Крылатая ракета Х-28, несмотря на все ее достоинства, имела и недостатки: применяемый на ракете ЖРД имел токсичное топливо, что затрудняло ее эксплуатацию, особенно при боевых действиях в полевых условиях фронтовой авиации. В связи с этим еще до принятия ракеты Х-28 на вооружение начались работы по созданию новой противорадиолокационной ракеты Х-58, на которой был применен ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ). Ракета Х-58 создавалась под специализированный самолет подавления ПВО Миг-25БМ. В результате неоднократной модернизации эта ракета стала применяться на разных типах самолетов фронтовой авиации: Су-24, Су-24М, Су-17МЗ(М4), Су-25Т. Ракета получила обозначение крылатая ракета Х-58У.
Крылатая 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.
Характерной особенностью формирования нестационарных по высоте траекторий в вертикальной плоскости является использование, кроме временных команд, только двух измеряемых параметров: угла пеленга цели, измеряемого пассивной радиолокационной головкой самонаведения, и угла тангажа, измеряемого свободным гироскопом. Дальность полета ракеты определяется аэробаллистическим участком полета, который начинается после удаления ракеты на безопасное расстояние от самолета, и формируется путем выдерживания постоянного угла пеленга, величина которого определяется высотой отцепки и лежит в пределах от минус 40° до минус 18°. При этом в вертикальной плоскости формируется траектория, близкая к логарифмической спирали, а информация об угле тангажа используется для перевода ракеты в пикирование с последующим самонаведением на РЛС-цель.
Ракета 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 корпуса ракеты выполнена из основного конструкционного материала — титана, что обеспечило жесткость и прочность ракеты в условиях силовых и температурных воздействий.
Впервые при изготовлении ракеты разработано и освоено внешнее теплозащитное покрытие, обеспечивающее необходимые температурные режимы в отсеках ракеты.
Для ракеты была создана малогабаритная пассивная радиотехническая головка самонаведения с повышенной помехозащищенностью, обеспечивающая необходимую чувствительность, избирательность и селективную способность для наведения в сложном радиолокационном поле на выбранную РЛС-цель.
Ракета комплектуется высокоэффективной боевой частью с активной оболочкой массой 150 кг, а также двухрежимным РДТТ с использованием высокоэнергетического топлива и применением ряда новых материалов и прогрессивных технологических процессов, обеспечивающих его высокое весовое совершенство.
Для отцепки от самолета-носителя в условиях воздействия интерференции впервые в практике отечественного ракетостроения было создано катапультное устройство.
Безопасность самолета-носителя обеспечена, помимо катапультного устройства комплексом мероприятий, включающим начальное отклонение рулей высоты на пикирование, выбором тяги стартового режима и момента ее подключения, а также программой кабрирования, которая меняется в функции условий отцепки. Реализация этих мероприятий обеспечила не только безопасность самолета-носителя на участке старта, но и возможность использования ракеты Х-58У вплоть до высоты Нй = 100 м.
Применение ракеты Х-58У с различных типов самолетов-носителей в широком диапазоне начальных условий по высоте, скорости и дальности пуска обусловили применение адаптивного автопилота с пробным сигналом на одной фиксированной частоте, который обеспечил устойчивость ракеты в условиях изменения динамических коэффициентов в 100 и более раз, причем изменение передаточных чисел в автопилоте осуществляется по информации об эффективности рулей в канале крена. Структура и параметры такого автопилота, и в частности частота пробного сигнала (/= 7,5 Гц), выбраны с учетом взаимодействия и совместимости контуров стабилизации, адаптации, наведения и упругости с учетом существенной нелинейности электрофрикционного рулевого привода.
Необходимая точность попадания ракеты обеспечивается соответствующими точностными характеристиками ПРГ-58, законом наведения с упреждением и использованием угловой скорости линии визирования и дальностью наведения, величина которой Dсн > 10 км для всех дальностей пуска, кроме зоны минимальных дальностей. Для повышения вероятности попадания предусмотрен поиск цели в случае ее потери на траектории, в том числе при кратковременном прекращении работы РЛС-цели.
Боевое применение заключается в следующем:
• после выбора оператором цели, захвата ее ПРГС и достижения разрешенной дальности пуска производится катапультирование ракеты и она начинает автономный полет к цели;
• ракета выполняет автономный полет по аэробаллистической траектории. ПРГС следит за целью и вырабатывает управляющие сигналы и команды для наведения на цель;
• при подлете ракеты к цели на заданной высоте неконтактный лазерный взрыватель выдает команду на подрыв боевой части.
Источник: Авиация ВВС России и научно технический прогресс. 2005 г.
Фото (источник - http://fotki.yandex.ru/users/b737)
Крылатая 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.
Характерной особенностью формирования нестационарных по высоте траекторий в вертикальной плоскости является использование, кроме временных команд, только двух измеряемых параметров: угла пеленга цели, измеряемого пассивной радиолокационной головкой самонаведения, и угла тангажа, измеряемого свободным гироскопом. Дальность полета ракеты определяется аэробаллистическим участком полета, который начинается после удаления ракеты на безопасное расстояние от самолета, и формируется путем выдерживания постоянного угла пеленга, величина которого определяется высотой отцепки и лежит в пределах от минус 40° до минус 18°. При этом в вертикальной плоскости формируется траектория, близкая к логарифмической спирали, а информация об угле тангажа используется для перевода ракеты в пикирование с последующим самонаведением на РЛС-цель.
Ракета 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 корпуса ракеты выполнена из основного конструкционного материала — титана, что обеспечило жесткость и прочность ракеты в условиях силовых и температурных воздействий.
Впервые при изготовлении ракеты разработано и освоено внешнее теплозащитное покрытие, обеспечивающее необходимые температурные режимы в отсеках ракеты.
Для ракеты была создана малогабаритная пассивная радиотехническая головка самонаведения с повышенной помехозащищенностью, обеспечивающая необходимую чувствительность, избирательность и селективную способность для наведения в сложном радиолокационном поле на выбранную РЛС-цель.
Ракета комплектуется высокоэффективной боевой частью с активной оболочкой массой 150 кг, а также двухрежимным РДТТ с использованием высокоэнергетического топлива и применением ряда новых материалов и прогрессивных технологических процессов, обеспечивающих его высокое весовое совершенство.
Для отцепки от самолета-носителя в условиях воздействия интерференции впервые в практике отечественного ракетостроения было создано катапультное устройство.
Безопасность самолета-носителя обеспечена, помимо катапультного устройства комплексом мероприятий, включающим начальное отклонение рулей высоты на пикирование, выбором тяги стартового режима и момента ее подключения, а также программой кабрирования, которая меняется в функции условий отцепки. Реализация этих мероприятий обеспечила не только безопасность самолета-носителя на участке старта, но и возможность использования ракеты Х-58У вплоть до высоты Нй = 100 м.
Применение ракеты Х-58У с различных типов самолетов-носителей в широком диапазоне начальных условий по высоте, скорости и дальности пуска обусловили применение адаптивного автопилота с пробным сигналом на одной фиксированной частоте, который обеспечил устойчивость ракеты в условиях изменения динамических коэффициентов в 100 и более раз, причем изменение передаточных чисел в автопилоте осуществляется по информации об эффективности рулей в канале крена. Структура и параметры такого автопилота, и в частности частота пробного сигнала (/= 7,5 Гц), выбраны с учетом взаимодействия и совместимости контуров стабилизации, адаптации, наведения и упругости с учетом существенной нелинейности электрофрикционного рулевого привода.
Необходимая точность попадания ракеты обеспечивается соответствующими точностными характеристиками ПРГ-58, законом наведения с упреждением и использованием угловой скорости линии визирования и дальностью наведения, величина которой Dсн > 10 км для всех дальностей пуска, кроме зоны минимальных дальностей. Для повышения вероятности попадания предусмотрен поиск цели в случае ее потери на траектории, в том числе при кратковременном прекращении работы РЛС-цели.
Боевое применение заключается в следующем:
• после выбора оператором цели, захвата ее ПРГС и достижения разрешенной дальности пуска производится катапультирование ракеты и она начинает автономный полет к цели;
• ракета выполняет автономный полет по аэробаллистической траектории. ПРГС следит за целью и вырабатывает управляющие сигналы и команды для наведения на цель;
• при подлете ракеты к цели на заданной высоте неконтактный лазерный взрыватель выдает команду на подрыв боевой части.
Источник: Авиация ВВС России и научно технический прогресс. 2005 г.
Фото (источник - http://fotki.yandex.ru/users/b737)
