Ракета Х-31
Разработка противорадиолокационной ракеты (ПРР) Х-31 началась в 1975 г. в ОКБ «Звезда». Необходимость ее создания была вызвана тем, что ее предшественница, ПРР Х-27ПС, не удовлетворяла заказчика по своей дальности пуска и скорости полета, заставляя носитель производить пуск ракеты в зоне досягаемости ЗРК «Усовершенствованный Хок» и «Найк Геркулес» с маневром ухода от цели, что, в свою очередь, позволяло расчету ЗРК выключать РЛС, тем самым срывая наведение ПРР. Предполагалось, что новая ракета будет иметь дальность пуска около 60 км и массу менее 400 кг, причем высокая (порядка 750 м/с при пуске на дальность 25 км с малой высоты) скорость позволит ей обеспечить поражение фугасной боевой частью РЛС ЗРК «Усовершенствованный Хок» раньше, чем выпущенная им ЗУР достигнет носителя. По РЛС ЗРК «Найк Геркулес» удары планировалось наносить вне зоны досягаемости ЗУР. Планировалось вооружить ПРР ударные самолеты третьего поколения типа МиГ-27, Су-17М и Су-24, на каждом из которых должно было размещаться не менее двух ракет.
Для обеспечения требуемой средней скорости при заданной массе было решено использовать ПВРД. Для разгона ракеты до скорости запуска ПВРД использовался стартовый твердотопливный ускоритель, который удалось разместить в камере сгорания ПВРД.
В процессе проектирования стало ясно, что создать ракету массой менее 400 кг не удастся прежде всего из-за трудности создания малогабаритного ПВРД. Так, вместо легкой ПРР была получена ПРР средней дальности для подавления ПВО с дальностью пуска, в два раза превосходящей заданную первоначально. Был расширен также перечень РЛС-целей для ракеты Х-31 за счет включения в него РЛС ЗРК SAM-D (будущий «Патриот»), а также обзорных РЛС, работающих в диапазонах частотных литер В и С, для чего Омскому НПО «Автоматика» было выдано задание на проектирование трех ГСН (ПРГС-4ВП, ПРГС-5ВП и ПРГС-6ВП), работающих в данных диапазонах.
В процессе создания ракеты Х-31 в 1978 г. вышло правительственное постановление о создании на ее базе противокорабельного варианта, получившего обозначение Х-31А, предназначенного для поражения надводных кораблей водоизмещением до 4500 т. Для этого на ракете Х-31 была установлена активная радиолокационная ГСН и проникающая боевая часть вместо осколочно-фугасной. Проведенные расчеты показали, что вероятность попадания ракеты Х-31А без учета огневого противодействия в одиночную морскую цель типа эсминец (ЭПР = 5000 м2) составляет 0,6... 0,9, типа ракетный катер (ЭПР = 500 м2) при ее маневрировании — 0,8, которая снижается до 0,55 при наличии группы из трех катеров, при этом требуется около трех прямых попаданий ракет для потери целью типа эсминец боеспособности.
Заводские летные испытания ракеты Х-31 начались в мае 1982 г. на самолете МиГ-27М. На них ракета была предъявлена в вариантах Пр1 и Пр2, а также ее габаритно-массовые макеты для проверки аварийного сброса. Оснащенная стартовым двигателем и макетом маршевого двигателя Х-31Пр1 предназначалась для отработки отделения ракеты, ее старта и стабилизации на стартовом участке. Х-31Пр2 со стартовым и маршевым двигателями силовой установки предназначалась для отработки запуска маршевого двигателя, определения ее характеристик, оценки работоспособности системы стабилизации, проверки аэродинамических и баллистических характеристик.
22 ноября 1983 г. начался этап «А» государственных совместных испытаний ракеты Х-31 с ГСН ПРГС-4ВП в составе системы вооружения самолета МиГ-27М.
К этому времени Х-31 претерпела конструктивные изменения, внешне выразившиеся прежде всего в изменении формы крыла и места его установки для повышения устойчивости ракеты. Параллельно с начавшимся 28 августа 1984 г. этапом «Б» государственных совместных летных испытаний ракеты Х-31 в комплексе вооружения МиГ-27М был разработан перечень мероприятий по модификации ракеты Х-31 с целью повышения ее эффективности. Улучшения баллистических характеристик планировалось достичь снижением аэродинамического сопротивления за счет выполнения носовой части в едином калибре (360 мм) с камерой сгорания маршевой ступени, что также приводило бы к увеличению запаса маршевого топлива, уменьшению габаритов бугелей, устранению щелей и зазоров между сопрягаемыми элементами каркаса, установке рулей в плоскости крыльев и др. Технологический процесс планировалось усовершенствовать за счет обеспечения лучшего подхода к соединяемым штепсельным разъемам, прокладки жгутов внутри отсеков для обеспечения их надежной термоизоляции, более рациональной компоновки и упрощения монтажа агрегатов. Эксплуатационная надежность повышалась путем обеспечения досборки и снаряжения ракеты без ее расстыковки за счет установки блока розжига, прокладки части жгутов электросхемы и их проверки при сборке двигателя, установки пиропатронов на заводе без снятия обтекателей при эксплуатации, установки боевой части через люк, а не с торца, вызывавшего необходимость отсоединения отсека с аппаратурой наведения и управления. Был проведен детальный анализ каждого элемента конструкции для снижения стартовой массы ракеты.
В феврале 1986 г. успешно были проведены летно-конструкторские испытания модернизированной ракеты Х-31П. В конце весны продолжился этап «Б» государственных совместных летных испытаний комплекса вооружений самолета МиГ-27М с опытной ракетой Х-31П и опытной аппаратурой «Прогресс-Н».
В начале июня 1987 г. этап «Б» летных испытаний был завершен и ракета рекомендована к серийному производству и принятию на вооружение.
Заводские летные испытания ракеты Х-31П с ГСН ПРГС-5ВП начались в январе 1986 г. и проводились на самолете МиГ-27М с аппаратурой «Прогресс-Н». Затем в феврале 1987 г. подключили самолет Су-24М (Т6М-37), на двух самолетах продолжили летно-конструкторские испытания ракеты Х-31А. В третьем квартале 1987 г. были выполнены практические пуски ракеты Х-31П с ПРГС-5ВП с самолета Су-24М, позволившие успешно завершить заводские летные испытания 8 сентября 1987 г. В конце сентября 1987 г. начались государственные совместные летные испытания этой ракеты, проводившиеся на самолетах МиГ-27М и Су-24М и успешно завершившиеся в конце марта 1988 г., после чего Х-31П с ПРГС-5ВП была рекомендована к принятию на вооружение.
В начале весны 1988 г. начались заводские летные испытания ракеты Х-31П с ПРГС-6ВП. Они были завершены в конце апреля 1988 г., затем во второй половине 1988 г. были проведены государственные совместные испытания данного варианта ракеты в составе вооружения самолета МиГ-27М, завершившиеся с положительным результатом.
Так как разведывательно-прицельная станция, работающая в литерах В + С и В' и предназначенная для установки на Су-24М к этому времени не была разработана, провести пуски ракет Х-31П с ГСН ПРГС-6ВП с него не представлялось возможным. Поэтому опытный самолет Су-24М (Т6М-37), доработанный для применения ракет Х-31П, был задействован в мае 1988 г. для проведения контрольно-серийных испытаний ракет Х-31П выпуска 1987 г., в ходе которых проверялись также возможности применения с самолета ракет Х-31П с ГСН ПРГС-4ВП.
В начале лета 1986 г. начались летно-конструкторские испытания ракеты Х-31А на двух самолетах Су-24М (Т-6М30 и Т-6М37), завершившиеся 21 октября
1988 г. с положительным результатом. Государственные совместные испытания ракета Х-31А прошла на Су-24М с 20 марта по 7 декабря 1989 г. В ходе них практически все ракеты поразили мишени.
Серийное производство ракеты Х-31П на Калининградском производственном объединении «Стрела» (ныне ГНПЦ «Звезда-Стрела») началось в 1987 г., ракеты Х-31А - в 1990 г.
Ракета Х-31П выполнена по нормальной аэродинамической схеме с Х-образным расположением консолей крыла и рулей и включает следующие функциональные системы:
• планер. Построен по конструктивной схеме полумонокок, при которой каркасы отсеков имеют силовую обшивку, подкрепленную шпангоутами, и состоит из корпуса, технологически делящегося на три отсека, четырех консолей крыла и четырех рулей. Выполнен из титановых сплавов и жаропрочных сталей, в небольшом количестве используются также дюралюминий и композитные материалы;
• комбинированную двигательную установку 31ДПК, включающую маршевый прямоточный воздушно-реактивный двигатель 31ДП с блоком запуска и топливной системой и вложенный в его камеру сгорания стартовый ускоритель 31ДТ-1 с заливным зарядом твердого топлива;
• пассивную радиолокационную ГСН. На ракете устанавливаются сменные ГСН (ПРГС-4ВП, ПРГС-5ВП и ПРГС-6ВП), унифицированные по конструктивно-технологическим, электрическим и информационным связям;
• комплексную систему управления ракетой КСУР-72, включающую блок управления БУ-75 сер. 2 (два датчика линейных ускорений ДЛУ-ВД-20с, три свободных гироскопа ГС-12В1, три измерителя угловых ускорений ИУУ-М-3, два вычислителя продольного канала, вычислитель крена, устройство формирования команд и стабилизатор) и четыре пневматических (рабочее тело — азот) привода ППН-24, отклоняющихся дифференциально и использующихся для управления по тангажу и курсу и стабилизации по крену;
• осколочно-фугасную боевую часть. Состоит из корпуса и размещенного внутри его разрывного заряда с дополнительными детонаторами. По внутренней поверхности обечайки корпуса, в ее верхней передней и нижней задней частях вклеены полуцилиндрические осколочные блоки, представляющие собой набор размещенных на тонколистовой подложке стальных элементов с полуготовыми осколками;
• контактное взрывательное устройство КВУ-77 в составе системы контактных датчиков СКД-77 и двух предохранительно-исполнительных механизмов 099М5. Все датчики (четыре Б-48-1 инерционно-волнового действия и четыре 108Д5 реакционного действия) разделены на два независимых канала, каждый из которых подключен к своему ПИМу;
• пневмосистему, состоящую из трех пневомблоков с азотом, различных редукторов, пироклапанов, штуцера и трубопроводов;
• систему электроснабжения, включающую источники электроэнергии (ампульная батарея БА-501 и блок питания БП-77М) и электросеть (электрожгуты, разъемы стыковки, безопасности и контроля, блок автоматики БА-77М-01 и предохранительный механизм ПМ-77).
Ракета Х-31А в максимальной степени унифицирована с ракетой Х-31П и имеет общие с ней планер, двигательную установку, системы электроавтоматики и электропитания, рулевые приводы.
Вместо ПР ГСН установлена АР ГСН АРСН-31, за которой размещаются радиовысотомер А069 и проникающая боевая часть с модернизированной системой контактных датчиков. В составе КСУР-72 был установлен новый блок управления БУ-77 вместо БУ-75.
В строевые части ракеты Х-31П и Х-31А не поступали, так как доработка носителей для их применения не проводилась по причине отсутствия финансовых средств. К настоящему времени выполнены успешные пуски ракет Х-31П с трех самолетов МиГ-27М, одного МиГ-27К и одного Су-24М. Пуски ракет Х-31А выполнялись с двух самолетов Су-24М (один из которых выполнял пуски и Х-31П) и одного из опытных образцов МиГ-29М.
Ракета Х-31А является первой тактической противокорабельной ракетой (ПКР), предназначенной для вооружения ударных самолетов фронтовой авиации, и авиационных аналогов не имеет. ВМФ располагает ракетами с аналогичным типом двигательной установки («Москит», «Оникс»), однако при стартовой массе порядка нескольких тонн их трудно разместить на самолетах фронтовой авиации. За рубежом аналогов ракеты Х-31А не существует.
На базе Х-31П в 1980—1989 гг. была разработана мишень М-31, предназначенная для имитации противорадиолокационных ракет и отработки систем ПВО. От противорадиолокационной ракеты она отличается конструкцией второго отсека, где размещены радиовысотомер А069, приемоответчик для внешнетраек-торных измерений, телеметрическая аппаратура, система ликвидации. Изменения коснулись также одного из хвостовых обтекателей, где проложены электрожгуты для трассера, установленного в хвостовой части.
Траектория полета мишени такая же, как и у ракеты Х-31П, однако на конечном участке предусмотрен маневр безопасности, в ходе которого мишень выходит на высоту 60 м, следует на ней и затем пикирует за позицией РЛС, на которую она наводилась. Летно-конструкторские и государственные испытания М-31 были проведены с 26 марта по 10 июня 1989 г. и закончились с положительным результатом. В ходе них с опытового самолета Су-24М (Т6М-37) было выполнено 5 пусков.
В 1993 г. на базе ракеты Х-31 по заказу американской фирмы McDonnel Douglas East началась разработка мишени МА-31. В 1996 г. на полигоне ВМС США Пойнт-Мугу был проведен ряд успешных пусков с самолета QF-4.
Тактике-технические данные ракеты Х-31П / Х-31А:
Максимальная дальность при высоте пуска:
- максимальной - 110 / 50 км;
- минимальной - 40 / 30 км;
Минимальная дальность при высоте пуска:
- максимальной - 15 / 10 км;
- минимальной - 15 / 10 км;
Диапазон высот пуска - 0,1...15 / 0,1...12 км;
Диапазон скоростей пуска - 0,6...1,3 / 0,6...1,3 М;
Скорость полета ракеты:
- максимальная - 950 / 950 м/с;
- средняя (на дальности, км) - 750 (45) / 750 (на 30) м/с;
Время управляемого полета - 120 / 120 с;
Располагаемая перегрузка - 10 / 10 g;
Точность (Екво) - 5 / 5 м;
Размеры:
- длина ракеты - 4700 / 4700 мм;
- диаметр ракеты - 360 / 360 мм;
- размах крыла - 914 / 914 мм;
Стартовая масса ракеты - 592...594 / 610 кг;
Масса боевой части - 85,5 / 94,5 кг;
Тип боевой части - ОФ / Пр;
Тип двигателя - ПВРД + РДТТ / ПВРД + РДТТ;
Тип системы наведения - ПР / АР;
Источник: книга "Авиация ВВС России и научно технический прогресс".
Разработка противорадиолокационной ракеты (ПРР) Х-31 началась в 1975 г. в ОКБ «Звезда». Необходимость ее создания была вызвана тем, что ее предшественница, ПРР Х-27ПС, не удовлетворяла заказчика по своей дальности пуска и скорости полета, заставляя носитель производить пуск ракеты в зоне досягаемости ЗРК «Усовершенствованный Хок» и «Найк Геркулес» с маневром ухода от цели, что, в свою очередь, позволяло расчету ЗРК выключать РЛС, тем самым срывая наведение ПРР. Предполагалось, что новая ракета будет иметь дальность пуска около 60 км и массу менее 400 кг, причем высокая (порядка 750 м/с при пуске на дальность 25 км с малой высоты) скорость позволит ей обеспечить поражение фугасной боевой частью РЛС ЗРК «Усовершенствованный Хок» раньше, чем выпущенная им ЗУР достигнет носителя. По РЛС ЗРК «Найк Геркулес» удары планировалось наносить вне зоны досягаемости ЗУР. Планировалось вооружить ПРР ударные самолеты третьего поколения типа МиГ-27, Су-17М и Су-24, на каждом из которых должно было размещаться не менее двух ракет.
Для обеспечения требуемой средней скорости при заданной массе было решено использовать ПВРД. Для разгона ракеты до скорости запуска ПВРД использовался стартовый твердотопливный ускоритель, который удалось разместить в камере сгорания ПВРД.
В процессе проектирования стало ясно, что создать ракету массой менее 400 кг не удастся прежде всего из-за трудности создания малогабаритного ПВРД. Так, вместо легкой ПРР была получена ПРР средней дальности для подавления ПВО с дальностью пуска, в два раза превосходящей заданную первоначально. Был расширен также перечень РЛС-целей для ракеты Х-31 за счет включения в него РЛС ЗРК SAM-D (будущий «Патриот»), а также обзорных РЛС, работающих в диапазонах частотных литер В и С, для чего Омскому НПО «Автоматика» было выдано задание на проектирование трех ГСН (ПРГС-4ВП, ПРГС-5ВП и ПРГС-6ВП), работающих в данных диапазонах.
В процессе создания ракеты Х-31 в 1978 г. вышло правительственное постановление о создании на ее базе противокорабельного варианта, получившего обозначение Х-31А, предназначенного для поражения надводных кораблей водоизмещением до 4500 т. Для этого на ракете Х-31 была установлена активная радиолокационная ГСН и проникающая боевая часть вместо осколочно-фугасной. Проведенные расчеты показали, что вероятность попадания ракеты Х-31А без учета огневого противодействия в одиночную морскую цель типа эсминец (ЭПР = 5000 м2) составляет 0,6... 0,9, типа ракетный катер (ЭПР = 500 м2) при ее маневрировании — 0,8, которая снижается до 0,55 при наличии группы из трех катеров, при этом требуется около трех прямых попаданий ракет для потери целью типа эсминец боеспособности.
Заводские летные испытания ракеты Х-31 начались в мае 1982 г. на самолете МиГ-27М. На них ракета была предъявлена в вариантах Пр1 и Пр2, а также ее габаритно-массовые макеты для проверки аварийного сброса. Оснащенная стартовым двигателем и макетом маршевого двигателя Х-31Пр1 предназначалась для отработки отделения ракеты, ее старта и стабилизации на стартовом участке. Х-31Пр2 со стартовым и маршевым двигателями силовой установки предназначалась для отработки запуска маршевого двигателя, определения ее характеристик, оценки работоспособности системы стабилизации, проверки аэродинамических и баллистических характеристик.
22 ноября 1983 г. начался этап «А» государственных совместных испытаний ракеты Х-31 с ГСН ПРГС-4ВП в составе системы вооружения самолета МиГ-27М.
К этому времени Х-31 претерпела конструктивные изменения, внешне выразившиеся прежде всего в изменении формы крыла и места его установки для повышения устойчивости ракеты. Параллельно с начавшимся 28 августа 1984 г. этапом «Б» государственных совместных летных испытаний ракеты Х-31 в комплексе вооружения МиГ-27М был разработан перечень мероприятий по модификации ракеты Х-31 с целью повышения ее эффективности. Улучшения баллистических характеристик планировалось достичь снижением аэродинамического сопротивления за счет выполнения носовой части в едином калибре (360 мм) с камерой сгорания маршевой ступени, что также приводило бы к увеличению запаса маршевого топлива, уменьшению габаритов бугелей, устранению щелей и зазоров между сопрягаемыми элементами каркаса, установке рулей в плоскости крыльев и др. Технологический процесс планировалось усовершенствовать за счет обеспечения лучшего подхода к соединяемым штепсельным разъемам, прокладки жгутов внутри отсеков для обеспечения их надежной термоизоляции, более рациональной компоновки и упрощения монтажа агрегатов. Эксплуатационная надежность повышалась путем обеспечения досборки и снаряжения ракеты без ее расстыковки за счет установки блока розжига, прокладки части жгутов электросхемы и их проверки при сборке двигателя, установки пиропатронов на заводе без снятия обтекателей при эксплуатации, установки боевой части через люк, а не с торца, вызывавшего необходимость отсоединения отсека с аппаратурой наведения и управления. Был проведен детальный анализ каждого элемента конструкции для снижения стартовой массы ракеты.
В феврале 1986 г. успешно были проведены летно-конструкторские испытания модернизированной ракеты Х-31П. В конце весны продолжился этап «Б» государственных совместных летных испытаний комплекса вооружений самолета МиГ-27М с опытной ракетой Х-31П и опытной аппаратурой «Прогресс-Н».
В начале июня 1987 г. этап «Б» летных испытаний был завершен и ракета рекомендована к серийному производству и принятию на вооружение.
Заводские летные испытания ракеты Х-31П с ГСН ПРГС-5ВП начались в январе 1986 г. и проводились на самолете МиГ-27М с аппаратурой «Прогресс-Н». Затем в феврале 1987 г. подключили самолет Су-24М (Т6М-37), на двух самолетах продолжили летно-конструкторские испытания ракеты Х-31А. В третьем квартале 1987 г. были выполнены практические пуски ракеты Х-31П с ПРГС-5ВП с самолета Су-24М, позволившие успешно завершить заводские летные испытания 8 сентября 1987 г. В конце сентября 1987 г. начались государственные совместные летные испытания этой ракеты, проводившиеся на самолетах МиГ-27М и Су-24М и успешно завершившиеся в конце марта 1988 г., после чего Х-31П с ПРГС-5ВП была рекомендована к принятию на вооружение.
В начале весны 1988 г. начались заводские летные испытания ракеты Х-31П с ПРГС-6ВП. Они были завершены в конце апреля 1988 г., затем во второй половине 1988 г. были проведены государственные совместные испытания данного варианта ракеты в составе вооружения самолета МиГ-27М, завершившиеся с положительным результатом.
Так как разведывательно-прицельная станция, работающая в литерах В + С и В' и предназначенная для установки на Су-24М к этому времени не была разработана, провести пуски ракет Х-31П с ГСН ПРГС-6ВП с него не представлялось возможным. Поэтому опытный самолет Су-24М (Т6М-37), доработанный для применения ракет Х-31П, был задействован в мае 1988 г. для проведения контрольно-серийных испытаний ракет Х-31П выпуска 1987 г., в ходе которых проверялись также возможности применения с самолета ракет Х-31П с ГСН ПРГС-4ВП.
В начале лета 1986 г. начались летно-конструкторские испытания ракеты Х-31А на двух самолетах Су-24М (Т-6М30 и Т-6М37), завершившиеся 21 октября
1988 г. с положительным результатом. Государственные совместные испытания ракета Х-31А прошла на Су-24М с 20 марта по 7 декабря 1989 г. В ходе них практически все ракеты поразили мишени.
Серийное производство ракеты Х-31П на Калининградском производственном объединении «Стрела» (ныне ГНПЦ «Звезда-Стрела») началось в 1987 г., ракеты Х-31А - в 1990 г.
Ракета Х-31П выполнена по нормальной аэродинамической схеме с Х-образным расположением консолей крыла и рулей и включает следующие функциональные системы:
• планер. Построен по конструктивной схеме полумонокок, при которой каркасы отсеков имеют силовую обшивку, подкрепленную шпангоутами, и состоит из корпуса, технологически делящегося на три отсека, четырех консолей крыла и четырех рулей. Выполнен из титановых сплавов и жаропрочных сталей, в небольшом количестве используются также дюралюминий и композитные материалы;
• комбинированную двигательную установку 31ДПК, включающую маршевый прямоточный воздушно-реактивный двигатель 31ДП с блоком запуска и топливной системой и вложенный в его камеру сгорания стартовый ускоритель 31ДТ-1 с заливным зарядом твердого топлива;
• пассивную радиолокационную ГСН. На ракете устанавливаются сменные ГСН (ПРГС-4ВП, ПРГС-5ВП и ПРГС-6ВП), унифицированные по конструктивно-технологическим, электрическим и информационным связям;
• комплексную систему управления ракетой КСУР-72, включающую блок управления БУ-75 сер. 2 (два датчика линейных ускорений ДЛУ-ВД-20с, три свободных гироскопа ГС-12В1, три измерителя угловых ускорений ИУУ-М-3, два вычислителя продольного канала, вычислитель крена, устройство формирования команд и стабилизатор) и четыре пневматических (рабочее тело — азот) привода ППН-24, отклоняющихся дифференциально и использующихся для управления по тангажу и курсу и стабилизации по крену;
• осколочно-фугасную боевую часть. Состоит из корпуса и размещенного внутри его разрывного заряда с дополнительными детонаторами. По внутренней поверхности обечайки корпуса, в ее верхней передней и нижней задней частях вклеены полуцилиндрические осколочные блоки, представляющие собой набор размещенных на тонколистовой подложке стальных элементов с полуготовыми осколками;
• контактное взрывательное устройство КВУ-77 в составе системы контактных датчиков СКД-77 и двух предохранительно-исполнительных механизмов 099М5. Все датчики (четыре Б-48-1 инерционно-волнового действия и четыре 108Д5 реакционного действия) разделены на два независимых канала, каждый из которых подключен к своему ПИМу;
• пневмосистему, состоящую из трех пневомблоков с азотом, различных редукторов, пироклапанов, штуцера и трубопроводов;
• систему электроснабжения, включающую источники электроэнергии (ампульная батарея БА-501 и блок питания БП-77М) и электросеть (электрожгуты, разъемы стыковки, безопасности и контроля, блок автоматики БА-77М-01 и предохранительный механизм ПМ-77).
Ракета Х-31А в максимальной степени унифицирована с ракетой Х-31П и имеет общие с ней планер, двигательную установку, системы электроавтоматики и электропитания, рулевые приводы.
Вместо ПР ГСН установлена АР ГСН АРСН-31, за которой размещаются радиовысотомер А069 и проникающая боевая часть с модернизированной системой контактных датчиков. В составе КСУР-72 был установлен новый блок управления БУ-77 вместо БУ-75.
В строевые части ракеты Х-31П и Х-31А не поступали, так как доработка носителей для их применения не проводилась по причине отсутствия финансовых средств. К настоящему времени выполнены успешные пуски ракет Х-31П с трех самолетов МиГ-27М, одного МиГ-27К и одного Су-24М. Пуски ракет Х-31А выполнялись с двух самолетов Су-24М (один из которых выполнял пуски и Х-31П) и одного из опытных образцов МиГ-29М.
Ракета Х-31А является первой тактической противокорабельной ракетой (ПКР), предназначенной для вооружения ударных самолетов фронтовой авиации, и авиационных аналогов не имеет. ВМФ располагает ракетами с аналогичным типом двигательной установки («Москит», «Оникс»), однако при стартовой массе порядка нескольких тонн их трудно разместить на самолетах фронтовой авиации. За рубежом аналогов ракеты Х-31А не существует.
На базе Х-31П в 1980—1989 гг. была разработана мишень М-31, предназначенная для имитации противорадиолокационных ракет и отработки систем ПВО. От противорадиолокационной ракеты она отличается конструкцией второго отсека, где размещены радиовысотомер А069, приемоответчик для внешнетраек-торных измерений, телеметрическая аппаратура, система ликвидации. Изменения коснулись также одного из хвостовых обтекателей, где проложены электрожгуты для трассера, установленного в хвостовой части.
Траектория полета мишени такая же, как и у ракеты Х-31П, однако на конечном участке предусмотрен маневр безопасности, в ходе которого мишень выходит на высоту 60 м, следует на ней и затем пикирует за позицией РЛС, на которую она наводилась. Летно-конструкторские и государственные испытания М-31 были проведены с 26 марта по 10 июня 1989 г. и закончились с положительным результатом. В ходе них с опытового самолета Су-24М (Т6М-37) было выполнено 5 пусков.
В 1993 г. на базе ракеты Х-31 по заказу американской фирмы McDonnel Douglas East началась разработка мишени МА-31. В 1996 г. на полигоне ВМС США Пойнт-Мугу был проведен ряд успешных пусков с самолета QF-4.
Тактике-технические данные ракеты Х-31П / Х-31А:
Максимальная дальность при высоте пуска:
- максимальной - 110 / 50 км;
- минимальной - 40 / 30 км;
Минимальная дальность при высоте пуска:
- максимальной - 15 / 10 км;
- минимальной - 15 / 10 км;
Диапазон высот пуска - 0,1...15 / 0,1...12 км;
Диапазон скоростей пуска - 0,6...1,3 / 0,6...1,3 М;
Скорость полета ракеты:
- максимальная - 950 / 950 м/с;
- средняя (на дальности, км) - 750 (45) / 750 (на 30) м/с;
Время управляемого полета - 120 / 120 с;
Располагаемая перегрузка - 10 / 10 g;
Точность (Екво) - 5 / 5 м;
Размеры:
- длина ракеты - 4700 / 4700 мм;
- диаметр ракеты - 360 / 360 мм;
- размах крыла - 914 / 914 мм;
Стартовая масса ракеты - 592...594 / 610 кг;
Масса боевой части - 85,5 / 94,5 кг;
Тип боевой части - ОФ / Пр;
Тип двигателя - ПВРД + РДТТ / ПВРД + РДТТ;
Тип системы наведения - ПР / АР;
Источник: книга "Авиация ВВС России и научно технический прогресс".
