СОВЕТСКИЕ И РОССИЙСКИЕ УПРАВЛЯЕМЫЕ РАКЕТЫ «ВОЗДУХ-ВОЗДУХ»

Книга: Энциклопедия современной военной авиации 1945-2002: Часть 2. Вертолеты

Норвежская противокорабельная ракета «Пингвин»

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

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

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

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

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

Противокорабельные ракеты «Си Скьюа» на вертолете «Пинке»

Общие виды некоторых типов зарубежных ПКР

Английская противокорабельная ракета «Си Скьюа»

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

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

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

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

Ракета Р-40Т

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

После обнаружения цели РЛС переключается на режим сопровождения и подсветки.

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

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

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

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

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

Семейство ракет Р-40

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

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

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

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

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

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

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

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

Ракета Р-40Р

Ракета Р-40ТД

Ракета РВВ-АЕ

Ракета средней дальности РВВ-АЕ (Р-77)

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

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

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

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

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

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

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

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

Ракета Р-14

Р-73

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

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

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

Пуск ракеты осуществляется с катапультного устройства АКУ-170.

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

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

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

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

Ракета малой дальности Р-73

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

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

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

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

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

2) обеспечения возможности стрельбы на встречных и пересекающихся курсах;

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

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

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

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

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

Ракета Р-73

Ракета Р-73Э

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

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

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

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

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

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

Таблица 10 Данные ракет типа Р-27

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

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

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

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

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

Ракеты семейства Р-27

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

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

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

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

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

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

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

Ракета Р-27ЭР

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

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

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

Данные головки самонаведения ракеты Р-27ЭР1

Дальность пуска

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

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

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

Время готовности после предварительного

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

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

Диаметр, мм 200

Длина (без обтекателя), мм 600

Ракета Р-27 A3

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

Дальность захвата целей с ЭПР 3 м , км 25

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

Диаметр корпуса, мм 219

Длина (от носка обтекателя) мм 1173

Вес, кг 33,5

Вес аппаратной части, кг 21,5

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

Ракета большой дальности Р-33

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

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

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

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

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

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

Ракета Р-33Э

Тактико-технические данные ракеты Р-33Э

Длина, мм 4150

Диаметр корпуса, мм 380

Размах крыла, мм 900

Размах рулей, мм 1180

Вес стартовый, кг 490

Вес боевой части, кг 47

Тип боевой части осколочно-фугасная

Дальность пуска максимальная, км 120

Высота поражаемых целей

максимальная, км от 0,05 до 28

Ракета «ближнего боя» Р-60

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

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

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

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

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

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

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

Ракета Р-23

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

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

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

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

Ракета Р-60

Ракета Р-23Р

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

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

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

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

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

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

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

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

Ракета Р-3 (Р-13)

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

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

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

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

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

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

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

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

Ракета Р-13М

РАКЕТЫ «ВОЗДУХ-ВОЗДУХ» ИНОСТРАННЫХ ГОСУДАРСТВ

РАКЕТЫ США

Воробьиное семейство

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Ракета «Спэрроу III» AIM-7C

Действие стержневой боевой части ракеты «воздух-воздух»

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

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

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

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

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

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

Таблица 11 Данные ракет типа «Спэрроу»

Ракеты «Сайдуиндер»

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

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

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

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

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

Боевая часть осколочно-фугасная, используется инфракрасный неконтактный взрыватель.

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

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

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

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

Ракета «Сайдуиндер» AIM-9В

Ракета «Сайдуиндер» AIM-9L/M

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Таблица 12 Данные ракет «Сайдуиндер»

Ракета большой дальности «Феникс»

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

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

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

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

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

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

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

Ракета «Феникс» AIM-54

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

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

Ракета AIM-120A

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

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

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

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

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

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

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

Ракета AIM-120A

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

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

РАКЕТЫ ВЕЛИКОБРИТАНИИ

Ракета «Скайфлеш»

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

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

Ракета «Скайфлеш»

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

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

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

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

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

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

РАКЕТЫ ФРАНЦИИ

Ракеты типа Матра

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

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

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

Ракета типа Матра R 530

Ракета типа Матра «Супер»

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Ракеты типа «Мажик»

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

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

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

Длина ракеты 2800 мм. Диаметр корпуса 157 мм.

Стартовый вес ракеты 88 кг. Вес боевой части около

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

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

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

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

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

РАКЕТЫ ИТАЛИИ

Ракета «Аспид-1А»

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

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

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

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

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

Ракета типа «Мажик» R.550

Ракета «Аспид-1 А»

Ракета PL-5

Ракета PL-9

РАКЕТЫ КИТАЯ

Ракеты PL-5A и PL-9

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

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

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

РАКЕТЫ ЮАР

Ракета «Кукри»

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

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

Ракета «Кукри»

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

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

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

АМЕРИКАНСКАЯ ПРОТИВОСПУТНИКОВАЯ РАКЕТА ASAT

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Назад: УПРАВЛЯЕМОЕ РАКЕТНОЕ ВООРУЖЕНИЕ

Дальше: БОМБОВОЕ ВООРУЖЕНИЕ