Х-66
Управляемая ракета класса "воздух-земля"
В 1962 г. по требованию командования ВВС Вьетнама самолет МиГ-21ПФМ, являвшийся основным самолетом вьетнамских ВВС и участвовавший в боевых действиях того периода, был довооружен ракетами РС-2-УС с радиолокационным каналом наведения в дополнение к ракетам К-13 с тепловым каналом самонаведения.
В 1963 г. при проведении летных испытаний этой системы вооружения инциативно, с одобрения и при личной поддержке генерального конструктора Артема Ивановича Микояна, были выполнены сверх программы государственных летных испытаний пуски 4 ракет РС-2-УС по наземным целям. Пуски выполнялись в режиме «закрепленного» луча самолетного радиолокатора РП-21 с удержанием луча на цели прицельным пилотированием с использованием штатного коллиматорного оптического прицела ПКИ-1.
Ввиду особенностей внутреннего контура управления ракеты РС-2-У обусловленных ее применением только по воздушным целям, полученные результаты пусков по поражению наземных целей оказались неэффективными. Об этом в акте № 50 по испытаниям системы вооружения самолета МиГ-21ПФ, доукомплектованной ракетами РС-2-УС, записано: «Пуски ракет РС-2-УС по наземным целям возможны, но нецелесообразны ввиду недостаточной точности попадания ракеты при малой ее боевой части».
Через два года, в 1965 г., в период интенсификации боевых действий (после разрушения ВВС США стратегического моста через р. Красная прямым попаданием управляемых ракет «Буллпап», примененных с самолетов "Супер Сейбр") вьетнамская сторона попросила советское правительство принять срочные меры по довооружению того же самолета МиГ-21ПФМ идентичными управляемыми средствами поражения наземных целей. К этому времени Советский Союз подобным вооружением не располагал.
В связи с этим генеральным конструктором А.И.Микояном было дано noручение комплексу вооружения ОКБ (начальник комплекса В.Г.Кореньков) дать технические предложения по решению этой проблемы в кратчайшие сроки. Поскольку задача ставилась применительно к самолету МиГ-21ПФМ, то поиск решения проблемы со всей очевидностью лежал в области устранения недостатков системы вооружения данного самолета, выявленных при пуске ракет РС-2-УС по земле, изложенных в акте № 50. Анализ материалов акта и параметров контура управления ракеты, проведенного сотрудниками НИИ-2 (ГосНИИАС) Р.Д.Кузьминским, Г.А.Кирюшиным и другими, показал воможность обеспечения приемлемой точности наведения для эффективного поражения целей боевой частью массой 100 кг.
В ОКБ Микояна (В.Г.Кореньков, Н.Н.Завиданов, В.Н.Анисимов др.) совместно с ГосНИИАС (Р.Д.Кузьминский, Г. А. Кирюши В.А. Черке и др.) были разработаны технические предложения создания первой отечественной тактической ракеты класса «воздух—поверхность» на основе межвидовой унификации (модернизированный двигатель твердого топлива ракеты К-8 класса «воздух—воздух», аппаратура управления, пневмоблок, батарея ракеты РС-2-УС класса «воздух—воздух», взрывательное устройство НРС-24идр.).
После одобрения коллегией МАП технические предложения были переданы на Калининградский машиностроительный завод.
Приказом министра авиационной промышленности П.В.Дементьева, № 100 от 12 марта 1966 г. на КМЗ для разработки конструкторской документации ракеты Х-66 создается ОКБ. Главным конструктором ОКБ был назначен Ю.Н.Королев. Для реализации проекта ракеты Х-66 из ОКБ Микояна был переведен В.Г.Кореньков, назначенный на должность заместителя главного конструктора.
Летная отработка ракеты Х-66 проведена с 1967 по 1968 г., и приказом министра обороны № 0075 от 20.06.68 г. ракета была принята на вооружение.
Ракета Х-66 выполнена по аэродинамической схеме «утка» с Х-образным расположением консолей крыла и рулей и включает следующие функциональные системы:
- планер. Выполнен из алюминиевых (25,5%) и магниевых (24,7%) сплавов, кроме корпусов двигателя и боевой части, выполненных из стали (43%), покрыт антикоррозийным покрытием и технологически разделен на шесть отсеков, четыре консоли крыла, каждая из которых имеет элерон, четыре руля и гаргрот;
- двигатель ПРД-204 (изделие З96-Пс64). Является однокамерным однорежимным твердотопливным ракетным двигателем с вкладным пороховым зарядом. Двигатель ПРД-204 имел суммарный импульс 10 850 кгс, максимальную тягу 3500 кг, время работы 4,0...6,7 с, массу топлива 62 кг, массу снаряженную 118 кг;
- осколочно-фугасно-кумулятивную боевую часть Ф-66, состоящую из стального корпуса, в котором размещено снаряжение (взрывчатое вещество ТГ40) и имеется гнездо для взрывателя. Обеспечивает пробивание гомогенной брони толщиной до 250 мм и поражение по типу «С» кабины РЛС в радиусе до 10 м;
- взрывательное устройство ЭВУ-Н-29, состоящее из взрывателя ЭВУ-Н-29, в литом корпусе которого размещены узел дальнего взведения и элементы электроцепи, и реакционного контакта. Обеспечивает подрыв боевой части при встрече ракеты с преградой не ранее чем через 4...8 с после пуска;
- аппаратуру управления и стабилизации. Она состоит из двух датчиков линейных ускорений ДА-11, двух рулевых блоков для управления по тангажу и курсу ДА-2СА и ДА-ЗСА, каждый из которых включал управляющий магнит, двухстепенной демпфирующий гироскоп, сопло с приемником воздушного давления и рулевую пневмомашинку, и одного блока крена ДА-1, содержащего интегрирующий гироскоп с арретиром, сопло и рулевую пневмомашинку с приемником воздушного давления;
- аппаратуру наведения 5И-1-Б, состоящую из штыревой антенны, высокочастотной части приемного устройства, приемника и блока управления и обеспечивающую прием радиосигналов с бортовой РЛС носителя и сигналов датчиков линейных ускорений ДА-11 и преобразование их в управляющие токи распределенные по каналам управления;
- воздушную систему, состоящую из пневмоблока, трубопроводов для подвода воздуха к блоку крена для раззаретирования гироскопа и обеспечения работа рулевой машинки, а также раззаретирования датчиков ускорений, коллектора и трубопроводов для подвода воздуха в рабочие цилиндры рулевых блоков раскрутки демпфирующих гироскопов, раззаретирования рулей;
- электросистему, состоящую из аккумуляторной батареи 949Ф, электрооборудования и электросети.
Компоновка ракеты предусматривает сборку, стыковку, а также технологическую взамозаменяемость ее агрегатов и отсеков, что достигается размещение аппаратуры в виде отдельных блоков:
• 1-й отсек представляет собой реакционный контакт электровзрывательного устройства, выполненный в виде двух изолированных один от другого конусов;
• 2-й отсек выполнен из двух частей, в которых установлены рулевые блоки ДА-2С и ДА-ЗС (или ДА-2СА и ДА-ЗСА), предохранительный механизм с чекой, бортовой источник электропитания. На корпусе отсека крепятся рули;
• 3-й отсек представляет собой боевую часть, с заднего торца которой устанолен взрыватель;
• 4-й отсек — пороховой ракетный двигатель. На корпусе отсека размещены контакты запуска двигателя и узлы подвески под носитель;
• 5-й отсек — место размещения блока крена ДА-1 А, двух датчиков линейных ускорений, пневмоблока, элементов электрооборудования. На корпусе отсека находятся узлы крепления консолей крыла, а вверху имеются бортовой и контрольный электроразъемы;
• 6-й отсек — место размещения аппаратуры наведения.
Серийное производство ракеты началось на Калининградском машиностроительном заводе в 1968 г., и к 1972 г. было выпущено 1175 ракет данного типа. После 1972 г. в процессе серийного производства на Х-66 стали устанавливать:
• двигатель ПРД-228 (изделие 393-11) с ракеты Х-23, имевший по сравнению с ПРД-204 более высокие энергетические и эксплуатационные характеристики. Он допускал 50 взлетов-посадок вместо 5, мог использоваться в тропических условиях и при кинетическом нагреве ±150 °С;
• ампульный пневмоблок (с ракеты Х-23) вместо пневмоблока, что вызвало изменения в воздушной системе ракеты;
• блок питания МБП-66 (включает две термохимические батареи 9Б16) вместо батареи 949Ф, что вызвало изменения в электрооборудовании и электросхеме ракеты и позволило повысить дальность прицельного пуска до 10 км и время управляемого полета до 19 с.
Основными целями ракеты Х-66 являлись ракетные установки, кабины РЛС, бронемашины, железнодорожные эшелоны и малотоннажные корабли. После обнаружения цели летчик пикировал на нее, прицеливаясь по коллиматорному прицелу ПКИ с неподвижной маркой, при этом луч РЛС РП-21М был «закреплен» и совпадал с прицельной маркой. Пуск ракет возможен с пикирования под углом 10...30° как одиночно, так и залпом. После нажатия боевой кнопки включается часовой механизм программного регулирования усиления по дальности и мощности поступающего на борт радиосигнала, происходит запуск двигателя, ракета сходит с направляющей и летит автономно, стабилизируясь вокруг продольной оси. Примерно через 1,5 с после схода с пускового устройства Х-66 входит в луч бортовой РЛС носителя и аппаратура наведения начинает вырабатывать сигналы для удержания ее на равносигнальной линии радиолуча. В конце активного участка полета происходит полное взведение взрывателя и ракета полностью готова к подрыву, который происходит при ее встрече с преградой. До этого момента летчик должен удерживать марку прицела на цели.
Единственным носителем ракеты Х-66 был самолет МиГ-21ПФМ, который мог брать две ракеты, размещавшиеся на правой и левой подкрыльевых точках подвески на пусковых устройствах АПУ-68У.
На точность наведения влияли как сам способ наведения, зависящий от дальности, так и состав оборудования носителя, не имевшего САУ, позволяющей демпфировать собственные колебания самолета и, следовательно, радиолуча. Центральная марка прицела на предельных дальностях закрывала малоразмерную цель, мешая прицеливанию.
Тактико-технические характеристики ракеты Х-66 (выпуска 1969 г. / выпуска 1974 г.):
Максимальная дальность пуска, км:
- с максимальной высоты пуска - До 6 / До 10;
- с минимальной высоты пуска - До 6 / До 10;
Минимальная дальность пуска, км:
- с максимальной высоты пуска - До 3 / До 3;
- с минимальной высоты пуска - До 3 / До 3;
Диапазон высот пуска, км - 0,5...5,0 / 0,5...5,0;
Диапазон скоростей пуска, км/ч - 560... 1100 / 560...1100;
Скорость полета, м/с:
- максимальная - Менее 700 / 700;
- средняя (на дальности, км) - 430....600 (6) / 420....570 (
;
- минимальная конечная - Менее 300 / 300;
Время управляемого полета, с - До 15 / До 25;
Располагаемая перегрузка, g - До 11 / До 11;
Точность (Екно), м - 8,2 / 8,2;
Размеры ракеты, мм:
- длина - 3631 / 3631;
- диаметр - 275 / 275;
- размах крыла - 811 / 811;
Стартовая масса ракеты, кг - 278 / 278;
Macca боевой части, кг - 105 / 105;
Тип боевой части - ОФК / ОФК;
Тип двигателя - РДТТ / РДТТ;
Тип системы наведения - По радиолучу / По радиолучу;
Условия применения - Простые метеоусловия / Простые метеоусловия;
Носители - МиГ-21ПФМ / МиГ-21ПФМ
Источник: книга "Авиация ВВС России и научно технический прогресс".
Управляемая ракета класса "воздух-земля"
В 1962 г. по требованию командования ВВС Вьетнама самолет МиГ-21ПФМ, являвшийся основным самолетом вьетнамских ВВС и участвовавший в боевых действиях того периода, был довооружен ракетами РС-2-УС с радиолокационным каналом наведения в дополнение к ракетам К-13 с тепловым каналом самонаведения.
В 1963 г. при проведении летных испытаний этой системы вооружения инциативно, с одобрения и при личной поддержке генерального конструктора Артема Ивановича Микояна, были выполнены сверх программы государственных летных испытаний пуски 4 ракет РС-2-УС по наземным целям. Пуски выполнялись в режиме «закрепленного» луча самолетного радиолокатора РП-21 с удержанием луча на цели прицельным пилотированием с использованием штатного коллиматорного оптического прицела ПКИ-1.
Ввиду особенностей внутреннего контура управления ракеты РС-2-У обусловленных ее применением только по воздушным целям, полученные результаты пусков по поражению наземных целей оказались неэффективными. Об этом в акте № 50 по испытаниям системы вооружения самолета МиГ-21ПФ, доукомплектованной ракетами РС-2-УС, записано: «Пуски ракет РС-2-УС по наземным целям возможны, но нецелесообразны ввиду недостаточной точности попадания ракеты при малой ее боевой части».
Через два года, в 1965 г., в период интенсификации боевых действий (после разрушения ВВС США стратегического моста через р. Красная прямым попаданием управляемых ракет «Буллпап», примененных с самолетов "Супер Сейбр") вьетнамская сторона попросила советское правительство принять срочные меры по довооружению того же самолета МиГ-21ПФМ идентичными управляемыми средствами поражения наземных целей. К этому времени Советский Союз подобным вооружением не располагал.
В связи с этим генеральным конструктором А.И.Микояном было дано noручение комплексу вооружения ОКБ (начальник комплекса В.Г.Кореньков) дать технические предложения по решению этой проблемы в кратчайшие сроки. Поскольку задача ставилась применительно к самолету МиГ-21ПФМ, то поиск решения проблемы со всей очевидностью лежал в области устранения недостатков системы вооружения данного самолета, выявленных при пуске ракет РС-2-УС по земле, изложенных в акте № 50. Анализ материалов акта и параметров контура управления ракеты, проведенного сотрудниками НИИ-2 (ГосНИИАС) Р.Д.Кузьминским, Г.А.Кирюшиным и другими, показал воможность обеспечения приемлемой точности наведения для эффективного поражения целей боевой частью массой 100 кг.
В ОКБ Микояна (В.Г.Кореньков, Н.Н.Завиданов, В.Н.Анисимов др.) совместно с ГосНИИАС (Р.Д.Кузьминский, Г. А. Кирюши В.А. Черке и др.) были разработаны технические предложения создания первой отечественной тактической ракеты класса «воздух—поверхность» на основе межвидовой унификации (модернизированный двигатель твердого топлива ракеты К-8 класса «воздух—воздух», аппаратура управления, пневмоблок, батарея ракеты РС-2-УС класса «воздух—воздух», взрывательное устройство НРС-24идр.).
После одобрения коллегией МАП технические предложения были переданы на Калининградский машиностроительный завод.
Приказом министра авиационной промышленности П.В.Дементьева, № 100 от 12 марта 1966 г. на КМЗ для разработки конструкторской документации ракеты Х-66 создается ОКБ. Главным конструктором ОКБ был назначен Ю.Н.Королев. Для реализации проекта ракеты Х-66 из ОКБ Микояна был переведен В.Г.Кореньков, назначенный на должность заместителя главного конструктора.
Летная отработка ракеты Х-66 проведена с 1967 по 1968 г., и приказом министра обороны № 0075 от 20.06.68 г. ракета была принята на вооружение.
Ракета Х-66 выполнена по аэродинамической схеме «утка» с Х-образным расположением консолей крыла и рулей и включает следующие функциональные системы:
- планер. Выполнен из алюминиевых (25,5%) и магниевых (24,7%) сплавов, кроме корпусов двигателя и боевой части, выполненных из стали (43%), покрыт антикоррозийным покрытием и технологически разделен на шесть отсеков, четыре консоли крыла, каждая из которых имеет элерон, четыре руля и гаргрот;
- двигатель ПРД-204 (изделие З96-Пс64). Является однокамерным однорежимным твердотопливным ракетным двигателем с вкладным пороховым зарядом. Двигатель ПРД-204 имел суммарный импульс 10 850 кгс, максимальную тягу 3500 кг, время работы 4,0...6,7 с, массу топлива 62 кг, массу снаряженную 118 кг;
- осколочно-фугасно-кумулятивную боевую часть Ф-66, состоящую из стального корпуса, в котором размещено снаряжение (взрывчатое вещество ТГ40) и имеется гнездо для взрывателя. Обеспечивает пробивание гомогенной брони толщиной до 250 мм и поражение по типу «С» кабины РЛС в радиусе до 10 м;
- взрывательное устройство ЭВУ-Н-29, состоящее из взрывателя ЭВУ-Н-29, в литом корпусе которого размещены узел дальнего взведения и элементы электроцепи, и реакционного контакта. Обеспечивает подрыв боевой части при встрече ракеты с преградой не ранее чем через 4...8 с после пуска;
- аппаратуру управления и стабилизации. Она состоит из двух датчиков линейных ускорений ДА-11, двух рулевых блоков для управления по тангажу и курсу ДА-2СА и ДА-ЗСА, каждый из которых включал управляющий магнит, двухстепенной демпфирующий гироскоп, сопло с приемником воздушного давления и рулевую пневмомашинку, и одного блока крена ДА-1, содержащего интегрирующий гироскоп с арретиром, сопло и рулевую пневмомашинку с приемником воздушного давления;
- аппаратуру наведения 5И-1-Б, состоящую из штыревой антенны, высокочастотной части приемного устройства, приемника и блока управления и обеспечивающую прием радиосигналов с бортовой РЛС носителя и сигналов датчиков линейных ускорений ДА-11 и преобразование их в управляющие токи распределенные по каналам управления;
- воздушную систему, состоящую из пневмоблока, трубопроводов для подвода воздуха к блоку крена для раззаретирования гироскопа и обеспечения работа рулевой машинки, а также раззаретирования датчиков ускорений, коллектора и трубопроводов для подвода воздуха в рабочие цилиндры рулевых блоков раскрутки демпфирующих гироскопов, раззаретирования рулей;
- электросистему, состоящую из аккумуляторной батареи 949Ф, электрооборудования и электросети.
Компоновка ракеты предусматривает сборку, стыковку, а также технологическую взамозаменяемость ее агрегатов и отсеков, что достигается размещение аппаратуры в виде отдельных блоков:
• 1-й отсек представляет собой реакционный контакт электровзрывательного устройства, выполненный в виде двух изолированных один от другого конусов;
• 2-й отсек выполнен из двух частей, в которых установлены рулевые блоки ДА-2С и ДА-ЗС (или ДА-2СА и ДА-ЗСА), предохранительный механизм с чекой, бортовой источник электропитания. На корпусе отсека крепятся рули;
• 3-й отсек представляет собой боевую часть, с заднего торца которой устанолен взрыватель;
• 4-й отсек — пороховой ракетный двигатель. На корпусе отсека размещены контакты запуска двигателя и узлы подвески под носитель;
• 5-й отсек — место размещения блока крена ДА-1 А, двух датчиков линейных ускорений, пневмоблока, элементов электрооборудования. На корпусе отсека находятся узлы крепления консолей крыла, а вверху имеются бортовой и контрольный электроразъемы;
• 6-й отсек — место размещения аппаратуры наведения.
Серийное производство ракеты началось на Калининградском машиностроительном заводе в 1968 г., и к 1972 г. было выпущено 1175 ракет данного типа. После 1972 г. в процессе серийного производства на Х-66 стали устанавливать:
• двигатель ПРД-228 (изделие 393-11) с ракеты Х-23, имевший по сравнению с ПРД-204 более высокие энергетические и эксплуатационные характеристики. Он допускал 50 взлетов-посадок вместо 5, мог использоваться в тропических условиях и при кинетическом нагреве ±150 °С;
• ампульный пневмоблок (с ракеты Х-23) вместо пневмоблока, что вызвало изменения в воздушной системе ракеты;
• блок питания МБП-66 (включает две термохимические батареи 9Б16) вместо батареи 949Ф, что вызвало изменения в электрооборудовании и электросхеме ракеты и позволило повысить дальность прицельного пуска до 10 км и время управляемого полета до 19 с.
Основными целями ракеты Х-66 являлись ракетные установки, кабины РЛС, бронемашины, железнодорожные эшелоны и малотоннажные корабли. После обнаружения цели летчик пикировал на нее, прицеливаясь по коллиматорному прицелу ПКИ с неподвижной маркой, при этом луч РЛС РП-21М был «закреплен» и совпадал с прицельной маркой. Пуск ракет возможен с пикирования под углом 10...30° как одиночно, так и залпом. После нажатия боевой кнопки включается часовой механизм программного регулирования усиления по дальности и мощности поступающего на борт радиосигнала, происходит запуск двигателя, ракета сходит с направляющей и летит автономно, стабилизируясь вокруг продольной оси. Примерно через 1,5 с после схода с пускового устройства Х-66 входит в луч бортовой РЛС носителя и аппаратура наведения начинает вырабатывать сигналы для удержания ее на равносигнальной линии радиолуча. В конце активного участка полета происходит полное взведение взрывателя и ракета полностью готова к подрыву, который происходит при ее встрече с преградой. До этого момента летчик должен удерживать марку прицела на цели.
Единственным носителем ракеты Х-66 был самолет МиГ-21ПФМ, который мог брать две ракеты, размещавшиеся на правой и левой подкрыльевых точках подвески на пусковых устройствах АПУ-68У.
На точность наведения влияли как сам способ наведения, зависящий от дальности, так и состав оборудования носителя, не имевшего САУ, позволяющей демпфировать собственные колебания самолета и, следовательно, радиолуча. Центральная марка прицела на предельных дальностях закрывала малоразмерную цель, мешая прицеливанию.
Тактико-технические характеристики ракеты Х-66 (выпуска 1969 г. / выпуска 1974 г.):
Максимальная дальность пуска, км:
- с максимальной высоты пуска - До 6 / До 10;
- с минимальной высоты пуска - До 6 / До 10;
Минимальная дальность пуска, км:
- с максимальной высоты пуска - До 3 / До 3;
- с минимальной высоты пуска - До 3 / До 3;
Диапазон высот пуска, км - 0,5...5,0 / 0,5...5,0;
Диапазон скоростей пуска, км/ч - 560... 1100 / 560...1100;
Скорость полета, м/с:
- максимальная - Менее 700 / 700;
- средняя (на дальности, км) - 430....600 (6) / 420....570 (
;- минимальная конечная - Менее 300 / 300;
Время управляемого полета, с - До 15 / До 25;
Располагаемая перегрузка, g - До 11 / До 11;
Точность (Екно), м - 8,2 / 8,2;
Размеры ракеты, мм:
- длина - 3631 / 3631;
- диаметр - 275 / 275;
- размах крыла - 811 / 811;
Стартовая масса ракеты, кг - 278 / 278;
Macca боевой части, кг - 105 / 105;
Тип боевой части - ОФК / ОФК;
Тип двигателя - РДТТ / РДТТ;
Тип системы наведения - По радиолучу / По радиолучу;
Условия применения - Простые метеоусловия / Простые метеоусловия;
Носители - МиГ-21ПФМ / МиГ-21ПФМ
Источник: книга "Авиация ВВС России и научно технический прогресс".
