Перейти к публикации
ezup

Ракеты "воздух-воздух"

Рекомендованные сообщения

Авиационная ракета большой дальности Р-37 (РВВ-БД)

Базирование: Самолет
Система управления: Радиолокационная ГСН
Боевая часть: Осколочно-фугасная
Применение: Воздух-воздух
Страна: Россия
Дальность: 300 км.
Год разработки: 2012 г.

rvv-bd_0.jpg

Управляемая авиационная ракета большой дальности Р-37 (К-37,РВВ-БД) предназначена для поражения воздушных целей (истребителей, штурмовиков, бомбардировщиков, самолетов военно-транспортной авиации, вертолетов, крылатых ракет) в любое время суток, на всех ракурсах, в условиях радиоэлектронного противодействия, на фоне земной и водной поверхности, в т.ч. с многоканальным обстрелом по принципу "пустил-забыл".
Разработка ракеты К-37 (изделие 610) для вооружения перехватчика МиГ-31М на базе ракеты К-33 была начата ГосМКБ "Вымпел" по Постановлению Совмина СССР от 8 апреля 1983 г. Эскизный проект ракеты был защищен в 1983 г. Первый полет прототипа МиГ-31М (серийный №05-01-01) состоялся 21 декабря 1985 г. Испытания К-37 начаты в 1988 г. автономными баллистическими пусками ракет без системы управления (10 пусков). В 1989 г. в испытаниях участвовали программные ракеты без системы наведения (4 пуска) - совершающие полет под управлением автопилота по программе.
В том же 1989 г. начаты испытания ракет с системой наведения (2 пуска). В апреле 1994 г. была успешно поражена воздушная цель на рекордной дальности - 304 км. Испытания ракеты продолжались до 1997г. После 1997 г. в связи с нарушением кооперации с предприятиями Украины, которые были задействованы в создании систем наведения ракеты, принято решение о разработке системы наведения с использованием только российских компонентов. МиГ-31М с ракетой К-37 был представлен на международном авиакосмическом салоне МАКС-1997

mig-31bm_0.jpg

Полученный задел использовался для создания авиационного комплекса перехвата для истребителя-перехватчика МиГ-31БМ. Доработанная ракета, выполненная из российских комплектующих, получила обозначение К-37М (изделие 610М). Под обозначением РВВ-БД ракета неоднократно выставлялась на выставках военной техники. Государственные испытания изделия 610М завершены, производство бортового комплекса управления поручено Уральскому проектно-конструкторскому бюро «Деталь».
МиГ-31БМ оснащаются новой системой управления вооружением и радиолокационной станцией, которые позволят обнаруживать и одновременно сопровождать до десяти воздушных целей на дальности 320 километров.
На западе ракета получила обозначение AA-X-13 Arrow.
 

Состав

Ракета К-37 выполнена по нормальной аэродинамической схеме с крылом малого удлинения (см. схему). Стабилизаторы до пуска находятся в сложенном положении. Система наведения - инерциальная, с радиокоррекцией и активным радиолокационным самонаведением на конечном участке траектории полета. Ракета К-37 /изделие 610/ комплектовалась радиолокационной головкой самонаведения ГСН 9Б-1388 / МФБУ-610/. 9Б-1388 была разработана НИИ "Агат" и серийно выпускалась Рязанским радиозаводом. Диаметр ГСН 9Б-1388 - 380 мм, масса - 40 кг, дальность радиокоррекции (от носителя) - до 100 км, дальность захвата цели с площадью ЭПР 5м2 активной РЛ ГСН - 40 км.

9b-1103m-350_0.jpg

Ракета РВВ-БД / изделие 610М / оснащена новой усовершенствованной активной радиолокационной ГСН 9Б-1103М-350 разработки ОАО НИИ "Агат". ГСН обеспечивает: поиск, захват и сопровождение воздушных целей, прием и дешифрацию сигналов радиокоррекции, формирование и передачу сигналов по цифровой линии связи для управления ракетой. Режимы работы : полностью автономный (активный) режим по предварительному целеуказанию без радиолокационной поддержки в полете (режим "пустил-забыл"), режим инерциального наведения с радиокоррекцией, режим перепрограммирования. 
Состав: управляемый координатор с антенной, передающий канал, приемный канал, перепрограммируемая бортовая вычислительная система. Дальность захвата цели с ЭОП 5м2 более 40км. Диапазон скоростей целей 0.1 - 5М. Время готовности без предварительного включения 5-8с, после предварительного включения - 1с. Целеуказание перед пуском производится в секторе ±60° в передней полусфере самолета-носителя. В ГСН установлен новый цифровой сигнальный процессор с большим объёмом памяти и быстродействием не менее 50х106операций в секунду. Вместо обычных механических гироскопов в ГСН 9Б-1103М-350 использованы волоконно-оптические гироскопы и механические гироскопы с форсированным выходом на рабочий режим, благодаря чему уменьшено время подготовки ракеты к пуску. Масса ГСН 9Б-1103М-350 без обтекателя не более 13 кг, диаметр - 350мм, длина без обтекателя - 310мм. 
По опубликованным материалам максимальная дальность пуска эскпортного образца РВВ-БД в ППС по некоторым видам целей составляет 200км.
Боевая часть - осколочно-фугасная. Взрывательное устройство – радиолокационный активный неконтактный и крнтактный датчики цели. Ракета оснащена двухрежимным твердотопливным двигателем.

maks2013-rvv-bd_0.jpg

РВВ-БД по сравнению с К-37 отличается укороченным головным отсеком с радиопрозрачным обтекателем новой формы. Длина РВВ-БД меньше, чем у К-37 на 140мм.
Подвеска ракеты РВВ-БД на носитель, обеспечение электропитанием в полете, тактический пуск и аварийный сброс осуществляется с помощью авиационного катапультного устройства АКУ-410-1 (АКУ-620). При размещении на носителе у ракеты РВВ-БД в отличие от К-37 складываются только верхние рули-стабилизаторы.
Назначенный срок службы - 8 лет. Назначенный ресурс при неограниченном количестве взлет-посадок с ВВП с бетонным покрытием ( 20 взлет-посадок с грунтовых и металлических ВВП ) - 50 летных часов. Время непрерывной работы аппаратуры в полете под самолетом-носителем - 3 часа. Исправность бортовой аппаратуры ракеты при эксплуатации проверяется ежегодно на комплексе подготовки авиационных средств поражения "Ока-Э" или на аппаратуре контроля "Ока-620".
в состав комплекса с ракетами РВВ-БД входят следующие типы учебных и тренировочных ракет:

  • РВВ-БД-УД - учебно-действующая ракета для наземного обучения технического состава правилам подготовки ракет к применению, хранению, транспортировке и эксплуатации;
  • РВВ-БД-УЛ - учебно-летная ракета для обучения летного состава операциям по боевому применению ракет без фактических пусков;
  • РВВ-БД-УР - учебно-разрезная ракета для изучения летным и техническим составом устройства ракет;
  • РВВ-БД-ГМ - габаритно-массовый макет ракеты для оценки ТТХ самолета-носителя с ракетами на подвеске.

Тактико-технические характеристики

  РВВ-БД
Максимальная дальность пуска в ППС по некоторым видам целей,км 200 (300 для К37М)
Высота поражаемых целей, км 0.015-25
Перегрузка поражаемых целей, g 8
Стартовая масса, кг до 510
Углы целеуказания, град ±60
Масса боевой части, кг 60
Длина, м 4.06
Диаметр, м 0.38
Размах крыльев, м 0.72
Размах рулей, м 1.02

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

Как-то была инфа, мол "для ПАК ФА на основе Р-37 создаётся ракета воздух-воздух свехбольшой дальности. Дальность, по слухам, будет в полтора раза выше чем у предшественника".

Означает ли это что будем стрелять на 450 км??? На счёт Т-50 не знаю, но для перспективного перехватчика самое то!

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

Управляемые ракеты для ПАК ФА

Х-58УШКЭ

Изображение
Противорадиолокационная ракета Х-58УШКЭ

Обеспечивается применение ракеты как по запрограммированным РЛС-целям, так и по целям, оперативно обнаруженным системой целеуказания ПАК ФА. Разработчик - ГосМКБ "Радуга" имени А.Я. Березняка (входит в состав Корпорации "Тактическое ракетное вооружение").

Максимальная дальность пуска (в диапазоне высот носителя от 200 м до 20 км) составляет 76 - 245 км.
Вероятность попадания ракеты в круг радиусом 20 м, в центре которого находится работающая РЛС - не менее 0,8

Боевая часть - фугасная, масса 149 кг
Стартовая масса ракеты - 650 кг
Габариты ракеты (со сложенными консолями крыла и оперения):
- длина 4,19 м
- ширина 0,4 м
- высота - 0,4 м
Размах крыла 0,8 м
Диаметр корпуса 0,38 м

Корректируемые авиационные бомбы для ПАК ФА: КАБ-500С-Э

Изображение
Корректируемая авиационная бомба КАБ-500С-Э

Масса - 560 кг (в т.ч. 195 кг - масса ВВ)
Длина 3,0 м
Диаметр 0,4 м
Размах стабилизаторов - 0,75 м
Высота сброса от 500 м до 5 км
Точность наведения на цель (Екво) 7 - 12 м
Боевая часть - фугасная

Тип взрывательного устройства - контактный, с тремя видами замедления

Управляемые ракеты для ПАК ФА: РВВ-БД

Изображение
Управляемая ракета класса "воздух-воздух" большой дальности РВВ-БД

Разработчик - ГосМКБ "Вымпел" им. И.И. Торопова (входит в состав Корпорации "Тактическое ракетное вооружение")
Максимальная дальность пуска в передней полусфере (по некоторым видам целей) - до 200 км 
Высота поражаемых целей - от 15 м до 25 км
Длина 4,06 м
Диаметр 0,38 м
Размах крыльев 0,75 м
Размах рулей 1,02 м
Масса боевой части 60 кг, осколочно-фугасная

Система наведения - инерциальная, с радиокоррекцией и активным радиолокационным самонаведением на конечном участке траектории полета

Управляемые ракеты для ПАК ФА: РВВ-СД

Изображение
Управляемая ракета класса "воздух-воздух" РВВ-СД

Ракета средней дальности. Разработчик ГосМКБ "Вымпел им. И.И. Торопова (входит в состав Корпорации "Тактическое ракетное вооружение"
Дальность пуска:
максимальная в передней полусфере - до 110 км
минимальная в задней полусфере - 300 м
Масса боевой части - 22,5 кг, стержневая, мультикумулятивная
Длина 3,71 м
Диаметр 0,2 м
Размах крыльев 0,42 м
Размах рулей 0,68 м
Система наведения - инерциальная с радиокоррекцией и активным радиолокационным самонаведением на конечном участке траектории
Взрывательное устройство - лазерный неконтактный датчик цели

Управляемые ракеты для ПАК ФА: РВВ-МД

Изображение
Управляемая ракета класса "воздух-воздух" малой дальности РВВ-МД

Ракета для ближнего высокоманевренного воздушного боя с всеракурсным пассивным инфракрасным наведением (двухдиапазонная ИГС). Разработчик - ГосМКБ "Вымпел" им. И.И. Торопова (входит в состав Корпорации "Тактическое ракетное вооружение")

Дальность пуска:
максимальная в передней полусфере - до 40 км
минимальная в задней полусфере - 300 м
Взрывательное устройство - радиолокационный неконтактный датчик цели
Масса боевой части 8 кг
Длина 2,92 м
Диаметр 0,17 м
Размах крыльев ).51 м
Размах рулей 0,38 м

Управляемые ракеты для ПАК ФА: Х-38МЛЭ

Изображение
Управляемая ракета класса "воздух-поверхность" Х-38МЛЭ малой дальности

Относится к модульным управляемым ракетам малой дальности. Разработчик - Корпорация "Тактическое ракетное вооружение"

За счет использования различных типов систем наведения и различных боевых снаряжений обеспечиваются расширенные боевые возможности при действиях по широкому спектру наземных целей, а также надводных целей в прибрежной полосе

Х-38МЛЭ - инерциальная + полуактивная лазерная

Х-38МАЭ - инерциальная + активная радиолокационная

Х-38МТЭ - инерциальная + тепловизионная

Х-38МКЭ - инерциальная + спутниковая навигация

Первые три типа могут снаряжаться боевым оснащением с осколочно-фугасной или проникающей боевой частью. 
Х-38МКЭ - кассетная боевая часть

Дальность пуска от 3 до 40 км
Вероятность поражения цели - 0,8, при противодействии - 0,6
Длина 4,2 м
Диаметр корпуса 0.31 м
Размах крыла 1,14 м 

 

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

Спасибо за инфу, познавательно :smile: Интересно как ракеты РВВ будут против американских супер-пупер-мега-крутых Ф-22 и Ф-35

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

Как-то была инфа, мол "для ПАК ФА на основе Р-37 создаётся ракета воздух-воздух свехбольшой дальности. Дальность, по слухам, будет в полтора раза выше чем у предшественника".

Означает ли это что будем стрелять на 450 км??? На счёт Т-50 не знаю, но для перспективного перехватчика самое то!

По непроверенной информации, новая ракета сверхбольшой дальности создается на базе ракеты КС-172

АВИАЦИОННАЯ РАКЕТА СВЕРХБОЛЬШОЙ ДАЛЬНОСТИ КЛАССА «ВОЗДУХ-ВОЗДУХ» КС-172

Ks-172_03.jpg

KS-172_MAKS-2007_01.jpg

ХАРАКТЕРИСТИКИ

Система управления .. комбинированной системой наведения (ИНС) с радиокоррекцией на маршевом участке и радиолокационной головкой самонаведения на конечном участке полета 
Органы управления аэродинамические рули 
Дальность стрельбы, км 300-400 
Скорость цели, км/ч 4000 
Средняя скорость ракеты, м/с 1400 
Высота поражения цели, м 3000-30000 
Перегрузка цели, ед. 12 
Боевая часть осколочно-фугасная 
Число ступеней 2 
Длина ракеты, мм: 
- полная 7400 
- без стартовой ступени 5800 - 6000 
Макс. диаметр корпуса, мм 400 
Макс. диаметр стартовой ступени, мм 510 
Стартовый вес, кг 700 - 750 
Тип маршевого двигателя РДТТ 
Тип стартового двигателя РДТТ 3Л10 
- длина, мм 1400

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

По непроверенной информации, новая ракета сверхбольшой дальности создается на базе ракеты КС-172

АВИАЦИОННАЯ РАКЕТА СВЕРХБОЛЬШОЙ ДАЛЬНОСТИ КЛАССА «ВОЗДУХ-ВОЗДУХ» КС-172

Ks-172_03.jpg

KS-172_MAKS-2007_01.jpg

ХАРАКТЕРИСТИКИ

Система управления .. комбинированной системой наведения (ИНС) с радиокоррекцией на маршевом участке и радиолокационной головкой самонаведения на конечном участке полета 
Органы управления аэродинамические рули 
Дальность стрельбы, км 300-400 
Скорость цели, км/ч 4000 
Средняя скорость ракеты, м/с 1400 
Высота поражения цели, м 3000-30000 
Перегрузка цели, ед. 12 
Боевая часть осколочно-фугасная 
Число ступеней 2 
Длина ракеты, мм: 
- полная 7400 
- без стартовой ступени 5800 - 6000 
Макс. диаметр корпуса, мм 400 
Макс. диаметр стартовой ступени, мм 510 
Стартовый вес, кг 700 - 750 
Тип маршевого двигателя РДТТ 
Тип стартового двигателя РДТТ 3Л10 
- длина, мм 1400

​Да нет. Про существование КС-172 я знаю (проект вроде закрыли). Я говорил именно про ракету на базе К-37. "Изделие 810" она вроде зовётся

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

​Да нет. Про существование КС-172 я знаю (проект вроде закрыли). Я говорил именно про ракету на базе К-37. "Изделие 810" она вроде зовётся

​Изделие 810

ДАННЫЕ НА 2013 г. (в работе)
"Изделие 810"

Ракета "воздух-воздух" большой дальности. Разрабатывается  ГосМКБ "Вымпел" с использованием наработок по ракетам К-37. По состоянию на 2008 г. идет работа над аванпроектом ракеты. Вероятно, в 2010 г. защищен эскизный проект и самой ракеты и некоторых её элементов (например, изделия "Орлан" - см.ниже). Завершение разработки планируется в 2013 г.

q8uRI.jpg
Предполагаемые проекции ракеты "изделие 810" рядом с проекциями ракеты К-37М (рисунок - Петр Бутовски, 2009 г.
). 
Пусковая установка - планируется размещение ракеты во внутренних отсеках самолета-носителя на катапультной пусковой установке. 

Конструкция - по имеющейся информации ракеты выполнена без крыльев с несущим корпусом и аэродинамическими рулями.

Система управления и наведение: система управления инерциальная на маршевом этапе и активная радиолокационная ГСН (вероятно) на конечном этапе траектории. 

В системе управления используется подсистема изделие "Орлан" (вероятно, или радиовысотомер или собственно ГСН). В сентябре 2010 г.

ОАО «УПКБ «Деталь» в рамках ОКР разработан и успешно защищен эскизный проект изделия «Орлан» для изделия 810. Эскизный проект изделия «Орлан» выполнен по ТЗ ОАО «ГосМКБ «Вымпел» им. И.И. Торопова» на конкурсной основе. Другим участником конкурса выступала организация ОАО «НИИ «Дельта», г. Москва, которая является традиционным разработчиком и изготовителем изделий по данной тематике (источник).


Двигатель - РДТТ
Продолжительность работы - 360 сек (ист. - По материалам доклада)

ТТХ ракеты:
Дальность действия - 400-450 км (ист. - По материалам доклада)
Высота поражения - до 40000 м (ист. - По материалам доклада)

Носители:
Т-50 / ПАК ФА - планируется использование ракеты в комплексе вооружения самолета (ист. - По материалам доклада) с подвеской на направляющие для тяжелого груза (информация 2009 г., ист. - РВВ-БД).

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

Управляемая ракета большой дальности Р-33 (К-33)

Базирование: Самолет
Система управления: Радиолокационная ГСН
Боевая часть: Осколочно-фугасная
Применение: Воздух-воздух
Страна: Россия
Дальность: 160 км.
Год разработки: 1980 г.


Разработка ракеты Р-33 большой дальности для дальних перехватчиков была начата МКБ "Вымпел" в конце 60-х гг. Это был советский ответ на разработанный в США истребитель F-14a с ракетойAIM-54A "Phoenix". Ракета Р-33 вместе с истребителем МиГ-31 составила многоканальный комплекс дальнего перехвата "Заслон".
Однако концепция отечественного комплекса "Заслон" существенно отличалась от американской. Отечественный комплекс предназначался для территориальной ПВО районов страны с редкой сетью аэродромов и наземных средств наведения. Это требовало повышенной автономности действий, больших рубежей перехвата и зон ответственности, многоканальности обстрела целей в пределах всего боекомплекта. Для обеспечения этих требований на перехватчике МиГ-31 была использована РЛС с фазированной антенной решеткой, имеющая значительно большие возможности по поиску, обнаружению, сопровождению целей и обеспечению их подсвета по сравнению с РЛС AWG-9 с механической антенной. Благодаря практической безынерционности переброса луча станции с ФАР в режиме подсвета нескольких целей оказалось возможным в ракете Р-33 применить полуактивную РГС с обеспечением приемлемой точности наведения одновременно четырех ракет на четыре цели.
Вся система управления комплекса, включая РЛС с ФАР "Заслон" и полуактивную РГС ракеты, разрабатывалась НПО "Фазотрон" под руководством главного конструктора В. К. Гришина. По концепции построения и реализованным характеристикам комплекс МиГ-31 с РЛС "Заслон" опередил уровень зарубежной техники и до настоящего времени сохраняет лидерство, не имея близких аналогов за рубежом.
Ракета предназначена для перехвата и уничтожения летательных аппаратов различных типов, в том числе маловысотных крылатых ракет, на расстоянии более 100 км при автономных и групповых действиях самолетов-носителей, днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, в свободном пространстве и на фоне земли, в широком диапазоне высот и скоростей полета целей.
Принята на вооружение в мае 1981 года в составе комплекса МиГ-31-33.
На западе ракета получила обозначение AA-9 AMOS.
На экспорт предлагается модифицированный вариант под обозначением Р-33Э.


Состав

Мощная РЛС «Заслон» истребителя, одновременно сопровождающая до 10 целей, автоматически выбирает из них наиболее опасные и может наводить в одной атаке сразу четыре Р-33. В барражирующем полете истребителя ракеты находятся в полуутопленном положении под фюзеляжем для снижения сопротивления и увеличения продолжительности патрулирования. Запуск ракет производится при помощи катапультных установок АКУ-33, выводящих их на достаточное расстояние от самолета. Расположение Р-33 под фюзеляжем привело к особенностям ее схемы — невозможность установки развитого крыла заставила выполнить его в виде вытянутых гребней, а выступающая за их пределы верхняя пара рулей складывается при нахождении ракеты на подвеске. В то же время размещение ракет под фюзеляжем последовательно в два эшелона потребовало ограничить их длину, сделав корпус компактным и плотно скомпонованным. Диаметр корпуса при этом увеличился до 380 мм, что диктовалось и потребностью размещения габаритной антенны РГСН.
Аэродинамическая схема ракеты Р-33 - нормальная. В конструкции Р-33 широко использован титан и сталь, а защита отеков от кинетического нагрева в полете обеспечена теплоизолирующим покрытием — герметиком и теплозащитными матами, без системы принудительного охлаждения. Двигатель ракеты — двухрежимный, обеспечивающий стартовый разгон и маршевую скорость, расположен вблизи центра тяжести ракеты. Энергоблок в хвостовой части включает газогенераторы рулевых машин и турбогенератор электроснабжения.
Большая дальность полета Р-33 достигнута применением двухэтапного наведения: инерциального на первом участке и полуактивного радиолокационного после захвата цели всеракурсной РГСН. Информация о перемещении цели поступает на ракету с борта носителя перед пуском, а в расчетной точке начинается управление от ГСН с помощью РЛС истребителя.
При разработке Р-33 ее основной вероятный противник определялся как крылатые ракеты и ударные самолеты, прорывающие рубежи ПВО на малых высотах и под прикрытием средств РЭБ. С учетом этого система наведения комплекса имеет возможность обнаруживать цели на фоне земли, распознавать характер и производить селекцию от помех. Так, пассивные помехи вообще не влияют на работу РГСН. Р-33 способна поражать цели, летящие на высотах от 25 — 50м до 26 — 28км со скоростью до М=3.5 с превышением или принижением относительно носителя до 10км, причем одновременно пущенные ракеты могут наводиться «Заслоном» на объекты во всем диапазоне высот и дальностей — от земли до практического потолка. Самолеты противника, маневрирующие с перегрузкой 4g, уничтожаются с вероятностью 0.6-0.8.
Р-33 могут оснащаться обычной или «специальной» (ядерной) БЧ, хотя необходимость подсветки цели РЛС истребителя до самого попадания и ограничивает возможность применения ракет в ядерном исполнении (чтобы не сорвать наведение, после пуска экипаж вынужден продолжать полет в направлении цели). В варианте Р-ЗЗЭ («энергетическом») ракеты получили двигатель с увеличенным временем работы, обеспечившим большую дальность.
Система управления ракеты включает инерциальную навигационную систему и полуактивную радиолокационную головку самонаведения.
Полуактивная радиолокационная головка самонаведения, разработанная НИИ "Агат", захватывает цель уже после пуска с самолета-носителя. До захвата наведение ракеты осуществляется инерциальной системой. Протяженность участка полета до перехода на самонаведение составляет 10-20% всей протяженности траектории. Применение ракеты обеспечивает комплекс вооружения "Заслон" перехватчика МиГ-31. На МиГ-31 установлена бортовая РЛС с фазированной антенной решеткой, способная одновременно наводить 4 ракеты на 4 цели, летящие на разных высотах.
Боевая часть - осколочно-фугасная.
Для модернизированного перехватчика МиГ-31Б, выпуск которого начался в 1990 г., была разработана усовершенствованная модификация ракеты - Р-33С с активной РГСН. Р-33С - первая советская ракета, оснащенная встроенной цифровой БЦВМ.
На МиГ-31М и МиГ-31БМ возможна подвеска до 6 Р-33С и одновременное поражение до 6 целей.

Тактико-технические характеристики
 

  Р-33 Р-33С Р-33Э
Дальность пуска максимальная,км 120 160 160
Скорость полета максимальная ,М 4.5 - 4.5
Длина ракеты,мм 4250 - 4150
Максимальный диаметр корпуса ракеты, мм 380 - 380
Размах крыльев, мм 900 - 900
Размах рулей, мм 1180 - 1180
Стартовый вес, кг 491 - 490
Вес боевой части, кг 55 - 47
Максимальная перегрузка поражаемых целей 8g - -
Максимальная скорость поражаемой цели, км/ч 3700 - -

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

Авиационная ракета Р-98 (К-98)

Базирование: Самолет
Система управления: Тепловизионная ГСН,Радиолокационная ГСН
Боевая часть: Осколочно-фугасная
Применение: Воздух-воздух
Страна: Россия
Дальность: 21 км.
Год разработки: 1965 г.




Авиационная ракета средней дальности К-98 разрабатывалась как глубокая модернизация ракеты К-8М и предназначалась для усовершенствованного варианта Су-11 - перехватчика Т-58, заданного февральским Постановлением СМ СССР 1962 г.
Основным направлением модернизации К-8М являлось: обеспечение возможности пуска ракет при атаке цели не только с задней, но и с передней полусферы, повышение помехоустойчивости и боевой эффективности. Первые проработки по соответствующей модификации ракеты под обозначением К-8М-2, предназначенной для применения с Т-3 и Як-28, были выполнены в 1961г. Впоследствии первоначальное наименование сменилось на К-98 ("изделие 56").
В 1963 г. была выпущена 31 ракета, начаты облеты Ил-28, Ту-16 и Як-28, подтвердившие возможность применения "радийных" ракет с передней полусферы, проведены два первых пуска ракет с тепловой ГСН по парашютной мишени М-6 на высотах 10 и 15 км.
В 1964 г. в ходе испытаний комплекса Т-58-98 были получены результаты, позволившие дать рекомендации о принятии на вооружение. В частности, было проведено 10 пусков телеметрических ракет по мишеням М-6 и ПМ-4108, 13 пусков боевых ракет (включая семь К-8М-1) с задней полусферы по мишеням Ил-28 и Як-25 и семь - по Ил-28 с передней полусферы, при этом все самолеты-мишени были сбиты. Не менее успешно шли испытания К-98 на Як-28П.
Ракеты оснащались новыми радиолокационными головками самонаведения ПАРГ-14ВВ, более соответствующими условиям применения на малых высотах. В частности, успешно прошли 14 пусков по Ил-28 на высотах 500...700 м. Все мишени были сбиты и при пусках ракет с передней полусферы на высотах от 7000 до 17000 м. Так же успешно проходили и войсковые испытания с пусками ракет по мишеням Ла-17 и МиГ-17. Государственные испытания завершились в июне 1964 г.
В соответствии с Постановлением от 30 апреля 1965 г. № 365-131 на вооружение поступил комплекс перехвата Су-15-98 на базе перехватчика Су-15 (Т-58-2) с РЛС РП-15 ("Орел-ДМ"), оснащенного ракетами Р-98 (К-98). Ракеты подвешивались по одной под каждой консолью крыла на пусковых устройствах ПУ-1-8. Обычный вариант подвески включал одну ракету Р-98Р с полуактивной радиолокационной головкой самонаведения и одну ракету Р-98Т с тепловой головкой самонаведения С1Д-58. Пуск ракет возможен как по одной, так и залпом.
Ракеты Р-98 с полуактивной РЛГСН впервые в СССР допускали применение не только с задней, но и с передней полусферы цели. В последнем случае на больших высотах дальность пусков по целям со скоростью до 2000 км/час возросла до 18 км при высоте цели от 5 до 18 км. При пусках вдогон цели максимальная дальность осталась на прежнем уровне - 14 км, что и следовало ожидать при использовании все того же двигателя типа ПРД-25. При пусках в заднюю полусферу для ракет с обоими типами ГСН обеспечивалась высота применения от 500м до 23000 м. Превышение цели над перехватчиком могло достигать 3 км.
Однако, несмотря на принятие на вооружение, для обеспечения успешного применения ракет Р-98 комплекс потребовал внедрения ряда доработок и проведения дополнительных испытаний, осуществленных в 1965..1967 гг.
Следующий этап совершенствования перехватчиков ОКБ Сухого первоначально связывался с применением новой РЛС "Коршун-58" и ракет К-58 ("изделие 57") с "радийной" ГСН ПАРГ-16ВВ и двигателем ПРД-143. Однако, в связи с задержками в разработке "Коршуна-58" в 1968 г. было принято решение о внедрении на Су-15 усовершенствованного варианта РЛС "Смерч-АС", получившей название "Тайфун". Ракета стала именоваться - К-98М, сохранив "несекретное" обозначение "изделие 57".

Проводившиеся с января 1969 г, заводские испытания нового варианта самолета, получившего наименование Су-15Т, выявили необходимость доработки бортовой РЛС. На государственные испытания, начавшиеся в августе 1970 г, был представлен уже самолет Су-15ТМ с РЛС "Тайфун-М". В апреле 1973 г. госиспытания завершились с рекомендацией о принятии на вооружение.
21 января 1975 г. по Постановлению № 72-26 новая модификация перехватчика была принята на вооружение и официально получила наименование Су-15ТМ, радиолокатор - РП-26. Усовершенствованные ракеты К-98М получили индекс Р-98М.
К-98М отличались повышенной помехозащищённостью ГСН и расширенным диапазоном пуска. Минимальная высота пуска ракеты Р-98МТ по сравнению с Р-98Т в передней полусфере снизилась с 5.000 до 2.000 м, а максимальная – увеличилась с 18.000 до 21.000 м (в задней полусфере – с 23.000 до 24.000 м).
Применялись ракеты на истребителях-перехватчиках Су-11, Су-15ТМ, Су-15УМ, Су-17М (только Р-98МТ).
Ракетами Р-98 в сложных метеоусловиях и ночью были сбиты южнокорейские "Боинги", нарушившие воздушную границу СССР в 1978 и 1983 г.г. Первый из них ракета поразила в облаках над Кольским полуостровом и поврежденный самолет смог произвести вынужденную посадку (причем в горячке атаки пилот Су-15, видевший "Боинг-707" только на экране РЛС, выпустил и оставшуюся ракету по "отделившейся второй цели" - отломившейся консоли крыла нарушителя). По второму - "Боингу-747" - обе ракеты, тепловая и "радийная", были выпущены с расстояния 11 км ночью, поразили фюзеляж и один из двигателей.


Состав

Ракета К-98 («изделие 56») была выполнена по аэродинамической схемe "утка" с элеронами на крыльях (см. проекции).
Ракета Р-98 (Р-98М) технологически делится на 4 последовательно расположенных отсека. Крепление хвостового отсека - фланцевое, остальные межотсечные стыки - телескопического типа.
Ракеты с тепловой и "радийной" ГСН отличаются только первыми отсеками. В радиолокационной головке самонаведения ПАРГ-15 ракеты Р-98Р введена обращенная к земле компенсационная антенна для улучшения соотношения сигнал - фон и повышения дальности действия на малых высотах. Это потребовало стабилизации ракеты по крену в схеме X независимо от крена самолета в момент пуска. На ракете Р-98Т с тепловой ГСН в первом отсеке устанавливается шар-баллон со сжатым азотом для охлаждения инфракрасного приемника. Захват цели ракетами ГСН обоих типов осуществлялся на подвесе под носителем. Метод наведения - пропорциональное наведение.

На передней части корпуса второго отсека расположены аэродинамические рули, при этом цельноповоротные консоли, лежащие в одной плоскости, кинематически связаны между собой и задействуются от одной рулевой машинки пневматического привода. Далее во втором отсеке последовательно расположены автопилот, двухволновой радиовзрыватель и контактные устройства подрыва, осколочная боевая часть с установленным в ее передней части предохранительно-исполнительным механизмом и, в кормовой части отсека, ампульная батарея постоянного тока. Ближе к бортам от ампульной батареи расположены рулевые машины канала крена.
Третий отсек представляет собой камеру сгорания однорежимного РДТТ ПРД-25. Заряд двигателя выполнен из баллиститного топлива РНДСИ-5К (РАМ-10К). Удлиненное сопло РДТТ проходит по центру четвертого, хвостового отсека, а по его периферийной части расположены торовые баллоны со сжатым воздухом для питания рулевых машин привода.
На Су-15 ракеты подвешивались на ПУ-1-8, на Су-15ТМ - на унифицированных ПУ-2-8, позволявших использовать также НАР и бомбы.

Тактико-технические характеристики
 

  Р-98 Р-98М
Максимальная скорость поражаемой цели, км/ч
в передней полусфере (ППС)
в задней полусфере (ЗПС)

2000
1800

2500
1800
Диапазон высот поражения цели, км 0,5...23 0,5...24
Максимальная дальность пуска,км
в передней полусфере
в задней полусфере

18
14

24
14
Минимальная дальность пуска,км ЗПС 1,8 1,8
Перегрузка перехватываемой цели, ед 2,0 2,0
Масса, кг 292 301
Масса БЧ, кг 40 39
Диаметр корпуса, м 0,275
Длина, м 4.17 4.22
Размах оперения, м 1,22
Энерговооруженность, кгс/кг 66
Целеуказание головке:
РГС -
ТГС -

φ цу = ± 60°
φ цу = ± 30°

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

Авиационная ракета Р-23 (К-23)

Базирование: Самолет
Система управления: Тепловизионная ГСН,Радиолокационная ГСН
Боевая часть: Осколочно-фугасная
Применение: Воздух-воздух
Страна: Россия
Дальность: 25 км.
Год разработки: 1973 г.




С внедрением в войска СССР зенитных ракетных комплексов истребители-бомбардировщики стран НАТО перешли к действиям на предельно малых высотах. Для создаваемого в то время фронтового перехватчика МиГ-23 особую значимость приобрела задача обнаружения целей на фоне земли.
Ракета для МиГ-23 создавалась в двух вариантах: «изделие 340» с «радийной» ГСН разработки НИИ-339 и «изделие 360» с тепловой головкой самонаведения ТГС-23, проектировавшейся в ЦКБ-589. Впервые в нашей стране для бортовой аппаратуры ракеты К-23 создавалась специальная элементная база — плоские микромодули. Боевая часть ракеты создавалась ГСКБ-47, двигатель — КБ-2 завода №81, твердотопливный заряд — НИИ-130.
Для отработки самолетной РЛС «Сапфир-23»,теплопеленгатора ТП-23 и аппаратуры самонаведения создали летающую лабораторию ЛЛ-110 на базе Ту-110 №5511. Машину модифицировали в Жуковском, на летно-испытательной базе завода №23. В носовой части в удлиненном обтекателе разместили РЛС «Сапфир», под крылом оборудовали подвеску в виде спецгондолы для размещения ГСН, соединенной с аппаратурой, установленной в пассажирском салоне. Исследования, проведенные на этой летающей лаборатории, позволили накопить большой материал по характеристикам сигналов, отраженных от различных подстилающих поверхностей, и выработать эффективные методы селекции движущихся объектов.
Первый вылет ЛЛ-110 состоялся 31 марта 1966 г., до конца года выполнили еще восемь полетов. В следующем году из 13 полетов около половины осуществлялось специально для изучения ГСН. Для ускорения процесса отработки привлекли и летающую лабораторию на базе массового реактивного лайнера Ту-104 №42498, получившую обозначение ЛЛ-104/23. Ее первый полет состоялся 1 ноября 1968 г. В ходе испытаний на летающих лабораториях была подтверждена дальность захвата ГСН цели типа Ту-16 26—30 км.
В 1966 г. были изготовлены габаритно-весовые макеты ракет с «радийной» и тепловой ГСН. В следующем году наряду с макетами изготовили пусковые («изделие 362»), программные («изделие 363») и телеметрические («изделие 365») ракеты в тепловом варианте. Для начала четыре «изделия 362» запустили с наземной нештатной пусковой установки.
Летная автономная отработка ракет началась на специально переоборудованном еще в начале 1967 г. МиГ-21ПФ №1203 (он же Е-7 с К-23), специально оснащенном нештатными пусковыми установками для К-23. До конца года успели совершить 17 полетов с К-23, выполнив восемь автономных пусков «изделий 362» и «363». В следующем году самолет еще 43 раза поднимался в воздух и осуществил 14 пусков программных и телеметрических ракет.
В начале 1968 г. был переделан и МиГ-21С №102 (он же Е-7 с К-23Т), на который установили контейнер с аппаратурой, обеспечивающей применение полноценных К-23 с тепловой ГСН. До конца года выполнили 14 полетов с ракетами и произвели один пуск управляемой К-23Т, начав тем самым первый этап государственных испытаний. При этом осенью радиолокатор МиГ-21С доработали, обеспечив его применение при пуске ракет К-23Т с нулевым углом упреждения. В общей сложности с двух носителей за 1968 г. выполнили 33 пуска ракет, включая 20 программных и 13 телеметрических. В том же году состоялись испытательные полеты первого прототипа МиГ-23 с четырьмя макетными ракетами, призванные определить характеристики самолета с полным комплектом paкетного вооружения.
Начиная с 1969г. приступили к пускам управляемых ракет по воздушным мишеням. Второй и четвертый прототипы МиГ-23 выполнили соответственно по 12 и четыре автономных пуска, а прототип №3 — пуск телеметрической ракеты по Ил-28. С МиГ-21С №102 велись пуски по МиГ-17, Ил-28 и парашютным мишеням М-6. Всего в 1969г. выполнили 19 пусков К-23Т. На МиГ-21С №102 прошли испытания штатные пусковые установки АПУ-23-11 и катапультная АКУ-23-11, предназначенная для подфюзеляжной подвески ракет и не получившая дальнейшего развития. В итоге МиГ-23 «потянул» только пару К-23.
Этап заводских испытаний К-23Т завершился в 1970 г., в течение которого было выполнено 18 пусков баллистических и телеметрических ракет с МиГ-21С №102, МиГ-23 №236, 239, 402, 404 и сбито два Ла-17ММ. Отработка теплового варианта продолжалась еще более двух лет.
В начале 1972 г. завершился первый этап государственных испытаний, а в июне—октябре выполнили и программу второго этапа. Всего за 1972г. провели 29 пусков. Акт по результатам совместных государственных испытаний К-23Т был утвержден 11 апреля 1973г. В них участвовали МиГ-23 №1801, 902, 602 и МиГ-23М №1201 и 1203. В качестве мишеней использовались беспилотные МиГ-17, МиГ-19, Як-25РВ, Ил-28, а также парашютные мишени и РМ-8М. В ходе испытаний от ранее применявшихся «сплошных» АПУ-23-11 перешли к более легким АПУ-23М с пусковой направляющей на двух опорах.
Однако, если работы по «тепловой» ракете мало зависели от бортовой электроники самолета, то отработку «радийной» ракеты можно было провести в должном объеме только после доведения радиолокатора «Сапфир-23» до работоспособного состояния, хотя первые автономные пуски К-23Р выполнили еще в 1969 г., а первые стрельбы по мишени состоялись в 1970 г. с самолетов МиГ-23 №236 и 239. Новизна многих технических решений по радиолокатору «Сапфир-23» привела к многократным сдвигам установленных сроков завершения работ. Все это не могло не сказаться на сроках отработки ракет.
В ходе пусков с МиГ-23 выявился эффект «достартового ослепления» радиолокационной ГСН ракеты излучением близкорасположенной самолетной РЛС по боковым лепесткам диаграммы направленности. Это явление не проявилось в полной мере в полетах летающих лабораторий на базе туполевских лайнеров из-за более отдаленного расположения самолетного радиолокатора относительно головок самонаведения, размещенных в специальных подкрыльевых контейнерах. Явная неработоспособность ГСН в этих условиях рассматривалась комиссией во главе с министром радиоэлектронной промышленности П.С. Плешаковым. В этой обстановке и родилось новаторское решение — перейти к захвату цели ГСН в полете, после старта с носителя. Первый пуск по этой схеме провели в последние дни 1970 г. Хотя при этом поразить цель так и не удалось, захват в полете прошел успешно. В дальнейшем отработка пошла вполне успешно.
Отставание «радийного» варианта от теплового было очень велико. В 1972 г. выполнили 19 пусков, в том числе по МиГ-17, но при этом выявили дефект ГСН, потребовавший ее основательной доработки. Стрельбы проводились уже с пусковых АПУ-23М. В 1972 г. осуществили 15 пусков на этапе А государственных испытаний, который из-за ремонта МиГ-23 №1203 завершился только в 24 апреля 1973 г. Соответствующий документ был утвержден почти одновременно с подписанием заключительного акта по К-23Т. Дальше ход работ ускорился, что позволило подписать акт по этапу Б 15 октября 1973 г. Всего за 1973 г. выполнили 37 пусков. В результате удалось сдать К-23Р на вооружение одновременно с тепловым вариантом и самолетом МиГ-23М.
Постановлением партии и правительства от 9 января 1974 г. на вооружение поступил полноценный вариант самолета, отвечавший первоначальному замыслу, — МиГ-23М с РЛС «Сапфир-23», получившей обозначение РП-23, и ракетами К-23 с радиолокационной и тепловой ГСН под индексами Р-23Р и Р-23Т соответственно. Серийный выпуск ракет Р-23 осуществлялся на Ковровском механическом заводе.
В составе вооружения истребителя Миг-23 Р-23 экспортировалась в Афганистан, ГДР, Алжир, Анголу, Болгарию, КНДР, Кубу, Словакию, Эфиопию, Индию, Ирак, Ливию, Польшу, Румынию, Чехию, Сирию, Судан и Югославию.

Р-23 прошли боевое крещение в 1982г. в ходе ливанской войны, где ими были сбиты не менее 6 самолетов ВВС Израиля. Большинство пусков с сирийских Миг-23 производилось на встречных курсах с дистанции 10-18км без визуальной видимости цели, причем разрыв мощной боевой части даже в 20м от самолета противника выводил его из строя.
В целом создание К-23 стало большим достижением отечественного ракетостроения. Впервые в нашей стране была спроектирована ракета, способная поражать цели на фоне земной поверхности. Тем самым возможности истребителя Миг-23 были приведены в соответствие со способами применения тактической авиации противника, с конца 1950-х гг. переходившей на нанесение ударов на малых высотах.
Ракета Р-23 около 10 лет сохраняла превосходство по тактико-техническим характеристикам над однотипными зарубежными ракетами по уровню эффективности в сложной информационной обстановке, помехозащищенности от всех известных типов активных совмещенных помех и в условиях отражений от подстилающей поверхности при атаке низколетящей цели. Только в 1982 г. ракета АIМ-7М Sparrow с доплеровской моноимпульсной головкой самонаведения достигла паритетного уровня с ракетой Р-23.
Дальнейшим развитием ракеты Р-23 явилась ракета среднего радиуса действия Р-24, которая относилась уже к третьему поколению авиационных ракет.
За рубежом ракета Р-23 получила обозначение АА-7 Apex.
Состав

Ракета Р-23  была выполнена по нормальной аэродинамической схеме, с небольшими трапециевидными дестабилизаторами малого удлинения и состояла из шести отсеков. Ракета комплектовалась полуактивной радиолокационной головкой самонаведения РГС-23 или тепловой ТГС-23, которые располагались в первом отсеке. Ракета с тепловой головкой самонаведения, получившая обозначение Р-24Т оснащалась дестабилизаторами в 1,6 раза меньшей площади в сравнении с «радийной» (Р-24Р), чем достигалась близость динамических параметров обоих вариантов ракет при различных обводах и массах передней части корпуса.
Во втором отсеке располагался радиовзрыватель «Чайка», в третьем — автопилот. Четвертый отсек занимали осколочно-стержневая боевая часть и предохранительно-исполнительный механизм. Боевая часть содержит 6кг взрывчатого вещества и уложенную на профилированном ложе сетку из двух рядов стержней, образующую при подрыве кольцо радиусом 8м.
В пятом отсеке находился блок турбогенератора и малогабаритный газогенератор для запитки рулевых машин. Шестой отсек представлял собой твердотопливный двигатель ПРД-194. Вокруг удлиненного соплового блока двигателя размещались седьмой и восьмой отсеки с рулевыми машинами — по одной на каждый руль. По наружной поверхности двигателя наряду с коробом бортовой кабельной сети проходил газоход, предназначенный для питания рулевых машин, размещенных в хвостовом отсеке. Клиновые прижимы обеспечивали соединение почти всех отсеков, кроме двух хвостовых, скрепленных телескопическим стыком. Ракета поставлялась в собранном виде, кроме крыльев, стыкуемых в войсках.
Перед стартом от самолетной аппаратуры на ракету вводилось целеуказание в пределах ±50° для радиолокационной и ±55° для тепловой ГСН. В условиях работы расположенного на близком расстоянии мощного бортового радиолокатора носителя с непрерывным сигналом подсветки первая отечественная доплеровская моноимпульсная полуактивная головка РГС-23 не могла захватывать цель на автосопровождение, находясь на подвеске под самолетом. Первые 3с полет ракеты осуществлялся в автономном режиме с отработкой специальной программы, отводящей ракету от носителя во избежание столкновения. Далее ГСН производила поиск цели и ее захват на сопровождение. При малых ошибках прицеливания дальность пуска могла в полтора раза превышать дальность захвата ГСН. Головка самонаведения РГС-23 комплектовалась приемным устройством с высокостабильными характеристиками, так что в процессе эксплуатации не требовалось проведение специальных операций по подстройке ее параметров. Важным новшеством ГСН стала и возможность автоматической подстройки ее гетеродина под литерную частоту РЛС самолета-носителя. В итоге отпала необходимость литерного исполнения ракет.

Высокими боевыми возможностями обладали также и «тепловые» ракеты с ГСН, охлаждаемой подающимся с пускового устройства АПУ-23М азотом. Для этих ракет захват цели на автосопровождение производился до старта ракеты. Дальность захвата составляла 16км, пуск мог производиться при перегрузке до 5g. Повышенная чувствительность головки самонаведения 23Т3 (ТГС-23) давала возможность атаковать самолет противника и из передней полусферы - для захвата цели достаточно было даже относительно слабого кинетического нагрева передних кромок самолета.
В то же время Р-23 оказалась достаточно сложной в эксплуатации и включала встроенные контрольно-проверочные цепи. Это требовало от летчика точного соблюдения последовательности операций по подготовке ракеты перед пуском. И все же по данным пусков, проведенных в 1975-78гг. на поражение одной мишени требовалось: 1.8-2 ракет Р-23Р, 1.1-1.2 Р-23Т и 1-1.5 Р-60.
Для отработки навыков применения ракеты предназначались "летные" Р-23УТ и "технические" Р-23УД для тренировок наземного персонала.

Тактико-технические характеристики
 

  Р-23Р Р-23Т
Дальность стрельбы, км :
- в переднюю полусферу
- в заднюю полусферу

27
15
Максимальная скорость полета, М 3
Потолок боевого применения, м 40-25000
Габариты, мм:
- длина
- диаметр
- размах крыла

4460
200
1000

4180
200
1000
Стартовая масса, кг 223 217
Масса боевой части, кг 25

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

Присоединяйтесь к обсуждению

Вы можете опубликовать сообщение сейчас, а зарегистрироваться позже. Если у вас есть аккаунт, войдите в него для написания от своего имени.

Гость
Ответить в тему...

×   Вставлено в виде отформатированного текста.   Восстановить форматирование

  Разрешено не более 75 эмодзи.

×   Ваша ссылка была автоматически встроена.   Отобразить как ссылку

×   Ваш предыдущий контент был восстановлен.   Очистить редактор

×   Вы не можете вставить изображения напрямую. Загрузите или вставьте изображения по ссылке.


×
×
  • Создать...