Х-23
Управляемая ракета класса "воздух-земля"
Одновременно с испытаниями Х-66 в соответствии с Постановлением ЦК и СМ СССР № 1044-381 от 26.12.1968 г. ОКБ КМЗ вело работы по созданию ракеты Х-23.
По ТЗ ОКБ в НИИ-131 Минрадиопрома под руководством М.А.Грамагина была разработана система радиокомандного управления «Дельта». Ее разместили в последнем, пятом, отсеке, в котором размешалась аппаратура наведения и на ракете Х-66. Кроме того, были повышены энергетические характеристики ДУ переходом на топливо с более высоким удельным импульсом. Унифицированный двигатель ПРД-228 устанавливался не только на Х-23, но и на Х-66 и некоторых других ракетах, разработанных ОКБ. Двигатель ПРД-228 имел не только более высокие энергетические, но и эксплуатационные характеристики. В частности, он допускал 50 взлетов-посадок вместо 5, мог использоваться в тропических условия и при кинетическом нагреве 150 °С. Модернизации подверглась и боевая часть.
Первые десять опытных ракет были подготовлены к испытаниям в конце 1967 г.. а в начале следующего года приступили к заводским летным испытаниям.
Для приобретения навыков управления ракетой с командной системой управления в ГосНИИАС был создан наземный тренажер ТИР-23, на котором летчики-испытатели через 5...6 ч работы приобретали необходимый опыт. Этот тренажер также использовался перед испытательными пусками для тренировки летчиков перед вылетом.
Заводские летные испытания начались в начале 1968 г. и затянулись до конца 1969 г. Государственные летные испытания на этапе «А» проходили с 20 марта 1970 г. по 7 июня 1971 г. Для оценки неконтактного радиовзрывателя РОВ-19, эффективности переноса датчиков линейных ускорений ДА-11 из пятого отсеки во второй, влияния пороховых газов двигателя ракеты на работу силовой установки носителя были проведены дополнительные испытания по этапу «А» (9.06.1972-30.08.72 гг.).
Государственные совместные испытания на этапе «Б» начались 25декабря 1972 г. и были прерваны 28 апреля 1973 г. после выполнения 31 пуска по наземным целям, выявившим ряд недостатков, основными из которых были затянутость входа ракеты в поле зрения летчика, плохая работа системы стабилизации ракеты и неудачное размещение трассера «Блесна» в кормовой части ракеты, оказывающей тепловое и механическое воздействия на рупорную антенну аппаратуры «Дельта-1Р» командной радиолинии, что приводило к нарушению нормального процесса наведения на цель. Кроме этого, даже опытные летчики при полете на малых высотах ошибались в определении дальности до цели, что приводило к промахам.
После проведения комплекса мероприятий, заключавшихся во внесении изменений в контур стабилизации ракеты по крену, уточнении параметров контура управления, введении перекомпенсации веса ракеты для обеспечения выхода ее после схода в поле зрения летчика, установке вместо «Блесны» трассера Т-60-5 на кронштейне снизу кормовой части ракеты. В кабине летчика установили вместо кнюппеля «по давлению» кнюппель «по перемещению с усилием» для выдачи летчиком-оператором контролируемых пропорциональных команд. По замечанию летчиков-испытателей, уменьшили зону нечувствительности кнюппеля у «нулевого положения» и увеличили усилие, необходимое для его отклонения из этого положения.
Эффективность принятых доработок была проверена в 9 реальных зачетных пусках в период с 19 июля по 1 августа 1973 г. По их результатам этап «Б» ГСЛИ рыл возобновлен и успешно завершен 8 октября 1973 г. после выполнения 32 пусков. В ходе испытаний точность стрельбы (Екво) в картинной плоскости при ручном наведении составила 5,9 м (в ТТТ ВВС задана 4...7 м), а вероятность поражения типовой цели «кабина РЛС» в режиме пикирования составила 0,54...0,62 (0,48...0,56) без учета (с учетом) ошибок летчика (задана в ТТТ ВВС 0,6...0,
. Вместе с тем испытания показали неэффективность ракеты Х-23 при пусках в горизонтальном полете ввиду низкой вероятности поражения типовой цели из-за трудности определения дальности до цели.
В 1974 г. система ракетного управляемого вооружения Х-23 приказом министра обороны СССР № 0028 была принята на вооружение.
Работами по созданию ракеты Х-23, а в дальнейшем Х-25, Х-27 и Х-25М руководил первый заместитель главного конструктора Вадим Георгиевич Кореньков.
Ракета выполнена по аэродинамической схеме «утка» с Х-образным расположением консолей крыла и рулей и включает следующие функциональные агрегаты и системы:
• планер. Выполнен из стали (32,8%), алюминиевых (42,6%) и магниевых (21%) сплавов и состоит из корпуса, четырех консолей крыла, на каждой из которых установлен элерон, и четырех рулей. Корпус технологически делится на шесть отсеков. Все детали конструкции имеют антикоррозийное покрытие;
• двигатель ПРД-228 (изделие 393-11). Является однокамерным однорежимным твердотопливным ракетным двигателем со стальным корпусом, в который вложен пороховой заряд. Двигатель имеет суммарный импульс 12 100 кг*с, максимальную тягу 3500 кг, время работы 3,4...6,4 с, массу топлива 63,5 кг, массу снаряженную 118 кг;
• аппаратуру приема команд и выработки сигналов управления «Дельта-Р1М». Состоит из рупорной антенны, выключателя сверхвысоких частот, приемника и блока дешифровки и преобразования;
• аппаратуру управления и стабилизации. Состоит из двух датчиков линейных ускорений ДА-11, двух рулевых блоков для управления по тангажу и курсу ДА-2СА и ДА-3СА, каждый из которых включал управляющий магнит, двухстепенной демпфирующий гироскоп, сопло с приемником воздушного давления и рулевую машинку, и одного блока крена ДА-1 А, состоящего из интегрирующего гироскопа с арретиром, сопла и воздушной рулевой машинки с приемником воздушного давления;
• осколочно-фугасно-кумулятивную боевую часть Ф-23 или Ф-23Д. Последняя отличается размещенной внутри трубкой, предназначенной для прокладки жгута от системы контактных датчиков к предохранительно-исполнительному механизму. На внутренней поверхности стального корпуса боевой части, в двух диаметрально противоположных зонах, наклеены 1488 стальных осколков кубической формы со стороной 10 мм. Радиус зоны достоверного поражения зачетной цели составляет 10 м;
• контактное взрывательное устройство, включающее систему контактных датчиков СКД-24 (три датчика Б-24 инерционного типа и две монтажные колодки Б-35), и предохранительно-исполнительный механизм И-256. Обеспечивает подрыв боевой части при скорости встречи 200...900 м/с и углах подхода 2...45° (от горизонтальной плоскости);
• электросистему, состоящую из блока питания БП-68 (две электрохимические батареи 9Б16 с пиротехническим приводом в действие), электрооборудования и электросети;
• воздушную систему, состоящую из ампульного пневмоблока, трубопроводов для подвода воздуха к блоку крена для разаретирования гироскопа и обеспечения работы рулевой машинки, трубопровода для разаретирования датчиков ускорений, коллектора и трубопроводов для подвода воздуха в рабочие цилиндры рулевых блоков, раскрутки демпфирующих гироскопов, разаретирования рулей.
Компоновка ракеты предусматривает сборку, стыковку, а также технологическую взамозаменяемость ее агрегатов и отсеков, что достигается размещением аппаратуры в виде отдельных блоков:
• 1-й отсек — носовой обтекатель;
• 2-й отсек — приборный. В нем размещена часть аппаратуры управления (рулевые блоки ДА-2СА, ДА-3СА и датчики линейных ускорений) и контактные датчики взрывательного устройства. Снаружи отсека размещены рули и контрольный электроразъем;
• 3-й отсек — боевая часть с предохранительно-исполнительным механизмом И-256;
• 4-й отсек — двигатель ПРД-228, на корпусе которого размещены дополнительные узлы крепления консолей крыла и узлы подвески под носитель;
• 5-й отсек — блок крена ДА-1А, пневмоблок с редуктором, блок электропитания БП-68, элементы электроавтоматики. Снаружи корпуса находятся основные узлы крепления консолей крыла, а вверху имеется бортовой элетроразъем для электросвязи с носителем;
• 6-й отсек — аппаратурный, где размещена приемная часть системы «Дельта» - «Дельта-Р1М». На кронштейне под отсеком установлен трассер Т-60-5.
Калининградский машиностроительный завод «Стрела» начал серийное производство ракеты Х-23 в 1971 г.
С 1976 г. серийно выпускается модернизированный вариант Х-23М, отличавшийся от Х-23 новой аппаратурой «Дельта-Р2М» с полупроводниковым усилителем, в результате чего длина ракеты уменьшилась на 66 мм и масса почти на 2 кг. На нем установили более надежный трассер Т-60-9, так как его предшественник Т-60-5 иногда гас в полете и летчик терял возможность наблюдать ракету. В процессе серийного производства Х-23М, продолжавшегося до 1980 г., в блоках питания ракет вместо 9Б16 стали устанавливаться электрохимические твердосолевые батареи Т-454, которые обладали повышенной устойчивостью к линейным перегрузкам. Ракеты Х-23М последних партий комплектовались осколочно-фугасной боевой частью Ф-23М.
Ракеты Х-23 и Х-23М предназначены для поражения малоразмерных подвижных и неподвижных целей в условиях визуальной видимости с самолетов фронтовой авиации. Основными целями для них являлись пусковые установки ракет, танки и бронемашины, железнодорожные эшелоны, кабины РЛС, малотоннажные корабли и суда. Ракета используется в системе ракетного вооружения Х-23, куда также входят:
- пусковые устройства АПУ-68У, АПУ-68УМ, АПУ-68УМ2, АПУ-68УМЗ с электроавтоматикой управления;
- радиокомандная аппаратура управления «Дельта-Н», размещаемая на авиационном носителе;
- наземное контрольно-проверочное оборудование;
- наземный тренажер.
Подготовка ракеты к боевому применению проводится на подвижной технической позиции типа «Ингул», обеспечивающей производительность 12 ракет Х-23 в час. Ракета выдерживает без проверок до 10 взлетов-посадок с бетонированной ВПП. Пуск ракеты по визуально обнаруженной цели возможен с пикирования (до 40°) и горизонтального полета. Однако в последнем случае при стрельбе с малых высот точность стрельбы снижена из-за трудности определения дальности до цели. В момент пуска ракеты допускается положение цели в секторе ±5...70 от направления полета самолета. После нажатия боевой кнопки происходит запуск двигателя, ракета сходит с пускового устройства и летчик или оператор стремится кнюппелем, расположенным на ручке управления, вывести ракету на линию «самолет—цель» и удержать ее на ней. Направление команды должно совпадать с требуемым перемещением ракеты в сторону цели, а ее уровень определяется величиной перемещения кнюппеля, которая должна быть пропорциональна величине углового отклонения трассера ракеты от направления на цель.
Поскольку система вооружения Х-23 создавалась параллельно с фронтовыми истребителями и бомбардировщиками третьего поколения, их вооружение данной системой было предусмотрено еще в процессе разработки самолетов. В ходе проведения государственных испытаний пуски ракет проводились с самолетов МиГ-23, МиГ-23М, МиГ-23Б, Су-17. В ходе проведения испытаний в середине 1970-х годов самолетов Як-38, МиГ-27, Су-17М, Су-17М2 и Су-24 была подтверждена их способность использовать систему вооружения Х-23. В ходе эксплуатации последней ее носителями выступали истребители и ударные самолеты Як-38, Су-22, Су-24, МиГ-23 и МиГ-27 всех модификаций, Су-17 (кроме Су-17М4). Каждый самолет мог брать две ракеты (кроме бомбардировщиков и Су-24, берущих до четырех ракет).
Для самолета Су-24 разрабатывалась полуавтоматическая система наведения «Аркан», включавшая телевизионный пеленгатор положения ракеты «Таран» электронно-оптический визир «Чайка-1» и аппаратуру передачи команд управления «Дельта-НТМ6». В ней от летчика или штурмана требовалось лишь удержание марки прицела на цели, а вывод ракеты на линию прицеливания и ее удержание на линии прицеливания осуществлялись автоматически. Однако проведенные в середине 1970-х годов летные испытания из-за трудности попадания ракеты в поле зрения телепеленгатора закончились неудачно, и экипаж самолет! Су-24 смог осуществлять наведение ракет только в ручном режиме.
Кроме вооружения самолетов, в 1975 г. начались экспериментальные работы по вооружению корабельного транспортно-боевого вертолета Ка-252ТБ управляемыми ракетами Х-23. В 1977 г. было выполнено несколько успешных пусков1 ракет Х-23 с пассивным стартом, когда двигатель ракеты запускался через 0,7...0,9 с после отделения. Однако вооружать вертолет ракетами Х-23 не стати, так как к моменту начала поступления вертолетов в войска серийное производство ракет планировалось прекратить.
В конце февраля 1983 г. начались летные испытания вертолета Ми-14ПЛ с ракетой Х-23М, размещенной в отсеке вооружения. Ракета имела пассивный старт, для чего ее двигатель был доработан. В конце весны того же года начались испытания вертолета Ми-14ПЛ, вооруженного одной ракетой на внутренней подвеске в отсеке вооружения и двумя на наружных специальных фермах, причем последние имели активный старт с пусковых устройств АПУ-68УМЗ. На заключительном этапе исследований летом 1984 г. были проведены летные испытания вертолета Ми-14ПЛ с четырьмя ракетами Х-23М на наружной подвеске, имевшими активный старт, доказавшими возможность вооружения вертолетов данного типа этими ракетами.
В августе 1983 г. были проведены летные испытания по определению возможности применения ракет Х-23М с вертолета Ка-252ТБ (Ка-29). Вертолет был вооружен одной ракетой Х-23М в отсеке вооружения и двумя — на наружной подвеске. Все ракеты имели пассивный старт, запуск их двигателей производился после сброса ракет с вертолета.
Тактико-технические данные ракеты Х-23
Максимальная дальность пуска, км:
- при максимальной высоте пуска - До 10;
- при минимальной высоте пуска - До 10;
Минимальная дальность пуска, км:
- при максимальной высоте пуска - 2,0;
- при минимальной высоте пуска - 2,0;
Диапазон высот пуска, км - 0,05...5,0;
Диапазон скоростей пуска, км/ч - 600... 1000;
Скорость полета ракеты, м/с:
- максимальная - 750;
- средняя (при дальности пуска 6 км) - 430...600;
Время управляемого полета, с - До 25;
Располагаемая перегрузка, g - До 11;
Точность (Екв0), м - 5,9;
Размеры, мм:
- длина ракеты - 3591;
- диаметр ракеты - 275;
- размах крыла - 785;
Стартовая масса ракеты, кг - 289;
Масса боевой части, кг - 111;
Тип боевой части - ОФК;
Тип двигателя - РДТТ;
Тип системы наведения - Радиокомандная;
Условия применения - Простые метеоусловия, при визуальном наблюдении цели
Носители - МиГ-23М, МиГ-23МЛ, МиГ-27, МиГ-27К, МиГ-27М, МиГ-27Д, Су-17, Су-17М, Су-17М2, Су-17МЗ, Су-17УМЗ, Су-20, Су-22, Су-22М, Су-22МЗ, Су-22М4, Су-22УМЗ, Су-24, Су-24М.
Источник: книга "Авиация ВВС России и научно технический прогресс".
Управляемая ракета класса "воздух-земля"
Одновременно с испытаниями Х-66 в соответствии с Постановлением ЦК и СМ СССР № 1044-381 от 26.12.1968 г. ОКБ КМЗ вело работы по созданию ракеты Х-23.
По ТЗ ОКБ в НИИ-131 Минрадиопрома под руководством М.А.Грамагина была разработана система радиокомандного управления «Дельта». Ее разместили в последнем, пятом, отсеке, в котором размешалась аппаратура наведения и на ракете Х-66. Кроме того, были повышены энергетические характеристики ДУ переходом на топливо с более высоким удельным импульсом. Унифицированный двигатель ПРД-228 устанавливался не только на Х-23, но и на Х-66 и некоторых других ракетах, разработанных ОКБ. Двигатель ПРД-228 имел не только более высокие энергетические, но и эксплуатационные характеристики. В частности, он допускал 50 взлетов-посадок вместо 5, мог использоваться в тропических условия и при кинетическом нагреве 150 °С. Модернизации подверглась и боевая часть.
Первые десять опытных ракет были подготовлены к испытаниям в конце 1967 г.. а в начале следующего года приступили к заводским летным испытаниям.
Для приобретения навыков управления ракетой с командной системой управления в ГосНИИАС был создан наземный тренажер ТИР-23, на котором летчики-испытатели через 5...6 ч работы приобретали необходимый опыт. Этот тренажер также использовался перед испытательными пусками для тренировки летчиков перед вылетом.
Заводские летные испытания начались в начале 1968 г. и затянулись до конца 1969 г. Государственные летные испытания на этапе «А» проходили с 20 марта 1970 г. по 7 июня 1971 г. Для оценки неконтактного радиовзрывателя РОВ-19, эффективности переноса датчиков линейных ускорений ДА-11 из пятого отсеки во второй, влияния пороховых газов двигателя ракеты на работу силовой установки носителя были проведены дополнительные испытания по этапу «А» (9.06.1972-30.08.72 гг.).
Государственные совместные испытания на этапе «Б» начались 25декабря 1972 г. и были прерваны 28 апреля 1973 г. после выполнения 31 пуска по наземным целям, выявившим ряд недостатков, основными из которых были затянутость входа ракеты в поле зрения летчика, плохая работа системы стабилизации ракеты и неудачное размещение трассера «Блесна» в кормовой части ракеты, оказывающей тепловое и механическое воздействия на рупорную антенну аппаратуры «Дельта-1Р» командной радиолинии, что приводило к нарушению нормального процесса наведения на цель. Кроме этого, даже опытные летчики при полете на малых высотах ошибались в определении дальности до цели, что приводило к промахам.
После проведения комплекса мероприятий, заключавшихся во внесении изменений в контур стабилизации ракеты по крену, уточнении параметров контура управления, введении перекомпенсации веса ракеты для обеспечения выхода ее после схода в поле зрения летчика, установке вместо «Блесны» трассера Т-60-5 на кронштейне снизу кормовой части ракеты. В кабине летчика установили вместо кнюппеля «по давлению» кнюппель «по перемещению с усилием» для выдачи летчиком-оператором контролируемых пропорциональных команд. По замечанию летчиков-испытателей, уменьшили зону нечувствительности кнюппеля у «нулевого положения» и увеличили усилие, необходимое для его отклонения из этого положения.
Эффективность принятых доработок была проверена в 9 реальных зачетных пусках в период с 19 июля по 1 августа 1973 г. По их результатам этап «Б» ГСЛИ рыл возобновлен и успешно завершен 8 октября 1973 г. после выполнения 32 пусков. В ходе испытаний точность стрельбы (Екво) в картинной плоскости при ручном наведении составила 5,9 м (в ТТТ ВВС задана 4...7 м), а вероятность поражения типовой цели «кабина РЛС» в режиме пикирования составила 0,54...0,62 (0,48...0,56) без учета (с учетом) ошибок летчика (задана в ТТТ ВВС 0,6...0,
. Вместе с тем испытания показали неэффективность ракеты Х-23 при пусках в горизонтальном полете ввиду низкой вероятности поражения типовой цели из-за трудности определения дальности до цели.В 1974 г. система ракетного управляемого вооружения Х-23 приказом министра обороны СССР № 0028 была принята на вооружение.
Работами по созданию ракеты Х-23, а в дальнейшем Х-25, Х-27 и Х-25М руководил первый заместитель главного конструктора Вадим Георгиевич Кореньков.
Ракета выполнена по аэродинамической схеме «утка» с Х-образным расположением консолей крыла и рулей и включает следующие функциональные агрегаты и системы:
• планер. Выполнен из стали (32,8%), алюминиевых (42,6%) и магниевых (21%) сплавов и состоит из корпуса, четырех консолей крыла, на каждой из которых установлен элерон, и четырех рулей. Корпус технологически делится на шесть отсеков. Все детали конструкции имеют антикоррозийное покрытие;
• двигатель ПРД-228 (изделие 393-11). Является однокамерным однорежимным твердотопливным ракетным двигателем со стальным корпусом, в который вложен пороховой заряд. Двигатель имеет суммарный импульс 12 100 кг*с, максимальную тягу 3500 кг, время работы 3,4...6,4 с, массу топлива 63,5 кг, массу снаряженную 118 кг;
• аппаратуру приема команд и выработки сигналов управления «Дельта-Р1М». Состоит из рупорной антенны, выключателя сверхвысоких частот, приемника и блока дешифровки и преобразования;
• аппаратуру управления и стабилизации. Состоит из двух датчиков линейных ускорений ДА-11, двух рулевых блоков для управления по тангажу и курсу ДА-2СА и ДА-3СА, каждый из которых включал управляющий магнит, двухстепенной демпфирующий гироскоп, сопло с приемником воздушного давления и рулевую машинку, и одного блока крена ДА-1 А, состоящего из интегрирующего гироскопа с арретиром, сопла и воздушной рулевой машинки с приемником воздушного давления;
• осколочно-фугасно-кумулятивную боевую часть Ф-23 или Ф-23Д. Последняя отличается размещенной внутри трубкой, предназначенной для прокладки жгута от системы контактных датчиков к предохранительно-исполнительному механизму. На внутренней поверхности стального корпуса боевой части, в двух диаметрально противоположных зонах, наклеены 1488 стальных осколков кубической формы со стороной 10 мм. Радиус зоны достоверного поражения зачетной цели составляет 10 м;
• контактное взрывательное устройство, включающее систему контактных датчиков СКД-24 (три датчика Б-24 инерционного типа и две монтажные колодки Б-35), и предохранительно-исполнительный механизм И-256. Обеспечивает подрыв боевой части при скорости встречи 200...900 м/с и углах подхода 2...45° (от горизонтальной плоскости);
• электросистему, состоящую из блока питания БП-68 (две электрохимические батареи 9Б16 с пиротехническим приводом в действие), электрооборудования и электросети;
• воздушную систему, состоящую из ампульного пневмоблока, трубопроводов для подвода воздуха к блоку крена для разаретирования гироскопа и обеспечения работы рулевой машинки, трубопровода для разаретирования датчиков ускорений, коллектора и трубопроводов для подвода воздуха в рабочие цилиндры рулевых блоков, раскрутки демпфирующих гироскопов, разаретирования рулей.
Компоновка ракеты предусматривает сборку, стыковку, а также технологическую взамозаменяемость ее агрегатов и отсеков, что достигается размещением аппаратуры в виде отдельных блоков:
• 1-й отсек — носовой обтекатель;
• 2-й отсек — приборный. В нем размещена часть аппаратуры управления (рулевые блоки ДА-2СА, ДА-3СА и датчики линейных ускорений) и контактные датчики взрывательного устройства. Снаружи отсека размещены рули и контрольный электроразъем;
• 3-й отсек — боевая часть с предохранительно-исполнительным механизмом И-256;
• 4-й отсек — двигатель ПРД-228, на корпусе которого размещены дополнительные узлы крепления консолей крыла и узлы подвески под носитель;
• 5-й отсек — блок крена ДА-1А, пневмоблок с редуктором, блок электропитания БП-68, элементы электроавтоматики. Снаружи корпуса находятся основные узлы крепления консолей крыла, а вверху имеется бортовой элетроразъем для электросвязи с носителем;
• 6-й отсек — аппаратурный, где размещена приемная часть системы «Дельта» - «Дельта-Р1М». На кронштейне под отсеком установлен трассер Т-60-5.
Калининградский машиностроительный завод «Стрела» начал серийное производство ракеты Х-23 в 1971 г.
С 1976 г. серийно выпускается модернизированный вариант Х-23М, отличавшийся от Х-23 новой аппаратурой «Дельта-Р2М» с полупроводниковым усилителем, в результате чего длина ракеты уменьшилась на 66 мм и масса почти на 2 кг. На нем установили более надежный трассер Т-60-9, так как его предшественник Т-60-5 иногда гас в полете и летчик терял возможность наблюдать ракету. В процессе серийного производства Х-23М, продолжавшегося до 1980 г., в блоках питания ракет вместо 9Б16 стали устанавливаться электрохимические твердосолевые батареи Т-454, которые обладали повышенной устойчивостью к линейным перегрузкам. Ракеты Х-23М последних партий комплектовались осколочно-фугасной боевой частью Ф-23М.
Ракеты Х-23 и Х-23М предназначены для поражения малоразмерных подвижных и неподвижных целей в условиях визуальной видимости с самолетов фронтовой авиации. Основными целями для них являлись пусковые установки ракет, танки и бронемашины, железнодорожные эшелоны, кабины РЛС, малотоннажные корабли и суда. Ракета используется в системе ракетного вооружения Х-23, куда также входят:
- пусковые устройства АПУ-68У, АПУ-68УМ, АПУ-68УМ2, АПУ-68УМЗ с электроавтоматикой управления;
- радиокомандная аппаратура управления «Дельта-Н», размещаемая на авиационном носителе;
- наземное контрольно-проверочное оборудование;
- наземный тренажер.
Подготовка ракеты к боевому применению проводится на подвижной технической позиции типа «Ингул», обеспечивающей производительность 12 ракет Х-23 в час. Ракета выдерживает без проверок до 10 взлетов-посадок с бетонированной ВПП. Пуск ракеты по визуально обнаруженной цели возможен с пикирования (до 40°) и горизонтального полета. Однако в последнем случае при стрельбе с малых высот точность стрельбы снижена из-за трудности определения дальности до цели. В момент пуска ракеты допускается положение цели в секторе ±5...70 от направления полета самолета. После нажатия боевой кнопки происходит запуск двигателя, ракета сходит с пускового устройства и летчик или оператор стремится кнюппелем, расположенным на ручке управления, вывести ракету на линию «самолет—цель» и удержать ее на ней. Направление команды должно совпадать с требуемым перемещением ракеты в сторону цели, а ее уровень определяется величиной перемещения кнюппеля, которая должна быть пропорциональна величине углового отклонения трассера ракеты от направления на цель.
Поскольку система вооружения Х-23 создавалась параллельно с фронтовыми истребителями и бомбардировщиками третьего поколения, их вооружение данной системой было предусмотрено еще в процессе разработки самолетов. В ходе проведения государственных испытаний пуски ракет проводились с самолетов МиГ-23, МиГ-23М, МиГ-23Б, Су-17. В ходе проведения испытаний в середине 1970-х годов самолетов Як-38, МиГ-27, Су-17М, Су-17М2 и Су-24 была подтверждена их способность использовать систему вооружения Х-23. В ходе эксплуатации последней ее носителями выступали истребители и ударные самолеты Як-38, Су-22, Су-24, МиГ-23 и МиГ-27 всех модификаций, Су-17 (кроме Су-17М4). Каждый самолет мог брать две ракеты (кроме бомбардировщиков и Су-24, берущих до четырех ракет).
Для самолета Су-24 разрабатывалась полуавтоматическая система наведения «Аркан», включавшая телевизионный пеленгатор положения ракеты «Таран» электронно-оптический визир «Чайка-1» и аппаратуру передачи команд управления «Дельта-НТМ6». В ней от летчика или штурмана требовалось лишь удержание марки прицела на цели, а вывод ракеты на линию прицеливания и ее удержание на линии прицеливания осуществлялись автоматически. Однако проведенные в середине 1970-х годов летные испытания из-за трудности попадания ракеты в поле зрения телепеленгатора закончились неудачно, и экипаж самолет! Су-24 смог осуществлять наведение ракет только в ручном режиме.
Кроме вооружения самолетов, в 1975 г. начались экспериментальные работы по вооружению корабельного транспортно-боевого вертолета Ка-252ТБ управляемыми ракетами Х-23. В 1977 г. было выполнено несколько успешных пусков1 ракет Х-23 с пассивным стартом, когда двигатель ракеты запускался через 0,7...0,9 с после отделения. Однако вооружать вертолет ракетами Х-23 не стати, так как к моменту начала поступления вертолетов в войска серийное производство ракет планировалось прекратить.
В конце февраля 1983 г. начались летные испытания вертолета Ми-14ПЛ с ракетой Х-23М, размещенной в отсеке вооружения. Ракета имела пассивный старт, для чего ее двигатель был доработан. В конце весны того же года начались испытания вертолета Ми-14ПЛ, вооруженного одной ракетой на внутренней подвеске в отсеке вооружения и двумя на наружных специальных фермах, причем последние имели активный старт с пусковых устройств АПУ-68УМЗ. На заключительном этапе исследований летом 1984 г. были проведены летные испытания вертолета Ми-14ПЛ с четырьмя ракетами Х-23М на наружной подвеске, имевшими активный старт, доказавшими возможность вооружения вертолетов данного типа этими ракетами.
В августе 1983 г. были проведены летные испытания по определению возможности применения ракет Х-23М с вертолета Ка-252ТБ (Ка-29). Вертолет был вооружен одной ракетой Х-23М в отсеке вооружения и двумя — на наружной подвеске. Все ракеты имели пассивный старт, запуск их двигателей производился после сброса ракет с вертолета.
Тактико-технические данные ракеты Х-23
Максимальная дальность пуска, км:
- при максимальной высоте пуска - До 10;
- при минимальной высоте пуска - До 10;
Минимальная дальность пуска, км:
- при максимальной высоте пуска - 2,0;
- при минимальной высоте пуска - 2,0;
Диапазон высот пуска, км - 0,05...5,0;
Диапазон скоростей пуска, км/ч - 600... 1000;
Скорость полета ракеты, м/с:
- максимальная - 750;
- средняя (при дальности пуска 6 км) - 430...600;
Время управляемого полета, с - До 25;
Располагаемая перегрузка, g - До 11;
Точность (Екв0), м - 5,9;
Размеры, мм:
- длина ракеты - 3591;
- диаметр ракеты - 275;
- размах крыла - 785;
Стартовая масса ракеты, кг - 289;
Масса боевой части, кг - 111;
Тип боевой части - ОФК;
Тип двигателя - РДТТ;
Тип системы наведения - Радиокомандная;
Условия применения - Простые метеоусловия, при визуальном наблюдении цели
Носители - МиГ-23М, МиГ-23МЛ, МиГ-27, МиГ-27К, МиГ-27М, МиГ-27Д, Су-17, Су-17М, Су-17М2, Су-17МЗ, Су-17УМЗ, Су-20, Су-22, Су-22М, Су-22МЗ, Су-22М4, Су-22УМЗ, Су-24, Су-24М.
Источник: книга "Авиация ВВС России и научно технический прогресс".
