Тактическая противорадиолокационная ракета Х-58. — Российская авиация

Тактическая противорадиолокационная ракета Х-58 («изделие 112», Д-7).

Разработчик: МКБ «Радуга»
Страна: СССР
Начало разработки: 1967 г.
Испытания: 1974-1982 гг.
Принятие на вооружение: 1980 г.

Опыт практического применения противолокационных управляемых ракет обогатил тактику противоборств с РЛС новыми приемами. Ракетная атака с предельных дистанций может быть сорвана постановкой противником активных помех, препятствующих наведению, и наиболее эффективным способом уничтожения средств ПВО, помимо пусков с безопасных рубежей, сегодня считаются действия ударных самолетов непосредственно в их зонах поражения. Такая тактика обеспечивает наибольшую точность удара, но требует при его нанесении энергичного противозенитного маневрирования. Очевидно, что применяемые в таких условиях авиационные противорадиолокационные ракеты должны обладать высокой автономностью и помехозащищенностью, при том, что в числе основных остаются условия возможности пуска с дальних рубежей вне зоны ПВО. Эти требования реализованы были при разработке новой противорадиолокационной ракеты Х-58, сочетающей большую дальность полета с автономностью и надежностью бортовых систем.

Разработка противолокационной ракеты Х-58 началась в МКБ «Радуга» в 1967 году под руководством главного конструктора И.И.Селезнёва. К новой ракете заказчиком были предъявлены требования обеспечения высокой автономности и помехозащищённости, обеспечения пуска с дальних рубежей вне зоны ПВО противника. Ракета предназначалась для перспективных самолётов фронтовой авиации и на испытания её следовало представить к лету 1969 года.

Первоначально конструкторы за основу предполагали взять ракету Х-28, заменив двигатель на твердотопливный и сделав ракету более компактной. При проектировании использовался опыт, полученный при разработке проекта ракеты Х-24П. Однако попытка создать систему, обеспечивающую поражение различных средств противника на значительном расстоянии и пригодную для применения с малых высот, тогда не удалась.

К 1971 году, после рассмотрения различных вариантов компоновки конструкторы остановились на варианте Д-7 («изделие 112») — ракете с твердотопливным двигателем и широкополосной пассивной ГСН. Согласно Постановления ЦК КПСС и СМ СССР, вышедшего в том же году, ракета Х-58 должна была войти в специализированный комплекс подавления систем ПВО с носителем МиГ-25БМ. Ставилась задача поражения перестраивающихся, кратковременно выключающихся для маскировки РЛС, обладающих широким спектром излучения. Кроме того, требовалась способность выбирать наиболее опасные оъекты и перенацеливаться. Разработка ГСН и самолётной системы «Ягуар», обеспечивающей обнаружение радиолокационных целей, была поручена Омскому ЦКБ автоматики.

Для испытаний ракеты на полигоне под Ахтубинском были смонтированы излучающие мишени «Блесна», имитирующие работу РЛС ЗРК «Хок» (самой массовой в то время в НАТО). Позже появились мишени, имитирующие РЛС «Найк Геркулес» и «Улучшенный Хок». В 1974 году начались лётные испытания ГСН ПРГС-58 на летающей лаборатории на базе Ан-12. В 1977 году приступили к лётным испытаниям комплекса «Ягуар». В 1980 году ракета Х-58 была принята на вооружение, но совместные испытания комплекса вооружения продолжались до 1982 года. Впервые продемонстрирована публике в 1989 году.

Ракета Х-58 выполнена по нормальной аэродинамической схеме с Х-образным расположением крыла и оперения. Консоли крыла и оперения трапециевидной формы в плане выполнены съемными для уменьшения габаритов ракеты при хранении и транспортировании. Конструкция цельнометаллическая (нержавеющая сталь 30ХГСА, крылья и оперение из титана ОТ4-1). Крыло трапецевидное в плане. Рули размещены в хостовой части. Боевая часть фугасная с лазерным неконтактным взрывателем РОВ-20 и электромеханическим взрывателем с инерционными датчиками.

Проекции Х-58Э. Схема 1.

Проекции Х-58Э. Схема 2.

Ракета Х-58У под крылом МиГ-25БМ.

В результате неоднократной модернизации эта ракета стала применяться на разных типах самолетов фронтовой авиации. Ракета получила обозначение крылатая ракета Х-58У. На Х-58У предусмотрено применение ядерной БЧ ТК-57-08. Силовая установка состоит из ракетного двухрежимного твердотопливного двигателя с центральным соплом. Система управления САУ-58 инерциальная многоканальная с пассивной радиолокационной ГСН типа ПРГС-58 (ПРГС-58М). В систему управления включён пролонгатор, запоминающий положение цели при её выключении до 15 с. Питание аппаратуры осуществляется от никель-кадмиевой аккумуляторной батареи повышенной ёмкости (обеспечивает время работы не менее 200 с) со статическим преобразователем тока. Ракета применяется с авиационных катапультных устройств АКУ-58, АКУ-58-1. Для транспортировки и хранения используется герметизированный контейнер.

Ракета Х-58У на транспортной тележке.

Ракета Х-58У на транспортной тележке.

Ракета Х-58У в составе комплексов вооружения фронтовых самолетов предназначена для поражения работающих наземных радиолокационных станций в тактической и ближней оперативной глубине фронта.

При разработке этой ракеты был заложен ряд новых технических решений, обеспечивающих ее превосходство как над отечественными, так и над зарубежными аналогами в части:
— расширения диапазона высот и скоростей пуска;
— расширенного диапазона дальностей пуска от минимально возможной до максимальной;
— всеракурсности пуска;
— расширения типов поражаемых РЛС;
— повышенной помехозащищенности;
— многократного перенацеливания во время полета самолета-носителя;
— возможности выбора приоритетной цели в автономном полете.

При создании этой ракеты был решен ряд сложных научно-технических проблем:
— разработана аэродинамическая схема, обеспечивающая высокое аэродинамическое совершенство, а также перспективная компоновка ракеты, позволяющая производить ее сборку из функционально законченных отсеков-модулей, что обеспечило создание ракеты в минимально возможных весах и габаритах;
— разработана самонастраивающаяся система автоматического управления, обеспечивающая качественную стабилизацию и необходимые условия для наведения ракеты на цель.

Ракета предназначена для оснащения самолётов фронтовой авиации и борьбы с РЛС ЗРК противника типа «Найк Геркулес», «Хок», «Улучшенный Хок», «Пэтриот». Кроме МиГ-25БМ может применяться на Су-17М3, Су-17М4, Су-22, Су-22М4, Су-24М, Су-25, Су-27, Су-35. МиГ-25БМ может нести до 4 ракет, остальные — до двух.
При пуске пневматический толкатель катапультного устройства выводит ракету на безопасное расстояние от самолёта-носителя. После пуска двигатель ракеты в течении 3,6 с работает в режиме максимальной тяги (6000 кгс), осуществляя разгон. Затем за счёт профилирования твердотопливной шашки с меньшей площадью горения тяга снижается до 1000 кгс и двигатель в течении 15 с работает в маршевом режиме. Ракета табилизируется по крену, тангажу и рысканью, после чего автопилот начинает набор высоты до тех пор, пока заданный угол пеленга цели не станет равным текущему. Затем производится разворот на цель с заданной перегрузкой, после чего система переходит на пассивный режим самонаведения по методу пропорционального сближения. Перед целью ракета выполняет «горку». Подрыв БЧ происходит при пролёте над целью на расстоянии около 5 м либо при прямом попадании.

Ракета Х-58У под крылом Су-24М.

Ракета Х-58У под крылом Су-24М.

Ракета Х-58Э под крылом Су-25ТМ.

Создание и принятие на вооружение ракеты Х-58 стало этапным для отечественной военной авиации. В 1982 году группа разработчиков ракеты удостоена Государственной премии СССР.

Ремонт ракеты осуществляется на заводе № 711 в Борисоглебске.

Модификации:
Х-58 («изделие 112», Д-7) — базовая. Принята на вооружение в 1980 году.
Х-58А — противокорабельная (проект). Отличается активной радиолокационной ГСН. Разрабатывалась в начале 90-х годов.
Х-58У — модернизированная (У — унифицированная). Отличается новым двигателем, доработанной системой управления. Дальность пуска увеличена. Принята на вооружение в начале 90-х годов.
Х-58Э — экспортная. Может применяться на самолётах «Мираж-IIIE», F-15, F-16.
Х-58ЭМ — экспортный вариант Х-58У.
Х-58УШКЭ — противорадиолокационная (оптимизирована для внутрифюзеляжного размещения для ПАК ФА). Имеет широкополосную пассивную ГСН, аналогичную Х-31ПД. Проходит испытания.

ТТХ:

Модификация: Х-58; Х-58У
Длина, мм: 4800; 4813
Диаметр, мм: 380
Стартовая масса, кг: 640; 650
Размах крыла, мм: 1170
Скорость, М: 3,6; 3,0
Дальность пуска, км:
-макс. с высоты 100 м: 36; 60
-макс. с высоты 10000 м: 120; 250
-минимальная: 10
Круговое вероятное отклонение, м: 20; 5-10
Диапазон скоростей самолёта-носителя, км/ч: 550-1800; 550-2800
Диапазон высот применения, м: 100-20000 ; 100-22000
Боевая часть: фугасная, 150 кг
Диапазон несущих частот: 1,2-11 ГГц
Наведение: пассивное радиолокационное
Взрыватель: лазерный неконтактный
Носитель: МиГ-25БМ, Су-17М3/М4 (с использованием контейнера «Вьюга»), Су-24М (2 ракеты на АКУ-58-1 с применением оборудования «Фантасмагория»), Су-25, Су-30МК, Су-33КУБ, Су-34.

.

.

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

xn--80aafy5bs.xn--p1ai

авиационное катапультное устройство — патент РФ 2271312

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к авиационным катапультным устройствам. Авиационное катапультное устройство содержит силовые элементы с узлами подвески на самолет, механизм катапультирования, включающий силовой привод двойного действия, передний и задний выводящие рычаги, направляющие под бугели ракеты с элементами их стопорения, замково-стопорный механизм удержания выводящих рычагов в закрытом положении, а также механизм отрывного разъема. Силовые элементы выполнены в виде отдельных, расположенных на одной продольной оси переднего и заднего корпусов, соединенных двумя кожухами, установленными между этими корпусами, и одним, установленным за задним из них. Узлы подвески силовых элементов на самолет размещены на указанных корпусах. Передний и задний выводящие рычаги шарнирно закреплены на кожухах и их оси вращения также являются узлами подвески на самолет. Механизм катапультирования образован вышеуказанными передним и задним корпусами с их кожухами, передним и задним выводящими рычагами и вновь введенной подвижной балкой, которая шарнирно закреплена на переднем и заднем выводящих рычагах и на которой размещены направляющие под бугели ракеты. Силовой привод двойного действия расположен между верхним концом переднего выводящего рычага и концом подвижной балки. Технический результат — уменьшение массы устройства, повышение удобства, надежности и безопасности при эксплуатации. 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к устройствам, предназначенным для подвески, транспортирования и боевого применения на самолетах ракетного вооружения, в частности к авиационным катапультным устройствам (АКУ).

Применение катапультного старта ракет на современных самолетах-носителях продиктовано необходимостью обеспечения безопасности пуска ракеты без взаимного повреждения как самолета, так и ракеты, а также воздействием больших аэродинамических сил и спецификой расположения устройств запуска на самолете, когда существует опасность заглохания самолетной двигательной установки при запуске двигателя ракеты.

Известно катапультное устройство рычажного типа для подвески и обеспечения катапультного старта ракеты (патент РФ №2145566), выбранное в качестве прототипа.

Это АКУ содержит корпус с узлами подвески на самолет, механизм катапультирования, включающий силовой привод двойного действия с поршнем, передний и задний шарнирно закрепленные выводящие рычаги с узлами подвески бугелей ракеты с элементами их стопорения, замково-стопорный механизм удержания выводящих рычагов в закрытом положении, а также механизм стыковки разъема.

Такая конструкция предусматривает наружное размещение АКУ на самолете.

Конструкция механизма катапультирования этого АКУ такова, что приводит к необходимости увеличения массы привода и соответственно массы АКУ.

Наличие в АКУ привода, работающего от сжатого воздуха, приводит к необходимости заряжать привод сжатым воздухом перед каждым срабатыванием, что значительно усложняет эксплуатацию.

При этом коэффициент полезного действия привода достаточно низкий ввиду постоянного присутствия сжатого воздуха в полости корпуса под поршнем, препятствующего движению поршня в прямом направлении.

Настоящее изобретение направлено на решение технической задачи по созданию АКУ уменьшенной массы, обеспечивающего надежное безопасное катапультирование ракет и удобное в эксплуатации.

Поставленная задача решена тем, что в АКУ, содержащем силовые элементы с узлами подвески на самолет, механизм катапультирования, включающий силовой привод двойного действия, передний и задний выводящие рычаги, направляющие под бугели ракеты с элементами их стопорения, замково-стопорный механизм удержания выводящих рычагов в закрытом положении, а также механизм отрывного разъема, новизна состоит в том, что силовые элементы выполнены в виде отдельных, расположенных на одной продольной оси переднего и заднего корпусов, соединенных кожухами, установленными между этими корпусами и за задним из них, при этом узлы подвески на самолет размещены на этих корпусах, а передний и задний выводящие рычаги шарнирно закреплены на кожухах и их оси вращения также являются узлами подвески на самолет.

Вместе с тем, механизм катапультирования выполнен в виде четырехзвенника, образованного вышеуказанными силовыми элементами с их кожухами, передним и задним выводящими рычагами и вновь введенной подвижной балкой, которая шарнирно закреплена на переднем и заднем выводящих рычагах и на которой размещены направляющие под бугели ракеты, при этом силовой привод двойного действия расположен по диагонали между верхним концом переднего выводящего рычага и концом подвижной балки.

Кроме того, силовой привод АКУ выполнен пиротехническим и состоит из цилиндра с перемещающимся в нем поршнем, в котором размещена камера сгорания с золотником, в поршне и золотнике выполнены рабочие и возвратные каналы, при этом в золотнике выполнены дроссельные отверстия начальной подачи газа и кольцевая проточка.

Помимо этого, верхний торец цилиндра силового привода закрыт ввинчиваемой крышкой со сферической пятой, взаимодействующей с упором, выполненным на переднем выводящем рычаге, а нижний торец поршня снабжен навинчиваемой крышкой, имеющей овальные пазы, взаимодействующие с ответными элементами, выполненными на подвижной балке.

Кроме того, механизм отрывного разъема (МОР) выполнен в виде автономного блока и содержит собственный корпус с местами крепления МОРа к самолету.

Указанная выше совокупность существенных признаков позволяет достичь следующего технического результата:

— наличие переднего и заднего корпусов, выполняющих функции основных силовых элементов, позволяет исключить единый массивный силовой корпус, что обеспечивает снижение массы, возможность центральной подфюзеляжной подвески в полуутопленном состоянии (двухрядный тандем вблизи центра масс ракеты), и тем самым существенно улучшает аэродинамические характеристики самолета, при этом также обеспечивается необходимая устойчивость самолета при любом порядке пуска ракет на всех режимах его применения;

— введение четырехзвенного механизма катапультирования с расположенным по диагонали приводом двойного действия привело к снижению усилий, необходимых для перемещения выводящих рычагов с подвижной балкой в процессе катапультирования, что в свою очередь приводит к снижению массы привода, а соответственно и массы АКУ;

— конструкция пиротехнического привода обеспечивает надежность и безопасность катапультирования, и, кроме того, такой привод имеет высокий коэффициент полезного действия за счет отсутствия сил, препятствующих движению поршня в прямом направлении, и является быстросъемным, что также обеспечивает удобство эксплуатации АКУ в целом;

— удобство в эксплуатации за счет введения механизма отрывных разъемов в состав АКУ автономным блоком, что позволяет, в случае необходимости, снимать его с самолета, не снимая при этом катапультное устройство, и наоборот.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен общий вид авиационного катапультного устройства; на фиг.2 — кинематическая схема в транспортном положении; на фиг.3 — то же, в положении катапультирования; на фиг.4 — исходное положение силового привода; на фиг.5 и 6 — его работа при прямом и обратном ходе поршня.

Авиационное катапультное устройство (фиг.1, 2 и 3) состоит из силовых элементов, включающих в себя передний корпус 1 и задний корпус 2, соединенные левым 3 и правым 4 кожухами, и расположенный за задним корпусом 2 задний кожух 5, силового привода 6, выводящих рычагов — переднего 7 и заднего 8 с шарнирно закрепленной на них подвижной балкой 9 с направляющими 10 и 11 под бугели ракеты 12 и сбрасывателями 13, замково-стопорного механизма 14 и механизма отрывного разъема 15. Замково-стопорный механизм (ЗСМ) 14 состоит из переднего 16 и заднего 17 несущих крюков и переднего 18 и заднего 19 стопорных рычагов, соединенных тягами 20 и 21. ЗСМ 14 предназначен для запирания и удерживания выводящих рычагов 7 и 8 с подвижной балкой 9 в транспортном положении. Передний 7 и задний 8 выводящие рычаги шарнирно закреплены на кожухах 3, 4 и 5, при этом их оси вращения 22 являются узлами подвески на самолет (не показан). На переднем 1 и заднем 2 корпусах также имеются узлы подвески 23 к самолету.

Пиротехнический привод 6 (фиг.4, 5 и 6) авиационного катапультного устройства состоит из цилиндра 24 с перемещающимся в нем поршнем 25, в котором размещена камера сгорания 26 с золотником 27. Верхний торец цилиндра 24 закрыт ввинчиваемой крышкой 28 со сферической пятой. С помощью крышки 28 и оси 29 привод 6 крепится к упору 30 переднего выводящего рычага 7 (пята шарнирно соединена с упором). Нижний конец поршня 25 закрыт навинчиваемой крышкой 31 с упором 32, за овальные пазы 33 которой осями 34 привод 6 крепится к подвижной балке 9.

Золотник 27 имеет каналы 35 начальной подачи газа, выполненные в виде дроссельных отверстий, рабочие каналы 36, возвратные каналы 37 и проточку 38. В приводе 6 есть надпоршневая полость 39 и подпоршневая полость 40. Поршень 25 имеет рабочие каналы 41 и 42, внутреннюю полость 43 и отверстие 44 для стравливаниия газа в атмосферу, а также возвратные каналы 45 и 46. Непосредственно перед подвеской ракеты 12 в привод 6 вставляется пиропатрон 47.

Механизм отрывного разъема 15 (МОР) предназначен для электрической стыковки ракеты 12 с самолетными системами в транспортном положении, а также для расстыковки их при катапультировании или аварийном сбросе. Корпус 48 МОРа 15 через отверстия четырьмя болтами 49 крепится к самолету.

Авиационное катапультное устройство работает следующим образом. В транспортном положении передний 7 и задний 8 выводящие рычаги с подвижной балкой 9 находятся в верхнем положении, показанном на фиг.1, 2, и удерживаются с помощью несущих крюков 16 и 17. При срабатывании пиропатрона 47 пороховые газы через каналы 35 (фиг.4, 5, 6) золотника 27 попадают в надпоршневую полость 39 и начинают давить на поршень 25, перемещая его вниз. При этом за счет овальных пазов 33 в крышке 31 поршень 25 делает свободный ход, упор 32 крышки 31 привода 6 поворачивает стопорный рычаг 19 и выводит его из зацепления с задним крюком 17 замкового устройства 14, при этом передний стопорный рычаг 18, соединенный тягами 20 и 21 со стопорным рычагом 19, выходит из зацепления с передним крюком 16. При перемещении поршня 25 вниз открывается канал 36 золотника 27, пороховые газы продолжают поступать в надпоршневую полость 39 через каналы 35 и 36 золотника. Замковое устройство 14 расстопоривается, и подвижная балка 9 вместе с подвешенной ракетой 12 под действием усилия поршня 25 сходит с крюков 16 и 17 — начинается принудительное движение балки 9 с ракетой 12 вниз-назад (фиг.3). После открытия замкового устройства 14 на начальном участке движения подвижной балки 9 вниз происходит расстыковка отрывного разъема ракеты 12 и механизма отрывного разъема 15 АКУ.

При движении ракеты 12 с балкой 9 вниз сбрасыватель 13 сдвигает ракету 12 за передний бугель вперед с направляющей 10 подвижной балки 9. При этом камера сгорания 26 под действием пороховых газов, находящихся в надпоршневой полости 39, премещается вниз до упора в крышку 32. Через каналы 40 и 41 поршня 25 и проточку 38 золотника 27 надпоршневая полость 39 соединяется с внутренней полостью 42 поршня 25 и газы через отверстие 43 поршня стравливаются в атмосферу. Одновременно газы из камеры сгорания 26 через каналы 37 золотника 27 и каналы 44 и 45 поршня 25 поступает в подпоршневую полость 46. Газ, находящийся под поршнем, сжимается — происходит торможение и отделение ракеты. После отделения ракеты 12 от катапультного устройства выводящие рычаги 7 и 8 под действием сил инерции некоторое время продолжают движение вниз-назад, затем подвижная балка 9 останавливается. Давление в надпоршневой полости 39 падает до атмосферного. Поршень 25 за счет давления газов в подпоршневой полости 46, а следовательно, и подвижная балка 9 с выводящими рычагами 7 и 8 начинают обратное движение. Подвижные части АКУ возвращаются в исходное положение. При этом оси подвижной балки 9 надавливают на крюки 16 и 17, поворачивают их и защелкиваются стопорными рычагами 18 и 19. В исходное положение возвращается и сбрасыватель 13. После возвращения подвижных частей АКУ в исходное положение все электроэлементы оборудования АКУ приходят в исходное положение. В таком состоянии АКУ вновь готово к работе.

Предлагаемая конструкция АКУ по сравнению с прототипом удобна в эксплуатации, позволяет снизить массу, обеспечить надежное и безопасное катапультирование как для ракет, так и для самолета-носителя, а также уменьшить энергозатраты на катапультирование.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Авиационное катапультное устройство, содержащее силовые элементы с узлами подвески на самолет, механизм катапультирования, включающий силовой привод двойного действия, передний и задний выводящие рычаги, направляющие под бугели ракеты с элементами их стопорения, замково-стопорный механизм удержания выводящих рычагов в закрытом положении, а также механизм отрывного разъема, отличающееся тем, что силовые элементы выполнены в виде отдельных, расположенных на одной продольной оси переднего и заднего корпусов, соединенных двумя кожухами, установленными между этими корпусами, и одним, установленным за задним из них, при этом узлы подвески силовых элементов на самолет размещены на указанных корпусах, а передний и задний выводящие рычаги шарнирно закреплены на кожухах и их оси вращения также являются узлами подвески на самолет.

2. Авиационное катапультное устройство по п.1, отличающееся тем, что механизм катапультирования включает вышеуказанные передний и задний корпуса с их кожухами, передний и задний выводящие рычаги и вновь введенную подвижную балку, которая шарнирно закреплена на переднем и заднем выводящих рычагах и на которой размещены направляющие под бугели ракеты, при этом силовой привод двойного действия расположен между верхним концом переднего выводящего рычага и концом подвижной балки.

3. Авиационное катапультное устройство по п.2, отличающееся тем, что силовой привод выполнен пиротехническим и состоит из цилиндра с перемещающимся в нем поршнем, в котором размещена камера сгорания с золотником, в золотнике и поршне выполнены рабочие и возвратные каналы, кроме того, в золотнике выполнены дроссельные отверстия начальной подачи газа и кольцевая проточка.

4. Авиационное катапультное устройство по п.3, отличающееся тем, что верхний торец цилиндра силового привода закрыт ввинчиваемой крышкой со сферической пятой, взаимодействующей с упором, выполненным на переднем выводящем рычаге, а нижний торец поршня снабжен навинчиваемой крышкой, имеющей пазы, взаимодействующие с ответными элементами, выполненными на подвижной балке.

5. Авиационное катапультное устройство по п.4, отличающееся тем, что механизм отрывного разъема выполнен в виде автономного блока и содержит собственный корпус с местами крепления механизма отрывного разъема к самолету.

www.freepatent.ru

Авиационное катапультное устройство АКУ-58АЭ — iitu

АКУ-58АЭ (Рисунок 3.11) для размещения, надежного закрепления, транспортировки и пуска катапультированием ракет типа Х-29, Х-58, Х-59, Х-31. Оно обеспечивает также принудительный сброс ракеты в аварийной ситуации.

Функциональными подсистемами АКУ являются: корпус, выполненный в виде силовой балки с узлами крепления к конструкции самолета, передним и задним обтекателями, механизм катапультирования с замково-стопорным устройством, механизм стыковки (уборки) разъема, устройство подвода охлаждающего воздуха и элементы СУО. АКУ рычажного типа с пневматическим приводом.

Механизм стыковки электроразъема (Рисунок 3.12) предназначен для обеспечения электрической связи ракеты с АКУ, а также расстыковки и уборки внутрь корпуса АКУ электроразъема при пуске (до начала процесса катапультирования). Состоит из корпуса, четырех электроразъемов, качалки и рычажного устройства. Рычажное устройство связано тягой управления с механизмом катапультирования.

Устройство подвода охлаждающего воздуха включает три клапана, втулку, патрубок и трубопровод. В состав клапана входит два цилиндра, держатель с рычажной системой и механизм возврата в исходное положение. В зависимости от типа применяемой ракеты используется тот или иной клапан.

Механизм катапультирования служит для размещения и надежного закрепления ракеты на АКУ, перевода ее в стартовое положение и отделение в конце хода катапультирования с сообщением дополнительной скорости.

В состав МК входят передний и задний выводные рычаги, замково-стопорное устройство, силовой привод, качалка и две синхронизирующие тяги.

Передний и задний выводные рычаги предназначены для закрепления на АКУ среднего и заднего узла подвески ракеты. На концах выводных рычагов расположены специальные замки (каретки), с помощью которых ракета удерживаются на АКУ.

Рычаг запуска (Рисунок 3.11) предназначен для снятия первой эксплуатационной ступени предохранения взрывателя ракеты строго после ее отделения. Рычаг кинематически связан с передним выводным рычагом.

На рычаге закреплены два механизма расчековки. Эти механизмы тросами соединяются взрывателями ракеты. При выдергивании чеки взрывателя снимается ступень его предохранения. На АКУ смонтировано четыре механизма расчековки для управления взведением взрывателей различных ракет. Два механизма на рычаге запуска и два на заднем выводном рычаге. Тросовое устройство соединено с чекой взрывателя ракеты. При тактическом пуске ракеты на механизм подается сигнал, якорь втягивается и фиксирует ползун. В результате чека выдергивается и взрыватель взводится. При аварийном пуске чека остается на ракете и взрыватель не взводится. Блок сигнализации находится на заднем выводном рычаге АКУ. При подвеске ракеты на АКУ шток блока поджимается корпусом ракеты. Под действием шариков замыкаются контакты микровыключателей, и от АКУ в систему управления оружием самолета подается сигнал «наличие ракеты».

На заднем выводном рычаге установлены два механизма расчековкии блок сигнализации наличия груза. Между собой выводные рычаги соединены синхронизирующими тягами.

Замково-стопорное устройство (Рисунок 3.13) служит для удержания выводных рычагов механизма катапультирования в транспортном положении, обеспечения вывода рычагов в процессе катапультирования, управления клапанами системы охлаждения ракет и управления механизмом стыковки и расстыковки бортовых разъемов.

В состав замково-стопорного устройства входят несущие крюки, тяга, передний и задний стопор. В раскрытом положении несущие крюки удерживаются пружиной. Передний стопор соединен с тягой управления клапанами системы охлаждения и механизмом стыковки разъемов. На стопоре установлен ролик, через который передается усилие от штока переднего пневмоцилиндра. Задний стопор трехплечий. Одно плечо стопорит несущий крюк. Второе соединятся с тягой, а третье упирается в шток микровыключателя блока коммутации.

Для расстопоривания механизма катапультирования при регламентных работах используется специальное приспособление, которое нажимает на задний стопор, выводит его из зацепления с крюком и открывает замково-стопорное устройство.

Силовой привод предназначен для принудительного отклонения вниз переднего и заднего выводных рычагов и возвращения их в исходное положение после пуска ракеты. Включает пневмопироблок, баллон, передний и задний пневмоцилиндры и соединяющие трубопроводы.

Передний и задний пневмоцилиндры предназначены для передачи усилия от сжатого воздуха на рычаги механизма катапультирования. Кроме того, задний пневмоцилиндр возвращает выводные рычаги в исходное положение по окончании хода катапультирования.

Баллон является резервуаром сжатого воздуха. Баллон выполнен в виде сварной конструкции и заключен в теплоизоляцию.

Пневмопироблок (Рисунок 3.14) предназначен для подвода воздуха в передний и задний пневмоцилиндры при пуске ракеты и подвода горячих газов при аварийном сбросе ракеты. Включает блок зарядки, пневмотолкатель, гильзу для установки пиропатрона, два клапана, распределитель с рычажно-приводным механизмом, штуцер и патрубок.

Распределитель служит для распределения сжатого воздуха поступающего из баллона в рабочие полости переднего и заднего пневмоцилиндров вначале хода катапультирования и для сброса сжатого газа в возвратную полость заднего пневмоцилиндра в конце хода катапультирования, что обеспечивает возврат механизма катапультирования в исходное положение.

Блок зарядки предназначен для зарядки баллона сжатым воздухом и стравливания воздуха из пневмосистемы в случае возрастания в нем давления выше допустимого.

Электросистема

Блок коммутации предназначен для коммутации электрических цепей АКУ, а также сигнализации открытия замково-стопорных устройств и сигнализации полного раскрытия выводных рычагов.

Блок сигнализации и наличия предназначен для выдачи сигнала о наличии подвешенной ракеты.

Трансформаторный блок предназначен для подачи питания на обогрев подвешенных ракет.

Механизм расчековки предназначен для закрепления в нем тросового устройства, обеспечивающего извлечение предохранительных чек.


Внимание, только СЕГОДНЯ!

iitu.ru

Военно-промышленный курьер: Конструкторы авиационных пусковых установок ракетного вооружения самолетов

История создания авиационного ракетного вооружения ведет свой отсчет еще с предвоенных лет, когда были сконструированы первые ракеты РС-82 и РС-132. Но пик пришелся на конец 50-х-начало 60-х гг., когда в стране началось бурное развитие реактивной авиации. В связи с этим начался переход на оснащение новым видом вооружения — управляемыми ракетами. А это, в свою очередь, потребовало создания принципиально новых авиационных пусковых установок. Более 40 лет этой проблемой занимается научный коллектив, созданный главным конструктором А.Л. Ляпиным. Отдел проектирования пусковых установок, многие годы возглавляемый талантливым ученым В.В. Ватолиным, готов приступить к их разработке и для самолетов 5-го поколения.

Авиационный боевой комплекс (АБК) — это летательный аппарат (ЛА) (самолет или вертолет), оснащенный авиационным вооружением, бортовыми системами, средствами обслуживания и эксплуатации, а также системами обеспечения выполнения боевых задач.

Основу комплекса авиационного вооружения (КАВ) ЛА составляет авиационное оружие и его установки, а также прицельная система, система управления авиационным вооружением и соответствующие средства технического обслуживания и эксплуатации.

Основным видом вооружения современного ЛА являются управляемые ракеты класса «воздух-воздух» и «воздух-поверхность».

Для обеспечения работы управляемых ракет применяются авиационные пусковые установки, которые являются частью авиационного оружия и предназначены для транспортировки и безопасного отделения ракет от ЛА.

О создателях авиационных ракет в настоящее время имеется достаточно много публикаций, и в первую очередь о первопроходцах этого направления — известных авиаконструкторах М.Р. Бисновате, А.Я. Березняке, В.Н. Бугайском, И.С. Селезневе, И.И. Торопове, А.Л. Ляпине.

Конечно, за этими именами стояли целые коллективы, но идеологами и организаторами были эти люди. А вот о создателях пусковых установок для ракет до сих пор мало что известно. Очевидно, это связано с тем, что ракете уделялся приоритет, а пусковой установке была отведена второстепенная роль.

Авиационные пусковые установки, естественно, создавались параллельно с созданием ракет.

В предвоенные годы, когда у нас в стране появились первые авиационные ракеты РС-82 и РС-132, были созданы и первые пусковые установки. У истоков этих пусковых установок стоял талантливый ученый-конструктор Ю.А. Победоносцев.

Период 50-60-х гг. ХХ века характерен началом бурного развития реактивной истребительной и бомбардировочной авиации. Конструкторам пришлось столкнуться с новыми специфическими условиями эксплуатации и применения систем вооружения, связанными с резким увеличением высоты и скорости полета самолетов.

Все эти факторы повлияли на решение о переходе на новый вид вооружения самолетов — управляемые ракеты.

Экспериментальные исследования в области проектирования и создания управляемых ракет класса «воздух-воздух» начались в 1954 году. Тогда конструкторское бюро им. И.И. Торопова получило задание на проведение работ по созданию ракеты К-7 для перспективного скоростного перехватчика Т-3 П.О. Сухого.

Первой ракетой класса «воздух-воздух», принятой на вооружение самолетов, стала ракета К-13 и пусковое устройство для нее АПУ-13. История ее создания достаточно интересна. Осенью 1958 года во время китайско-тайваньского конфликта была обнаружена новейшая американская управляемая ракета класса «воздух-воздух» малой дальности «Сайдуиндер». Решением Президиума ЦК КПСС от 13 ноября 1958 года для изучения фрагментов ракеты в КНР была направлена группа специалистов (31 человек из 17 организаций) во главе с И.И.Тороповым. В конце ноября вышло Постановление ЦК КПСС и СМ СССР об изготовлении аналогов ракеты. Работа была завершена менее чем за год. Уже 21 октября 1959 года был выполнен первый пробный пуск ракеты К-13, а 1 декабря — боевой пуск по радиоуправляемой мишени МиГ-15. Серийное производство ракеты под обозначением Р-3С и пускового устройства АПУ-13 было организовано в 1960 году. Они входили в КАВ истребителей МиГ-19П, МиГ-21, МиГ-23, Су-20, Як-28П.

Все работы по созданию управляемых ракет класса «воздух-воздух» в этот период были сосредоточены в двух КБ, возглавляемых главными конструкторами И.И. Тороповым и М.Р. Бисноватом.

В 1961 году конструкторское бюро (ныне это ОАО «Гос МКБ «Вымпел» им. И.И. Торопова») возглавил главный конструктор Андрей Леонидович Ляпин. Под его руководством продолжались работы над разработкой семейства ракет класса «воздух-воздух» для создаваемых в тот период самолетов.

Позднее ракетами класса «воздух-поверхность» стали заниматься КБ «Радуга» (руководители — А.Я. Березняк, 1957-1974 и И.С. Селезнев) и КПКО «Стрела» (руководитель — В.Н. Бугайский, 1973-1983 гг.).

Одновременно с разработкой ракет было организовано проектирование пусковых установок. В то время основная доктрина в отношении пусковых установок основывалась на том, что пусковые установки как принадлежность самолета, должны проектироваться и производиться в самолетных КБ.

Следуя этой доктрине, первые пусковые установки для ракет КБ М.Р. Бисновата и В.Н. Бугайского были разработаны в отделе вооружения «Миг».

Однако вскоре доктрина изменилась. Главные конструкторы авиационных ракет А.Л. Ляпин и М.Р. Бисноват (МКБ «Молния», 1948-1977 гг.) стали проводить линию по созданию ракеты и ПУ как единого комплекса и поэтому считали, что ПУ должны проектироваться в ракетном КБ.

В этом вопросе такую же позицию заняло руководство МАП, которое считало, что в системе авиационной промышленности необходимо создать специализированное подразделение, в котором должны быть сосредоточены все работы по разработке пусковых установок. Эту идею поддержал главный конструктор «Вымпела» А.Л. Ляпин и в мае 1968 года в составе своего КБ организовал специализированный отдел, руководство которым поручил 36-летнему к.т.н. В.В. Ватолину. Основу отдела составили работники, занимавшиеся ранее разработкой установок для бомбардировочного вооружения (И.А. Лачинов, В.П. Богданов, Б.Г. Ягодин).

Период организационных изменений в МАП совпал с моей работой в заказывающем управлении МО, поэтому ряд работ, связанных с созданием ПУ в нашей стране, проходил под моим непосредственным контролем и при техническом участии в их создании.

В мае этого года исполняется 40 лет отделу проектирования пусковых установок на «Вымпеле», и мне, как непосредственному участнику этих событий, хотелось бы поделиться основными, наиболее интересными событиями этого периода развития авиационного ракетного вооружения самолетов.

Вновь организованный отдел смело взялся за решение поставленных задач по созданию авиационных пусковых установок (АПУ) для ракет Р-3С, Р-13МТ, Р-23, Р-24, которые под руководством А.Л. Ляпина разрабатывались в это время на предприятии.

Одновременно отдел рос как количественно, так и качественно. С появлением талантливых конструкторов и ученых перед новым отделом была поставлена задача доводки ранее спроектированных пусковых установок АПУ-23-11, АКУ-23Ф для самолета МиГ-23-11. Однако вскоре этот самолет был закрыт в разработке, поэтому пусковые установки были также сняты с производства.

Новый отдел собственными силами спроектировал и запустил в серийное производство АПУ-13МТ, АПУ-13БС и АПУ-23М. Это были более современные изделия, и их можно считать первой победой отдела.

Следует отметить: к этому времени разрабатывались лишь рельсовые пусковые установки. Однако вскоре возникла потребность в новом типе старта — катапультном. Скоро в МАП стали считать отдел «Вымпела» базовым в министерстве и поэтому в 1973 году решили поручить «Вымпелу» разработку унифицированного АКУ для ракет родственных КБ: «Радуги», «Молнии» и «Стрелы».

Конечно, создание этого устройства шло не очень гладко.

АКУ должны были размещаться на внешних подвесках самолета, поэтому его разработчиками поставлено условие: высота АКУ должна быть 200-220 мм без всяких выступающих частей. Как надо было делать такое АКУ — идеи не было, однако скоро она появилась. Вместо перпендикулярных толкателей были предложены горизонтальные — в виде двух рычагов, связанных между собой синхронизирующей тягой. Вся эта система приводилась в движение пневматическим приводом.

Идея всем понравилась, и ведущим конструкторам В.П. Богданову, Б.Н. Быкову, Б.Г. Ягодину, Л.С. Очкову было поручено начать ее реализацию. Скоро вырисовалась конструкция этого изделия.

Был защищен технический проект, согласованный с заказчиком, были изготовлены опытные образцы и проведены первые испытания. В.В. Ватолин вспоминает: «Результаты первых испытаний запомнились мне на всю жизнь. Когда я пришел в лабораторию и увидел кучу исковеркованного металла, я был повергнут в шок, такой картины еще ни разу не видел.

К вечеру я уже нашел причину поломки АКУ и метод ее устранения. Продумав все аспекты проблемы, утром созвал всех нужных работников отдела и изложил все свои соображения, что надо сделать.

Доработанный образец сразу же заработал как надо, и мы отпраздновали победу. Дальше дела пошли успешно, и скоро мы смогли представить на летные испытания АКУ, которому присвоили индекс АКУ-58-1 (первая модификация)».

Это изделие из-за проведенных доработок оставалось еще несовершенным, но поскольку оно работало и выполняло свои функции, то в 1975 году было принято на вооружение в составе самолета Су-17 и запущено в серийное производство на Иркутском авиазаводе.

Далее было принято решение применять АКУ-58-1 на скоростных самолетах МиГ-31 и Су-24М. Но АКУ-58-1 не могло быть использовано на этих самолетах, так как у него корпус из алюминиевых сплавов, и повышенных температур он не выдержит. Поэтому решили спроектировать изделие под новые требования. Была сохранена принципиальная схема АКУ, заменен только корпус на сварной стальной.

Разработка АКУ-58 в период 1970-1978 гг. считалась приоритетной в МАП и ВВС, так как надо было самолеты того времени — Су-27, Су-24М, МиГ-23, МиГ-27 — оснастить ракетами класса «воздух-поверхность» типа Х-58, Х-59, Х-31.

Преодолев все технические трудности и пройдя весь путь испытаний, АКУ-58 в 1978 году было принято на вооружение в первую очередь на самолете Су-24 и запущено в серийное производство на Новосибирском авиационном заводе, и вот уже 30 лет оно успешно изготовляется и находится на вооружении наших ВВС.

В связи с проектом АКУ-58 мне хотелось бы привести оценку, которую дал не специалист, а экономист — академик РАН А.Г. Аганбегян.

Летом 1982 г. Новосибирский авиационный завод имени В.П.Чкалова отмечал свое 50-летие. На этом заводе изготовлялось АКУ-58, которое было предназначено для отделения тяжелых управляемых ракет (весом около 500 кг) от самолета Су-24М. В связи с праздником в одном из цехов была организована выставка изготавливаемой заводом продукции. АКУ-58 тоже было представлено на этой выставке, и представитель разрабатывающего КБ рассказал высокопоставленной делегации, которая обходила экспозицию, о сути изделия. Академик А.Г. Аганбегян заинтересовался и, отстав немного от общей делегации, попросил поподробнее ознакомить с его работой. Поняв назначение и работу АКУ-58, он высказался в том смысле, что АКУ-58 представляет собой пневматическую пушку, стреляющую ракетами. Учитывая, что он не «технарь», представитель КБ согласился с этим выводом.

Вечером на банкете в своем выступлении А.Г. Аганбегян после обычных поздравительных слов сказал, что на выставке продукции завода ему больше всего понравилась и удивила работа катапультного устройства для старта тяжелых ракет. Он много видел авиационных пушек, но пневматическая пушка, стреляющая тяжелыми ракетами, — это удивительное достижение авиационной науки и техники, и попросил передать слова благодарности создателям этого удивительного изделия. Приятно было слышать из уст уважаемого академика такую высокую оценку труда конструкторов.

Опыт работы над созданием АКУ-58 показал, что если АПУ можно было разрабатывать, опираясь только на опыт и интуицию ведущих конструкторов, то разработка АКУ требует серьезной научной базы. Поэтому руководитель отдела В.В. Ватолин, придавая этому вопросу большое значение, организовал в отделе научно-расчетную группу, которую возглавил талантливый ученый, выпускник МВТУ к.т.н. Р.А. Мирошник. К работе над созданием научных основ проектирования АКУ были привлечены ведущие научно-исследовательские институты: НИИАС, ЦАГИ, МАИ, ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, МВТУ. Благодаря настойчивой работе руководителя отдела В.В. Ватолина к 80-м годам были разработаны научные основы проектирования пусковых установок, результаты которых В.В. Ватолин изложил в своей докторской диссертации, которую успешно защитил в 1983 г. в МАИ. С использованием научных методов дальнейшие разработки АКУ были более успешными, чем разработка АКУ-58.

Закончив рассказ о создании первого катапультного устройства АКУ-58, стоит рассказать о других АКУ, созданных на Гос МКБ «Вымпел».

После описанных мной работ подошел черед создания катапультного устройства для ракеты Р-33Э, размещенной на скоростном истребителе перехватчике МиГ-31. История создания этого изделия такова.

На фирме «Миг», в отделе вооружения, работал конструктор В.Д. Вострокнутов. Он придумал схему катапультного устройства для этого самолета. Основные идеи были следующие: кинематическая схема механизма катапультирования состояла из двух рычагов, переднего и заднего, соединенных подвижной балкой, на которой закреплялась ракета. В результате образовывался четырехзвенник, по диагонали которого располагался пиротехнический привод катапультирования ракеты.

Вторая идея состояла в отказе от силового корпуса АКУ — нагрузки от ракеты в транспортном и боевом положении должны были передаваться непосредственно на фюзеляж самолета. Эти идеи понравились генеральному конструктору Г.Е. Лозино-Лозинскому, и он их принял для разработки самолета.

Идея отказаться от силового корпуса была принята безоговорочно, однако принципиальная схема механизма АКУ вызывала сомнения. Так, в начальном положении механизма плечи приложения сил от толкателя были очень маленькими, и это приводило к большим силам, действующим на рычаги, что вызывало нестабильность параметров отделения ракеты в начальный период. К этой работе, кроме В.Д. Вострокнутова, были подключены два талантливых конструктора Г.М. Михайлов и В.А. Машков, которые сумели справиться с этой проблемой.

Изделие получило индекс АКУ-410, серийно до сих пор изготавливается на авиазаводе «Сокол» в Нижнем Новгороде и находится в эксплуатации на самолетах МиГ-31.

После этого изделия последовали пусковое и катапультное устройства для семейства ракет Р-27. АПУ было выполнено по отработанной схеме аналогично АПУ-23М, только корпус был выполнен из стали ВНС-2М.

При проектировании АКУ-470 конструкторы решили немного пофантазировать и принять принципиальную схему, в которую в качестве одного звена была включена ракета. Но, как говорится, «фокус не удался», и по ходу отработки пришлось ввести связь между рычагами для исключения из работы ракеты. Поскольку изделие уже было на этапе опытного образца, пришлось приспосабливаться к сделанной конструкции. Один конец синхронизирующей тяги закрепили к корпусу толкателя, внутри которого было высокое давление. По законам нормального проектирования это не рекомендуется, но другого выхода не было. И слава Богу, что эта тяга прижилась, и АКУ в таком виде до сих пор в эксплуатации.

Новинкой этого изделия является комбинированный пневматический привод со встроенным баллоном и электроклапаном, по размерам равный протехническому приводу АКУ-410.

Об одном интересном случае, связанном с АКУ-470, хотелось бы рассказать. На самолете Су-27 под мотогондолами фюзеляжа размещены АКУ-470 для подвески ракет. Конструкции этих АКУ выходят за контуры фюзеляжа. Недавно в Твери самолет Су-27 в аварийной ситуации совершил посадку на «брюхо», при этом по бетонной дорожке он скользил на подмотогондольных АКУ. АКУ-470 выдержало эту нештатную нагрузку и спасло как самолет, так и летчиков. Аналогичный случай лет 10-15 тому назад произошел на аэродроме в Кубинке. Как видите, конструкторы создали АКУ такой прочности, что они выдерживают нагрузку при нештатной посадке 40-тонного самолета.

Конструкторы могут гордиться, что в двух случаях спасли технику и летчиков.

Интересной и оригинальной была работа над АКУ, которое получило индекс АКУ-610. Проектирование было поручено ведущему конструктору В.А. Машкову. Спроектировано оно по оригинальной схеме, которую начали называть «ножницы». В.В. Ватолин вспоминал: «Идея этой схемы родилась, когда я на аэродроме увидел тележку для подъема багажа в самолет. Там был применен этот механизм. Приняв его за основу и добавив привод принудительного отделения ракеты, получил новое катапультное устройство.

Правильно говорят, что новое — это хорошо забытое старое. И, когда нужно было найти принципиальную схему АКУ для самолета пятого поколения, я вспомнил этот тезис. Однажды по пути на дачу в машине, обдумывая варианты создания этого АКУ, вспомнил об АКУ-610 и решил, что эта схема годится и для нового изделия, только пиропривод надо сделать шарнирно соединенным с рычагом.

Я попросил В.А. Машкова проработать этот вариант. В начале он был осторожен в оценке, но затем сказал: «Кажется, что-то получается». И в этот момент, можно считать, родилось АКУ. Конечно, потом надо было преодолеть много технических и конструкторских проблем. Но они были все преодолены, и сейчас на «Вымпеле» изготовляются опытные образцы этих изделий по этой схеме.»

И вот в своих воспоминаниях я подошел к последнему (пока) проекту АКУ, выполненному в отделе.

Речь идет об АКУ-170Е. В 80-х годах заместитель главного конструктора ГосМКБ «Вымпел» В.А. Пустовойтов задумал создать ракету средней дальности на новых принципах: активная ГСН, решетчатые рули и электропривод на батарейном электропитании.

В этой работе В.А. Пустовойтов опирался на опыт и технические решения, которые заложил талантливый конструктор Л.И. Рындин в ракете «биссектор», которую он пытался создать. Для новой ракеты, естественно, потребовалось новое АКУ.

Конструкторы отдела решили попробовать применить поршневую схему, как в АКУ-23Ф или американских АКУ, но на новых принципах. Учитывая, что ракета проектировалась по своим прочностным характеристикам, выдерживающим поперечную перегрузку около 40 ед., конструкторы решились на необычный шаг — уменьшить ход принудительного движения ракеты до 100 мм, сохранив линейную скорость отделения ракеты от АКУ за счет увеличения поперечной перегрузки при отделении до 15-20 ед. При этих условиях были обеспечены требования по габаритам АКУ.

Конечно, это решение было встречено в штыки теоретиками, и особенно прочнистами. Но, поскольку в руководстве «Вымпела» были такие талантливые люди, как В.А. Пустовойтов, А.Л. Рейдель и Н.С. Савельев, они поддержали это решение и дали путевку в жизнь такому проекту.

Эту работу выполнил молодой специалист, выпускник МВТУ Г.А. Микиртумов, творческий, грамотный специалист по гидравлике. Он с энтузиазмом взялся за ее выполнение. Вместе с помощниками разработал все остальные элементы конструкции АКУ и довел это АКУ до опытных и серийных образцов. И вот уже более 20 лет это изделие изготовляется серийно, применяется на самолетах Су-27, МиГ-29 и других и продается инозаказчикам.

Успехи коллектива, работавшего под руководством В.В. Ватолина над созданием научных основ проектирования пусковых установок, которые были приняты на вооружение ВВС страны, были оценены правительством, и в 1990 году коллективу в количестве 25 человек была присуждена премия СМ СССР в области механики.

Среди лауреатов премии — работники «Вымпела», МАИ, НИИАС, ЦАГИ, академии им. Жуковского, МВТУ и автор этой статьи.

Сорокалетняя работа отдела и его руководителя В.В. Ватолина позволила создать в нашей стране научно-конструкторскую школу по проектированию ПУ, признанную как в России, так и за рубежом (например, в КНР).

О конструкторских достижениях было подробно рассказано выше. Остановимся кратко на научных успехах отдела пусковых установок.

Создание единственной в России и успешно развивающейся в наше непростое время научной школы проектирования и создания пусковых и катапультных устройств для ракетного вооружения самолетов является замечательным достижением руководителя отдела, доктора технических наук, заслуженного изобретателя РФ, заслуженного деятеля науки РФ профессора В.В. Ватолина и возглавляемого им коллектива.

Эту школу талантливых конструкторов и ученых — специалистов по проектированию ПУ — представляют в настоящее время 6 докторов технических наук, 5 кандидатов технических наук, 12 главных специалистов и ведущих конструкторов по проектированию пусковых установок и несколько молодых аспирантов.

За сорок лет работы отдела в состав научной школы входили и внесли большой вклад известные деятели науки и техники, такие как А.Л. Рейдель, В.М. Пресняков, Н.И. Колотков, А.И. Станкевич, А.Б. Пригоникер, А.Т. Горшков, М.Ю. Рафиков, И.А. Лачинов и многие другие ученые и ведущие конструкторы.

Отличительной особенностью научного подхода к решению стоящих перед учеными и конструкторами проблем старта ракет с высокоманевренных скоростных самолетов является рассмотрение сложной в механическом и информационно-управленческом аспекте системы «самолет — пусковая установка (рельсового или катапультного типов) — авиационная управляемая ракета» в качестве единой системы старта и безопасного отделения ракет от самолетов-носителей. Практическая реализация такого подхода позволила разработать рациональные конструкции АПУ и АКУ, опережающие по показателям технического совершенства лучшие образцы аналогичной зарубежной техники.

Получить столь ощутимые научные результаты под силу коллективу ученых и конструкторов высшей научной квалификации. Поэтому вполне закономерным явился факт защиты в рамках научной школы докторских и кандидатских диссертаций. Докторские и кандидатские защиты результатов исследований стали доброй и укрепляющей авторитет школы традицией, не прерывающейся и в настоящее время.

Научные исследования по проектированию ПУ позволили подготовить и защитить докторские диссертации (В.В. Ватолин, В.В. Ищенко, В.А. Нестеров, И.И. Беляев, В.В. Фирсанов, М.Н. Правидло) и кандидатские диссертации (Д.И. Клишин, Ю.И. Шаховский, И.В. Баранов, А.Н. Гусев, В.П. Богданов).

Основные научно-конструкторские достижения школы В.В. Ватолина изложены в комплекте учебных пособий по проектированию ракетного вооружения летательных аппаратов, в котором учтен опыт работы научной школы за 40 лет работы. Эти пособия служат хорошей основой для подготовки будущих разработчиков авиационного ракетного вооружения летательных аппаратов.

Комплект учебных пособий представлен на соискание премии правительства РФ, и мы надеемся, что эта работа будет оценена по достоинству.

Созданный 40 лет назад талантливым главным конструктором А.Л. Ляпиным специализированный отдел проектирования пусковых установок, который все эти годы возглавляет конструктор и ученый В.В. Ватолин, полон решимости и дальше продолжать проектирование пусковых установок для новых перспективных ракет и самолетов, и в том числе разработать АКУ для вооружения самолетов 5-го поколения.

www.aex.ru

Авиационное катапультное устройство | Банк патентов

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к устройствам, предназначенным для подвески, транспортирования и боевого применения на самолетах ракетного вооружения, в частности к авиационным катапультным устройствам (АКУ).

Применение катапультного старта ракет на современных самолетах-носителях продиктовано необходимостью обеспечения безопасности пуска ракеты без взаимного повреждения как самолета, так и ракеты, а также воздействием больших аэродинамических сил и спецификой расположения устройств запуска на самолете, когда существует опасность заглохания самолетной двигательной установки при запуске двигателя ракеты.

Известно катапультное устройство рычажного типа для подвески и обеспечения катапультного старта ракеты (патент РФ №2145566), выбранное в качестве прототипа.

Это АКУ содержит корпус с узлами подвески на самолет, механизм катапультирования, включающий силовой привод двойного действия с поршнем, передний и задний шарнирно закрепленные выводящие рычаги с узлами подвески бугелей ракеты с элементами их стопорения, замково-стопорный механизм удержания выводящих рычагов в закрытом положении, а также механизм стыковки разъема.

Такая конструкция предусматривает наружное размещение АКУ на самолете.

Конструкция механизма катапультирования этого АКУ такова, что приводит к необходимости увеличения массы привода и соответственно массы АКУ.

Наличие в АКУ привода, работающего от сжатого воздуха, приводит к необходимости заряжать привод сжатым воздухом перед каждым срабатыванием, что значительно усложняет эксплуатацию.

При этом коэффициент полезного действия привода достаточно низкий ввиду постоянного присутствия сжатого воздуха в полости корпуса под поршнем, препятствующего движению поршня в прямом направлении.

Настоящее изобретение направлено на решение технической задачи по созданию АКУ уменьшенной массы, обеспечивающего надежное безопасное катапультирование ракет и удобное в эксплуатации.

Поставленная задача решена тем, что в АКУ, содержащем силовые элементы с узлами подвески на самолет, механизм катапультирования, включающий силовой привод двойного действия, передний и задний выводящие рычаги, направляющие под бугели ракеты с элементами их стопорения, замково-стопорный механизм удержания выводящих рычагов в закрытом положении, а также механизм отрывного разъема, новизна состоит в том, что силовые элементы выполнены в виде отдельных, расположенных на одной продольной оси переднего и заднего корпусов, соединенных кожухами, установленными между этими корпусами и за задним из них, при этом узлы подвески на самолет размещены на этих корпусах, а передний и задний выводящие рычаги шарнирно закреплены на кожухах и их оси вращения также являются узлами подвески на самолет.

Вместе с тем, механизм катапультирования выполнен в виде четырехзвенника, образованного вышеуказанными силовыми элементами с их кожухами, передним и задним выводящими рычагами и вновь введенной подвижной балкой, которая шарнирно закреплена на переднем и заднем выводящих рычагах и на которой размещены направляющие под бугели ракеты, при этом силовой привод двойного действия расположен по диагонали между верхним концом переднего выводящего рычага и концом подвижной балки.

Кроме того, силовой привод АКУ выполнен пиротехническим и состоит из цилиндра с перемещающимся в нем поршнем, в котором размещена камера сгорания с золотником, в поршне и золотнике выполнены рабочие и возвратные каналы, при этом в золотнике выполнены дроссельные отверстия начальной подачи газа и кольцевая проточка.

Помимо этого, верхний торец цилиндра силового привода закрыт ввинчиваемой крышкой со сферической пятой, взаимодействующей с упором, выполненным на переднем выводящем рычаге, а нижний торец поршня снабжен навинчиваемой крышкой, имеющей овальные пазы, взаимодействующие с ответными элементами, выполненными на подвижной балке.

Кроме того, механизм отрывного разъема (МОР) выполнен в виде автономного блока и содержит собственный корпус с местами крепления МОРа к самолету.

Указанная выше совокупность существенных признаков позволяет достичь следующего технического результата:

— наличие переднего и заднего корпусов, выполняющих функции основных силовых элементов, позволяет исключить единый массивный силовой корпус, что обеспечивает снижение массы, возможность центральной подфюзеляжной подвески в полуутопленном состоянии (двухрядный тандем вблизи центра масс ракеты), и тем самым существенно улучшает аэродинамические характеристики самолета, при этом также обеспечивается необходимая устойчивость самолета при любом порядке пуска ракет на всех режимах его применения;

— введение четырехзвенного механизма катапультирования с расположенным по диагонали приводом двойного действия привело к снижению усилий, необходимых для перемещения выводящих рычагов с подвижной балкой в процессе катапультирования, что в свою очередь приводит к снижению массы привода, а соответственно и массы АКУ;

— конструкция пиротехнического привода обеспечивает надежность и безопасность катапультирования, и, кроме того, такой привод имеет высокий коэффициент полезного действия за счет отсутствия сил, препятствующих движению поршня в прямом направлении, и является быстросъемным, что также обеспечивает удобство эксплуатации АКУ в целом;

— удобство в эксплуатации за счет введения механизма отрывных разъемов в состав АКУ автономным блоком, что позволяет, в случае необходимости, снимать его с самолета, не снимая при этом катапультное устройство, и наоборот.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен общий вид авиационного катапультного устройства; на фиг.2 — кинематическая схема в транспортном положении; на фиг.3 — то же, в положении катапультирования; на фиг.4 — исходное положение силового привода; на фиг.5 и 6 — его работа при прямом и обратном ходе поршня.

Авиационное катапультное устройство (фиг.1, 2 и 3) состоит из силовых элементов, включающих в себя передний корпус 1 и задний корпус 2, соединенные левым 3 и правым 4 кожухами, и расположенный за задним корпусом 2 задний кожух 5, силового привода 6, выводящих рычагов — переднего 7 и заднего 8 с шарнирно закрепленной на них подвижной балкой 9 с направляющими 10 и 11 под бугели ракеты 12 и сбрасывателями 13, замково-стопорного механизма 14 и механизма отрывного разъема 15. Замково-стопорный механизм (ЗСМ) 14 состоит из переднего 16 и заднего 17 несущих крюков и переднего 18 и заднего 19 стопорных рычагов, соединенных тягами 20 и 21. ЗСМ 14 предназначен для запирания и удерживания выводящих рычагов 7 и 8 с подвижной балкой 9 в транспортном положении. Передний 7 и задний 8 выводящие рычаги шарнирно закреплены на кожухах 3, 4 и 5, при этом их оси вращения 22 являются узлами подвески на самолет (не показан). На переднем 1 и заднем 2 корпусах также имеются узлы подвески 23 к самолету.

Пиротехнический привод 6 (фиг.4, 5 и 6) авиационного катапультного устройства состоит из цилиндра 24 с перемещающимся в нем поршнем 25, в котором размещена камера сгорания 26 с золотником 27. Верхний торец цилиндра 24 закрыт ввинчиваемой крышкой 28 со сферической пятой. С помощью крышки 28 и оси 29 привод 6 крепится к упору 30 переднего выводящего рычага 7 (пята шарнирно соединена с упором). Нижний конец поршня 25 закрыт навинчиваемой крышкой 31 с упором 32, за овальные пазы 33 которой осями 34 привод 6 крепится к подвижной балке 9.

Золотник 27 имеет каналы 35 начальной подачи газа, выполненные в виде дроссельных отверстий, рабочие каналы 36, возвратные каналы 37 и проточку 38. В приводе 6 есть надпоршневая полость 39 и подпоршневая полость 40. Поршень 25 имеет рабочие каналы 41 и 42, внутреннюю полость 43 и отверстие 44 для стравливаниия газа в атмосферу, а также возвратные каналы 45 и 46. Непосредственно перед подвеской ракеты 12 в привод 6 вставляется пиропатрон 47.

Механизм отрывного разъема 15 (МОР) предназначен для электрической стыковки ракеты 12 с самолетными системами в транспортном положении, а также для расстыковки их при катапультировании или аварийном сбросе. Корпус 48 МОРа 15 через отверстия четырьмя болтами 49 крепится к самолету.

Авиационное катапультное устройство работает следующим образом. В транспортном положении передний 7 и задний 8 выводящие рычаги с подвижной балкой 9 находятся в верхнем положении, показанном на фиг.1, 2, и удерживаются с помощью несущих крюков 16 и 17. При срабатывании пиропатрона 47 пороховые газы через каналы 35 (фиг.4, 5, 6) золотника 27 попадают в надпоршневую полость 39 и начинают давить на поршень 25, перемещая его вниз. При этом за счет овальных пазов 33 в крышке 31 поршень 25 делает свободный ход, упор 32 крышки 31 привода 6 поворачивает стопорный рычаг 19 и выводит его из зацепления с задним крюком 17 замкового устройства 14, при этом передний стопорный рычаг 18, соединенный тягами 20 и 21 со стопорным рычагом 19, выходит из зацепления с передним крюком 16. При перемещении поршня 25 вниз открывается канал 36 золотника 27, пороховые газы продолжают поступать в надпоршневую полость 39 через каналы 35 и 36 золотника. Замковое устройство 14 расстопоривается, и подвижная балка 9 вместе с подвешенной ракетой 12 под действием усилия поршня 25 сходит с крюков 16 и 17 — начинается принудительное движение балки 9 с ракетой 12 вниз-назад (фиг.3). После открытия замкового устройства 14 на начальном участке движения подвижной балки 9 вниз происходит расстыковка отрывного разъема ракеты 12 и механизма отрывного разъема 15 АКУ.

При движении ракеты 12 с балкой 9 вниз сбрасыватель 13 сдвигает ракету 12 за передний бугель вперед с направляющей 10 подвижной балки 9. При этом камера сгорания 26 под действием пороховых газов, находящихся в надпоршневой полости 39, премещается вниз до упора в крышку 32. Через каналы 40 и 41 поршня 25 и проточку 38 золотника 27 надпоршневая полость 39 соединяется с внутренней полостью 42 поршня 25 и газы через отверстие 43 поршня стравливаются в атмосферу. Одновременно газы из камеры сгорания 26 через каналы 37 золотника 27 и каналы 44 и 45 поршня 25 поступает в подпоршневую полость 46. Газ, находящийся под поршнем, сжимается — происходит торможение и отделение ракеты. После отделения ракеты 12 от катапультного устройства выводящие рычаги 7 и 8 под действием сил инерции некоторое время продолжают движение вниз-назад, затем подвижная балка 9 останавливается. Давление в надпоршневой полости 39 падает до атмосферного. Поршень 25 за счет давления газов в подпоршневой полости 46, а следовательно, и подвижная балка 9 с выводящими рычагами 7 и 8 начинают обратное движение. Подвижные части АКУ возвращаются в исходное положение. При этом оси подвижной балки 9 надавливают на крюки 16 и 17, поворачивают их и защелкиваются стопорными рычагами 18 и 19. В исходное положение возвращается и сбрасыватель 13. После возвращения подвижных частей АКУ в исходное положение все электроэлементы оборудования АКУ приходят в исходное положение. В таком состоянии АКУ вновь готово к работе.

Предлагаемая конструкция АКУ по сравнению с прототипом удобна в эксплуатации, позволяет снизить массу, обеспечить надежное и безопасное катапультирование как для ракет, так и для самолета-носителя, а также уменьшить энергозатраты на катапультирование.

bankpatentov.ru

Авиационное катапультное устройство АКУ-58АЭ

 

АКУ-58АЭ (Рисунок 3.11) для размещения, надежного закрепления, транспортировки и пуска катапультированием ракет типа Х-29, Х-58, Х-59, Х-31. Оно обеспечивает также принудительный сброс ракеты в аварийной ситуации.

 

Функциональными подсистемами АКУ являются: корпус, выполненный в виде силовой балки с узлами крепления к конструкции самолета, передним и задним обтекателями, механизм катапультирования с замково-стопорным устройством, механизм стыковки (уборки) разъема, устройство подвода охлаждающего воздуха и элементы СУО. АКУ рычажного типа с пневматическим приводом.

Механизм стыковки электроразъема (Рисунок 3.12) предназначен для обеспечения электрической связи ракеты с АКУ, а также расстыковки и уборки внутрь корпуса АКУ электроразъема при пуске (до начала процесса катапультирования). Состоит из корпуса, четырех электроразъемов, качалки и рычажного устройства. Рычажное устройство связано тягой управления с механизмом катапультирования.

Устройство подвода охлаждающего воздуха включает три клапана, втулку, патрубок и трубопровод. В состав клапана входит два цилиндра, держатель с рычажной системой и механизм возврата в исходное положение. В зависимости от типа применяемой ракеты используется тот или иной клапан.

Механизм катапультирования служит для размещения и надежного закрепления ракеты на АКУ, перевода ее в стартовое положение и отделение в конце хода катапультирования с сообщением дополнительной скорости.

В состав МК входят передний и задний выводные рычаги, замково-стопорное устройство, силовой привод, качалка и две синхронизирующие тяги.

Передний и задний выводные рычаги предназначены для закрепления на АКУ среднего и заднего узла подвески ракеты. На концах выводных рычагов расположены специальные замки (каретки), с помощью которых ракета удерживаются на АКУ.

Рычаг запуска (Рисунок 3.11) предназначен для снятия первой эксплуатационной ступени предохранения взрывателя ракеты строго после ее отделения. Рычаг кинематически связан с передним выводным рычагом.

На рычаге закреплены два механизма расчековки. Эти механизмы тросами соединяются взрывателями ракеты. При выдергивании чеки взрывателя снимается ступень его предохранения. На АКУ смонтировано четыре механизма расчековки для управления взведением взрывателей различных ракет. Два механизма на рычаге запуска и два на заднем выводном рычаге. Тросовое устройство соединено с чекой взрывателя ракеты. При тактическом пуске ракеты на механизм подается сигнал, якорь втягивается и фиксирует ползун. В результате чека выдергивается и взрыватель взводится. При аварийном пуске чека остается на ракете и взрыватель не взводится. Блок сигнализации находится на заднем выводном рычаге АКУ. При подвеске ракеты на АКУ шток блока поджимается корпусом ракеты. Под действием шариков замыкаются контакты микровыключателей, и от АКУ в систему управления оружием самолета подается сигнал «наличие ракеты».

На заднем выводном рычаге установлены два механизма расчековкии блок сигнализации наличия груза. Между собой выводные рычаги соединены синхронизирующими тягами.

Замково-стопорное устройство (Рисунок 3.13) служит для удержания выводных рычагов механизма катапультирования в транспортном положении, обеспечения вывода рычагов в процессе катапультирования, управления клапанами системы охлаждения ракет и управления механизмом стыковки и расстыковки бортовых разъемов.

В состав замково-стопорного устройства входят несущие крюки, тяга, передний и задний стопор. В раскрытом положении несущие крюки удерживаются пружиной. Передний стопор соединен с тягой управления клапанами системы охлаждения и механизмом стыковки разъемов. На стопоре установлен ролик, через который передается усилие от штока переднего пневмоцилиндра. Задний стопор трехплечий. Одно плечо стопорит несущий крюк. Второе соединятся с тягой, а третье упирается в шток микровыключателя блока коммутации.

Для расстопоривания механизма катапультирования при регламентных работах используется специальное приспособление, которое нажимает на задний стопор, выводит его из зацепления с крюком и открывает замково-стопорное устройство.

Силовой привод предназначен для принудительного отклонения вниз переднего и заднего выводных рычагов и возвращения их в исходное положение после пуска ракеты. Включает пневмопироблок, баллон, передний и задний пневмоцилиндры и соединяющие трубопроводы.

Передний и задний пневмоцилиндры предназначены для передачи усилия от сжатого воздуха на рычаги механизма катапультирования. Кроме того, задний пневмоцилиндр возвращает выводные рычаги в исходное положение по окончании хода катапультирования.

Баллон является резервуаром сжатого воздуха. Баллон выполнен в виде сварной конструкции и заключен в теплоизоляцию.

Пневмопироблок (Рисунок 3.14) предназначен для подвода воздуха в передний и задний пневмоцилиндры при пуске ракеты и подвода горячих газов при аварийном сбросе ракеты. Включает блок зарядки, пневмотолкатель, гильзу для установки пиропатрона, два клапана, распределитель с рычажно-приводным механизмом, штуцер и патрубок.

Распределитель служит для распределения сжатого воздуха поступающего из баллона в рабочие полости переднего и заднего пневмоцилиндров вначале хода катапультирования и для сброса сжатого газа в возвратную полость заднего пневмоцилиндра в конце хода катапультирования, что обеспечивает возврат механизма катапультирования в исходное положение.

Блок зарядки предназначен для зарядки баллона сжатым воздухом и стравливания воздуха из пневмосистемы в случае возрастания в нем давления выше допустимого.

Электросистема

Блок коммутации предназначен для коммутации электрических цепей АКУ, а также сигнализации открытия замково-стопорных устройств и сигнализации полного раскрытия выводных рычагов.

Блок сигнализации и наличия предназначен для выдачи сигнала о наличии подвешенной ракеты.

Трансформаторный блок предназначен для подачи питания на обогрев подвешенных ракет.

Механизм расчековки предназначен для закрепления в нем тросового устройства, обеспечивающего извлечение предохранительных чек.



3-net.ru

Х-59М / Х-59МК Овод-М — AS-18 KAZOO

ДАННЫЕ НА 2016 г. (стандартное пополнение) Х-59М «Овод-М» / изделие «Д-9М» — AS-18 KAZOO
Х-59МК

Тяжелая тактическая управляемая ракета. Разработана МКБ «Радуга» на базе ракеты Х-59 во второй половине 1980-х годов. После появления малогабаритных ТРД для крылатых ракет большой дальности, а так же в связи с тем, что система наведения ракеты Х-59 обладала большим запасом по дальности было предложено провести модернизацию ракеты Х-59.

Ракета предназначена для высокоточного поражения важных тактических объектов прикрытых ПВО.

Серийный выпуск ракет Х-59М был освоен и велся Смоленским авиазаводом.


Ракеты Х-59 «Овод», Х-59МЭ «Овод-МЭ» и Х-59МК в музее на территории МКБ «Радуга». Дестабилизаторы первых двух ракет развернуты в полетную конфигурацию (http://airmuseum.ru/).

Пусковое оборудование: для пуска ракеты используется унифицированное авиационное катапультное устройство АКУ-58-1 разработки МКБ «Вымпел (источник). Та кже возможно применение с других модификаций АКУ-58 — например, АКУ-58АЭ и др.
Длина АКУ — 3810 мм
Ширина АКУ — 130 мм
Высота АКУ — 220 мм
Масса АКУ — 185 кг

Ракета Х-59М и модификации:
Конструкция: ракеты выполнена по аэродинамической схеме «бесхвостка» со складывающимися дестабилизаторами увеличенного размаха в носовой части ракеты. Маршевый ТРД размещен под фюзеяжем ракеты (источник).

Наибольшие изменения при модернизации претерпел фюзеляж ракеты, в котором прежний РДТТ с боковыми соплами заменил ТРД в вынесенной под фюзеляж в гондоле. В центральной части фюзеляжа разместился объемистый топливный бак — отсек с системой дренажа и заправочной горловиной для обычного авиационного керосина. В хвостовой части остался стартовый блок РДТТ, поддерживающего заданный высотно-скоростной режим для запуска маршевого ТРД после отделения ракеты. После его отстрела сбрасывается кок-обтекатель воздухозаборника, защищающий вход в двигатель от попадания мусора при взлете самолета-носителя и дальнейший полет осуществляется с помощью ТРД (ист. — Марковский, Перов).

Система управления и наведение: система управления инерциальная с автопилотом, радиовысотомером и телевизионно-командной системой наведения «Текон-1Б» («Текон-1А» / А-2-01М / «Текон-2» — источник) разработки Львовского НПО телевизионной техники. Наведение двухэтапное — автономное программное на начальном участке полета и радиокомандное с последующим самонаведением при выходе на рубеж обнаружения цели. Координаты цели закладываются в прицельно-навигационный комплекс самолета-носителя перед полетом и передаются системе управления ракеты перед пуском. При выходе ракеты на рубеж в 5-10 км от цели начинается командное наведение с помощью телевизионной ГСН Т-2А «Тубус-2А». Система наведения прозволяла осуществлять допоиск цели в процессе полета ракеты и обеспечивала перенацеливание ракеты на цель, выбранную оператором наведения. Обеспечивалось всеракурсное (по отношению к самолету-носителю) наведение ракеты на цель. Аппаратура системы наведения на самолете-носителе размещалась в контейнере АПК-9М (аппаратный подвесной контейнер), оборудованном антенными блоками передней и задней полусферы (источник). ГСН включает в себя трехосную гиростабилизированную платформу производства казанского завода «Электроприбор» с размещенным на ней телевизионно-оптическим блоком Т-2А (источник).
ТТХ контейнера АПК-9 (источник):
Длина контейнера — 4 м
Диаметр контейнера — 450 мм
Масса контейнера — 260 кг
Дальность линии связи — до 140 км (источник)

ГСН экспортного варианта ракеты Х-59МЭ — Т-1А-01 (источник).


Гиростабилизированная платформа ГСН Т-2А (источник).

Наведение ракеты осуществляется по двухканальной связи: по видеоканалу на борт самолета-носителя передается изображение местности по курсу полета ракеты; по командному радиоканалу удерживая цель в перекрестии экрана видеокомандного устройства оператор осуществляет полуавтоматическое наведение ракеты на цель. При уверенном захвате светоконтрастного объекта ТВ ГСН может быть переведена в режим самонаведения. Привязка ТВ ГСН к цели осуществляется аппаратурой «Тубус» путем совмещения подвижного перекрестия прицела с изображением выбранной цели на экране, а пуск может производится с малых высот и со значительных расстояний вне зоны захвата цели ТВ ГСН (источник).

Управление полетом ракеты осуществляется электромеханическими рулевыми приводами, питающимися от бортовой аккумуляторной батареи и преобразователя. Для осуществления маловысотного полета в состав аппаратуры входит радиовысотомер (источник).

Система управления модернизированного варианта ракеты (Х-59М) дополнена блоком регулятора работы ТРД, который обеспечивает управление запуском и режимами работы двигателя.

Вариант ракеты Х-59МК / Х-59А «Овод-МК»— активная радиолокационная ГСН АРГС-59 / АРГС-59Э разработки ОАО НПП «Радар-ММС» (источник). Для контроля ракет при проведении их регламентного обслуживания используется автоматизированная система контроля АСК из состава комплекса «ОКА», доработанная для контроля ракет Х-59МК. Для обеспечения эксплуатации ракет в условиях технической позиции, транспортировки, хранения в арсеналах и складах, проведения регламентного обслуживания, проверки ракет и выдачи их для подвески под самолёт-носитель используются средства наземного обслуживания СНО-106МА (источник).

Вариант ракеты Х-59М2 «Овод-М2» — активная радиолокационная ГСН АРГС-59 / АРГС-59Э разработки ОАО НПП «Радар-ММС» (источник) с трансляционно-командной системой наведения допускающей всесуточные условия применения по наземным и надводным целям с известными координатами.

Двигатели:

Х-59М
Стартовый Сбрасываемый РДТТ-ускоритель
Маршевый ТРДД в подфюзеляжной гондоле
1 вариант — ТРДД РДК-300 / Р-95ТП-300БТ разработки АМНТК «Союз», производство двигателей ведется на заводе «Мотор Сич» на Украине (источник)
2 вариант — изделие «36МТ» / ТРДД-50АТ тягой 450 кгс разработки Омского ОМКБ, в феврале 2002 г. завершены госиспытания ТРДД-50АТ, в то же время начато совместное с Омским ОМКБ производство двигателей НПО «Сатурн». В 2006-2007 г.г. произведена партия двигателей для ракет Х-59МЭ для поставки на экспорт (источник)

ТТХ ракет (по умолчанию ист. — Марковский, Перов):

Типы БЧ:
Х-59М:
— фугасно-кумулятивная проникающая, предназначена для поражения укрытий, хранилищ, штабов и других защищенных целей;
Масса БЧ — 320 кг

— кассетная;
Масса БЧ — 280 кг

— ядерная — с большой степенью вероятности БЧ разрабатывалась ВНИИЭФ (г.Саров) или была заимствована от более ранней модели — Х-59 «Овод».

Х-59МК:
— проникающая БЧ (источник).
Масса БЧ — 320 кг

Модификации:
— Х-59 «Овод» — первый базовый вариант ракеты с маршевым РДТТ. Принята на вооружение в 1984-1985 г.г.

— Х-59 телеметрический вариант — вариант ракеты для испытаний оборудованный телеметрической системой и дополнительными антеннами.

— Х-59М «Овод-М» — модернизированный вариант ракеты с ТРД.

— Х-59МК / Х-59А – модификация ракеты Х-59М с активной радиолокационной ГСН АРГС-59. Ракета предназначена для поражения широкой номенклатуры радиолокационно контрастных подвижных и неподвижных целей. Информация о разработке ракеты Х-59А появилась еще в 1992-1993 г.г. Опытный образец впервые был показан на публике осенью 2002 г. (ист. — Марковский Ю.В., Перов К.).


Конфигурация опытного образца ракеты Х-59МК (http://www.missiles.ru/).


Ракета Х-59МК под крылом Су-24М на одном из авиасалонов МАКС (http://www.missiles.ru/).

— Х-59М2 – обновленный вариант ракеты Х-59МК с активной радиолокационной ГСН с трансляционно-командной системой наведения допускающей всесуточные условия применения по наземным и надводным целям с известными координатами. В 2004 году успешно проведены два пуска ракет Х-59М2 с самолета Су-30М (источник).

— Х-59МК2 — модификация Х-59МК для поражения неподвижных наземных целей с известными координатами, оснащена бортовой инерциальной системой наведения комплексированной с оптико-электронной ГСН и навигационном приемником системы ГЛОНАСС.

Носители:

  Х-59М Х-59МК Х-59М2
Су-24М Штатный самолет-носитель  СУО-1-6М, ракета применялась в комплексе с контейнером АПК-9    
Су-27 / Су-30МК Испытания ракеты велись на самолетах семейства Су-27 Согласно источнику ракета входит в состав вооружения самолетов типа Су-30 В 2004 году успешно проведены два пуска ракет Х-59М2 с самолета Су-30М (источник)
Су-35      
Су-34      


Ракета Х-59М на катапультном устройстве АКУ-58АЭ и контейнер АПК-9 под Су-24М (ист. — Марковский Ю.В., Перов К.).


Ракеты Х-59М «Овод-М» под войсковым Су-24М ВВС СССР, на нижнем фото видно контейнер АПК-9 (фото — Владимир Назаров, http://scalemodels.ru).

Статус: СССР / Россия
— 1994-1996 г.г. — ракеты Х-59М применялись во время боевых действий в Чечне для уничтожения укрытий и складов боевиков в горах. Серьезные ограничения на их применения накладывали погодные условия — туман, облачность. После 4 пусков применение ракет Х-59М было прекращено (ист. — Марковский, Перов).

Экспорт:
Индия:
— 2006-2007 г.г. — НПО «Сатурн» произведена партия двигателей ТРДД-50АТ для ракет Х-59МЭ для поставки в Индию (источник).

Источники:
Марковский Ю.В., Перов К. Советские авиационные ракеты «воздух-земля» (источник).
Марковский Ю.В., Приходченко И.В. Су-17 истребитель-бомбардировщик (источник).
Х-59М Овод-М (изделие Д-9М). 2004 г. (источник).

militaryrussia.ru

Отправить ответ

avatar
  Подписаться  
Уведомление о