Зенитная управляемая ракета с системой газодинамического поперечного управления КБ "Южного". Газодинамические рули ракета


Ракета «воздух-воздух» малой дальности РВВ-МД

Ракета «воздух-воздух» малой дальности РВВ-МД

Для эффективного решения задачи завоевания превосходства в воздухе или защиты воздушного пространства самолеты-истребители должны иметь достаточно широкую номенклатуру управляемого ракетного вооружения. При помощи управляемых ракет нескольких типов с различными характеристиками можно обеспечить уничтожение целей в широком диапазоне дальностей и тем самым создать некое подобие эшелонированной системы перехвата.

При этом большое значение имеют как ракеты с большой дальностью, так и вооружение ближнего боя. Одной из последних отечественных разработок в области авиационных ракет «воздух-воздух» малой дальности является ракета РВВ-МД.

Проект РВВ-МД («Ракета «воздух-воздух» малой дальности») был создан в ГосМКБ «Вымпел» им. И.И. Торопова. Эта организация также отвечает за производство новых ракет. Изделие РВВ-МД не является в полной мере новой разработкой и представляет собой очередной вариант развития достаточно старой управляемой ракеты Р-73. Тем не менее, за счет применения новой аппаратуры удалось заметно повысить характеристики ракеты и ее общую боевую эффективность. Кроме того, в новом проекте учитывалось использование ракеты современными самолетами.

Ракета «воздух-воздух» малой дальности РВВ-МДРакета РВВ-МД на выставке МАКС-2015.

Согласно некоторым источникам, создание ракеты РВВ-МД стартовало еще в конце девяностых годов и тогда перспективное изделие обозначалось как Р-73М. Новое название РВВ-МД впервые появилось в документах ГосМКБ «Вымпел» в 2007 году. Два года спустя специалистам и общественности впервые показали макет новой ракеты. Он был продемонстрирован на стенде предприятия в одном из павильонов выставки МАКС-2009. В дальнейшем макеты РВВ-МД неоднократно пополняли экспозицию стендов ГосМКБ «Вымпел» и Корпорации «Тактическое ракетное вооружение» (КТРВ), в состав которой теперь входит конструкторское бюро.

Являясь дальнейшим развитием существующей ракеты, изделие РВВ-МД предназначено для решения тех же задач, что и его предшественница. Новая ракета малой дальности предназначается для атаки воздушных целей в различных условиях, в том числе в ходе ближнего высокоманевренного боя. Ракета обеспечивает поражение воздушных целей различных типов в любое время суток и в любом направлении относительно самолета-носителя. Также, по информации разработчика, имеется возможность атаки целей на фоне земли и защита от средств противодействия противника.

В ходе создания новой ракеты было решено оставить без изменений общую компоновку базовой Р-73. Тем не менее, в конструкции новой РВВ-МД предусмотрены некоторые оригинальные нововведения, направленные на повышение характеристик.

По общему облику и компоновке ракета РВВ-МД не отличается от базовой Р-73. Она имеет цилиндрический корпус общей длиной 2,92 м и диаметром 0,17 м. Головная часть корпуса выполнена в виде конической детали с прозрачным полусферическим обтекателем. На внешней поверхности корпуса расположены четыре группы плоскостей Х-образной конструкции.

Сразу за головным обтекателем находятся четыре датчика аэродинамических углов, при помощи которых автоматика отслеживает параметры полета ракеты. Позади них находится группа трапециевидных дестабилизаторов, за которыми располагаются стреловидные цельноповоротные аэродинамические рули размахом 38,5 см. В хвостовой части корпуса устанавливаются трапециевидные крылья с элеронами Размах крыла – 0,51 м. Стартовый вес ракеты – 106 кг.

По имеющимся данным, компоновка ракеты РВВ-МД соответствует компоновке базовой Р-73. Корпус ракеты разделяется на пять отсеков, в которых размещается то или иное оборудование. Головной отсек вмещает в себя головку самонаведения и часть агрегатов системы управления. Во втором отсеке находятся автопилот, рулевые машинки и взрыватель. Третий отсек занят газогенератором, четвертый – боевой частью. Хвостовой пятый отсек выделен под твердотопливный двигатель и приводы элеронов.

Ракета РВВ-МД оснащается пассивной инфракрасной головкой самонаведения. Для повышения боевых качеств и обеспечения устойчивости к средствам противодействия используется двухдиапазонная ГСН. Как и на некоторых предыдущих модификациях ракеты Р-73, используется охлаждаемый фотоприемник. Головка самонаведения способна засекать цели, находящиеся в секторе шириной 120°. При этом координатор ГСН может отклоняться на 75° от нейтрального положения.

Головка самонаведения и автопилот совместно вырабатывают команды для набора органов управления. С целью обеспечения максимально возможной маневренности ракета РВВ-МД имеет носовые рули и хвостовые элероны. Кроме того, используются газодинамические рули-интерцепторы, позволяющие корректировать траекторию полета за счет изменения параметров тяги двигателя.

Ракета «воздух-воздух» малой дальности РВВ-МДОбщий вид ракеты. Хорошо видны носовые плоскости и окно лазерного взрывателя.

Поражение цели производится при помощи стержневой боевой части весом 8 кг, помещенной в центральной части ракеты. По некоторым данным, для повышения поражающей способности стержни боевой части выполняются из обедненного урана. Подрыв боевой части производится при помощи взрывателей двух типов. Для этого может использоваться радиолокационная неконтактная система или оптический лазерный взрыватель.

В некоторых источниках упоминается, что ракета с лазерным взрывателем обозначается как РВВ-МДЛ. Ракету с лазерным взрывателем можно отличить по характерным окнам на боковой поверхности второго отсека, через которые производится замер расстояния до цели.

В хвостовой части ракеты размещается однорежимный твердотопливный двигатель, оснащенный дополнительными газодинамическими рулями.

Новая ракета РВВ-МД может использоваться для атаки целей в передней и задней полусфере носителя. При этом максимальная дальность полета зависит от ряда параметров, в первую очередь взаимного расположения цели и ракеты. Так, результативный пуск ракеты по цели на встречных курсах обеспечивается на дальностях около 300 м. При стрельбе вдогон ракета способна поразить цель на дальности до 40 км. Стрельба в заднюю полусферу носителя также приводит к сокращению максимальной дальности полета: из-за необходимости разворота в направлении к цели дальность ракеты уменьшается до 12 км.

Управляемая ракета РВВ-МД способна поражать цели на высотах от 20 м до 20 км. Имеется возможность атаки целей, летящих со скоростью до 2500 м/с. Также обеспечивается поражение летательных аппаратов, выполняющих маневр с перегрузкой до 12 единиц. Вероятность поражения цели одной ракетой превышает 0,6.

Изделие РВВ-МД, как и его предшественники, может использоваться летательными аппаратами различных типов. Носителем этого оружия могут быть различные истребители, штурмовики и боевые вертолеты отечественной разработки. Для подвески и применения ракеты этого типа летательный аппарат должен оснащаться рельсовым пусковым устройством П-72-1Д или П-72-1БД2. Таким образом, носителем ракеты РВВ-МД могут быть все имеющиеся в ВВС России самолеты тактического звена и вертолеты некоторых типов. Пусковые устройства указанных типов применяются для подвески и транспортировки ракеты, энергоснабжения во время полета и аварийного сброса.

С учетом возможности появления зарубежных заказов в ГосМКБ «Вымпел» была разработана особая технология, позволяющая использовать ракеты РВВ-МД на самолетах зарубежного производства. Подробности такой адаптации неизвестны. Вероятно, она касается доработки систем подвеса и разъемов, обеспечивающих взаимодействие ракеты и бортовой аппаратуры носителя. По имеющимся данным, ракеты семейства Р-73 уже используются в составе вооружения некоторых зарубежных самолетов.

Ракета «воздух-воздух» малой дальности РВВ-МДРакеты «воздух-воздух» разработки КТРВ на выставке МАКС-2015. На переднем плане РВВ-МД, позади нее — РВВ-БД и РВВ-СД.

В конце 2012 года отечественные средства массовой информации сообщили о начале испытаний новой ракеты РВВ-МД. Утверждалось, что специалисты КТРВ приступили к проверке различных систем нового изделия и в течение нескольких следующих месяцев должны завершить все необходимые работы. Кроме того, сообщалось, что при удачном завершении испытаний новая ракета пойдет в серию до конца 2013 года. Тем не менее, как стало известно позже, сроки начала серийного производства перспективных ракет заметно изменились.

В течение нескольких лет полноценная информация о ходе проекта РВВ-МД не поступала. Лишь в конце августа 2015 года руководство Корпорации «Тактическое ракетное вооружение» рассказало о текущем положении дел. Глава КТРВ Борис Обносов в ходе выставки МАКС-2015 рассказал, что до конца текущего года корпорация намерена развернуть серийное производство двух новых авиационных ракет малой и большой дальности. По-видимому, в случае с ракетой малой дальности речь шла именно о РВВ-МД, которая могла пойти в серию еще в 2013 году. По-видимому, по неким неназванным причинам работы в рамках нового проекта затянулись, а сроки начала производства были скорректированы.

Точные сроки начала производства и поставок серийных ракет, равно как объемы заказа и стоимость изделий, по понятным причинам не публиковались. Пока известно только примерное время выпуска первой партии серийных ракет. Остальные особенности производства и поставок остаются под грифом секретности. Тем не менее, и без этой информации последние новости выглядят весьма оптимистично. После нескольких лет ожидания российские ВВС получат новые ракеты «воздух-воздух» малой дальности, которые, как следует из открытой информации, смогут заметно повысить потенциал самолетов в ближнем бою.

/Кирилл Рябов, topwar.ru/

army-news.ru

Зенитная управляемая ракета с системой газодинамического поперечного управления КБ "Южного": diana_mihailova

Патент ГП "Конструкторское бюро "Южное" им. М.К. Янгеля"

Зенитная управляемая ракета, состоящая из отсека наведения с притуплённым радиопрозрачным обтекателем оживальной формы, отсека управления, реактивного силового блока, боевого отсека с вкладной осколочно-фугасной боевой частью, маршевого РДТТ, крыльев, расположенных у центра масс, хвостового отсека с аэродинамическими рулями, к тому же крылья и рули повернуты под углом 45° к плоскости стабилизации, а реактивный силовой блок и боевой отсек образуют единый отсек, причем реактивный силовой блок выполнен в виде параллелепипеда с закругленными ребрами, на гранях которого рядами установлены импульсные двигатели, продольные оси которых перпендикулярны поверхностям граней и параллельны плоскостям стабилизации, оси симметрии граней реактивного силового блока совпадают с плоскостями стабилизации ЗУР, к тому же импульсные двигатели на взаимно перпендикулярных гранях расположены со смещением.

Реактивный снаряд шифр "Ольха" украинской разработки для РСЗО "Смерч" с импульсными РДТТ.

Зенитная управляемая ракета относится к области ракетной техники, а именно к ракете с системой газодинамического поперечного управления.

Известны ЗУР, в которых импульсные двигатели кассетного типа используют для мгновенного управления ракетой "Эринт-1" (Проектирование зенитных управляемых ракет. - M., MKI1 2001г.) и способны создавать корректирующие усилия в поперечном направлении радиального разреза летательного аппарата (патент США № 4003531, HKI 244.3.22, 1975 г.), оснащенные группой боковых сопел, радиально расположенных во внешней области сопла маршевого двигателя, которые задействуются при необходимости создания боковых корректирующих усилий.

К недостаткам таких ЗУР следует отнести невозможность их управления в течение всего полета ракеты. Создание боковых управляющих усилий в данном случае возможно только на участке работы маршевого двигателя.

Близким к полезной модели по совокупности существенных признаков является ЗУР с реактивным сопловым блоком для создания управляющих сил, действующих в поперечном направлении, которая оснащена группой единичных импульсных двигателей (малогабаритных РДТТ), расположенных радиально в несколько рядов, которые создают боковые корректирующие усилия в течение всего полета управляемой ракеты независимо от режима работы маршевого двигателя (патент Франции № 2469345, MKI В64С 15/00, 1979 г.).

К недостатку ближайшего аналога следует отнести увеличение веса силового блока, так как монтаж одиночных импульсных двигателей проводится по внутренней цилиндрической поверхности. Кроме этого такая схема применяется только для управляемых ракет, вращающихся вокруг продольной оси.

Для стабилизированных ракет на начальном участке полета до вступления скорости, ракета по каналу "крен" не управляется. Изобретение направлено на создание простой и технологичной конструкции, которая обеспечивает газодинамическое управление по трем каналам управления на начальном и конечном участках движения ракеты. Также такая схема используется для управляемых ракет, которые вращаются вокруг продольной оси.

При использовании стабилизированных ракет на начальном участке полета до набора скорости, ракета по каналу "крен" не управляется.

Поставлена ​​техническая задача:

- обеспечить повышение управляемости ЗУР на любом участке траектории за счет одновременного включения необходимого количества импульсных двигателей;

- обеспечить технологичность сборки отсека (во внутреннем объеме отсека импульсных РДТТ) и технологичность конструкции;

- повысить точность стрельбы.

Таким образом ЗУР имеет известные существенные признаки, а именно: состоит из отсека наведения с притуплённым радиопрозрачным обтекателем оживальной формы, отсека управления, реактивного силового блока, боевого отсека с вкладной осколочно-фугасной боевой частью, маршевого РДТТ, крыльев, расположенных у центра масс, хвостового отсека с аэродинамическими рулями, причем крылья и рули возвращены под углом 45° к плоскости стабилизации, а реактивный силовой блок и боевой отсек образуют единый отсек.

Новыми существенными признаками являются:реактивный силовой блок выполнен в виде параллелепипеда с закругленными ребрами, на гранях которого рядами установлены импульсные двигатели, продольные оси которых перпендикулярны поверхностям граней и параллельные плоскостям стабилизации ЗУР, к тому же импульсные двигатели на взаимно перпендикулярных гранях расположены со смещением.

Совокупность этих признаков обеспечивает получение нового технического результата обеспечения управляемости ЗУР на любом участке траектории и повышения точности стрельбы.

Решение технической задачи обеспечивается тем, что реактивный силовой блок выполнен в виде параллелепипеда с закругленными ребрами, на гранях которого рядами установлены импульсные двигатели, продольные оси которых перпендикулярны поверхностям граней и параллельные плоскостям стабилизации, оси симметрии граней реактивного силового блока совпадают с плоскостями стабилизации ЗУР и повернуты на 45° относительно плоскости расположения аэродинамических рулей, кроме того импульсные РДТТ на взаимно перпендикулярных гранях расположены со смещением на полшага установки.

Для объяснения работы предложенной полезной модели прилагаемые чертежи, где на фиг. 1 показан продольный разрез ЗУР, на фиг. 2 показан поперечный разрез (А - А) отсека с импульсными двигательными установками, а на фиг. 3 развертка W поверхности А, разрез которой показан на фиг. 2, где:

поз. 1 - реактивный силовой блок;

поз. 2 - корпус;

поз. 3 - грань корпуса силового блока;

поз. 4 - посадочное место под импульсный двигатель;

поз. 5 - импульсный двигатель;

поз. 6 - нарезное соединение;

поз. 7 - яруса импульсных двигателей;

поз. 8 - ряды импульсных двигателей;

поз. 9 - боевое оснащение.

Работа предложенной полезной модели осуществляется следующим образом: в ЗУР после выхода из ТПК по командам системы управления (в соответствии с программой полета) осуществляется включение необходимого количества единичных импульсных двигателей в нужном направлении для создания корректирующего усилия по трем каналам управления. Вследствие технологичности конструкции реактивного силового блока, импульсные РДТТ подключаются от единой системы управления и создают боковые и вращающиеся корректирующие усилия на различных участках траектории полета ЗУР, например во время выхода из ТПК на участке склонение (начальный участок управляемого полета ЗУР) и на участке наведения на цель (конечный участок полета ЗУР) с необходимыми перегрузками и обеспечивает заданную точность стрельбы.

Таким образом поставленная ​​техническая задача решена и достигнут новый технический результат:

- повышена управляемость ЗУР на любом участке траектории при одновременном включении необходимого количества импульсных РДТТ;

- обеспечивается технологичность сборки отсека и технологичность конструкции;

- обеспечивается требуемая точность стрельбы.

diana-mihailova.livejournal.com

Управляемая ракета

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к управляемым ракетам комплексов ракетного вооружения, устанавливаемых на различных объектах. Технический результат - повышение маневренности ракеты, ее скорости и дальности полета. Ракета содержит двигательную установку с двумя соплами, установленными симметрично относительно продольной оси ракеты под углом к ней, датчик угла крена ракеты, приемник и дешифратор, две пары аэродинамических рулей с двумя приводами, блок компенсации веса, два сумматора, два синусных функциональных блока, два косинусных функциональных блока и соответствующие связи. При этом каждое сопло снабжено управляемым клапаном, через который оно соединено с двигательной установкой, и установлены дополнительный сумматор, первый вход которого соединен с первым соплом, а второй - с выходом датчика угла крена ракеты. Ракета также содержит последовательно соединенные масштабирующий блок, вход которого подключен к выходу блока компенсации веса, дополнительный синусный функциональный блок, второй вход которого соединен с выходом дополнительного сумматора, а выход - с управляющим входом первого управляемого клапана, и инвертор, выход которого соединен с управляющим входом второго управляемого клапана. 1 ил.

 

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к вращающимся управляемым ракетам комплексов ракетного вооружения, устанавливаемых как на наземных установках, так и на различных объектах, таких, например, как танки, боевые машины пехоты, самоходные пусковые установки и др.

Комплексы вооружения боевых машин позволяют повысить огневую мощь экипажей и десанта за счет установки артиллерийского вооружения (например, для боевой машины пехоты). Еще более возрастает огневая мощь таких машин за счет дополнения обычного артиллерийского вооружения управляемым ракетным. От эффективности управляемой ракеты и комплекса управляемого ракетного вооружения зависит эффективность комплекса вооружения боевой машины в целом.

Известна управляемая ракета танкового комплекса пушечно-ракетного вооружения, используемого для вооружения американских модернизированных основных боевых танков М60А2 и легких разведывательных танков «Шеридан» (см., например, книгу А.Н.Латухина «Противотанковое вооружение», Воениздат, МО СССР, М., 1974, с.223).

В этом комплексе управляемая ракета «Шиллела» встреливается в инфракрасный луч управления, посредством которого происходит наведение управляемой ракеты в цель. Одним из основных недостатков этой ракеты является то, что она наводится со значительными ошибками. Это объясняется с одной стороны низкой точностью системы наведения, являющейся результатом неучета многих факторов внешних условий, а с другой - ограниченной маневренностью ракеты и недостаточной помехозащищенностью. Например, во время оценочных испытаний были применены средства радиоэлектронного противодействия системе наведения, в результате - на первой же сотне метров полета ракеты управлялись с ошибками. Указывается также, что ракета «Шиллела» «…не оправдала возлагавшихся на нее надежд и не выдержала соревнования с противотанковыми пушками в точности стрельбы.» (см. журнал ФРГ «Soldat und Technik», 1971, № 11, с.654). Кроме того, максимальная дальность полета ракеты (3000 м), обеспечиваемая системой наведения, не удовлетворяет современным требованиям (не менее 4000 м), предъявляемым к системам наведения управляемых ракет (см. Березин С.М. Тенденции развития вооружения бронетанковой техники. Тула, КБП, сборник «Горизонты КБП», 1997, с.26-32).

Известна управляемая ракета комплекса управляемого вооружения боевой машины пехоты БМП-1 «Малютка» (см., например «Боевая машина пехоты», Техническое описание и инструкция по эксплуатации, Воениздат, МО, СССР, 1979, с.120-137). Управляемая ракета содержит двигательную установку, совмещенные с нею газодинамические рули с ограничителем их поворота, датчик угла крена ракеты, привод газодинамических рулей, приемник.

Комплекс управляемого ракетного вооружения «Малютка» по сравнению с подобным комплексом танков М60А2 и «Шеридан» более совершенен в следующем отношении. Возросла точность при стрельбе управляемой ракетой. Улучшилась помехозащищенность. Однако дальность стрельбы управляемой ракетой осталась на том же уровне, не удовлетворяющем требованиям (всего 3000 м). Маневренность управляемой ракеты также недостаточно высока. Это обусловлено тем, что компенсация и силы веса ракеты и ее отклонений от заданного направления происходит с помощью одних и тех же рулевого привода и газодинамических рулей. Поскольку угол поворота газодинамических рулей ограничен, то их начальный поворот, необходимый для компенсации силы веса управляемой ракеты, уменьшает возможность рулей (диапазон их поворота), по компенсации отклонений управляемой ракеты от заданного направления.

Известна также управляемая ракета комплекса управляемого ракетного вооружения «Бастион» (см., например, Партала С.В. и др. Конструкция и функционирование ПТУР. - Пенза: ПАИИ, 2008. с.111-119).

Эта ракета по технической сути и существенным признакам является наиболее близкой к заявляемой и принята за ее прототип. Одновременно она является базовым объектом предлагаемой ракеты. Управляемая ракета комплекса «Бастион» содержит двигательную установку с двумя соплами, установленными симметрично относительно продольной оси ракеты под углом к ней, датчик угла крена ракеты, приемник и связанный с ним двумя входами дешифратор, две пары смещенных относительно друг друга на 90° аэродинамических рулей с ограничителями и двумя рулевыми приводами, каждый из которых соединен выходом с входом соответствующей пары аэродинамических рулей, блок компенсации веса, два сумматора, первые входы каждого из которых связаны с выходом датчика угла крена ракеты, а вторые - с выходом соответствующей пары аэродинамических рулей, два косинусных функциональных блока, первый вход каждого из которых соединен соответственно с первым и вторым выходом дешифратора, второй - с выходом первого и второго сумматоров, а выход - с первым входом каждого из рулевых приводов, два синусных функциональных блока, первый вход каждого из которых соединен соответственно со вторым и первым выходом дешифратора, второй - с выходом первого и второго сумматора, а выход - со вторым входом первого и второго рулевого привода.

Дальность полета управляемой ракеты комплекса «Бастион» увеличена и составляет 4000 м. Маневренность улучшена за счет более рациональной аэродинамической схемы ракеты. Однако, как и в комплексе «Малютка» для компенсации и силы веса, и отклонений ракеты от заданного направления используются одни и те же рули (функцию рулей на управляемой ракете комплекса «Бастион» выполняют аэродинамические рули) и рулевые приводы.

Поскольку угол поворота рулей ограничен, то возможности по компенсации отклонений ракеты от заданного направления, как и в комплексе «Малютка», недоиспользуются.

Кроме того, компенсация отклонений УР от заданного направления происходит на участке угла поворота рулей, близком к ограничению, что вызывает (в случае аэродинамических рулей) повышенное сопротивление полету ракеты, а вместе с тем и уменьшение ее скорости и дальности полета (этот недостаток характерен для всех УР, в которых для компенсации веса и отклонений от заданного направления используются одни и те же аэродинамические рули).

Целью настоящего технического решения является устранение вышеотмеченных недостатков и повышение маневренности управляемой ракеты, ее скорости и дальности полета.

Указанная цель достигается тем, что для компенсации веса ракеты используются газодинамические силы, действующие в перпендикулярной относительно продольной оси ракеты плоскости, а аэродинамические рули используются только для компенсации отклонений ракеты от заданного направления. Для этого в известной ракете, содержащей двигательную установку с двумя соплами, установленными симметрично относительно продольной оси ракеты под углом к ней, датчик угла крена ракеты, приемник и связанный с ним двумя входами дешифратора, две пары смещенных относительно друг друга на 90° аэродинамических рулей с ограничителями и двумя рулевыми приводами, каждый из которых соединен выходом с входом соответствующей пары аэродинамических рулей, блок компенсации веса, два сумматора, первые входы каждого из которых связаны с выходом датчика угла крена ракеты, а вторые - с выходом соответствующей пары аэродинамических рулей, два косинусных функциональных блока, первый вход каждого их которых соединен соответственно с первым и вторым выходом дешифратора, второй - с выходом первого и второго сумматора, а выход - с первым входом каждого из рулевых приводов, два синусных функциональных блока, первый вход каждого из которых соединен соответственно со вторым и первым выходом дешифратора, второй - с выходом первого и второго сумматора, а выход - со вторым входом первого и второго рулевого привода, каждое сопло снабжено управляемым клапаном, через который оно соединено с двигательной установкой, и установлены дополнительный сумматор, первый вход которого соединен с первым соплом, а второй - с выходом датчика угла крена ракеты, и последовательно соединенные масштабирующий блок, вход которого подключен к выходу блока компенсации веса, дополнительный синусный функциональный блок, второй вход которого соединен с выходом дополнительного сумматора, а выход - с управляющим входом первого управляемого клапана, и инвертор, выход которого соединен с управляющим входом второго управляемого клапана.

Введение новых элементов и связей позволяет обеспечить компенсацию силы веса за счет газодинамических сил, что с одной стороны не приводит к увеличению сопротивления полету (как в случае с аэродинамическими рулями), а с другой - позволяет освободить аэродинамические рули для компенсации отклонений управляемой ракеты от заданного направления. Уменьшение сопротивления полету ракеты повышает ее скорость и дальность полета, а разгрузка аэродинамических рулей позволяет увеличить управляющее воздействие, что равносильно увеличению коэффициента усиления контура управления, а вместе с тем и маневренности управляемой ракеты.

Изобретение поясняется чертежом, на котором показаны взаимное расположение и связи элементов предлагаемой управляемой ракеты и приняты следующие обозначения (предлагаемые элементы и связи на чертеже показаны пунктиром, а сплошными линиями изображены элементы и связи прототипа):

1 - приемник;

2 - косинусный функциональный блок;

3 - первый рулевой привод;

4 - первый аэродинамический руль;

5 - синусный функциональный блок;

6 - дешифратор;

7 - синусный функциональный блок;

8 - второй рулевой привод;

9 - второй аэродинамический руль;

10 - косинусный функциональный блок;

11 - второй сумматор;

12 - первый сумматор;

13 - датчик угла крена ракеты,

14 - блок компенсации веса;

15 - дополнительный сумматор;

16 - масштабирующий блок;

17 - дополнительный синусный функциональный блок;

18 - первый управляемый клапан;

19 - первое сопло;

20 - двигательная установка;

21 - инвертор;

22 - второй управляемый клапан;

23 - второе сопло.

Работа предлагаемой управляемой ракеты происходит следующим образом. После старта управляемой ракеты блок компенсации веса ракеты (БКВ) 14 вырабатывает сигнал в виде, например, напряжения, как и в прототипе, который через масштабирующий блок (МБ) 16 подается на дополнительный синусный функциональный блок 17.

Масштабирующий блок при этом обеспечивает согласование сигнала блока компенсации веса с характеристиками двигательной установки 20. И блок компенсации веса 14, и масштабирующий блок 16 могут быть установлены как на самой управляемой ракете, как в прототипе, так и на командном пункте управления (на бронеобъекте, на самоходной пусковой установке, на наземной пусковой установке и др.), как в комплексе управляемого ракетного вооружения «Малютка». В известных аналогах сигнал компенсации веса подается на рули (в прототипе через синусно-косинусные функциональные блоки). В предлагаемом же техническом решении через дополнительный синусный функциональный блок 17 на первый 18 и второй 22 управляемые клапаны. При этом, если на первый управляемый клапан сигнал поступает положительным, то на второй - отрицательным и наоборот (в зависимости от угла крена управляемой ракеты). Поэтому, если первый клапан увеличивает расход пороховых газов через сопло 19, то второй - уменьшает через сопло 23. В результате - реактивная газодинамическая сила, образуемая при истечении газов через сопло C1, будет увеличиваться, а через сопло 23 - уменьшаться. При положении клапанов 18 и 22 в нейтральном положении, сечения в соплах одинаковы и газовые струи, истекающие через них, обеспечивают создание одинаковых и направленных под углом к продольной оси ракеты газодинамических сил RC1 RC2. При этом силы, действующие встречно и перпендикулярно продольной оси ракеты, будут соответственно равны: , где α - угол наклона сопел к продольной оси управляемой ракеты.

Если на клапан УК1 подавать сигнал Uksinγ, а на клапан УК2 сигнал - Uksinγ, где Uk - сигнал компенсации веса, а γ - угол крена плоскости сопел относительно горизонтальной плоскости, то сила на первом сопле будет: , а на втором: .

Силы и - противоположно направлены. Тогда суммарная сила в плоскости сопел будет равна:

.

Учитывая, получим: .

Поскольку управляемая ракета вращается, то в вертикальной плоскости суммарная сила RΣ будет изменяться по закону синуса (если за начало отсчета взять отрицательную полуось абсцисс, совпадающую с горизонтальной плоскостью, а ракета вращается слева - вверх - направо). То есть, RΣB=RΣsinγ=2RUksin2γ. Величина команды (сигнала) компенсации веса Uk с помощью масштабирующего блока 16 устанавливается такой, чтобы средняя величина RΣB за полуоборот управляемой ракеты была равна ее силе веса.

Дополнительный сумматор 15 обеспечивает подачу на блок 17 информации об угле крена плоскости сопел 19 и 23. С этой целью на дополнительный сумматор 15 подается информация со штатного датчика угла 13, установленного на прототипе, и информация о начальном смещении плоскости сопел относительно датчика угла 13. Для этого сумматор 15 связан с блоками 13 и 19.

Компенсация отклонений управляемой ракеты от заданного направления в предлагаемой ракете производится так же, как и в прототипе. Информация об этих отклонениях через приемник 1 поступает на дешифратор 6, с помощью которого производится их дешифровка (по тангажу и курсу), преобразование в управляющие напряжения и подача через синусно-косинусные блоки 2, 5, 7 и 10 на рулевые приводы 3 и 8, а затем и аэродинамические рули 4 и 9. Информация об угловом положении аэродинамических рулей 4 и 9 на синусно-косинусные функциональные блоки подается с первого 12 и второго 11 сумматоров, которые для этого связаны с датчиком угла 13 и соответствующим аэродинамическим рулем (4 или 9).

Таким образом, введение в управляемую ракету дополнительных сумматора, синусного функционального блока, двух управляемых клапанов и инвертора с новыми связями позволяет освободить аэродинамические рули от участия в создании аэродинамических сил, компенсирующих силу веса ракеты, и существенно увеличить (на 30-40%) управляющие аэродинамические силы, компенсирующие отклонения управляемой ракеты от заданного направления. Благодаря этому существенно возрастает маневренность управляемой ракеты и ее быстродействие. Поскольку компенсация силы веса происходит за счет газодинамических сил, то при прочих равных условиях уменьшается угол поворота аэродинамических рулей (при компенсации отклонений ракеты), что позволяет уменьшить сопротивление управляемой ракеты набегающему потоку воздуха. Благодаря этому увеличиваются скорость и дальность ее полета. Этот выигрыш достигается без дополнительных затрат энергии и материальных средств. Используются лишь особенности конструкции современных управляемых ракет (таких, например, как УР комплексов «Бастион», «Шексна» и др.), у которых сопла двигательной установки расположены под углом к продольной оси управляемой ракеты (18-20°).

Предварительные расчеты показывают, что быстродействие управляемой ракеты увеличивается на 10-15%, а скорость и дальность ее полета - соответственно на 5% и 7%.

Управляемая ракета, содержащая двигательную установку с двумя соплами, установленными симметрично относительно продольной оси ракеты под углом к ней, датчик угла крена ракеты, приемник и связанный с ним двумя входами дешифратор, две пары смещенных относительно друг друга на 90° аэродинамических рулей с ограничителями и двумя рулевыми приводами, каждый из которых соединен выходом с входом соответствующей пары аэродинамических рулей, блок компенсации веса, два сумматора, первые входы каждого из которых связаны с выходом датчика угла крена ракеты, а вторые - с выходом соответствующей пары аэродинамических рулей, два косинусных функциональных блока, первый вход каждого их которых соединен соответственно с первым и вторым выходом дешифратора, второй - с выходом первого и второго сумматора, а выход - с первым входом каждого из рулевых приводов, два синусных функциональных блока, первый вход каждого из которых соединен соответственно со вторым и первым выходом дешифратора, второй - с выходом первого и второго сумматора, а выход - со вторым входом первого и второго рулевого привода, отличающаяся тем, что каждое сопло снабжено управляемым клапаном, через который оно соединено с двигательной установкой, и установлены дополнительный сумматор, первый вход которого соединен с первым соплом, а второй - с выходом датчика угла крена ракеты, и последовательно соединенные масштабирующий блок, вход которого подключен к выходу блока компенсации веса, дополнительный синусный функциональный блок, второй вход которого соединен с выходом дополнительного сумматора, а выход - с управляющим входом первого управляемого клапана, и инвертор, выход которого соединен с управляющим входом второго управляемого клапана.

www.findpatent.ru

Р-73 (РВВ-МД)

Ракета "воздух-воздух" малой дальности действия  

Р-73 (РВВ-МД) разработана ГосМКБ "Вымпел". Разработка высокоманевренной ракеты ближнего воздушного боя К-73 начата ОКБ "Молния" (ОКБ-4 М.Р.Биновата) по Постановлению Совмина СССР от 26 июля 1974 г. Главный конструктор - М.Р.Бисноват. По первоначальному проекту  ракета создавалась без учета всеракурсности головки самонаведения (ГСН) и только с газодинамическим управлением. После выбора всеракурсной ГСН "Маяк" разработки ПО "Арсенал" на совещании под руководством заместителя главного конструктора ракеты Г.П.Дементьева была принята современная аэродинамическая схема с изменением габаритов ракеты. 

Отработка ГСН с октября 1978 г. велась на самолете-летающей лаборатории ЛЛ-124 на базе Ту-124. Испытания упрощенных прототипов ракет К-73 с наземных пусковых установок начаты в 1979 г. Отрабатывалась работа газодинамических рулей. В том же 1979 г. в рамках заводских испытаний выполнено 8 полетов МиГ-23МЛ и три пуска ракет К-73. В 1980 г. с борта этого МиГ-23МЛ впервые сбита летающая мишень МиГ-17. В 1981 г. к испытаниям присоединился третий серийный МиГ-29.

В 1981-1982 г.г. работы по созданию ракет "воздух-воздух", которые велись ОКБ "Молния", были переданы в ОКБ "Вымпел". Главным конструктором назначен Геннадий Александрович Соколовский.

Ракета принята на вооружение как Р-73 Постановлением Совмина СССР от 22 июня 1984 г. и приказом Министерства обороны СССР №00113 (1984 г.). Начало массового производства (модель Р-73 РМД-1) - 1987 г.

Модель ракеты Р-73РМД-2 обладает возможностью пуска в заднюю полусферу носителя и может использоваться против ракет "воздух-воздух".

Ракета Р-73 с оптическим взрывателем(http://pfc-joker.livejournal.com/)

 

Западное наименование ракеты Р-73 / РВВ-МД - AA-11 ARCHER.

Самолеты-носители ракет Р-73 в ВВС России

С 2007 г. вариант ракеты выполненный только из российских компонентов (РВВ-МД) находится в производстве и поставляется в ВВС России. Носителями ракет Р-73 являлись и являются следующие самолеты:

  • МиГ-21И
  • МиГ-23МЛД
  • МиГ-29 / МиГ-35
  • МиГ-31М
  • МиГ-31БМ
  • Су-27 / Су-30
  • Су-33 / Су-35 
  • Су-34
  • Су-25Т / Су-39
  • Су-57 (ПАК ФА)
  • Як-141

Конструкция ракеты

Ракета выполнена по аэродинамической схеме "утка". В носовой части расположены датчики аэродинамических углов (угла атаки и скольжения), дестабилизаторы и аэродинамические рули. В хвосте - крыло с элеронами. Ракета оснащена так же четырехсекционными газодинамическими рулями.

Ракета имеет блочный состав (от носа к хвосту):1. Первый отсек - ГСН с органами аэродинамического управления.2. Второй отсек - рулевые машинки, автопилот и неконтактный взрыватель.3. Третий отсек - газогенератор.4. Четвертый отсек - боевая часть.5. Пятый отсек - РДТТ

Корпус ракеты выполнен из алюминиевых сплавов, корпус РДТТ - сталь.

Ракета оснащена однорежимный твердотопливным ракетным двигателем с газодинамическими рулями-интерцепторами.

ТТХ ракеты Р-73 / РВВ-МД

Длина - 2900 мм Диаметр корпуса - 170 мм Размах крыла – 510 мм Размах стабилизаторов – 380 мм Масса – 110 кг Масса боевой части – 8 кг Дальность действия: - 300 м (минимальная) - 40 км Скорость полета - более 2500 м/с Высота полета поражаемых целей - 20 - 20000 м Перегрузка маневрирующей цели - до 12 G

Газодинамические органы управления ракеты Р-73(http://pfc-joker.livejournal.com/)

Боевое оснащение

Ракета оснащена стержневой боевой частью. Радиус поражения - 3,5 м

Ракета Р-73 с радиовзрывателем (фото Евгения Ерохина, http://missiles2go.ru/)

 

Система управления и наведение

Система управления ракетой инерциальная с инфракрасной всеракурсной головкой самонаведения (ГСН). Стабилизация ракеты по крену осуществляется механически связанными между собою элеронами.ы.

Модификации:

К-73 (проект) - первоначальный вариант ракеты выполнялся в качестве сверхманевренной ракеты без аэродинамических органов управления.

К-73 - окончательный проект ракеты, прототип серийного варианта. Испытания - с 1979 г.

Р-73 / Р-73 РМД-1 - наименование ракеты после принятия на вооружение в 1984 г. - первый серийный вариант ракеты. Вероятно, 

К-73Э - экспортный вариант ракеты, аналог ракеты Р-73РМД-1, поставлялась на экспорт начиная с 1988 г. (например, в ГДР).

Р-73Л / Р-73ЭЛ - вариант ракеты с оптическим лазерным неконтактным взрывателем впервые показанный в августе 1989 г. на первом московском авиасалоне. Ракета оснащена оптическим лазерным взрывателем.

Р-73М / Р-73 РМД-2 - вариант ракеты с улучшенными ТТХ и новой ГСН (с характеристиками ГСН "Маяк"), впервые показан на авиашоу МАКС-1997. По данным с выставки - испытания ракеты начаты в конце 1994 г.

К-74МЭ - экспортный вариант ракеты Р-73М. Впервые показан на авиасалоне МАКС-1997.

Р-73К - наименование ракет Р-73 с радиолокационным неконтактным взрывателем. 

РВВ-МД - обновленный вариант ракеты Р-73М / Р-73 РМД-2. Разработана ГосМКБ "Вымпел" в конце 1990-х - начале 2000-х годов. 

К-74М2 - модификация ракеты Р-73 для вооружения ПАК ФА. 23.05.2014 г. на выставке вооружений "Кадекс-2014" в Астане глава КТРВ Борис Обносов заявил, что новейшая модель ракеты "Х-74М2" для вооружения истребителя ПАК ФА появится к 2016 г.

dfnc.ru

9К79-1 Точка-У ракетный комплекс — Военный информатор

9К79-1 Точка-У ракетный комплекс

9К79-1 Точка-У ракетный комплекс

Разработка дивизионного ракетного комплекса «Точка» была начата по Постановлению Совета министров от 4 марта 1968 года. Комплекс «Точка» предназначался для поражения точечных малоразмерных целей в глубине обороны противника: наземных средств разведывательно-ударных комплексов, пунктов управления различных родов войск, стоянок самолетов и вертолетов, резервных группировок войск, хранилищ боеприпасов, топлива и других материальных средств.

Головным исполнителем по теме было назначено Коломенское КБ машиностроения, а главным конструктором С.П. Непобедимый. Система управления ракеты была разработана в ЦНИИ АГ. Пусковая установка была спроектирована и серийно производилась ПО «Баррикады» в г. Волгограде.

Серийное производство ракет вел Воткинский машиностроительный завод. Шасси для пусковой установки и транспортно-заряжающих машин изготавливались в Брянске.

Два первых пуска управляемых ракет «Точка» были произведены в 1971 году в ходе заводских летно-конструкторских испытаний. Серийное производство ракеты было начато в 1973 году, хотя официально комплекс был принят на вооружение в 1976 году. Комплекс «Точка» имел дальность стрельбы от 15 до 70 км и среднее круговое отклонение 250 м.

В апреле 1971 года началась разработка модификации «Точка-Р», с пассивной системой самонаведения на радиоизлучающие цели (РЛС, радиостанции и т.д.). Система наведения обеспечивала дальность захвата цели на расстоянии не менее 15 км. При этом конструкция ракеты, за исключением боеголовки, оставалась без изменений. Предполагалось, что точность наведения «Точки-Р» на непрерывно работающую цель не превышает 45 м, а район поражения составляет свыше двух гектаров.

В 1989 году на вооружение принимается модифицированный комплекс 9К79-1 «Точка-У». Основным отличием его является большая дальность и точность стрельбы.

На западе комплекс получил обозначение SS-21 » Scarab». Ракета 9М79 (9М79-1) — одноступенчатая, управляемая с Х-образным расположением рулей и крыльев. Головная часть (ГЧ) может быть ядерная АА-60, фугасная 9Н123Ф, кассетная 9Н123К и другие. Головная часть ракеты в полете не отделяется. Стыковка ракетной и головной частей осуществляется 6-ю откидными болтами с самоконтрящимися гайками по кольцевому соединению, электрическая связь ГЧ с ракетной частью осуществляется кабелем через разъем Ш45. Крылья складываются навстречу друг другу попарно.

Система управления ракеты 9М79 — автономная, инерциальная, с бортовым цифровым вычислительным комплексом. Ракета управляема на всей траектории, что обеспечивает высокую точность попадания. При подлёте к цели для более эффективного использования энергии взрыва ГЧ ракета совершает манёвр (доворот по углу тангажа), что обеспечивает угол встречи заряда с целью близкий к 90°. С этой же целью ось заряда фугасной ГЧ 9Н123Ф развёрнута вниз относительно оси корпуса головной части на определенный угол. Для достижения максимальной площади поражения обеспечивается воздушный подрыв ГЧ 9Н123Ф на высоте 20 метров. Корпус приборного отсека — силовой элемент, выполненый из аллюминиевого сплава, представляет собой цилиндрическую обечайку. Для обеспечения оптической связи КГП на борту ракеты с наземной аппаратурой пусковой установки 9П129 или АКИМ 9В819 служит светопровод, который включает в себя: иллюминатор, партубок, раструб и крышку.

Двигатель ракеты твердотопливный однорежимный, обеспечивает скорость полета 300-500 м/c. Корпус двигательной установки выполнен из высоколегированной стали. Снаружи на корпусе находятся крылья, бугели верхние и нижние, предназначеные для транспортировки и перегрузки ракеты, а также датчик схода, подающий сигнал в момент схода ракеты с направляющей. Заднее днище выполнено из высоколегированной стали. Заряд 9Х151 — топливный заряд ДАП-15В (перхлорат аммония, каучук с добавлением аллюминиевого порошка). Зажигание заряда производится воспламенителем 9Х249. Для зажигания воспламенителя служат два пиропатрона предохранительного типа 15Х226.

Корпус хвостового отсека представляет собой обечайку, изготовленную из аллюминиевого сплава. В хвостовом отсеке находятся блоки системы управления — 4 рулевые машины (9Б68 — нижняя рулевая машина — 2шт., 9Б69 — верхняя рулевая машина — 2шт.) с исполнительными органами управления (4 аэродинамических и 4 газодинамических руля). Газодинамические рули служат для управления ракетой на начальном участке траектории, впоследствии ракета управляется аэродинамическими решетчатыми рулями. В хвостовом отсеке размещается также питающая гидравлическая установка 9Б67 с гидроприводом 9Б616, служащая для обеспечения работы рулевых машин, и турбогенераторный источник питания 9Б149, который включает в себя: 9Б152 — газотурбинный блок, 9Б151 — блок сопротивлений и 9Б242 — блок регуляторов.

В расчетах полётного задания при наведении «Точки-У» на цель используются цифровые карты местности, полученные по результатам космической или аэрофотосъемки территории противника.» Для транспортировки ракет используются контейнеры 9Я234, боевые части транспортируются в контейнерах 9Я236.

Во время демонстрации комплекса «Точка-У» на международной выставке IDEX-93 было выполнено 5 пусков, в ходе которых минимальное отклонение составило несколько метров, а максимальное менее 50 м.

Комплекс «Точка-У» активно использовался федеральными силами для уничтожения военных объектов в Чечне. В частности, комплекс применялся 58-й общевойсковой армией для нанесения ударов по позициям боевиков в районе Бамута. В качестве целей были выбраны крупный склад вооружения и укрепленный лагерь террористов. Их точное местоположение было выявлено средствами космической разведки.

Технические характеристики:

Ракетный комплекс 9К79-1 «Точка-У» Год принятия на вооружение 1989 Разработчик КБ машиностроения г.Коломна Дальность стрельбы минимальная, км 15 — 20 Дальность стрельбы максимальная, км 120 Максимальная высота траектории, км 26 Полетное время на максимальную дальность, с 136 Время подготовки к пуску из готовности №1, мин 2 Время подготовки к пуску с марша, мин 16 Старт наклонный по углом 78 градусов Ракета 9М79-1 Количество ступеней, шт 1 Диаметр миделевого сечения, мм 650 Длина ракеты, мм 6400 Длина ракетной части, мм 4075 Размах рулей, мм 1440 Стартовая масса ракеты, кг 2000 Масса снаряженной ракетной части, кг 1518 Масса заряда двигательной установки с бронепокрытием, кг 926 Масса бронепокрытия, кг 17 Тяга двигательной установки номинальная, кгс 9788 Среднее давление в камере двигательной установки, кгс/см2 69 Кассетная боевая часть 9Н123К Масса,кг 482 Количество боевых элементов, шт 50 Масса взрывчатого вещества в боевом элементе, кг 1.45 Высота подрыва,м 2000 Осколочно-фугасная боевая часть 9Н123Ф Масса,кг 482 Масса взрывчатого вещества разрывного заряда, кг 162.5 Высота подрыва,м 20 Пусковая установка 9П129М-1 Масса пусковой установки (с ракетой и расчетом),кг 18145 Технический ресурс , км 15000 Экипаж, чел. 3 Температурный диапазон эксплуатации, град.С от -40 до +50 Срок эксплуатации, лет не менее 10, из них 3 года в полевых условиях Колесная формула 6×6 Масса ПУ,кг 17800 Грузоподъемность,кг 7200 Скорость на суше, км/ч 70 Скорость на плаву, км/ч 8 Запас хода, км 650 Двигатель дизельный, жидкостного охлаждения Мощность двигателя, л.с 300 при 2600 об/мин

 

Источники:1. Ракетная техника : Военный информационный сайт2. Deagel.com : Guide to Military Equipment

 

Похожие новости:

military-informant.com

Управляемая авиационная ракета ближнего боя Р-73 » Военное обозрение

Ракета малого радиуса действия «воздух-воздух». Создание ракеты начинается с постановления Совета Министров Советского Союза в середине 1974 года. Работы по ракете поручают ОКБ-4 под руководством М.Биновата.

Создание новой ракеты являлось продолжением работ по ракете К-60. Изначально, новая ракета не использовала по полную мощность головку самонаведения и имела газодинамическое управление. В дальнейшем планировалось использовать доработанную головку ракеты К-60. Однако все же решено было сразу создавать ракету с всеракурсной головкой самонаведения «Маяк» от предприятия «Арсенал». К тому же на одном из совещаний решают проектировать ракету в современном аэродинамическом стиле, изменив ее габариты. После ухода из жизни М.Бисновата его заменил на посту Г.Хохлов.

Испытания головки самонаведения начинаются в 1978 году. Они проходили на ЛЛ-124 (летающая лаборатория). Первые испытания прототипов новой ракеты начинаются в 1979 году. В ходе наземных испытаний отрабатывали газодинамические характеристики. Чуть позже, в 1979 году, начинаются полномасштабные заводские испытания, в которых самолет-носитель МиГ-23МЛ с бортовым номером 123, совершив около десятка вылетов с ракетами на борту, сделал три пуска К-73.

1980 год. Впервые ракетой К-73 сбита учебная цель – МиГ-17. 1981 год. К участиям в испытаниях привлекают новейший МиГ-29 с бортовым номером 9-19. В ходе первых же испытаний ракета К-73, выпущенная с его борта, поразила учебную цель – МиГ-21МЛ.

1981-1982 года. Происходит передача разработки К-73 конструкторскому бюро «Вымпел», работы возглавил Г.Соколовский. Он им оставался до 1994 года. «Вымпел» доработал ракету и ее принимают на вооружение под названием Р-73 в 1984 году. В производственную серию ракеты Р-73 РМД-1 выходят в 1987 году. Следующий вариант ракеты Р-73 РМД-2 имеет возможность противоположного запуска и может выполнять функции авиационной противоракеты класса «воздух-воздух». Разработкой с 1994 года руководит Ю.Захаров.

Базовая версия ракеты К-73 получила название РМД-1 и с 1983 года она пошла в серийное производство. Основной производитель – тбилисский авиазавод, дополнительно ракеты производил московский завод «Коммунар». На основном заводе до конца серийного производства (1992 год) было создано 6 тысяч единиц Р-73. Точно не известно, но, возможно, и в опытном производстве «Вымпел» создавали ракеты Р-73, как для экспортных поставок, так и для нужд ВВС РФ. До недавнего времени различные работы по обслуживанию и ремонту Р-73 проводил 711 авиазавод, расположенный в городе Борисоглебске.

Устройство и конструкция Р-73Серийная ракета изготовлена с использованием аэродинамической схемы «Утка». В передней части установили датчики скольжения и атаки. Там же выполнены аэродинамические рули и дестабилизаторы. В задней части выполнено крыло, обеспеченное элеронами. Р-73 использует 4 секционные газодинамические рули.

Р-73 состоит из следующих отсеков:1. Головка самонаведения с агрегатами аэродинамики;2. Автопилот, взрыватель неконтактного типа и рулевые;3. Газогенератор;4. БЧ и ПИМ;5. Двигатель реактивный твердотопливный.

Корпус изготовлен из сплавов алюминия, а корпус двигателя - из стали. Отсеки соединяются с помощью байонетов, крайние – фланцами. Рулевые работают от производных газогенератора. В корму корпуса производные поступают по спецканалу, выполненному на внешней стороне корпуса. Управление ракетой осуществляет автопилот и головка самонаведения. Элероны осуществляют стабилизацию ракеты по крену.

Головка самонаведения «Маяк» создана киевским предприятием «Арсенал», в которой реализовали новейшие методы и решения для борьбы с помехами. В Р-73 РМД-2 уже установлена ГСН, обладающая повышенной защитой от помех с быстрой возможностью перепрограммирования алгоритмов работы. Повышены возможности работы по низколетящим целям.

Двигатель ракетный твердотопливный имеет один режим работы, тяга 785 килограмм управляемая. Были варианты ракеты, на которых устанавливали поворотное сопла, что давало прирост тяги в 5 процентов.

Носители самолеты типа Су-27, Миг-29 могут работать с ракетами посредством системы целеуказания нашлемного исполнения «щель», повышая тем самым возможности носителя.

Боевая часть несущая боевые стержни с ПИМ, установленным внутри. Для поражения целей используются урановые стержни, общей массой 2.5 килограмма. Для подрыва использованы неконтактные взрыватели. На основной массе выпущенных ракет установлены радиолокационные взрыватели «Кречет», на более поздних версиях ракеты устанавливали оптический взрыватель лазерного типа «Янтарь». Основной радиус поражения боевыми стержнями примерно 3.5 метра.

В качестве пусковых установок использовали П-72/П-72-1Д/П-72-1БД2 другое название АПУ-73-1/АПУ-73-1Д. На вертолетах-носителях использовали АПУ-62-1М. Подвеска ракет на пусковые осуществляется при помощи бугелей. Последняя модификация РВВ-МД, демонстрируемая на выставках устанавливается на пусковые «П-72-1Д/П-72-1БД2». Ракета выходит с завода в герметическом чехле, в деревянной укупорке.

Известные модификации:- К-73 – проектных вариант;- Р-73 или Р-73 РДМ-1 или Р-73К – базовая серийная модификация;- К-73Э – экспортная модификация Р-73;- Р-73Л или Р-73ЭЛ – модификация ракеты с лазерным взрывателем;- Р-73М или Р-73 РДМ-2 – улучшенная модификация Р-73 с новой головкой самонаведения. Возможности – противоракета;- К-74МЭ – экспортная модификация Р-73М с уменьшенными характеристиками ГСН;- РВВ-МД – улучшенная модификация Р-73М с радиолокационным взрывателем;- РВВ-МДЛ – улучшенная модификация Р-73М с лазерным взрывателем;(РВВ-МД/РВВ-МДЛ – ракеты второго этапа модернизации. Впервые появились на МАКС-2009).

Учебные, действующие, тренировочные макеты и ракеты:- Б-72 или Р-72 – макет 1:1 ракеты Р-73;- Р-73УТ – учебная, тренировочная модель Р-73;- УЗР-73 – имитационная модель с записывающим регистратором для учебных действий;- Р-73УБ/Р-73УД – учебные ракеты с комплексом бортовых систем и с/без БЧ;

Вероятные носители:- самолеты: МиГ-29 К/С/М, /-23-98/-23МЛД; Су-27/К/ -33, /-25Т, /-39, -30, /-34, /-35; Ил-102, Як-141;- вертолеты: Ка-50,/-52; Ми-24;- зарубежные носители: самолеты J-10, Mirage F1CZ, Tejas.

Стоит на вооружении:На сегодня из бывшего Советского Союза на вооружении находится в России и Казахстане. В Украине у Р-73 закончился срок эксплуатации. В мире стоит на вооружение в Индии, Алжире, Иран, Куба, КНДР, Китай, Сирия. Возможно стоит на вооружение Вьетнама, Перу, Эритрея, Эфиопия, Бангладеш, ЮАР. Поставлялись в разное время в Болгарию, Венгрию, ГДР, Египет, Ирак, Италию, Польшу, Югославию, Словакию и Сербию.

Основные характеристики:- длина – 2.9 метра;- крыло – 51 сантиметр;- диаметр – 17 сантиметров;- размах рулей – 38 сантиметров;- общий вес – 105 (РМД-1), 110 (РМД-2), 106 (Р-73М) килограммов;- вес ВВ БЧ – 7.3 (РМД-2), 8 (остальные) килограммов;- вес боевой части – 47 килограмм;- дальность применения мин/макс – 0.3/30 (РМД-1), 0.3/40 (остальные) километров;- высота цели мин/макс – 5 метров/20 километров (РМД-2), 20 метров/20 километров;- предельные перегрузки до 12 G;- возможность запуска в заднюю полусферу до 12 километров;- максимальная скорость цели до 2.5 тысяч км/ч;- вероятность попадания – 60 процентов.

Источники информации:http://www.airbase.ru/hangar/russia/weapon/aam/r/73/http://militaryrussia.ru/blog/topic-104.htmlhttp://www.airwar.ru/weapon/avv/r73.htmlhttp://www.aviasquad.ru/archive/index.php/t-1231.html

topwar.ru

противоракетный «hit-to-kill» на страже тактической авиации США. Нужен срочный ответ » Военное обозрение

Наглядное изображение малоразмерной противоракеты CUDA (головной разработчик «Lockheed Martin»), являющейся концептуальным аналогом действующего проекта SACM-T (AFRL/«Raytheon»). В носовой части ракеты хорошо видны сотни миниатюрных сопел газодинамического блока двигателей поперечного управления. Столь большое количество сопел позволяет наиболее точно реализовать наведение кинетической боевой части ракеты непосредственно на корпус цели. Таким образом и работает методика «hit-to-kill»

Полностью догнав США в области мощных бортовых радиолокационных комплексов для тактической авиации 4-го и 5-го поколений, а также опередив их боевую авиации по маневренным качествам, мы можем с полной уверенностью утверждать, что в XXI веке все уловки и сетецентрические новшества современного воздушного боя не могут привести к какому-либо ощущению беззащитности в нашем огромном воздушном пространстве, которое прикрыто не только этой авиацией, но и ещё сотнями передовых зенитно-ракетных систем последнего поколения. Но новые угрозы и проблемы, требующие немедленного ответа, приходят «из-за бугра» чаще, чем когда бы то ни было.

И одной из них, без преувеличения, можно считать окончательный этап развития программы перспективной ракеты класса «воздух-воздух» для самообороны боевой авиации SACM-T (Small, Advanced Capability Missile Technologies), в которую уже не менее 5 лет вовлечено несколько крупнейших оборонных компаний США. Изначально проект фигурировал под названием CUDA, а работы проводила компания «Lockheed Martin» начиная с 2010-го года. Тогда стали известны и конструктивные особенности изделия, которое почти наполовину повторяло конструкцию самой распространённой на Западе ракеты воздушного боя средней дальности AIM-120C. В программе SACM-T ракета почти не претерпела изменений, а вот в качестве разработчиков выступили Исследовательская лаборатория ВВС США (AFRL), а также компания «Raytheon», которой AFRL присудила контракт на часть исследований по SACM. О привлечении в работы «Райтеон» стало известно благодаря ресурсу alert5.com, освещающему новости из мира боевой авиации.

Итак, перспективная ракета БВБ боя SACM-T является максимально уменьшенной и радикально модернизированной версией AMRAAM. Её массогабаритные показатели призваны соответствовать максимально возможному количественному размещению как на внешних, так и на внутренних узлах подвески (применительно к таким истребителям, как F-35A/B/C, F-22A и F-15SE «Silent Eagle») для минимальной скорости истощения боезапаса. А органы управления и наведения, по заявлениям разработчика, должны позволять перехватывать любое известное средство воздушного нападения в зоне поражения SACM-T (не превысит 15—25 км). Длина в 1,7—1,85 м позволяет на одном F-35 разместить до 12 SACM-T и 14 ракет во внутренних отсеках F-22A «Raptor». Дополнительно к компактным аэродинамическим рулям малого удлинения (площадь которых в 2 раза меньше, чем у «амраамовских»), новая ракета оснащается дополнительным газодинамическим блоком ДПУ в носовой части, что характерно для большинства перспективных противоракет (ERINT, «Aster-30», 9М96Е2). ДПУ позволяют во время перехвата реализовать перегрузки до 65 и более единиц, благодаря чему даже самые сложные и маневренные цели могут быть уничтожены методом кинетического попадания «снаряжения» SACM-T. Эти ракеты предназначены для уничтожения воздушной угрозы (ЗУР, ПРЛР и ракет «воздух-воздух» противника) в ППС, в ЗПС высокая эффективность может проявится лишь в ближнем воздушном бою с истребителями противника, так как максимальная скорость изделия будет достигать не более, чем 2,5М; этого явно не хватит, что вдогон уничтожать 3—4,5-маховые ракеты противника. Но единственным предназначением SACM-T и является «собачья свалка» и перехват подлетающих ракет и других боеприпасов.

Ракета SACM-T получит активную радиолокационную ГСН, подобную установленной на AIM-120C, а поэтому любые споры и вопросы относительно проблем перехвата «холодных» воздушных объектов (планирующих бомб, а также ПРЛР после выгорания ракетного топлива и замедления) автоматически снимаются. Но самым важным свойством, о котором заявляет производитель, является перехват подлетающих зенитных управляемых ракет и ракет «воздух-воздух» противника. Указывается, что SACM-T «научат» сбивать российские ракеты «В-В» РВВ-БД, Р-27ЭР, китайские PL-12 и т.д. Но насколько реализуема такая возможность? Не преувеличивают ли разработчик?

Перехватить ракету противника на встречно-пересекающемся курсе вполне реально, но только при соответствующем технологическом уровне бортовой РЛС, а также в зависимости от подлётной скорости и ЭПР ракеты противника. И БРЛС с АФАР AN/APG-77 (F-22A), AN/APG-81 (F-35), AN/APG-79 (F/A-18E/F) и AN/APG-63 (v3) (F-15SE) этим уровнем обладают. Исходя из заявленных данных, можно вычислить, что дальность обнаружения подобных целей для них составляет 30 — 50 км; при нынешних технологиях БЦВМ, внедрённых в СУО истребителей поколений «4++» и «5», время реакции от момента обнаружения ракеты противника до момента запуска противоракеты не составит и 5 секунд. Даже в том случае, если истребитель-носитель SACM-T будет сближаться с ЗУР противника на скорости 1,5 — 2 км/с, он успеет во время выпустить противоракету по цели, но вот последует ли 100%-е поражение цели — вопрос иной. Газодинамические рули и АРГСН сделают своё дело, но во внимание следует принимать и возможность постановки РЭП противником, которые частично снизят эффективность АРГСН SACM-T.

При обстреле носителя SACM-T из задней полусферы для него складывается куда более опасная ситуация. К примеру, если «Раптору» в «спину» будет запущена ракета «В-В» типа Р-27ЭТ с инфракрасной ГСН, то СПО не сможет оповестить об угрозе, и F-22A будет уничтожен вместе с боекомплектом AIM-120C и SACM-T, такая же участь будет ожидать и «Супер Хорнеты». А вот с оповещением F-35, напротив, складывается лучшая картина: его оптико-электронный комплекс AN/AAQ-37 (DAS) c распределённой обзорной апертурой, наиболее вероятно, сможет обнаружить приближающуюся ракету и со стороны ЗПС, что даёт возможность на противодействие. Для истребителей, не обладающих оптико-электронными сенсорами, остаётся надеяться лишь на находящиеся поблизости самолёты «AWACS», причём настолько близко, чтобы их РЛС смогли обнаружить приближение ракеты-перехватчика к дружественному тактическому истребителю.

Из вышеуказанного ясно, что боевые самолёты, вооружённые компактной противоракетой самообороны SACM-T действительно будут обладать достойными оборонительными качествами, особенно против угроз, приходящих с передней полусферы, и лишь в редких случаях сверхманевренная SACM-T будет бесполезным инструментом. Есть ли асимметричный ответ у нашей оборонки? И если нет, то возможно ли его разработать в ближайшее время?

Концепция SACM настолько воодушевила ВВС США, что требования к перспективной противоракете могут быть выпущены в течении 1,5 — 2 лет, а уже в 20-х они могут быть приняты на вооружение. Столь короткие сроки вызывают обеспокоенность уже сегодня, ведь за последние годы не было известно ни об одном из отечественных проектов, который походил бы на SACM-T. Огромные усилия предпринимаются в области разработки таких бесконтактных систем противодействия, как авиационные комплексы радиоэлектронной борьбы «Хибины» (для семейства Су-27) и «Гималаи» (для Т-50 ПАК ФА), где КРЭТ является бесспорным лидером, но и РЭБ имеет свои недостатки (некоторые ракеты с пассивным радиолокационным наведением могут наводиться непосредственно на источник помех, а внедрение в ГСН ракеты противника ТВ/ИК-визира может ещё больше снизить эффективность РЭБ), поэтому все средства противодействия должны применяться в комплексе.

На вооружении ВВС России имеется множество различных ракет класса «воздух-воздух», которые могли бы быть применены в качестве базы для создания проекта, подобного SACM-T. Это и «изделие 62» (ракета БВБ Р-60), и перспективная модернизация Р-73 — РВВ-МД, и, естественно, РВВ-СД (улучшенная версия Р-77). Доводка этих изделий до уровня противоракет самообороны, использующих «hit-to-kill»-перехват не составляет большого труда, тем более, что МКБ «Факел» уже имеет опыт разработки больших ЗУР с газодинамической системой управления 9М96 и 9М96Е2 для комплексов «Редут», «Триумф» и «Витязь». Нет особых проблем и с адаптацией к подобным противоракетам комплексов управления вооружением современных истребителей.

Последние модификации российских ракет воздушного боя малой (БВБ) и средней дальности РВВ-МД и РВВ-СД. Разрабатывались специально для оснащения многоцелевых истребителей-бомбардировщиков поколения «4++» Су-30СМ, Су-34 и Су-35С. Эти ракеты — основные претенденты на внедрение методики кинетического перехвата вражеских ракет. Основной деталью может стать принципиально новая АРГСН миллиметрового диапазона, позволяющая достигнуть хирургической точности наведения при поражении цели. Что касается РВВ-МД, то новая противоракета на её базе может получить не только газодинамические органы управления в носовом «поясе» управления, но и специальный газодинамический интерцептор, отклоняющий вектор тяги ракетного двигателя

Ярким тому примером является перспективный многоцелевой истребитель поколения «4++» МиГ-35. Лётные испытания машины начнутся уже этим летом. По количеству оптико-электронных визиров МиГ-35 опережает почти все существующие западные аналоги, и находится на уровне F-35 с его всеракурсно-апертурной AN/AAQ-37. Два датчика с матрицами высокого разрешения (НС-ОАР и ВС-ОАР) для обнаружения приближающихся ЗУР, ракет «воздух-воздух» и других СВН с верхней и нижней полусфер объединены в единую станцию обнаружения атакующих ракет (СОАР). Во время дальнего воздушного боя данные датчики способны оповестить экипаж самолёта о координатах приближающейся ракеты AIM-120C при её подлёте на 25 — 30 км. Матрицы способны распознать малоразмерный объект как по силуэту, так и по дымовому следу работающего двигателя. Также СОАР способна выдавать целеуказание для КУВ, который будет передавать данные по радиокомандному каналу на ракеты-перехватчики. Также на начальном участке траектории ракеты смогут получать информацию о цели и от бортового радиолокатора с АФАР «Жук-АЭ», в конце же будут переходить на активное самонаведение.

Серийные БРЛС «Жук-АЭ», в отличие от существующих, будут иметь диаметр антенной решётки 0,7 м и 1064 приёмо-передающих модуля, что позволит добиться дальности действия по стандартным воздушным целям 250 км. Данные радары сделают МиГ-35 «Fulcrum-F» гораздо более мощными и грозными, чем «Тайфуны» с новыми недоработанными РЛС «Captor-E», а отклоняемый вектор тяги ТРДДФ РД-33МК окончательно выдвинет российский истребитель на первые позиции на фоне менее «вёртких» и медленных европейских истребителей. Уникальная кабина для 2-х пилотов получит передовое информационное поле в виде 3-х больших МФИ у пилота и оператора систем, а также крупные ИЛС.

Истребители МиГ-35, Су-30СМ, Су-35С и Т-50 в идеале должны были бы получить противоракеты для самообороны и БВБ уже через 2 года, но американцы, видимо, обзаведутся SACM-T на несколько лет ранее. Прогнозируемые возможности этой ракеты достаточно высоки и могут в несколько раз снизить эффективность китайских и российских ракет класса «В-В» в воздушном бою с американцами, что требует незамедлительного, недорогого и высокотехнологического решения-ответа.

topwar.ru