Тактическая авиационная ракета Х-31.
Разработчик: ОКБ «Звезда»
Страна: СССР
Начало разработки: 1975 г.
Испытания: 1982-1987 гг.
Разработка противорадиолокационной ракеты (ПРР) Х-31 началась в 1975 году в ОКБ «Звезда». Необходимость ее создания была вызвана тем, что ее предшественница, ПРР Х-27ПС, не удовлетворяла заказчика по своей дальности пуска и скорости полета, заставляя носитель производить пуск ракеты в зоне досягаемости ЗРК «Усовершенствованный Хок» и «Найк Геркулес» с маневром ухода от цели, что, в свою очередь, позволяло расчету ЗРК выключать РЛС, тем самым срывая наведение ПРР. Предполагалось, что новая ракета будет иметь дальность пуска около 60 км и массу менее 400 кг, причем высокая (порядка 750 м/с при пуске на дальность 25 км с малой высоты) скорость позволит ей обеспечить поражение фугасной боевой частью РЛС ЗРК «Усовершенствованный Хок» раньше, чем выпущенная им ЗУР достигнет носителя. По РЛС ЗРК «Найк Геркулес» удары планировалось наносить вне зоны досягаемости ЗУР. Планировалось вооружить ПРР ударные самолеты третьего поколения типа МиГ-27, Су-17М и Су-24, на каждом из которых должно было размещаться не менее двух ракет.
Проекции Х-31П. Схема.
Для обеспечения требуемой средней скорости при заданной массе было решено использовать ПВРД. Для разгона ракеты до скорости запуска ПВРД использовался стартовый твердотопливный ускоритель, который удалось разместить в камере сгорания ПВРД.
В процессе проектирования стало ясно, что создать ракету массой менее 400 кг не удастся прежде всего из-за трудности создания малогабаритного ПВРД. Так, вместо легкой ПРР была получена ПРР средней дальности для подавления ПВО с дальностью пуска, в два раза превосходящей заданную первоначально. Был расширен также перечень РЛС-целей для ракеты Х-31 за счет включения в него РЛС ЗРК SAM-D (будущий «Патриот»), а также обзорных РЛС, работающих в диапазонах частотных литер В и С, для чего Омскому НПО «Автоматика» было выдано задание на проектирование трех ГСН (ПРГС-4ВП, ПРГС-5ВП и ПРГС-6ВП), работающих в данных диапазонах.
В процессе создания ракеты Х-31 в 1978 году вышло правительственное постановление о создании на ее базе противокорабельного варианта, получившего обозначение Х-31А, предназначенного для поражения надводных кораблей водоизмещением до 4500 т. Для этого на ракете Х-31 была установлена активная радиолокационная ГСН и проникающая боевая часть вместо осколочно-фугасной. Проведенные расчеты показали, что вероятность попадания ракеты Х-31А без учета огневого противодействия в одиночную морскую цель типа эсминец (ЭПР = 5000 м2) составляет 0,6-0,9, типа ракетный катер (ЭПР = 500 м2) при ее маневрировании — 0,8, которая снижается до 0,55 при наличии группы из трех катеров, при этом требуется около трех прямых попаданий ракет для потери целью типа эсминец боеспособности.
Проекции Х-31А. Схема.
Заводские летные испытания ракеты Х-31 начались в мае 1982 года на самолете МиГ-27М. На них ракета была предъявлена в вариантах Пр1 и Пр2, а также ее габаритно-массовые макеты для проверки аварийного сброса. Оснащенная стартовым двигателем и макетом маршевого двигателя Х-31Пр1 предназначалась для отработки отделения ракеты, ее старта и стабилизации на стартовом участке. Х-31Пр2 со стартовым и маршевым двигателями силовой установки предназначалась для отработки запуска маршевого двигателя, определения ее характеристик, оценки работоспособности системы стабилизации, проверки аэродинамических и баллистических характеристик.
22 ноября 1983 года начался этап «А» государственных совместных испытаний ракеты Х-31 с ГСН ПРГС-4ВП в составе системы вооружения самолета МиГ-27М.
К этому времени Х-31 претерпела конструктивные изменения, внешне выразившиеся прежде всего в изменении формы крыла и места его установки для повышения устойчивости ракеты. Параллельно с начавшимся 28 августа 1984 года этапом «Б» государственных совместных летных испытаний ракеты Х-31 в комплексе вооружения МиГ-27М был разработан перечень мероприятий по модификации ракеты Х-31 с целью повышения ее эффективности. Улучшения баллистических характеристик планировалось достичь снижением аэродинамического сопротивления за счет выполнения носовой части в едином калибре (360 мм) с камерой сгорания маршевой ступени, что также приводило бы к увеличению запаса маршевого топлива, уменьшению габаритов бугелей, устранению щелей и зазоров между сопрягаемыми элементами каркаса, установке рулей в плоскости крыльев и др.
Технологический процесс планировалось усовершенствовать за счет обеспечения лучшего подхода к соединяемым штепсельным разъемам, прокладки жгутов внутри отсеков для обеспечения их надежной термоизоляции, более рациональной компоновки и упрощения монтажа агрегатов. Эксплуатационная надежность повышалась путем обеспечения досборки и снаряжения ракеты без ее расстыковки за счет установки блока розжига, прокладки части жгутов электросхемы и их проверки при сборке двигателя, установки пиропатронов на заводе без снятия обтекателей при эксплуатации, установки боевой части через люк, а не с торца, вызывавшего необходимость отсоединения отсека с аппаратурой наведения и управления. Был проведен детальный анализ каждого элемента конструкции для снижения стартовой массы ракеты.
В феврале 1986 года успешно были проведены летно-конструкторские испытания модернизированной ракеты Х-31П. В конце весны продолжился этап «Б» государственных совместных летных испытаний комплекса вооружений самолета МиГ-27М с опытной ракетой Х-31П и опытной аппаратурой «Прогресс-Н».
В начале июня 1987 года этап «Б» летных испытаний был завершен и ракета рекомендована к серийному производству и принятию на вооружение.
Заводские летные испытания ракеты Х-31П с ГСН ПРГС-5ВП начались в январе 1986 года и проводились на самолете МиГ-27М с аппаратурой «Прогресс-Н». Затем в феврале 1987 года подключили самолет Су-24М, на двух самолетах продолжили летно-конструкторские испытания ракеты Х-31А. В третьем квартале 1987 года были выполнены практические пуски ракеты Х-31П с ПРГС-5ВП с самолета Су-24М, позволившие успешно завершить заводские летные испытания 8 сентября 1987 года. В конце сентября 1987 года начались государственные совместные летные испытания этой ракеты, проводившиеся на самолетах МиГ-27М и Су-24М и успешно завершившиеся в конце марта 1988 года, после чего Х-31П с ПРГС-5ВП была рекомендована к принятию на вооружение.
Ракета Х-31П на транспортировочной тележке.
Ракета Х-31П.
В начале весны 1988 года начались заводские летные испытания ракеты Х-31П с ПРГС-6ВП. Они были завершены в конце апреля 1988 года, затем во второй половине 1988 года были проведены государственные совместные испытания данного варианта ракеты в составе вооружения самолета МиГ-27М, завершившиеся с положительным результатом.
Так как разведывательно-прицельная станция, работающая в литерах В + С и В’ и предназначенная для установки на Су-24М к этому времени не была разработана, провести пуски ракет Х-31П с ГСН ПРГС-6ВП с него не представлялось возможным. Поэтому опытный самолет Су-24М, доработанный для применения ракет Х-31П, был задействован в мае 1988 года для проведения контрольно-серийных испытаний ракет Х-31П выпуска 1987 года, в ходе которых проверялись также возможности применения с самолета ракет Х-31П с ГСН ПРГС-4ВП.
В начале лета 1986 года начались летно-конструкторские испытания ракеты Х-31А на двух самолетах Су-24М (Т-6М30 и Т-6М37), завершившиеся 21 октября
1988 года с положительным результатом. Государственные совместные испытания ракета Х-31А прошла на Су-24М с 20 марта по 7 декабря 1989 года. В ходе них практически все ракеты поразили мишени.
Ракета Х-31А на транспортировочной тележке.
Ракета Х-31А.
Ракета Х-31А.
Серийное производство ракеты Х-31П на Калининградском производственном объединении «Стрела» (ныне ГНПЦ «Звезда-Стрела») началось в 1987 году, ракеты Х-31А — в 1990 году.
Ракета Х-31П выполнена по нормальной аэродинамической схеме с Х-образным расположением консолей крыла и рулей и включает следующие функциональные системы:
— планер. Построен по конструктивной схеме полумонокок, при которой каркасы отсеков имеют силовую обшивку, подкрепленную шпангоутами, и состоит из корпуса, технологически делящегося на три отсека, четырех консолей крыла и четырех рулей. Выполнен из титановых сплавов и жаропрочных сталей, в небольшом количестве используются также дюралюминий и композитные материалы;
— комбинированную двигательную установку 31ДПК, включающую маршевый прямоточный воздушно-реактивный двигатель 31ДП с блоком запуска и топливной системой и вложенный в его камеру сгорания стартовый ускоритель 31ДТ-1 с заливным зарядом твердого топлива;
— пассивную радиолокационную ГСН. На ракете устанавливаются сменные ГСН (ПРГС-4ВП, ПРГС-5ВП и ПРГС-6ВП), унифицированные по конструктивно-технологическим, электрическим и информационным связям;
— комплексную систему управления ракетой КСУР-72, включающую блок управления БУ-75 серии 2 (два датчика линейных ускорений ДЛУ-ВД-20с, три свободных гироскопа ГС-12В1, три измерителя угловых ускорений ИУУ-М-3, два вычислителя продольного канала, вычислитель крена, устройство формирования команд и стабилизатор) и четыре пневматических (рабочее тело — азот) привода ППН-24, отклоняющихся дифференциально и использующихся для управления по тангажу и курсу и стабилизации по крену;
— осколочно-фугасную боевую часть. Состоит из корпуса и размещенного внутри его разрывного заряда с дополнительными детонаторами. По внутренней поверхности обечайки корпуса, в ее верхней передней и нижней задней частях вклеены полуцилиндрические осколочные блоки, представляющие собой набор размещенных на тонколистовой подложке стальных элементов с полуготовыми осколками;
— контактное взрывательное устройство КВУ-77 в составе системы контактных датчиков СКД-77 и двух предохранительно-исполнительных механизмов 099М5. Все датчики (четыре Б-48-1 инерционно-волнового действия и четыре 108Д5 реакционного действия) разделены на два независимых канала, каждый из которых подключен к своему ПИМу;
— пневмосистему, состоящую из трех пневомблоков с азотом, различных редукторов, пироклапанов, штуцера и трубопроводов;
— систему электроснабжения, включающую источники электроэнергии (ампульная батарея БА-501 и блок питания БП-77М) и электросеть (электрожгуты, разъемы стыковки, безопасности и контроля, блок автоматики БА-77М-01 и предохранительный механизм ПМ-77).
Ракета Х-31А в максимальной степени унифицирована с ракетой Х-31П и имеет общие с ней планер, двигательную установку, системы электроавтоматики и электропитания, рулевые приводы. Вместо ПР ГСН установлена АР ГСН АРСН-31, за которой размещаются радиовысотомер А069 и проникающая боевая часть с модернизированной системой контактных датчиков. В составе КСУР-72 был установлен новый блок управления БУ-77 вместо БУ-75.
Ракета Х-31А на МАКС-2003.
В строевые части ракеты Х-31П и Х-31А не поступали, так как доработка носителей для их применения не проводилась по причине отсутствия финансовых средств. К настоящему времени выполнены успешные пуски ракет Х-31П с трех самолетов МиГ-27М, одного МиГ-27К и одного Су-24М. Пуски ракет Х-31А выполнялись с двух самолетов Су-24М (один из которых выполнял пуски и Х-31П) и одного из опытных образцов МиГ-29М.
МиГ-27К с перспективной ракетой Х-31П.
Ракета Х-31А является первой тактической противокорабельной ракетой (ПКР), предназначенной для вооружения ударных самолетов фронтовой авиации, и авиационных аналогов не имеет. ВМФ располагает ракетами с аналогичным типом двигательной установки («Москит», «Оникс»), однако при стартовой массе порядка нескольких тонн их трудно разместить на самолетах фронтовой авиации. За рубежом аналогов ракеты Х-31А не существует.
На базе Х-31П в 1980-1989 годах была разработана мишень М-31, предназначенная для имитации противорадиолокационных ракет и отработки систем ПВО. От противорадиолокационной ракеты она отличается конструкцией второго отсека, где размещены радиовысотомер А069, приемоответчик для внешнетраек-торных измерений, телеметрическая аппаратура, система ликвидации. Изменения коснулись также одного из хвостовых обтекателей, где проложены электрожгуты для трассера, установленного в хвостовой части.
Траектория полета мишени такая же, как и у ракеты Х-31П, однако на конечном участке предусмотрен маневр безопасности, в ходе которого мишень выходит на высоту 60 м, следует на ней и затем пикирует за позицией РЛС, на которую она наводилась. Летно-конструкторские и государственные испытания М-31 были проведены с 26 марта по 10 июня 1989 года и закончились с положительным результатом. В ходе них с опытового самолета Су-24М было выполнено 5 пусков.
Варианты окраски ракет Х-31. Рисунок 1.
Варианты окраски ракет Х-31. Рисунок 2.
Варианты окраски ракет Х-31. Рисунок 3.
Тактике-технические данные ракеты Х-31П / Х-31А:
Длина ракеты, мм: 4700 / 4700
Диаметр ракеты, мм: 360 / 360
Размах крыла, мм: 914 / 914
Стартовая масса ракеты, кг: 592-594 / 610
Максимальная дальность при высоте пуска:
— максимальной, км: 110 / 50
— минимальной, км: 40 / 30
Минимальная дальность при высоте пуска:
— максимальной, км: 15 / 10
— минимальной, км: 15 / 10
Диапазон высот пуска, км: 0,1-15 / 0,1-12
Диапазон скоростей пуска, М: 0,6-1,3 / 0,6-1,3
Скорость полета ракеты:
— максимальная, м/с: 950 / 950
— средняя (на дальности, км), м/с: 750 (45) / 750 (на 30)
Время управляемого полета, с: 120 / 120
Располагаемая перегрузка, g: 10 / 10
Точность (Екво), м: 5 / 5
Тип боевой части: ОФ / Пр
Масса боевой части, кг: 85,5 / 94,5
Тип двигателя: ПВРД + РДТТ / ПВРД + РДТТ
Тип системы наведения: ПР / АР
.
.
Список источников:
А.Б.Широкорад. История авиационного вооружения.
В.Ю.Марковский, К.Перов. Советские авиационные ракеты «воздух-земля».
Е.А.Федосов. Авиация ВВС России и научно технический прогресс. Боевые комплексы и системы вчера, сегодня завтра.