2,5 М. Дальность стрельбы 0,3- 4 км.

Ракета оснащена инфракрасной ГСН, обеспечивающей поражение цепи со стороны задней полусферы.

Ракета «Кукри» имеет те же узлы подвески, что и у американских ракет «Сайдуиндер» и французских «Мажик», и может запускаться с их пусковых установок.

АМЕРИКАНСКАЯ ПРОТИВОСПУТНИКОВАЯ РАКЕТА ASAT

Авиационный ракетный комплекс перехвата разрабатывается американскими фирмами «Воут», «Боинг» и «Макдоннелл-Дуглас» с 1977 г. Он предназначен для поражения искусственных спутников Земли противника на низких орбитах.

В состав комплекса входит самолет-носитель (модернизированный истребитель F-15) и 2-ступенчатая ракета ASAT (Anti-Satellite). Вес ракеты около 1200 кг, длина 6,1 м, диаметр корпуса 0,5 м. Ракета подвешивается под фюзеляжем.

В качестве двигательной установки первой ступени применен усовершенствованный ракетный твердотопливный двигатель тягой 4500 кг (устанавливается на управляемой ракете СРЭМ), второй – твердотопливный двигатель тягой 2720 кг (в четвертой ступени ракеты-носителя «Скаут»), Полезной нагрузкой является малогабаритный перехватчик MHIV, имеющий вес 15,4 кг, длину 460 мм и диаметр около 300 мм.

Перехватчик состоит из нескольких десятков небольших двигателей, инфракрасной системы самонаведения, лазерного гироскопа и бортового компьютера На его борту нет взрывчатого вещества, поскольку поражение цели (искусственного спутника Земли противника) намечается осуществлять за счет кинетической энергии при прямом попадании в нее.

Наведение ракеты ASAT в расчетную точку пространства после ее отделения от самолета-носителя производится инерциальной системой. Она размещается на второй ступени ракеты, где для обеспечения управления по трем плоскостям установлены небольшие двигатели, работающие на гидразине. К концу работы второй ступени малогабаритный перехватчик раскручивается до 20 об/с с помощью специальной платформы. Это необходимо для нормальной работы инфракрасной системы самонаведения и обеспечения стабилизации перехватчика в полете. К моменту отделения перехватчика его инфракрасные датчики, ведущие обзор пространства с помощью восьми оптических систем, должны захватить цель.

Твердотопливные двигатели перехватчика расположены в 2 ряда по окружности его корпуса, причем сопла размещаются посредине. Это позволяет MHIV перемещаться вверх, вниз, вправо и влево. Моменты включения в работу двигателей для наведения перехватчика на цель должны быть рассчитаны, чтобы сопла ориентировались в пространстве нужным образом. Для определения ориентации самого перехватчика служит лазерный гироскоп, являющийся, по существу, высокоточными часами, которые отсчитывают обороты. Принятые инфракрасными датчиками сигналы от цели, а также информация с лазерного гироскопа поступают в бортовой компьютер. Он устанавливает с точностью до микросекунд, какой двигатель должен включиться для обеспечения движения перехватчика по направлению к цели. Кроме того, бортовой компьютер рассчитывает последовательность включения двигателей, чтобы не нарушалось динамическое равновесие и не началась нутация перехватчика.

Пуск ракеты ASAT с самолета-носителя предполагается осуществлять на высотах 15-21 км как в горизонтальном полете, так и в режиме набора высоты.

Для превращения серийного истребителя F-15 в носитель ASAT потребовалась установка специального подфюзеляжного пилона.

В 1984 г. были произведены 2 пуска системы ASAT. Первое приближенное к боевому испытание было проведено в Калифорнии 13 сентября 1985 г. Запущенная с истребителя F-15 ракета «СРЭМ-Альтаир» уничтожила американский спутник «Солуинд» на высоте 450 км.

США запланировали развернуть систему противоспутниковой обороны в составе 56 самолетов-носителей F-15 и 112 ракет. Кроме того, планировалось оснащение системой ASAT палубных истребителей F-14 и размещение этой системы на авианосцах.

В нашей открытой печати появились сообщения о создании аналогичной системы в СССР. Противоспутниковые системы запускались с истребителя МиГ-31.

В начале 1990-х гг. работы по системе ASAT в США прекращены, по-видимому, в результате неофициального соглашения с Россией. Однако работы по подобным противоспутниковым системам не ограничены никакими официальными договорами.

БОМБОВОЕ