Х 66 ракета – X-66

Управляемая ракета «воздух-земля» Х-66 (СССР) » Военное обозрение

В середине пятидесятых годов прошлого века военное и политическое руководство Советского Союза «заболело» ракетной техникой. На перспективное ракетное вооружение возлагались большие надежды. Считалось, что оно способно потеснить, а то и вовсе заменить некоторые «традиционные» системы. В частности, широкое распространение тактических ракетных комплексов сказалось на развитии фронтовой авиации, которая подверглась серьезным сокращениям. Со временем эйфория от ракет прошла, после чего появилось понимание, как следует развивать вооруженные силы и их оружие. К примеру, было решено обратить внимание на управляемые ракеты «воздух-поверхность» для фронтовой авиации.

В 1963 году ОКБ-134 (ныне ГосМКБ «Вымпел») начало работы по проекту Х-23. Их целью было создание новой авиационной ракеты с радиокомандной системой наведения. Х-23 должна была стать первой советской управляемой ракетой «воздух-земля». Требования к этому изделию оказались столь высоки, что работы по проекту затянулись. К испытаниям ракеты удалось приступить только в 1967 году, а постановление о принятии на вооружение вышло в 74-м. В связи с подобными проблемами в 1966 году было решено разработать альтернативный проект ракеты, призванный обеспечить ВВС новым вооружением в приемлемые сроки.

В начале весны 1966 года специалисты конструкторского бюро завода №455 (позже ОКБ «Звезда») предложили параллельно с Х-23 разработать вторую управляемую ракету, основанную на имеющихся узлах и агрегатах. За счет такого подхода планировалось завершить проектирование и испытания в кратчайшие сроки. Руководство министерства авиационной промышленности ознакомилось с предложением и одобрило его. Приказ о начале разработки новой ракеты вышел 12 марта 1966 года. По году начала работ проект получил обозначение Х-66.

Предварительные работы по проекту позволили определить общую архитектуру ракеты. Для создания изделия Х-66 требовалось разработать заново только два агрегата: корпус и боевую часть. Все остальные узлы ракеты можно было заимствовать у существующих серийных изделий и в некоторых случаях провести минимальные доработки. Благодаря этому уже к началу 1967 года были собраны несколько опытных ракет, предназначенных для проведения первых испытаний.

Новую ракету было решено строить по аэродинамической схеме «утка» с рулями в носовой части корпуса. Основным агрегатом изделия Х-66 стал оригинальный планер, который предлагалось изготавливать из алюминиевых, стальных и магниевых сплавов. Корпус веретенообразной формы имел длину 3,63 м и максимальный диаметр 275 мм. В хвостовой части корпуса крепились Х-образные стреловидные крылья размахом 811 мм. Рули схожей конструкции находились в носовой части ракеты. Перевозка ракеты на внешней подвеске самолетов позволила обойтись без механизма складывания плоскостей. На поверхности корпуса имелся узел для подвески ракеты на пилон самолета, заимствованный у ракеты «воздух-воздух» РС-2УС.

Корпус ракеты Х-66 разделялся на шесть отсеков, в каждом из которых находилась та или иная аппаратура. В носовом отсеке поместили два изолированных соосных конуса, входивших в состав электрического контактного взрывателя. Во втором отсеке находился предохранительный механизм взрывателя и рулевые машинки. На его внешней поверхности крепились рули. Третий отсек вмещал осколочно-фугасную боевую часть с взрывателем, четвертый – твердотопливный ракетный двигатель. В пятом отсеке корпуса поместили часть электрического оборудования, набор датчиков системы управления и разъемы для подключения внешней аппаратуры. Хвостовой отсек вмещал в себя радиокомандную систему наведения с приемной антенной.

Для разгона ракеты со стартовой массой 278 кг пришлось использовать двигатель, заимствованный у изделия со схожими характеристиками. В основу твердотопливного двигателя ПРД-204 лег двигатель ПРД-25, использовавшийся в ракете К-8. Это был однокамерный однорежимный твердотопливный ракетный двигатель с вкладным зарядом топлива весом 62 кг. Для использования на ракете Х-66 базовый двигатель ПРД-25 претерпел лишь одно заметное изменение. Вместо одного сопла в заднем торце пришлось использовать два, выведенные по бортам корпуса ракеты. Такое изменение конструкции было обусловлено наличием хвостового обтекателя корпуса, внутри которого предлагалось поместить аппаратуру наведения.

Использованный двигатель обеспечивал максимальную тягу до 3500 кг, работал в течение 4-6,7 с и имел суммарный импульс 10850 кгс. Во время испытаний ракета Х-66, оснащенная таким двигателем, показала достаточно высокие характеристики. Стартовая скорость равнялась 440 м/с, максимальная достигала 700 м/с. Изменение скорости в ходе полета и разгон на маршевом участке обеспечивались при помощи особой формы порохового заряда. Допускался пуск ракеты на дальность от 3 до 6 км. При полете на максимальную дальность, продолжавшемся порядка 15 секунд, ракета должна была преодолевать основную часть траектории с отработавшим двигателем. На конечном участке полета скорость снижалась до 300 м/с.

В средней части ракеты Х-66 поместили боевую часть Ф-66 весом 103 кг. Осколочно-фугасная БЧ представляла собой металлический корпус с помещенным внутрь него зарядом взрывчатого вещества ТГ-40 весом 51 кг. Использованная боевая часть, в зависимости от точности попадания, могла поражать живую силу и легкобронированную технику противника. В состав боевой части входил контактный электрический взрыватель, блокировавший подрыв в течение 4-8 с после запуска.

Для стабильного поведения на траектории изделие Х-66 получило набор специальной аппаратуры. Блок датчиков ускорений автоматически фиксировал маневры ракеты и передавал данные о них в вычислительное устройство. Управление по курсу и тангажу предлагалось осуществлять при помощи носовых рулей, приводимых в действие пневмомашинкой с питанием от баллона со сжатым газом. Баллон наполнялся осушенным воздухом под давлением 400 атмосфер. Ввиду сложности такой процедуры заправка должна была производиться заводом-изготовителем, после чего ракета могла храниться в течение всего срока эксплуатации. Запаса сжатого воздуха хватало на 20 секунд работы рулей.

Было решено оснастить ракету Х-66 системой наведения, заимствованной у существующего изделия РС-2УС. В состав аппаратуры наведения 5И-1-Б включили штыревую приемную антенну, приемник сигнала самолетной РЛС РП-21М «Сапфир», а также блок управления. Предполагалось, что для управления полетом ракеты самолет-носитель будет удерживать на цели луч своей радиолокационной станцией. Работа системы наведения в таком случае заключалась в удержании ракеты в пределах луча. Для этого бортовая аппаратура ракеты принимала сигнал РЛС РП-21М и сигналы с датчиков, на основе которых формировались команды для рулевых машинок.

Использованный принцип наведения сказался на методике боевого применения ракеты. Самолет-носитель должен был входить в пике, подсвечивая своей РЛС выбранную цель. После запуска ракета Х-66 должна была сходить с подвески самолета со скоростью порядка 440 м/с и примерно через 1,5 с после схода попадать в луч РЛС «Сапфир». Далее автоматика ракеты должна была удерживать ее на заданной самолетом-носителем траектории до попадания в цель. Такая методика позволяла производить запуск только с пикирования, а также предъявляла определенные требования к мастерству летчика, который должен был в течение нужного времени удерживать прицельную метку точно на цели. Допускался одновременный запуск двух ракет Х-66 по одной цели. В таком случае пуск производился с интервалом порядка 0,5 с во избежание столкновения ракет или негативного влияния спутных струй.

За счет использования существующих узлов и агрегатов разработка проекта Х-66 заняла всего несколько месяцев. До конца 1966 года завод №455 изготовил две ракеты-прототипа с телеметрической аппаратурой и восемь полноценных боевых изделий. Все эти ракеты предназначались для проведения испытаний. Проверки перспективного авиационного оружия стартовали в 1967 году.

Первые испытательные запуски ракет-прототипов проводились на полигоне с использованием наземной пусковой установки. Затем платформой для ракеты стал серийный истребитель МиГ-21ПФ, оснащенный радиолокационной станцией РП-21М «Сапфир». До начала 1968 года состоялось около трех десятков испытательных пусков со стрельбой с пикирования и в горизонтальном полете. В ходе испытаний были выявлены и исправлены проблемы с управлением по крену и работой взрывателя. Кроме того, недостатком считались сравнительно низкая точность попадания (КВО порядка 10-12 м) и необходимость удерживать самолет на боевом курсе до попадания ракеты в цель.

При всех своих недостатках, в начале 1968 года изделие Х-66 было единственной отечественной управляемой ракетой «воздух-поверхность». В результате ракета была рекомендована к принятию на вооружение. Соответствующее постановление Совмина вышло 14 мая 1968 года. Носителями нового оружия стали истребители-бомбардировщики МиГ-21ПФМ и МиГ-21ПФС. Эти самолеты могли нести по две ракеты, подвешенные на пилонах под крылом.

С 1968 года ракеты Х-66 производились на Калининградском машиностроительном заводе. Известно, что к 1972 году с конвейера сошли 1175 ракет. С 72-го изделие Х-66 выпускалось в доработанной версии с использованием новых комплектующих. Так, исходный двигатель заменили новым ПРД-228, заимствованным у ракеты Х-23 и имевшим более высокие характеристики. Кроме того, были использованы новые аккумуляторные батареи и ампульный пневмоблок. Эти нововведения позволили увеличить дальность полета до 10 км и поднять максимальное время работы аппаратуры до 25 с.

Характерным недостатком ракеты Х-66 была необходимость длительного удержания самолета-носителя на одном курсе, из-за чего он не мог активно маневрировать и подвергался повышенному риску поражения зенитными средствами противника. В первой половине семидесятых была разработана новая модификация РЛС РП-21М под названием РП-21МИ. Основным отличием этой станции была система демпфирования луча, позволявшая удерживать луч на цели при некоторых маневрах самолета-носителя. Испытания показали, что новая радиолокационная станция почти вдвое повышает точность попадания ракеты.

В 1973 году появилась контейнерная система «Луч», обеспечивавшая наведение ракеты Х-66 без участия бортовой РЛС РП-21М. Контейнер «Луч» позволял применять ракеты Х-66 различными боевыми самолетами, а не только несколькими модификациями МиГ-21.

РЛС РП-21МИ и контейнер «Луч» представляли определенный интерес, однако не пошли в серию. К моменту их появления ВВС СССР располагали управляемой ракетой Х-23, для временной замены которой проектировалась Х-66. Кроме того, уже создавались новые виды управляемого авиационного вооружения. Изделие Х-66 считалось устаревшим, а его совершенствование сочли нецелесообразным.

Производство ракет Х-66 продолжалось до середины семидесятых годов. Изготовленные ракеты активно использовались для обучения личного состава, а также применялись в ходе различных маневров с участием боевых самолетов. Со временем Х-66 уступила свое место в арсеналах более новым и совершенным изделиям. Тем не менее, за ней осталось почетное звание первой в Советском Союзе серийной управляемой ракеты класса «воздух-земля», предназначенной для самолетов фронтовой авиации.

По материалам сайтов:
http://airwar.ru/
http://rbase.new-factoria.ru/
http://prowars.ru/
http://oborona.ru/

topwar.ru

Авиационная ракета Х-66 | Ракетная техника

]]>]]>

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

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

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

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

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

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

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

 

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

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

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

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

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

rbase.new-factoria.ru

Тактическая авиационная ракета Х-66. — Российская авиация

Тактическая авиационная ракета Х-66 («изделие 66»).

Разработчик: КБ завода №455 (с 1966 года — «Калининградский машиностроительный завод»)
Страна: СССР
Начало разработки: 1966 г.
Испытания: 1967-1968 гг.
Принятие на вооружение: 1968 г.

С увеличением скорости и высоты полёта самолётов фронтовой авиации точность применения традиционного оружия резко снизилась. Одновременно шло совершенствование средств ПВО и насыщение ими боевых порядков войск. Всё это привело к необходимости разработки нового вида вооружения — управляемых авиационных ракет. Опыт войны во Вьетнаме поставил данный вопрос ребром. В 1965 году, в период интенсификации боевых действий (после разрушения ВВС США стратегического моста через р. Красная прямым попаданием управляемых ракет AGM-12 «Булл-пап», примененных с самолетов «Супер Сейбр») вьетнамская сторона попросила советское правительство довооружить самолет МиГ-21ПФМ управляемыми средствами поражения наземных целей. Однако на тот момент Советский Союз подобным вооружением не располагал.

В связи с этим Генеральным конструктором А.И.Микояном было дано noручение комплексу вооружения ОКБ (начальник комплекса В.Г.Кореньков) дать технические предложения по решению этой проблемы в кратчайшие сроки. Поскольку задача ставилась применительно к самолету МиГ-21ПФМ, то поиск решения проблемы со всей очевидностью лежал в области устранения недостатков системы вооружения данного самолета, выявленных при пуске ракет РС-2УС по земле, изложенных в акте № 50. Анализ материалов акта и параметров контура управления ракеты, проведенного сотрудниками НИИ-2 (ГосНИИАС) Р.Д.Кузьминским, Г.А.Кирюшиным и другими, показал воможность обеспечения приемлемой точности наведения для эффективного поражения целей боевой частью массой 100 кг.

В ОКБ Микояна (В.Г.Кореньков, Н.Н.Завиданов, В.Н.Анисимов др.) совместно с ГосНИИАС (Р.Д.Кузьминский, Г.А.Кирюши В.А.Черке и др.) были разработаны технические предложения создания первой отечественной тактической ракеты класса «воздух-поверхность» на основе межвидовой унификации (модернизированный двигатель твердого топлива ракеты К-8 класса «воздух-воздух», аппаратура управления, пневмоблок, батарея ракеты РС-2УС класса «воздух-воздух», взрывательное устройство НРС-24 и др.).

После одобрения коллегией МАП технические предложения были переданы на Калининградский машиностроительный завод.

Приказом министра авиационной промышленности П.В.Дементьева, № 100 от 12 марта 1966 года на КМЗ для разработки конструкторской документации ракеты Х-66 создается ОКБ. Главным конструктором ОКБ был назначен Ю.Н.Королев. Для реализации проекта ракеты Х-66 из ОКБ Микояна был переведен В.Г.Кореньков, назначенный на должность заместителя главного конструктора.

Летная отработка ракеты Х-66 проведена с 1967 по 1968 гг., и приказом министра обороны № 0075 от 20.06.1968 г. ракета была принята на вооружение.

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

— планер. Выполнен из алюминиевых (25,5%) и магниевых (24,7%) сплавов, кроме корпусов двигателя и боевой части, выполненных из стали (43%), покрыт антикоррозийным покрытием и технологически разделен на шесть отсеков, четыре консоли крыла, каждая из которых имеет элерон, четыре руля и гаргрот;

— двигатель ПРД-204 (изделие З96-Пс64). Является однокамерным однорежимным твердотопливным ракетным двигателем с вкладным пороховым зарядом. Двигатель ПРД-204 имел суммарный импульс 10850 кгс, максимальную тягу 3500 кг, время работы 4,0-6,7 сек., массу топлива 62 кг, массу снаряженную 118 кг;

— осколочно-фугасно-кумулятивную боевую часть Ф-66, состоящую из стального корпуса, в котором размещено снаряжение (взрывчатое вещество ТГ40) и имеется гнездо для взрывателя. Обеспечивает пробивание гомогенной брони толщиной до 250 мм и поражение по типу «С» кабины РЛС в радиусе до 10 м;

— взрывательное устройство ЭВУ-Н-29, состоящее из взрывателя ЭВУ-Н-29, в литом корпусе которого размещены узел дальнего взведения и элементы электроцепи, и реакционного контакта. Обеспечивает подрыв боевой части при встрече ракеты с преградой не ранее чем через 4-8 сек. после пуска;

— аппаратуру управления и стабилизации. Она состоит из двух датчиков линейных ускорений ДА-11, двух рулевых блоков для управления по тангажу и курсу ДА-2СА и ДА-3СА, каждый из которых включал управляющий магнит, двухстепенной демпфирующий гироскоп, сопло с приемником воздушного давления и рулевую пневмомашинку, и одного блока крена ДА-1, содержащего интегрирующий гироскоп с арретиром, сопло и рулевую пневмомашинку с приемником воздушного давления;

— аппаратуру наведения 5И-1-Б, состоящую из штыревой антенны, высокочастотной части приемного устройства, приемника и блока управления и обеспечивающую прием радиосигналов с бортовой РЛС носителя и сигналов датчиков линейных ускорений ДА-11 и преобразование их в управляющие токи распределенные по каналам управления;

— воздушную систему, состоящую из пневмоблока, трубопроводов для подвода воздуха к блоку крена для раззаретирования гироскопа и обеспечения работа рулевой машинки, а также раззаретирования датчиков ускорений, коллектора и трубопроводов для подвода воздуха в рабочие цилиндры рулевых блоков раскрутки демпфирующих гироскопов, раззаретирования рулей;

— электросистему, состоящую из аккумуляторной батареи 949Ф, электрооборудования и электросети.

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

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

— двигатель ПРД-228 (изделие 393-11) с ракеты Х-23, имевший по сравнению с ПРД-204 более высокие энергетические и эксплуатационные характеристики. Он допускал 50 взлетов-посадок вместо 5, мог использоваться в тропических условиях и при кинетическом нагреве ±150°С;

— ампульный пневмоблок (с ракеты Х-23) вместо пневмоблока, что вызвало изменения в воздушной системе ракеты;

— блок питания МБП-66 (включает две термохимические батареи 9Б16) вместо батареи 949Ф, что вызвало изменения в электрооборудовании и электросхеме ракеты и позволило повысить дальность прицельного пуска до 10 км и время управляемого полета до 19 сек.

Основными целями ракеты Х-66 являлись ракетные установки, кабины РЛС, бронемашины, железнодорожные эшелоны и малотоннажные корабли. После обнаружения цели летчик пикировал на нее, прицеливаясь по коллиматорному прицелу ПКИ с неподвижной маркой, при этом луч РЛС РП-21М был «закреплен» и совпадал с прицельной маркой. Пуск ракет возможен с пикирования под углом 10-30° как одиночно, так и залпом. После нажатия боевой кнопки включается часовой механизм программного регулирования усиления по дальности и мощности поступающего на борт радиосигнала, происходит запуск двигателя, ракета сходит с направляющей и летит автономно, стабилизируясь вокруг продольной оси. Примерно через 1,5 сек. после схода с пускового устройства Х-66 входит в луч бортовой РЛС носителя и аппаратура наведения начинает вырабатывать сигналы для удержания ее на равносигнальной линии радиолуча. В конце активного участка полета происходит полное взведение взрывателя и ракета полностью готова к подрыву, который происходит при ее встрече с преградой. До этого момента летчик должен удерживать марку прицела на цели.

Единственным носителем ракеты Х-66 был самолет МиГ-21ПФМ, который мог брать две ракеты, размещавшиеся на правой и левой подкрыльевых точках подвески на пусковых устройствах АПУ-68У.

На точность наведения влияли как сам способ наведения, зависящий от дальности, так и состав оборудования носителя, не имевшего САУ, позволяющей демпфировать собственные колебания самолета и, следовательно, радиолуча. Центральная марка прицела на предельных дальностях закрывала малоразмерную цель, мешая прицеливанию.

ТТХ ракеты Х-66 (выпуска 1969 г. / выпуска 1974 г.):
Максимальная дальность пуска, км:
— с максимальной высоты пуска: до 6 / до 10
— с минимальной высоты пуска: до 6 / до 10
Минимальная дальность пуска, км:
— с максимальной высоты пуска: до 3 / до 3
— с минимальной высоты пуска: до 3 / до 3
Диапазон высот пуска, км: 0,5-5,0 / 0,5-5,0
Диапазон скоростей пуска, км/ч: 560-1100 / 560-1100
Скорость полета, м/с:
— максимальная: менее 700 / 700;
— средняя (на дальности, км): 430-600 / 420-570
— минимальная конечная: менее 300 / 300
Время управляемого полета, сек: до 15 / до 25
Располагаемая перегрузка, g: до 11 / до 11
Точность (Екно), м: 8,2 / 8,2
Размеры ракеты, мм:
— длина: 3631 / 3631
— диаметр: 275 / 275
— размах крыла: 811 / 811
Стартовая масса ракеты, кг: 278 / 278
Macca боевой части, кг: 105 / 105
Тип боевой части: ОФК
Тип двигателя: РДТТ
Тип системы наведения: по радиолучу
Условия применения: простые метеоусловия
Носители: МиГ-21ПФМ.

Ракета Х-66 в музее Корпорации «Тактическое ракетное вооружение».

Х-66. Рисунок.

Х-66. Схема.

.

.

Список источников:
А.Б.Широкорад. История авиационного вооружения.
Е.А.Федосов. Авиация ВВС России и научно технический прогресс. Боевые комплексы и системы вчера, сегодня завтра.
А.В.Карпенко, С.И.Ганин. Отечественные авиационные тактические ракеты.
В.Ю.Марковский, К.Перов. Советские авиационные ракеты «воздух-земля».

xn--80aafy5bs.xn--p1ai

Х-66 («изделие 66») – первая отечественная тактическая авиаракета

Как известно, первым в Советском Союзе серийное выпуск ракет К-5 класса «воздух—воздух» освоил в середине 1950-х годов завод №455, находившийся в подмосковном Калининграде (теперь город Королев). Данный завод организовали в 1942 году на базе филиала куйбышевского завода № 145, который расположился на территории созданного в Подмосковье предприятия, затем эвакуированного в г. Кузнецк-Пензенский, еще в довоенные годы переключившегося с выпуска продукции для народного хозяйства на производство авиационных радиаторов и других комплектующих самолетов. На заводе №455 был начат к выпуску авиационного вооружения и агрегатов для самолетов. Начиная с 1955 года, на заводе впервые в СССР было начато изготовление управляемых ракет «воздух—воздух». Забегая вперед, скажем, что в 1966 году завод №455, как и другие предприятия оборонных промышленности, получил «открытое» название и именовался Калининградским машиностроительным заводом (КМЗ), позднее — КМЗ «Стрела».

С переходом в мае 1957 года на ракетную тематику при заводе организовали Специальное конструкторское бюро для технологического сопровождения а, при необходимости, и доводки серийной продукции. Но калининградские конструкторы, руководствуясь вполне понятными побуждениями, стремились к самостоятельным работам. Для начала в конце 50-х годов сотрудникам завода №455, руководителем которого в то время являлся Михаил Петрович Аржаков, поручили разработку модификации ракеты К-5 оснащенной тепловой ГСН. Данная ракета в дальнейшем получила название К-55. Работы по этой ракете к середине 60-х годов приближались к завершению. Проектом руководил заместитель начальника КБ Николай Титович Пикота.

Официально ракету К-55 приняли на вооружение под наименованием Р-55 21 января 1969 года. Она входила в состав системы вооружения самолетов Су-9. К-55 серийно выпускались на заводе №455 1967-1976 гг. как «изделие 67».

Однако дальнейшая разработка новых модификаций К-5, спроектированной в начале 1950-х годов и которая впитала в себя много признаков «первого блина», становилось бесперспективной. Кроме того, разработками ракет «воздух—воздух» на протяжении лет десяти занимались две мощные проектные организации — ОКБ-4 (позднее КБ «Молния») и КБ завода №134. Так что данная ниша оказалась занятой для подмосковных конструкторов. А вот ракетами «воздух—земля», напротив, никто серьезно не занимался.

В тех. предложении, которое было разработано сотрудниками «микояновской» фирмы под руководством начальника комплекса вооружения самолетов Вадима Георгиевича Коренькова, при участии ученых из НИИ-2 Минавиапрома (позднее ГосНИИАС) под руководством Р.Д. Кузьминским, предусматривалось создание весьма необходимой ракеты «воздух—земля». Ракета должна была изготавливаться по принципу «из кубиков», с применением ряда агрегатов и систем серийно выпускавшихся изделий. Материалы технического предложения, одобренные коллегией Минавиапрома, передали конструкторам завода №455. Новая разработка получила название «изделие 66», которое совпало с действительным обозначением Х-66.

Официально работы были начаты по приказу министра авиационной промышленности П.В. Дементьева от 12.03.1966. Этим же приказом при калининградском заводе сформировали ОКБ (опытное конструкторское бюро). В дальнейшем ОКБ стало называться КБ «Звезда» и работало то самостоятельно, то в составе КМЗ «Стрела». Главным конструктором назначили Юрия Николаевича Королева, первым замом — В.Г. Коренькова, переведенного в калининградское КБ из микояновской организации. Впрочем, и Королев до 1961 года также работал в ОКБ-155.

Так как к созданию элементов ракеты требовалось подключение и других министерств, организация разработки в целом определялось Решением Военно-промышленной комиссии от 22 мая 1966 г.

В части системы наведения и управления – важнейшего элемента для ракетного комплекса — за основу взяли ракету К-5 в модернизированной версии К-51. Система наведения по лучу РЛС, применявшаяся в ракете, обеспечивала ее пуск по любым целям. Это подтвердили в 1963 году четыре экспериментальных пуска ракет К-51 с самолетов МиГ-21 по наземным целям в режиме «закрепленного луча». При пусках использовался штатный коллиматорный прицел ПКИ. Но, как отмечалось в акте, составленном по результатам испытаний вооружения самолета МиГ-21ПФМ РС-2УС, штатное применение данных ракет в режиме «воздух—земля» перспективы не имело из-за недостаточной точности при маломощной 13-килограммовой боевой части.

К этому времени ракеты семейства К-5 стояли на вооружении не только устаревшие МиГ-19ПМ, МиГ-17ПФУ или перехватчиков ПВО Су-9, которые не имели к фронтовой авиации никакого отношения, но и на вооружении наиболее массово выпускаемых в 60-е годы МиГ-21 начиная с модификации МиГ-21ПФМ, оснащенной радиолокационной станцией РП-21 (ЦД-30Т).

Наведение на цель ракеты Х-66 осуществлялось по лучу самолетной РЛС РП-21, которая работала в режиме конического сканирования и создавала систему координат при помощи модулирования излучения. Система координат была необходима для управления ракетой. Аппаратура радиоуправления Х-66 представляла собой два независимых идентичных канала, обеспечивших выработку сигналов управления ее движением в двух перпендикулярных плоскостях. Бортовой аппаратурой ракеты осуществлялось управление и стабилизация в плоскостях управления и стабилизация по оси крена.

В процессе атаки самолет летчиком пилотировался таким образом, что цель попадала на метку в центре прицела и, следовательно, зафиксированного луча бортовой радиолокационной станции. При достижении необходимой дальности производился пуск ракеты. До момента поражения цели необходимо было удерживать отметку цели от нее в центре прицела. Аппаратура ракеты в процессе наведения осуществляла прием сигналов радиолокационной станции, которая работала в режиме конического сканирования. В случае отхода ракеты от оси равносигнальной зоны менялась амплитуда сигнала в соответствии с отклонением. Модулирование сигнала самолетной радиолокационной станции давало возможность бортовой аппаратуре установленной на ракете определить направление отклонения от равносигнальной зоны («вправо-влево», «вверх-вниз»). Вырабатываемый приемной аппаратурой сигнал рассогласования передавался на элементы автопилота ракеты, в результате чего ракета возвращалась в равносигнальную зону.

Компоновочная схема Х-66 повторяла схему ракеты К-5, но в увеличенном в полтора раза масштабе. Конструкторами была использована аэродинамическая схему «утка». Крылья и рули имели Х-образное расположение. Крылья имели близкую к треугольной форму. Передняя кромка крыла имела 60-градусную положительную стреловидность, задняя — отрицательную. Как и в большинстве ракет, которые выполнены по схеме «утка», из-за момента «косой обдувки» обеспечить управление только дифференциальными отклонениями рулей оказалось невозможным. Рули расположенные в единой плоскости были закреплены на общей оси. Для стабилизации ракеты на крыльях установили элероны.

Конструктивно корпус Х-66 состоял из шести отсеков.

В первом отсеке, имеющим оживальную форму, размещалась пара датчиков линейных ускорений ДА-11. Две пары кинематически связанных рулей находились на поверхности второго отсека. Внутри отсека имеющего коническую форму располагались: пара блоков рулевых машинок, демпфирующие гироскопы Д-3СА и Д-2СА, пневмомеханические арретиры, стопорящие их в положении на пикирование, обеспечивая безопасный для носителя старт. Также во втором отсеке размещались система контактных датчиков подрыва и предохранительно-исполнительный механизм, которые взаимодействуют с боевой частью ракеты. Систему подрыва позаимствовали у неуправляемой авиаракеты С-24 ранее разработанной в НИИ-1.

Третий отсек ракеты представлял собой 103-килограммовую боевую часть, который содержит 51 килограмм взрывчатого вещества. Боевая часть по характеру воздействия относилась к кумулятивно-осколочно-фугасным. Это соответствовало разнообразию целей — кабин управления, самолетов, бронеобъектов, небольших судов и кораблей, инженерных сооружений.

Четвертый отсек являлся твердотопливным ракетным двигателем ПРД-204, разработанным на базе ПРД-25 ракеты К-8М класса «воздух—воздух». К-8М с конца 50-х годов выпускалась заводом №455. Основным отличием двигателя Х-66 от прототипа было применение двухсоплового блока вместо центрального сопла. Применение данной схемы двигателя в ракетах К-5 и Х-66, было обусловлено размещением в хвосте ракет блока радиооборудования.

Двигатель снаряжался 61 килограммовым зарядом нитроглицеринового пороха НМФ-2, который имел вид цилиндрической шашки. Ее длина составляла 870 мм, диаметр 244 мм. Кроме того, она имела центральный канал диаметром 44 мм. Заряд не бронировался. Горение проходило по внутренней и наружной цилиндрическим поверхностям и с торцов. Номинальное время работы – около 6 секунд. На наружной поверхности корпуса двигателя устанавливались передний и пара задних узлов подвески к пусковой установке. Кроме того, здесь находились четыре кронштейна узлов крепления консолей крыльев. Пара контактов запуска двигателя также размещались снаружи корпуса двигателя.

Пятый отсек составляли передняя негерметичная и хвостовая герметичная части. Передняя часть вмещала пневмоблок состоящий из баллона, заполненного на заводе сжатым воздухом (до 400 атмосфер), воздушно-арматурного блока, штуцера заправки и редуктора. В хвостовой части размещались блок стабилизации по крену (применяется двухстепенный гироскоп ДА-1А), блок выработки сигнала компенсации силы тяжести, батарея электропитания. На наружной поверхности отсека размещалось по четыре кронштейна задних и передних узлов крепления консолей крыльев.

В шестом отсеке размещалась аппаратура радиоуправления, созданная на базе К-5И-1С входящего в состав ракеты К-5.

Длина Х-66 равнялась 3630 мм, а ее диаметр, равный 275 мм, определялся размером камеры сгорания двигателя, взятой от ракеты К-8М. Размах крыла равнялся 811 миллиметров. Стартовая масса составляла 278 кг. Масса соответствовала массе ракеты К-8М, которая несла в 2,5 раза меньшую боевую часть при практически одинаковом двигателе. Данное обстоятельство можно объяснить тем, что ракета класса «воздух—воздух» имела более тяжелую и относительно сложную головку самонаведения в сравнении с аппаратурой системы наведения по лучу, установленной на ракете Х-66. С другой стороны, меньшая средняя плотность аппаратуры в сравнении с плотно набитой взрывчатым веществом боевой частью ракеты Х-66 была причиной того, что длина К-8М была на 17% больше.

Данные отличия в «начинке» ракет, которые предназначены для поражения наземных и воздушных целей, определили нецелесообразность разработки Х-66 путем минимальных доработок близкой по габаритам К-8М. Калининградские конструкторы избрали оптимальное сочетание требующих минимальных доработок или готовых элементов ракеты К-8М, ракет К-5 и С-24.

Исключительная успешность, а также небольшие сроки разработки и испытаний ракеты Х-66 определялись ее широкой преемственностью по отношению к разработанной ранее технике — вновь создаваемыми основными элементами ракеты были только корпуса отсеков и боевая часть. Уже в 1966 году было создано две телеметрические и восемь боевых ракет. В 1967 г. МиГ-21ПФ №9400415 был переоборудован для летных испытаний начатых после осуществления трех пусков с использованием наземной пусковой установки. На этапе А завершенном в середине года с самолета было выполнено семь автономных пусков с пикирования и в горизонт. Начиная с сентября 1967 года, в рамках совместных летных испытаний, было осуществлено 25 запусков по наземным целям. Во время отработки устранили плохую стабилизацию по крену и ненадежность работы взрывателя. Испытания осуществляли летчики Г.Ф. Фастовец, Г.А. Горовой, М.М. Комаров и др.

Отличные результаты стрельб позволили рекомендовать данную ракету к принятию на вооружение. Это было сделано по Постановлению Правительства от 14 мая 1968 года и в соответствии с приказом главы Минобороны от 20 июня. Максимальная дальность ракеты, согласно этих официальных документов, достигала 8 километров при предельном отклонении от 2,5 до 5 метров. Вероятность поражения цели при залповом выстреле двух ракет оценивалась в 0,36—0,7. МиГ-21 комплектовался четырьмя ракетами Х-66. Их пуск осуществлялся с интервалом 0,4—0,6 с.

Опытные летчики, используя ракеты Х-66, уверенно поражали цели. Например, во время демонстрации новой техники правительственной комиссии В.Г. Плюшкин первой ракетой поразил цель — кабину РЛС.

В 1968 году изготовили несколько десятков Х-66, а в последующие выпуск «изделия 66» на калининградском заводе увеличился на порядок. В дальнейшем разрабатывавшиеся КБ « Звезда» ракеты осваивались в серийном производстве на КМЗ «Стрела». Это способствовало оперативному устранению нестыковок возникавших между проектной и технологической документацией, активной «обратной связи» между производством и конструкторским коллективом. Такое взаимодействие способствовало дальнейшему совершенствованию ракеты после официального принятия ее на вооружение.

В 1969— 1972 годах для варианта ракеты Х-66С разработали усовершенствованный блок питания МБП-66 «Молния-1» взамен БП-66. «Молния-1» имела новый ампульным источник тока. МБП-66 внедрили в серию вмести с прессованным воздушным аккумулятором. Позднее на Х-66 применялся двигатель ПРД-228М, взятый от Х-23.

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

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

Однако именно Х-66 была первой отечественной тактической авиаракетой и стала непосредственной родоначальницей семейства изделий, совершенствование которых продолжается и по сей день.

Источник информации:
Журнал «Техника и вооружение», «ЗВЕЗДА» СИЯЛА В КОРОЛЕВЕ Ростислав Ангельский

topwar.ru

Ракета Х-23 («изделие 68») » Военное обозрение

Создание ракеты Х-66 в КБ «Звезда» даже несмотря на все примененные в ней инновации, в целом можно рассматривать только как «затыкание дыр» в системе вооружений фронтовой авиации.

Во-первых, применение данных ракет допускалось лишь с носителей оснащенных радиолокационными станциями семейства РП-21 — некоторых модификациях МиГ-21, весьма малочисленных МиГ-23С, экспортных МиГ-23МФ.

Во-вторых, во время применения Х-66 исключалось маневрирование носителя: самолет должен был пикировать на цель под углом до 30°. При этом курс и угол тангажа должны были быть неизменными. Это увеличивало уязвимость носителя к огню зенитных орудий. Кроме того, метка прицела на больших дальностях прикрывала цель, исключая возможность наблюдения летчика за ней.

В-третьих, во время наведения ракеты летчику необходимо было действовать так же, как при поражении цели стрелково-пушечным вооружением, однако цель необходимо было удерживать на метке прицела значительное время, а не несколько секунд. В боевой обстановке пилоту было довольно трудно осуществлять постоянное прицеливание корпусом довольно тяжелой машины. Данное обстоятельство вело к значительному снижению точности попаданий.

Таким образом, создание ракеты Х-66 не снимало задач по разработке более совершенной ракеты. В качестве такой ракеты еще раньше была задана ракета Х-23. Однако сам факт начала разработок в калининградском конструкторском бюро подтолкнул руководство авиапромышленности решению передать в 1966 году тему Х-23 от перегруженного МКБ «Вымпел» в ОКБ Калининградского машиностроительного завода, так к этому времени назывался завод №455. С 1966 года ОКБ фактически сформировалось в отдельную, самостоятельную организацию, которая с 1976 года называлась ОКБ «Звезда». В свою очередь Калининградский машиностроительный завод был переименован в Машиностроительный завод «Стрела».

Калининградские конструкторы, ознакомившись с аванпроектом выпущенным «Вымпелом», в основном, использовали тех. решения, касающиеся системы наведения, однако в остальном, что касается двигателя, «железа» и автопилота, взяли за основу Х-66, которая внедрялась в серию. В результате основные отличия ракеты Х-23 от ракеты Х-66 коснулись хвостовой части ракеты, где вместо аппаратуры системы наведения, работающей по лучу радиолокационной станции установили приемную аппаратуру линии радиокомандного наведения «Дельта-Р». Кроме того, поскольку пилоту при новой системе наведения необходимо было отслеживать положение и цели, и относительно малогабаритной ракеты, ее требовалось оснастить трассером, который позволял уверенно фиксировать местонахождение ракеты на удалении до десяти километров. Трассер первоначально был размещен в хвостовой части Х-23.

Также изменения коснулись и двигателя ракеты. В двигателе ПРД-228М использовалось топливо РСДНИ-5, отличающееся большей энергетикой. Масса заряда равнялась 63 килограммам. В дальнейшем новый двигатель использовался вместо ПРД-204 на Х-66.

Была усовершенствована и боевая часть. В модификации Ф23/04 масса боевой части была увеличена до 108 кг. Таким образом, радиус зоны поражения небронированных целей осколками (в качестве поражающего элемента использовались стальные кубики с 10-мм гранью) увеличили до 40 метров при обеспечении преодоления 250-миллиметровой брони при прямом попадании.

Х-23 оказалась короче Х-66. Ее длина составляла 3591 мм при размахе крыла равном 785 мм. С другой стороны, вес ракеты увеличился до 288 килограмм. Диапазон дальностей составлял от 2000 до 8000 м, при этом круговое вероятное отклонение в картинной плоскости не превышало 5,9 метра. Пуск ракет Х-23 производился с высот от 50 до 5 тыс. м на скоростях от 600 до 1000 километров в час. Скорость ракеты в конце разгонного участка составляла 600—750 м/с. Время управляемого полета равнялось 20 секундам.

Передача работы калининградским конструкторам благоприятно сказалась на темпах разработки новой ракеты. К концу 1967 года подготовили первые десять Х-23, начались летные заводские испытания. Смежники — коллектив из НИИ-131 под руководством М.А. Грамагина – поставили первый макетный комплект «Дельта-Р». Результаты осуществленных проработок представили в аванпроекте по Х-23. Правда, позже темпы работ слегка снизились, однако этот спад был связан с общим непростым ходом работ по МиГ-23 и отработке его бортового оборудования.

Эскизный проект ракеты был выпущен в 1968 году. МиГ-21ПФ №1525 переоборудовали для проведения начальной стадии летных испытаний. В середине декабря самолет поставили на полигон, однако изготовленные для испытаний ракеты оставались в Калининграде.

В 1969 г. начались заводские испытания, в ходе которых провели 23 пуска телеметрических ракет в модификации Х-23Т1. Для проведения испытаний в течение года изготовили 31 ракету. Кроме того, 35 комплектов «Дельта-Р» доработали по результатам пусков и испытали бортовую батарею 9Б16.

20 марта 1970 года приступили к государственным летным испытаниям. До конца года была выполнена значительная часть программы этапа А. С борта МиГ-23-11/2 (второй экземпляр МиГ-23 с изменяемой геометрией крыла) осуществили 27 пусков. В течение года изготовили 57 боевых и телеметрических ракет и 15 массово-габаритных макетов. Отработка аппаратуры в условиях вибраций возникающих во время полета выполнили программу наземных испытаний Х-23 с работающим двигателем на «мягком стенде». Кроме того, провели динамические и статические испытания изделий. Надежность ракеты повысили путем герметизации аппаратуры «Дельта-Р1М», и доработкой баллона пневмоблока. Данные доработки применялись во время серийного производства. Весной к испытаниям присоединился Су-17 №8601, оборудованный аппаратурой «Дельта-Н». Данную аппаратуру планировали установить и на второй экземпляр модификации самолета Т-6 имеющего крыло изменяемой геометрии — в дальнейшем Су-24 (Т6-3И).

Этап А государственных испытаний был завершен 7 июля 1971 года. Самолет МиГ-23 №232 (23-11/2), оснащенный аппаратурой «Дельта-Н», совершил 102 вылета, осуществив при этом 55 пусков. Кроме того, МиГ-23 №1016 со встроенной аппаратурой «Дельта-Н» осуществил еще 23 запуска. МиГ-23М №601 был оборудован усовершенствованным вариантом «Дельта-НМ».

В течение 1972 года в госиспытаниях кроме МиГ-23 принимали участие: Су-17 №8601, дооборудованный под использование «Дельта-НМ»; Су-17 №1016 со встроенной «Дельта-НМ»; МиГ-32-24/1 (первый МиГ-23Б, являвшийся предшественником МиГ-27) с «Дельта-Н», МиГ-23 №601 с «Дельта», Як-36М и Т6-3И. Всего с июня по август осуществили 45 пусков ракет с доработками, которые внесли по результатам этапа А испытаний. По итогам отработки датчики линейных ускорений ДА-11 перенесли во второй отсек. В результате улучшилась точность. Это было подтверждено 10 пусками Х-23Т. При этом отсек №1 превратился в полый обтекатель. Доработка коснулась и боевой части: для исключения повреждения проводки контактного взрывателя при ударе о землю трубку ввели внутрь корпуса. Новую аппаратуру «Дельта-Р1М», выполненную на полупроводниковых усилителях, испытали на «мягком стенде» при работающем двигателе.

По результатам испытаний потребовалась доработка трассера, который располагался в хвостовой части по оси ракеты. При испытаниях выявилось, что трассер неблагоприятно влияет на аппаратуру радиоуправления, которая вибрировала и перегревалась. В результате ракета теряла управляемость на завершающей стадии своего полета. По словам Н.А. Каширского, слесаря-электрика учувствовавшего в испытаниях, именно он предложил Коренькову зафиксировать трассер на корпусе хвостового отсека и лично изготовил кронштейн для крепления. В дальнейшем испытания проходили успешно. Трассер, имеющий массу чуть больше килограмма, имел светимость около миллиона свечей.

Чтобы подтвердить надежность эксплуатации, были проведены испытания на повышенное воздействие вибрации. Для этого МиГ-23 осуществили многочисленные взлеты и посадки на бетонную взлетно-посадочную полосу. Кроме того, завершились заводские испытания ракеты оснащенной взрывателем РОВ-19А.

25 декабря 1972 года приступили к этапу Б. До конца года выполнили 11 запусков, однако 28 апреля 1973 г. их прервали из-за выявившихся отказов техники.

Перерабатывая ракету по итогам испытаний, внесли изменения в контур стабилизации, устранили влияние трассера на аппаратуру «Дельта-Р1М», сам трассер «Блесна» был заменен на Т-60-1, уточнили параметры контура управления, изменили перекомпенсацию веса что гарантировало вывода ракет в поле зрения летчика. Кроме того установили более жесткую проводку управления, ввели подключение гироскопа ДА-1. Испытания на температурные и вибрационные воздействия провели в НИИАС. Выполнили работы для доведения гарантии до 7 лет.

Серия пусков проведенных с 19 июня по 1 августа 1973 года подтвердила эффективность внесенных доработок. Это позволило возобновить госиспытания. Этап Б государственных испытаний на Су-17 и МиГ-23, в ходе которого выполнили 51 пуск телеметрической и 52 пуска боевых ракет, завершился 3 октября 1973 года. 17 декабря Главкомом утвердил соответствующим актом.

Согласно результатам испытаний, Х-23 обеспечивала применение с пикирования под углом 10—26° (заданные требования – до 30°) с высот 600 – 2500 метров (требование — до 2500 м). Дальность пуска – от 3,4 до 8 тыс. метров (требование — от 3,3 до 10 тыс. м), однако предусматривалось, что величина 10 тыс. метров будет обеспечиваться, если пуск будет осуществлен на скоростях 900 – 1000 км/ч. Пуск во время горизонтального полета обеспечивался при высоте от 80 до 230 метров (требование — 50 — 2000 метров) при дальности от 3500 до 5000 метров (требование — 3000 — 6000 метров). Скорость носителя – от 700 до 960 километров в час. Круговое отклонение оценивалось в 5,9 метра. Вероятность поражения цели в горизонтальном полете величиной — 0,14, в пикировании —0,46. Техническая надежность ракеты Х-23 составила 0,91. Данные характеристики получили по результатам 72 запусков, осуществленных с Су-17 и МиГ-23 по мишеням-кабинам. Из проведенных пусков 47, осуществили с пикирования. Можно предположить, что эффективность применения ракет Х-23 с горизонтального полета в боевых условиях значительно уступала бы показателям эффективности атак с пикирования. Это обуславливалось тем, что при маловысотном полете возникают трудность обнаружения целей, а также большая психологическая нагрузка на пилота носителя.

В акте, кроме предложения принять ракету Х-23 на вооружение, Су-17 и МиГ-23 рекомендовалось в кратчайшие сроки представить на испытания тренажер, средства механической подвески, создать учебную ракету и продолжить работу над автоматизацией наведения. Среди недостатков особо отмечалось наличие на Х-23 большого количества разъемов и лючков. В 1973 году на Су-17 №8601 были закончены контрольные испытания «Дельта-НМ». Серийный выпуск ракет в этом году составил сотни единиц.

Официально ракету приняли на вооружение лишь 9 января 1974 года. Вместе с ней на вооружение приняли ракету К-23 класса «воздух—воздух». Ракетам оснащался самолет МиГ-23, который в то время выпускался в модификации МиГ-23М — первой модификации, которая достаточно полно отвечала первоначальному замыслу. Аппаратура носителя «Дельта-Н» находилась в подкрыльевом подвесном контейнере. На МиГ-23С устанавливалась встроенная аппаратура «Дельта-Н». На правом подкрыльевом пилоне самолета находилась передающая антенна. Кроме того, встроенная модификация самолетной аппаратуры устанавливалась на Су-24, МиГ-23УБ и МиГ-27.

Аппаратура «Дельта-Н» после принятия Х-23 на вооружение размещалась в центральном теле воздухозаборника Су-17 вместо радиодальномера СРД-5Н. На более поздних версиях самолета это место заняла лазерная техника, а аппаратуру радиокомандного наведения в модификации «Дельта-НГ» переместили в специальный подкрыльевой контейнер, как на МиГ-23М. Этот же вариант аппаратуры устанавливался на МиГ-23М, МиГ-27М и МиГ-27К.

На Су-24, а также Су-17М3 подвешивалось до четырех ракет Х-23, на ранних модификациях Су-17, МиГ-27 и МиГ-23 — две Х-23.

Необходимо отметить, что эффективность применения Х-23 в реальных боевых условиях неизбежно снизилась бы в сравнении с результатами полигонных испытаний. Летчик или штурман для использования ручной радиокомандной системой наведения должен был иметь те же навыки что и оператор противотанковых ракет первого поколения. Разница заключалась лишь в том, что в наземном комплексе органом управления является рукоятка, а в «Дельте» —кнюпель, т.е. рычажок или кнопка, размещенная на рукоятке управления самолетом. Пилот мог перемещать орган управления «вниз-вверх», «влево-вправо», инициируя, таким образом, соответствующие перемещения ракеты. Очевидно, что задача пилота в сравнении с оператором противотанкового наземного комплекса значительно усложнялась необходимостью пилотирования.

Для отработки навыков без многократных пусков Х-23, которая к слову была весьма дорогостоящей, появился спец. тренажер ТНР-23, призванный позволить летчику в течение 5—6 часов тренировок овладеть данным искусством в должной мере. Но на практике требовалось на порядок больший времени на тренажере — около 500 «электронных пусков».

В 1980—1982 года разработана, успешно испытана на МиГ-23МЛ №4147, а также рекомендована для серийного производства аппаратура «Сигма» имеющая подвесной контейнер для тренировки в использовании Х-23, однако серийный выпуск данных ракет к этому времени подходил к завершению.

К концу 60-х годов для Сухопутных войск СССР разработали первые системы полуавтоматического наведения противотанковых ракет. На оператора в них возлагалась лишь задача удержания цели в перекрестье прицела. При этом выдача команд управления осуществлялась автоматически. Регистрация координат ракеты также производилась автоматически при помощи оптико-электронных средств комплекса, которые отслеживали трассер, установленный на ракете.

Аналогичную систему создали и для Х-23. В 1973 году система автоматизированного наведения испытывалась на МиГ-23М №608. Полуавтоматическую систему наведения «Аркан» и телевизионный пеленгатор «Таран-Р» в дальнейшем устанавливали на Су-24.

В 1972 году была разработана и испытана на «мягком стенде» новая бортовая аппаратура Х-23 на полупроводниковых усилителях. Во время серийного производства ракету модернизировали: появилась модификация Х-23М, оснащенная усовершенствованной бортовой аппаратурой «Дельта-Р2М» и трассером Т-60-9. 111-килогамовая боевая часть комплектовалась 1500 поражающими элементами, размещенными в боковых секторах корпуса. Это позволяло минимизировать потери осколков на «уход в небо» и зарывание в грунт. Модернизация пневмосистемы позволила увеличить полетное время до 25 секунд. Дальность полета ракеты в результате была доведена до 10 тыс. м, однако достигалась она лишь при благоприятных метеоусловиях.

Выпуск Х-23М продолжали и после создания КБ «Звезда» более совершенных ракет.

Источник информации:
Журнал «Техника и вооружение», «ЗВЕЗДА» СИЯЛА В КОРОЛЕВЕ Ростислав Ангельский

topwar.ru

Авиационная ракета Х-66

Базирование:

Самолет

Система управления:

Управление по радиоканалу

Боевая часть:

Кумулятивная, Осколочно-фугасная

Применение:

Воздух-земля

Страна:

Россия

Дальность:

10 км.

Год разработки:

1968 г.

С увеличением скорости и высоты полёта самолётов фронтовой авиации точность применения традиционного оружия резко снизилась. Одновременно шло совершенствование средств ПВО и насыщение ими боевых порядков войск. Всё это привело к необходимости разработки нового вида вооружения — управляемых авиационных ракет.

Первой тактической ракетой должна была стать Х-23 с радиокомандным наведением, но её разработка в ОКБ-134 затянулась из-за проблем с системой наведения. Тогда весной 1966 года КБ завода №455 (позже ОКБ «Звезда») выступило с предложением создать ракету для фронтовой авиации на основе уже отработанного способа наведения по радиолокационному лучу. Проектирование Х-66 («изделие 66») велось под руководством Ю. Н.Королёва и Г. И.Хохлова. Официально работы были начаты по приказу министра авиационной промышленности П. В. Дементьева от 12.03.1966.

Исключительная успешность, а также небольшие сроки разработки и испытаний ракеты Х-66 определялись ее широкой преемственностью по отношению к разработанной ранее технике — вновь создаваемыми основными элементами ракеты были только корпуса отсеков и боевая часть. Были использованы некоторые узлы от ранее созданных ракет: бортовая радиокомандная аппаратура и узел подвески от РС-2УС, двигатель от Р-8. Уже в 1966 году было создано две телеметрические и восемь боевых ракет. В 1967 г. МиГ-21ПФ №9400415 был переоборудован для летных испытаний начатых после осуществления трех пусков с использованием наземной пусковой установки. На этапе А завершенном в середине года с самолета было выполнено семь автономных пусков с пикирования и в горизонт. Начиная с сентября 1967 года, в рамках совместных летных испытаний, было осуществлено 25 запусков по наземным целям. Во время отработки устранили плохую стабилизацию по крену и ненадежность работы взрывателя. Испытания осуществляли летчики Г. Ф. Фастовец, Г. А. Горовой, М. М. Комаров и др.

В 1968 году изготовили несколько десятков Х-66, а в последующие выпуск «изделия 66» на калининградском заводе увеличился на порядок. В дальнейшем разрабатывавшиеся КБ «Звезда» ракеты осваивались в серийном производстве на КМЗ «Стрела». Это способствовало оперативному устранению нестыковок возникавших между проектной и технологической документацией, активной «обратной связи» между производством и конструкторским коллективом. Такое взаимодействие способствовало дальнейшему совершенствованию ракеты после официального принятия ее на вооружение.

Отличные результаты стрельб позволили рекомендовать данную ракету к принятию на вооружение. Это было сделано по Постановлению Правительства от 14 мая 1968 года и в соответствии с приказом главы Минобороны от 20 июня. Максимальная дальность ракеты, согласно этих официальных документов, достигала 8 километров при предельном отклонении от 2,5 до 5 метров. Вероятность поражения цели при залповом выстреле двух ракет оценивалась в 0,36—0,7. МиГ-21 комплектовался четырьмя ракетами Х-66. Их пуск осуществлялся с интервалом 0,4—0,6 с.

Опытные летчики, используя ракеты Х-66, уверенно поражали цели. Например, во время демонстрации новой техники правительственной комиссии В. Г. Плюшкин первой ракетой поразил цель — кабину РЛС.

Х-66 применялась на самолётах МиГ-21ПФМ, МиГ-21ПФС, в дальнейшем на её базе была разработана ракета Х-23.

Состав

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

· планер. Выполнен из алюминиевых (25,5%) и магниевых (24,7%) сплавов, кроме корпусов двигателя и боевой части, выполненных из стали (43%), покрыт антикоррозийным покрытием и технологически разделен на шесть отсеков, четыре консоли крыла, каждая из которых имеет элерон, четыре руля и гаргрот;

· двигатель ПРД-204 (изделие З96-Пс64) — однокамерный однорежимный твердотопливный ракетный двигатель с вкладным пороховым зарядом.  ПРД-204, был разработан на базе ПРД-25 ракеты К-8М класса «воздух—воздух». Основным отличием двигателя Х-66 от прототипа было применение двухсоплового блока вместо центрального сопла. Применение данной схемы было обусловлено размещением в хвосте ракет блока радиооборудования. Двигатель снаряжался цилиндрическим зарядом нитроглицеринового пороха НМФ-2 весом 62кг. Длина заряда составляла 870мм, внешний диаметр 244мм, диаметр центрального канала 44мм. Заряд не бронировался. Горение проходило по внутренней и наружной цилиндрическим поверхностям и с торцов. Двигатель ПРД-204 имел суммарный импульс 10850кгс, максимальную тягу 3500кг, время работы 4,0…6,7 с, массу снаряженную 118кг.

· осколочно-фугасно-кумулятивную боевую часть Ф-66, состоящую из стального корпуса, в котором размещено снаряжение (взрывчатое вещество ТГ40) и имеется гнездо для взрывателя. Обеспечивает пробивание гомогенной брони толщиной до 250мм и поражение по типу «С» кабины РЛС в радиусе до 10 м; 

· взрывательное устройство ЭВУ-Н-29, состоящее из взрывателя ЭВУ-Н-29, в литом корпусе которого размещены узел дальнего взведения и элементы электроцепи, и реакционного контакта. Обеспечивает подрыв боевой части при встрече ракеты с преградой не ранее чем через 4…8 с после пуска; 

· аппаратуру управления и стабилизации. Она состоит из двух датчиков линейных ускорений ДА-11, двух рулевых блоков для управления по тангажу и курсу ДА-2СА и ДА-ЗСА, каждый из которых включал управляющий магнит, двухстепенной демпфирующий гироскоп, сопло с приемником воздушного давления и рулевую пневмомашинку, и одного блока крена ДА-1, содержащего интегрирующий гироскоп с арретиром, сопло и рулевую пневмомашинку с приемником воздушного давления; 

· аппаратуру наведения 5И-1-Б, состоящую из штыревой антенны, высокочастотной части приемного устройства, приемника и блока управления и обеспечивающую прием радиосигналов с бортовой РЛС носителя и сигналов датчиков линейных ускорений ДА-11 и преобразование их в управляющие токи распределенные по каналам управления; 

· воздушную систему, состоящую из пневмоблока, трубопроводов для подвода воздуха к блоку крена для раззаретирования гироскопа и обеспечения работа рулевой машинки, а также раззаретирования датчиков ускорений, коллектора и трубопроводов для подвода воздуха в рабочие цилиндры рулевых блоков раскрутки демпфирующих гироскопов, раззаретирования рулей; 

· электросистему, состоящую из аккумуляторной батареи 949Ф, электрооборудования и электросети.

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

· 1-й отсек представляет собой реакционный контакт электровзрывательного устройства, выполненный в виде двух изолированных один от другого конусов; 

· 2-й отсек выполнен из двух частей, в которых установлены рулевые блоки ДА-2С и ДА-ЗС (или ДА-2СА и ДА-ЗСА), предохранительный механизм с чекой, бортовой источник электропитания. На корпусе отсека крепятся рули; 

· 3-й отсек представляет собой боевую часть, с заднего торца которой установлен взрыватель; 

· 4-й отсек — пороховой ракетный двигатель. На корпусе отсека размещены контакты запуска двигателя и узлы подвески под носитель; 

· 5-й отсек — место размещения блока крена ДА-1 А, двух датчиков линейных ускорений, пневмоблока, элементов электрооборудования. На корпусе отсека находятся узлы крепления консолей крыла, а вверху имеются бортовой и контрольный электроразъемы; 

· 6-й отсек — место размещения аппаратуры наведения.

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

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

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

 

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

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

· двигатель ПРД-228 (изделие 393-11) с ракеты Х-23, имевший по сравнению с ПРД-204 более высокие энергетические и эксплуатационные характеристики. Он допускал 50 взлетов-посадок вместо 5, мог использоваться в тропических условиях и при кинетическом нагреве ±150 °С;

· ампульный пневмоблок (с ракеты Х-23) вместо пневмоблока, что привело к доработкам в воздушной системе ракеты;

· блок питания МБП-66 (включает две термохимические батареи 9Б16) вместо батареи 949Ф, что вызвало изменения в электрооборудовании и электросхеме ракеты и позволило повысить дальность прицельного пуска до 10 км и время управляемого полета до 19с.

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

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

Тактико-технические характеристики

 

	Выпуска 1969г.	Выпуска 1974г.
Габариты, мм:   длина   диаметр фюзеляжа   размах оперения	3631 275 811
Стартовая масса, кг	278
Масса боевой части, кг	103
Скорость полета, м/c:  максимальная  средняя (на дальности, км)  минимальная конечная	700 430-600 (6) 300	700 420-570 (8) 300
Дальность пуска, км:  максимальная  минимальная	6 3	10 3
Время управляемого полёта, с	До 15	До 25
Располагаемая перегрузка, g	11
Точность (Екно), м	8.2
Диапазон скоростей самолёта-носителя, км/ч	560-1100
Диапазон высот применения, м	50-5000

tonnel-ufo.ru

Тактическая авиационная ракета х-66 («изделие 66»). — О самолётах и авиастроении

Разработчик: КБ завода №455 (с 1966 года — «Калининградский машиностроительный завод»)
Страна: СССР
Начало разработки: 1966 г.
Опробования: 1967-1968 гг.
Принятие на вооружение: 1968 г.

С повышением высоты и скорости полёта самолётов фронтовой авиации точность применения классического оружия быстро снизилась. В один момент шло совершенствование средств ПВО и насыщение ими боевых порядков армий. Всё это стало причиной необходимости разработки нового вида оружия — управляемых авиационных ракет. Опыт войны во Вьетнаме поставил этот вопрос ребром.

В 1965 году, во время интенсификации военных действий (по окончании разрушения ВВС Соеденненых Штатов стратегического моста через р. Красная прямым попаданием управляемых ракет AGM-12 «Булл-пап», примененных с самолетов «Супер Сейбр») вьетнамская сторона попросила советское правительство довооружить самолет МиГ-21ПФМ управляемыми средствами поражения наземных целей. Но в то время СССР подобным оружием не обладал.

Вследствие этого Главным конструктором А.И.Микояном было дано noручение комплексу оружия ОКБ (глава комплекса В.Г.Кореньков) дать технические предложения согласно решению данной неприятности в малейшие сроки. Потому, что задача ставилась применительно к самолету МиГ-21ПФМ, то поиск решения проблемы со всей очевидностью лежал в области устранения недочётов совокупности оружия данного самолета, распознанных при пуске ракет РС-2УС по земле, изложенных в акте № 50. Анализ параметров контура и материалов акта управления ракеты, совершённого сотрудниками НИИ-2 (ГосНИИАС) Р.Д.Кузьминским, Г.А.Кирюшиным и другими, продемонстрировал воможность обеспечения приемлемой точности наведения для действенного поражения целей боевой частью массой 100 кг.

В ОКБ Микояна (В.Г.Кореньков, Н.Н.Завиданов, В.Н.Анисимов др.) совместно с ГосНИИАС (Р.Д.Кузьминский, Г.А.Кирюши В.А.Черке и др.) были созданы технические предложения создания первой отечественной тактической ракеты класса «воздух-поверхность» на базе межвидовой унификации (модернизированный двигатель жёсткого горючего ракеты К-8 класса «воздух-воздух», аппаратура управления, пневмоблок, батарея ракеты РС-2УС класса «воздух-воздух», взрывательное устройство НРС-24 и др.).

По окончании одобрения коллегией МАП технические предложения были переданы на Калининградский машиностроительный завод.

Приказом министра авиационной индустрии П.В.Дементьева, № 100 от 12 марта 1966 года на КМЗ для разработки конструкторской документации ракеты Х-66 создается ОКБ. Главным конструктором ОКБ был назначен Ю.Н.Королев. Для реализации проекта ракеты Х-66 из ОКБ Микояна был переведен В.Г.Кореньков, назначенный на пост помощника главного конструктора.

Летная отработка ракеты Х-66 совершена с 1967 по 1968 гг., и приказом военного министра № 0075 от 20.06.1968 г. ракета была принята на вооружение.

Ракета Х-66 выполнена по аэродинамической схеме «утка» с Х-образным размещением консолей крыла и рулей и включает следующие функциональные совокупности:

— планер. Выполнен из алюминиевых (25,5%) и магниевых (24,7%) сплавов, не считая корпусов двигателя и боевой части, выполненных из стали (43%), покрыт антикоррозийным покрытием и технологически разделен на шесть отсеков, четыре консоли крыла, любая из которых имеет элерон, четыре руля и гаргрот;

— двигатель ПРД-204 (изделие З96-Пс64). есть однокамерным однорежимным твердотопливным ракетным двигателем с вкладным пороховым зарядом. Двигатель ПРД-204 имел суммарный импульс 10850 кгс, большую тягу 3500 кг, время работы 4,0-6,7 сек., массу горючего 62 кг, массу снаряженную 118 кг;

— осколочно-фугасно-кумулятивную боевую часть Ф-66, складывающуюся из металлического корпуса, в котором размещено снаряжение (взрывчатое вещество ТГ40) и имеется гнездо для взрывателя. Снабжает пробивание гомогенной брони толщиной до 250 мм и поражение по типу «С» кабины РЛС в радиусе до десяти метров;

— взрывательное устройство ЭВУ-Н-29, складывающееся из взрывателя ЭВУ-Н-29, в литом корпусе которого размещены узел дальнего взведения и элементы электроцепи, и реакционного контакта. Снабжает подрыв боевой части при встрече ракеты с преградой не ранее чем через 4-8 сек. по окончании пуска;

— стабилизации и аппаратуру управления. Она складывается из двух датчиков линейных ускорений ДА-11, двух рулевых блоков для управления по курсу и тангажу ДА-2СА и ДА-3СА, любой из которых включал управляющий магнит, двухстепенной демпфирующий гироскоп, сопло с приемником воздушного давления и рулевую пневмомашинку, и одного блока крена ДА-1, содержащего интегрирующий гироскоп с арретиром, сопло и рулевую пневмомашинку с приемником воздушного давления;

— аппаратуру наведения 5И-1-Б, складывающуюся из штыревой антенны, высокочастотной части приемного устройства, блока и приёмника управления и снабжающую прием радиосигналов с бортовой РЛС сигналов и носителя датчиков линейных ускорений ДА-11 и преобразование их в управляющие токи распределенные по каналам управления;

— воздушную совокупность, складывающуюся из пневмоблока, трубопроводов для подвода воздуха к блоку крена для раззаретирования обеспечения и гироскопа работа рулевой машинки, и раззаретирования датчиков ускорений, трубопроводов и коллектора для подвода воздуха в рабочие цилиндры рулевых блоков раскрутки демпфирующих гироскопов, раззаретирования рулей;

— электросистему, складывающуюся из аккумуляторной батареи 949Ф, электросети и электрооборудования.

Компоновка ракеты предусматривает сборку, стыковку, и технологическую взамозаменяемость ее отсеков и агрегатов, что достигается размещение аппаратуры в виде отдельных блоков:
— 1-й отсек является реакционный контакт электровзрывательного устройства, сделаный в форме двух изолированных один от другого конусов;
— 2-й отсек выполнен из двух частей, в которых установлены рулевые блоки ДА-2С и ДА-3С (либо ДА-2СА и ДА-3СА), предохранительный механизм с чекой, бортовой источник электропитания. На корпусе отсека крепятся рули;
— 3-й отсек является боевую часть, с заднего торца которой устанолен взрыватель;
— 4-й отсек — пороховой ракетный двигатель. На корпусе отсека размещены узлы запуска подвески и контакты двигателя под носитель;
— 5-й отсек — место размещения блока крена ДА-1 А, двух датчиков линейных ускорений, пневмоблока, элементов электрооборудования. На корпусе отсека находятся узлы крепления консолей крыла, а вверху имеются бортовой и контрольный электроразъемы;
— 6-й отсек — место размещения аппаратуры наведения.

Серийное производство ракеты началось на Калининградском машиностроительном заводе во второй половине 60-ых годов XX века и к 1972 году было выпущено 1175 ракет данного типа. По окончании 1972 года в ходе серийного производства на Х-66 стали устанавливать:

— двигатель ПРД-228 (изделие 393-11) с ракеты Х-23, имевший если сравнивать с ПРД-204 более высокие энергетические и эксплуатационные характеристики. Он допускал 50 взлетов-посадок вместо 5, имел возможность употребляться в тропических условиях и при кинетическом нагреве ±150°С;

— ампульный пневмоблок (с ракеты Х-23) вместо пневмоблока, что стало причиной изменения в воздушной совокупности ракеты;

— блок питания МБП-66 (включает две термохимические батареи 9Б16) вместо батареи 949Ф, что стало причиной изменения в электрооборудовании и электросхеме ракеты и разрешило повысить дальность прицельного пуска до десяти километров и время управляемого полета до 19 сек.

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

По окончании нажатия боевой кнопки включается часовой механизм программного регулирования усиления по мощности и дальности поступающего на борт радиосигнала, происходит запуск двигателя, ракета сходит с направляющей и летит самостоятельно, стабилизируясь около продольной оси. Приблизительно через 1,5 сек. по окончании схода с пускового устройства Х-66 входит в луч бортовой РЛС носителя и аппаратура наведения начинает производить сигналы для удержания ее на равносигнальной линии радиолуча.

В конце активного участка полета происходит ракета и полное взведение взрывателя всецело готова к подрыву, что происходит при ее встрече с преградой. До этого момента летчик обязан удерживать марку прицела на цели.

Единственным носителем ракеты Х-66 был самолет МиГ-21ПФМ, что имел возможность брать две ракеты, размещавшиеся на правой и левой подкрыльевых точках подвески на пусковых устройствах АПУ-68У.

На точность наведения воздействовали как сам метод наведения, зависящий от дальности, так и состав оборудования носителя, не имевшего САУ, разрешающей демпфировать личные колебания самолета и, следовательно, радиолуча. Центральная марка прицела на предельных дальностях прикрывала малоразмерную цель, мешая прицеливанию.

ТТХ ракеты Х-66 (выпуска 1969 г. / выпуска 1974 г.):
Большая дальность пуска, км:
— с большой высоты пуска: до 6 / до 10
— с минимальной высоты пуска: до 6 / до 10
Минимальная дальность пуска, км:
— с большой высоты пуска: до 3 / до 3
— с минимальной высоты пуска: до 3 / до 3
Диапазон высот пуска, км: 0,5-5,0 / 0,5-5,0
Диапазон скоростей пуска, км/ч: 560-1100 / 560-1100
Скорость полета, м/с:
— большая: менее 700 / 700;
— средняя (на дальности, км): 430-600 / 420-570
— минимальная конечная: менее 300 / 300
Время управляемого полета, сек: до 15 / до 25
Располагаемая перегрузка, g: до 11 / до 11
Точность (Екно), м: 8,2 / 8,2
Размеры ракеты, мм:
— протяженность: 3631 / 3631
— диаметр: 275 / 275
— размах крыла: 811 / 811
Стартовая масса ракеты, кг: 278 / 278
Macca боевой части, кг: 105 / 105
Тип боевой части: ОФК
Тип двигателя: РДТТ
Тип совокупности наведения: по радиолучу
Условия применения: простые метеоусловия
Носители: МиГ-21ПФМ.

Ракета Х-66 в музее Корпорации «Тактическое ракетное оружие».

Х-66. Рисунок.

Х-66. Схема.

.

.

Перечень источников:
А.Б.Широкорад. История авиационного оружия.
Е.А.Федосов. Авиация ВВС России и научно технический прогресс. системы и Боевые комплексы день назад, сейчас на следующий день.
А.В.Карпенко, С.И.Ганин. Отечественные авиационные тактические ракеты.
В.Ю.Марковский, К.Перов. Советские авиационные ракеты «воздух-почва».

Высокоточная Ракета Х-25. Ударная сила

Увлекательные записи:

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны:

stroimsamolet.ru