Ракета р 73

Р-73

Р-73

AA-11 Archer (рус. «Лучник»)


габаритно-массовый макет Б-72 на истребителе МиГ-29

Тип

УРВВ малой дальности

Статус

на вооружении

Разработчик

НПО «Молния», НИИЭП

Принятие на вооружение

1983 год

Производитель

АО «Дукс» (с 1982 г. до настоящего времени), Тбилисский авиазавод (до 1990-х годов)

Годы производства

с 1982 года

Годы эксплуатации

с 1983 года

Основные эксплуатанты

Россия
Индия
Украина
Китай

Другие эксплуатанты

см. ниже

Модификации

РМД-1
РМД-2
УЗР-73 (учебная)
Р-73Э (экспортная РМД-1)
Р-73М
РВВ-МД

Основные технические характеристики

Дальности пуска:

  • макс. в переднюю полусферу — 40 км (РМД-2)
  • мин. в заднюю полусферу — 0,3 км

Боевая часть: стержневая, 8 кг

↓Все технические характеристики

Медиафайлы на Викискладе

Р-73 (по классификации МО США и НАТО: AA-11 Archer — «Лучник») — советская/российская управляемая ракета класса воздух-воздух малого радиуса действия с инфракрасной системой самонаведения.

Создана специально для высокоманёвренного ближнего воздушного боя, который по итогам локальных конфликтов в Корее, Вьетнаме и проч. вновь занял подобающее место в тактике действия ВВС. При разработке учитывались такие требования как всеракурсность, сверхманёвренность, реализация принципа «выпустил-забыл». Кроме того, необходимо было, чтобы оружие не накладывало существенных ограничений на манёвр носителя в процессе применения, то есть чтобы ракета могла запускаться при интенсивном маневрировании самолёта с большими перегрузками.

Назначение

Р-73 предназначена для борьбы с воздушными целями: автоматически дрейфующими аэростатами, маневрирующими самолётами, вертолётами и крылатыми ракетами. Также может служить для организации противоракетной обороны носителя.

> Аэродинамическая схема

Аэродинамическая схема — «утка». Ракета имеет элероны, дестабилизаторы и датчики аэродинамических углов.

Двигатель

Ракета Р-73 оснащена одноступенчатым однорежимным твердотопливным двигателем с интерцепторами системы газодинамического управления (СГДУ), что позволяет выполнять ракете энергичные манёвры на участке работы двигателя.

> Система управления

Пассивная инфракрасная отклоняемая головка самонаведения (ГСН) с охлаждением. Перед пуском ракета получает первоначальное целеуказание с борта носителя.

Носители

Самолёты

  • МиГ-21 (модернизированный)
  • МиГ-23-98
  • МиГ-29 и модификации
  • МиГ-31
  • МиГ-35
  • Су-27
  • Су-30
  • Су-33
  • Су-35
  • Су-35С
  • Су-34
  • ПАК ФА
  • Як-141
  • J-10
  • HAL Tejas
  • Су-25Т
  • Як-130

Вертолёты

  • Ка-50
  • Ка-52

Технические характеристики

  • Высота поражения целей: 0,005—20 км
  • Перегрузка поражаемых целей: до 12 G
  • Собственная перегрузка: до 40 G
  • Стартовая масса:
    • РМД-1: 105 кг
    • РМД-2: 110 кг
  • Масса боевой части: 8 кг
  • Типа боевой части: стержневая
  • Взрыватель:
  • Р-73: радиовзрыватель
  • Р-73Л: оптический лазерный
  • РВВ-МД: радиовзрыватель
  • РВВ-МДЛ: оптический лазерный
  • Углы целеуказания:
  • РМД-1: ±45°
  • РМД-2: ±60°
  • Р-73М: ±90°
  • Максимальная скорость цели: 2500 км/ч
  • Дальности пуска:
  • в переднюю полусферу, максимальная:
  • РМД-1: 20 км
  • РМД-2: 40 км

  • в заднюю полусферу, минимальная: 0,3 км
  • Габаритные размеры:
  • длина: 2900 мм
  • диаметр: 170 мм
  • размах оперения: 510 мм
  • Крепление к носителю: рельсовое пусковое устройство П-72 (АПУ-73-1)

Эксплуатанты

Экспортёрами Р-73 являются три страны: Россия, Украина и Германия.

  • Россия — Р-73М
  • Алжир — 305 ракет поставлено в период 1999—2010 годов
  • Бангладеш
  • Белоруссия
  • Болгария
  • Азербайджан
  • Венгрия
  • Вьетнам
  • Египет
  • Индия — 450 ракет поставлено в период 1999—2010 годов
  • Иран
  • Италия — 8 ракет поставлено в период 1999—2010 годов
  • Китай
  • КНДР
  • Перу
  • Польша — 318 ракет поставлено в период 1999—2010 годов
  • Сербия
  • Словакия — 32 ракет поставлено в период 1999—2010 годов
  • Украина
  • Эритрея — 5 ракет поставлено в период 1999—2010 годов
  • Эфиопия

Примечания

  1. Тихонов, Т.1, 2010, с. 96.
  2. Тихонов, Т.2, 2010, с. 160.
  3. Официальный сайт АО «Дукс»
  4. Официальный сайт Тбилисского авиазавода
  5. 1 2 Управляемая ракета малой дальности Р-73 ИС «Ракетная техника» БГТУ
  6. Управляемая ракета малой дальности Р-73 | Ракетная техника
  7. The International Institute For Strategic Studies IISS. The Military Balance 2010. — Nuffield Press, 2010. — С. 228. — 492 с. — ISBN 9781857435573.
  8. 1 2 3 4 5 6 R-73 1999—2010 Report Архивная копия от 4 января 2013 на Wayback Machine Deagel.com

Литература

  • Марковский В., Перов К. Ракета находит цель. Советские авиационные ракеты «воздух-воздух» (рус.) // Крылья Родины. — М., 1995. — № 10. — С. 10—11. — ISSN 0130-2701.
  • Тихонов С. Г. Оборонные предприятия СССР и России : в 2 т.. — М. : ТОМ, 2010. — Т. 1. — 608 с. — 1000 экз. — ISBN 978-5-903603-02-2.
  • Тихонов С. Г. Оборонные предприятия СССР и России : в 2 т.. — М. : ТОМ, 2010. — Т. 2. — 608 с. — 1000 экз. — ISBN 978-5-903603-03-9.

Это заготовка статьи о ракетном оружии. Вы можете помочь проекту, дополнив её.

Советские и российские управляемые и неуправляемые авиационные ракеты

Малой дальности Средней дальности Большой дальности

  • С-25ЛД
  • Х-24
  • Х-23 (Х-66)
  • Х-25
  • Х-29
  • Х-38
  • Х-36
  • Х-38М
  • Х-59МК2 (stealth)

  • КС-1 «Комета»
  • Х-28
  • Х-58
  • Х-59
  • Х-15
  • Х-31
  • Х-45
  • Х-41 (П-270)
  • Х-35
  • Х-50 Х-СД (Изделие 715 9-А-5015)
  • Х-61 («Оникс-А»)
  • БраМос

  • К-10С
  • КСР-11
  • Х-20
  • Х-22
  • КСР-2
  • КСР-5
  • Х-55 / Х-555
  • Х-101 / Х-102
  • Х-50М Х-БД
  • Х-32
  • Х-74М2 КТРВ «ГЗУР»
  • Х-76 ( Кинжал ?)
  • Х-72 ( Циркон ?)
  • Х-80
  • Х-90

Малой дальности Средней дальности Большой дальности

Неуправляемые ракеты Неуправляемые корректируемые ракеты
Расположение по возрастанию даты разработки. Курсивом выделены экспериментальные (не принятые на вооружение образцы) .

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.

Управление вектором тяги

Эта статья или раздел нуждается в переработке. Пожалуйста, улучшите статью в соответствии с правилами написания статей.

Авиационный турбореактивный двухконтурный двигатель АЛ-41Ф1 с всеракурсно управляемым вектором тяги

Управление вектором тяги (УВТ) реактивного двигателя — отклонение реактивной струи двигателя от направления, соответствующего крейсерскому режиму.

В настоящее время управление вектором тяги обеспечивается, в основном, за счёт поворота всего сопла или его части.

История разработки

Первые опыты, связанные с практической реализацией изменяемого вектора тяги на самолётах, относятся к 1957 году и проводились в Великобритании в рамках программы по созданию боевого самолёта с вертикальным взлётом и посадкой. Прототип под обозначением Р.1127 был оснащён двумя поворачивающимися на 90° соплами, расположенными по бокам самолёта на линии центра тяжести, которые обеспечивали движение в вертикальном, переходном и горизонтальном режимах полёта. Первый полёт Р.1127 состоялся в 1960 году, а в 1967 году на его базе был создан первый серийный СВВП «Харриер».

Существенным шагом вперёд в разработке двигателей с изменяемым вектором тяги в рамках программ СВВП стало создание в 1987 советского сверхзвукового СВВП Як-41. Принципиальной отличительной чертой данного самолёта стало наличие трёх двигателей: двух подъёмных и одного подъёмно-маршевого с поворотным соплом, расположенным между хвостовыми балками. Трёхсекционная конструкция сопла подъёмно-маршевого двигателя делала возможным поворот вниз от горизонтального положения на 95°. \

Расширение манёвренных характеристик

Ещё в ходе работ над Р.1127 испытателями было замечено, что использование отклоняемого вектора тяги в полёте несколько облегчает маневрирование самолёта. Однако из-за недостаточного уровня развития технологии и приоритетности программ СВВП серьёзные работы в области повышения манёвренности за счёт ОВТ не велись до конца 1980-х годов.

В 1988 году на базе истребителя F-15B был создан экспериментальный самолёт с двигателями с плоскими соплами и отклонением вектора тяги в вертикальной плоскости. Результаты испытательных полётов показали высокую эффективность ОВТ для повышения управляемости самолёта на средних и больших углах атаки.

Приблизительно в то же время в Советском Союзе был разработан двигатель с осесимметрическим отклонением сопла кругового сечения, работы над которым велись параллельно с работами над плоским соплом с отклонением в вертикальной плоскости. Поскольку установка плоского сопла на реактивный двигатель сопряжена с потерей 10-15 % тяги, предпочтение было отдано круглому соплу с осесимметрическим отклонением, и в 1989 году состоялся первый полёт истребителя Су-27 с экспериментальным двигателем.

Принцип действия

Рис.1:Схемы сопел с механическим УВТ: а) — с отклонением потока в дозвуковой части; б) — с отклонением потока в сверхзвуковой части; в) — комбинированное.

Для схемы с отклонением потока в дозвуковой части характерно совпадение угла механического отклонения с газодинамическим. Для схемы с отклонением только в сверхзвуковой части газодинамический угол отличается от механического.

Конструкция схемы сопла, представленная на рис. 1а, должна иметь дополнительный узел, обеспечивающий отклонение сопла целиком. Схема сопла с отклонением потока только в сверхзвуковой части на рис. 1б фактически не имеет никаких специальных элементов для обеспечения отклонения вектора тяги. Различия в работе этих двух схем выражаются в том, что для обеспечения одного и того же эффективного угла отклонения вектора тяги схема с отклонением в сверхзвуковой части требует больших управляющих моментов.

Представленные схемы также требуют решения проблем обеспечения приемлемых массо-габаритных характеристик, надёжности, ресурса и быстродействия.

Имеются две схемы управления вектором тяги:

  • с управлением в одной плоскости;
  • с управлением во всех плоскостях (с всеракурсным отклонением).

Газодинамическое управление вектором тяги (ГУВТ)

Высокой эффективности управления вектором тяги можно добиться с помощью газодинамического управления вектором тяги (ГУВТ) за счёт асимметричной подачи управляющего воздуха в тракт сопла.

Рис. 2: Схема сопла с ГУВТ с использованием атмосферного воздуха на режиме осевого истечения : 1-силовой поток; 2-эжектируемый управляющий поток атмосферы; 3-кольцевая обечайка закреплённая на разделительных рёбрах; 4-разделительные рёбра.Рис. 3: Схема сопла с ГУВТ на режиме максимального отклонения вектора тяги: 1-закрытый сектор; 2-открытый сектор; 3-область пониженного давления.

Газодинамическое сопло использует «струйную» технику для изменения эффективной площади сопла и отклонения вектора тяги, при этом механически сопло не регулируется. В этом сопле отсутствуют горячие высоконагруженные подвижные детали, оно хорошо компонуется с конструкцией ЛА, что уменьшает массу последнего.

Внешние контуры неподвижного сопла могут плавно вписываться в обводы самолёта, улучшая характеристики конструктивной малой заметности. В этом сопле воздух от компрессора может направляться в инжекторы в критическом сечении и в расширяющейся части для изменения соответственно критического сечения и управления вектором тяги.

В МАИ были проведены экспериментальные работы по управлению вектором тяги за счёт взаимодействия «дешёвого» атмосферного воздуха с основной струей. За счёт перераспределения эжектируемого через боковые каналы воздуха происходит отклонение основной струи двигателя (рис. 2б). Были разработаны и испытаны малогабаритные модельные образцы устройств с применением твердотопливных газогенераторов в качестве источников сжатого газа (рис. 2). В боковых каналах плоского эжектора, связанных с атмосферой, были установлены клапаны (3, 4 на рис. 2) с электромагнитным управлением. Температура газа в газогенераторе составляла 2600 К, рабочее давление до 5..7 МПа. Развиваемая управляемая тяга 1,0 кН. Время переключения тяги из одного крайнего положения в другое не превышало 0,02 с. Удельная мощность управляющего сигнала на единицу тяги составляла не более 0,05..0,7 Вт/кгс.

Проведённые испытания показали возможность отклонения вектора тяги на углы ±20° при прилипании струи к боковой стенке эжекторного сопла.

В ЦИАМ проводились предварительные исследования на физико-математической модели сопла с газодинамическим управлением вектором тяги двигателя для учебно-тренировочного самолёта (УТС) в 2D постановке. В ТРДД для УТС наличие второго контура со сжатым и относительно холодным воздухом, отсутствие необходимости регулирования проходных сечений облегчает реализацию концепции сопла с газодинамическим управлением вектором тяги.

В исследуемом сопле выходной канал второго контура разделён продольными перегородками на четыре сектора с установленными на входе в каждый сектор устройствами регулирования расхода воздуха. Это сопло на режиме осевого истечения представляет собой сопло эжекторного типа с «жидкой» стенкой (рис. 4), однако в нём эжектируемый воздух поступает не из атмосферы, а из-за вентилятора, следовательно, имеет достаточно высокое давление. Стенка сопла первого контура разорвана сразу за его критическим сечением, поэтому выходящая из него струя газа расширяется, постоянно уменьшая к выходу площадь струи второго контура (перепад на вентиляторе околокритический).

Для принятых значений параметров на этом режиме качество рассматриваемого варианта может быть выше, чем при раздельном истечении. Это возможно благодаря замене двух поверхностей трения (части внутренней стенки сопла второго контура и внешней стенки сверхзвуковой части сопла первого контура) на «жидкую» стенку, а также благодаря выравниванию поля скоростей на выходе вследствие частичного смешения потоков. Кроме того, такая схема сопла может обеспечить улучшенное протекание рабочей линии вентилятора на дроссельных режимах.

Рис. 4: Схема сопла с ГУВТ для ТРДД УТС: 1 — газ первого контура; 2 — воздух второго контура; 3 — «жидкая» стенка; 4 — секторы второго контура; 5 — перегородки разделяющие секторы.

Для получения максимального отклонения потока один сектор (2 на рис. 4) подвода воздуха второго контура полностью перекрывается. В результате расход через второй сектор (1) возрастает в два раза (для 2D варианта).

Отклонение струи происходит благодаря:

  • неосевому истечению струи воздуха второго контура и действию её на поток первого контура под углом в направлении к оси сопла;
  • формированию на срезе сопла первого контура вблизи перекрытого сектора течения Прандтля-Майера и работе сопла как сопла с косым срезом.

В настоящее время ведутся работы над 3D-вариантом такого сопла и сопла с использованием атмосферного воздуха. По предварительным оценкам рассматриваемые схемы сопел способны обеспечить эффективный угол отклонения вектора тяги ±20°.

Конструкция струйного сопла УВТ для двигателя

Конструкции струйных сопел отличаются разнообразием силовых и газодинамических схем.

Рассмотрим конструкцию с использованием расширяющейся сверхзвуковой частью сопла для создания боковой силы тяги. С этой целью выходной раструб сопла переводится в режим перерасширения и с одной из сторон сопла, на его боковой поверхности открываются отверстия для доступа атмосферного воздуха. При этом струя из двигателя прилипает к противоположной стороне сопла.

Схема и принцип действия струйного сопла показаны на рис. 5 и рис. 6.

Рис.5: Схема струйного сопла УВТ. 1 — двигатель (газогенератор двигателя); 2 — сужающаяся часть сопла с входными внутренними створками; 3 — расширяющаяся часть сопла с выходными внутренними створками; 4 — наружные кронштейны регулируемого сопла; 5 — приводы регулируемого сопла с тягами; 6 — приводы расширяющейся части сопла; 7 — приводы заслонок на створках регулируемого сопла; 8 — заслонки подвижные, управляемые.

Образование управляющих сил обеспечивается следующим порядком операций.

  1. На первой фазе работы сопла (рис. 5) увеличивают угол отклонения створок расширяющейся части сопла — угол α установки выходных створок расширяющейся части 3 сопла.
  2. На второй фазе (рис. 6), на режиме образования управляющих усилий на части поверхности сопла открывают заслонки 8 для поступления атмосферного воздуха на части боковой поверхности расширяющейся части сопла 3. На рис.6 показан вид А и направления втекания атмосферного воздуха через открытые отверстия с заслонками на части боковой поверхности. Переключение заслонок 8 на противоположной половине боковой расширяющейся части сопла приводит к отклонению струи и вектора тяги двигателя на угол β в противоположном направлении.

Для создания управляющих усилий в двигателе со сверхзвуковым соплом можно несколько изменить сверхзвуковую часть уже существующего сопла. Эта относительно несложная модернизация требует минимального изменения основных деталей и узлов исходного, штатного сопла.

При проектировании большая часть (до 70 %) узлов и деталей модуля сопла могут не изменяться: фланец крепления к корпусу двигателя, основной корпус, основные гидроприводы с узлами крепления, рычагами и кронштейнами, а также створки критического сечения. Изменяются конструкции надстворок и проставок расширяющейся части сопла, длина которых увеличивается, и в которых были выполнены отверстия с поворотными заслонками и гидроприводами. Кроме этого изменяется конструкция внешних створок, а пневмоцилиндры для них заменяются гидроцилиндрами, с рабочим давлением до 10 МПа (100 кг/см2).

Отклоняемый вектор тяги

Отклоняемый вектор тяги (ОВТ) — функция сопла, изменяющая направление истечения реактивной струи. Предназначена для улучшения тактико-технических характеристик самолёта. Регулируемое реактивное сопло с отклоняемым вектором тяги — устройство с изменяемыми, в зависимости от режимов работы двигателя, размерами критического и выходного сечений, в канале которого происходит ускорение потока газа с целью создания реактивной тяги и возможностью отклонения вектора тяги во всех направлениях.

Применение на современных самолётах

В настоящее время система отклонения вектора тяги рассматривается как один из обязательных элементов современного боевого самолёта в связи со значительным улучшением лётных и боевых качеств, обусловленным её применением. Также активно изучаются вопросы модернизации имеющегося парка боевых самолётов, не имеющих ОВТ, путём замены двигателей или установки блоков ОВТ на штатные двигатели. Второй вариант был разработан одним из ведущих российских производителей ТРД — компанией «Климов», которая также выпускает единственное в мире серийное сопло с всеракурсным отклонением вектора тяги для установки на двигатели РД-33 (семейство истребителей МиГ-29) и АЛ-31Ф (истребители марки Су).

Боевые самолёты с управляемым вектором тяги:

C осесимметрическим отклонением вектора тяги

  • Rockwell-MBB X-31 (Экспериментальный самолёт серии X-planes)
  • МиГ-29ОВТ
  • МиГ-35
  • Су-27СМ2 (двигатель АЛ-31Ф-М1, Изделие 117С)
  • Су-30 (двигатель АЛ-31ФП)
  • Су-35С
  • Су-37
  • Су-57 (ПАК ФА — название прототипа)
  • F-15S (экспериментальный)

С отклонением вектора тяги в плоском сопле

  • F-22 Raptor

> См. также

  • Газодинамический руль
  • Реверс

> Примечания

  1. Самолёты серии X (США) (рус.) // Википедия. — 2018-11-25.

> Ссылки

  • РД-133 на airwar.ru
  1. Безвербый В. К., Зернов В. Н., Перелыгин Б. П. Выбор проектных параметров летательных аппаратов. — М.: МАИ, 1984.
  2. № 36 // Экспресс-информация. Серия: авиационное двигателестроение. — М.: ЦИАМ, 2000.
  3. Краснов Н.Ф. Часть 2 // Аэродинамика. Методы аэродинамического расчёта. — М.: ВШ, 1980.
  4. Швец А. И. Аэродинамика несущих форм. — Киев: ВШ, 1985.
  5. Залманзон Л. А. Теория элементов пневмоники. — М.: Наука, 1969. — С. 508.
  6. 2 // Опыт создания газодинамического устройства управления вектором тяги. Тезисы докладов. — Самара: «Международная научно-технической конференция, посвящённая памяти Генерального конструктора аэрокосмической техники академика Н.Д. Кузнецова», 2001. — С. 205-206.

Газовый руль ракетного двигателя

Газовый руль ракетного двигателя, содержащий перо, тарель и вал, снабжен кожухом, охватывающим перо с зазором и закрепленным на тарели. Кожух выполнен из легкоплавкого и легко деформируемого материала, например полистирола. На наружную поверхность кожуха нанесен слой клея холодного отверждения. Изобретение повысит надежность конструкции рулей, двигателя и ракеты в целом. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных твердотопливных двигателей, управляемых с помощью газовых рулей по командам системы управления ракеты.

В процессе хранения и дежурства на позиции система управления ракеты систематически проходит технический осмотр и проверку функционирования, включая прокачку газовых рулей. Работы проводятся обслуживающим персоналом, проходящим срочную службу. Результаты осмотра и проверок вносятся в паспорт (формуляр) ракеты. Проведение таких работ не исключает возможность случайного соударения с пером и тарелью газового руля с образованием трещин и микротрещин, которые визуально выявить в условиях позиции без специальных рентгеновских установок практически невозможно. Причем уровень и качество проверок могут снижаться из-за того, что обслуживающий персонал из состава специалистов срочной службы за период эксплуатации ракеты меняется несколько раз. Поэтому газовые рули должны быть защищены от случайных механических повреждений.

Известен газовый руль по патенту США №3251555, содержащий перо, тарель, вал. Газовый руль установлен в закритической части сопла. Известен газовый руль, закрепленный на срезе сопла, содержащий перо, тарель, вал (см. книгу «Конструкция ракетных двигателей на твердом топливе» под редакцией Л.Н.Лаврова, — М., Машиностроение, 1992 г., стр.145), который выбран в качестве прототипа. Недостатком известных конструкций газового руля является отсутствие в них средств защиты пера и тарели от случайного механического повреждения при технических осмотрах ракеты, что снижает надежность конструкции рулей и двигателя в целом.

Технической задачей изобретения является устранение отмеченного недостатка.

Технический результат достигается тем, что газовый руль ракетного двигателя, содержащий перо, тарель, вал, снабжен кожухом, охватывающим перо с зазором и закрепленным на тарели, причем кожух выполнен из легкоплавкого и легко деформируемого материала, например полистирола, и на его наружную поверхность нанесен слой клея холодного отверждения.

На фиг.1, 2 показана конструкция газового руля.

Газовый руль содержит перо 1, тарель 2, вал 3. Кожух 4 на поверхности 5 закреплен на тарели 2 с помощью, например, клея (на наружную поверхность кожуха 1 наносится клей 6).

Поступающие на сборку газового руля детали проходят входной контроль согласно карте входного контроля.

Сборка производится в последовательности:

— соединение пера 1 и тарели 2 с валом 3;

— проверка зазоров δ и контакта по поверхности 5 между пером 1, тарелью 2 и кожухом 4;

— установка кожуха 4 на клей по поверхности 5;

— нанесение на поверхность кожуха 4 клея 6.

Наличие зазора δ между стенкой кожуха и пером увеличивает чувствительность кожуха 4 к механическим воздействиям за счет образовавшейся консоли стенки кожуха относительно тарели. При механическом воздействии на кожух в первую очередь образуются трещины в клеевом наружном слое. Анализ трещин и вмятин (при их наличии) позволяет оценить силу воздействия на кожух и возможные последствия для пера, тарели и принять решение по дальнейшей эксплуатации.

При работе (пуске) ракеты кожух 4 от воздействия сверхзвукового высокотемпературного газового потока разрушается и выносится потоком из проточной части сопла, не оказывая влияния на работоспособность и газодинамические характеристики газового руля.

Таким образом, реализация представленного технического решения повышает надежность конструкции рулей, двигателя и ракеты в целом.

Газовый руль ракетного двигателя, содержащий перо, тарель, вал, отличающийся тем, что он снабжен кожухом, охватывающим перо с зазором и закрепленным на тарели, причем кожух выполнен из легкоплавкого и легко деформируемого материала, например полистирола, и на его наружную поверхность нанесен слой клея холодного отверждения.

Авиационное пусковое устройство АПУ-470М

Авиационное пусковое устройство АПУ-470М предназначено для подвески, транспортировки и пуска ракет Р-27Р1, Р-27ЭР1, Р-27Т1, Р-27ЭТ1. Данные пусковые устройства размещаются на двух симметричных крыльевых точках подвески. Пусковые устройства, подвешиваемые под левую и правую плоскости самолета взаимозаменяемые. Каждое из пусковых устройств предназначено для подвески одной ракеты.

АПУ безопасно во всех условиях боевого применения и эксплуатации, а также при проверке и подготовке к применению.

Функционально АПУ-470М из следующих основных систем и механизмов:

— корпуса;

— стопорного механизма;

— механизма стыковки разъемов;

— электрической системы

— элементов системы глубокого охлаждения;

Основной частью конструкции АПУ-470М является корпус (рисунок 2.1), который предназначен для закрепления на нем и размещения составных элементов пускового устройства. Все составляющие части корпуса сварной конструкции, изготовлены из стали.

Механизм стыко-вки разъемов

Система глубокого охлаждения

направляющая

Стопорный механизм

Рисунок 2.1 – компоновка АПУ-470М

К направляющей, расположенной в нижней части корпуса, крепятся блоки, агрегата и узлы, размещенные внутри корпуса АПУ. Направляющие пускового устройства имеют два профиля: сзади — транспортный участок, на который опираются узлы подвески подвешенной на АПУ ракеты, и спереди — сходовый участок, по которому перемещаются узлы подвески ракеты на начальном этапе ее движения до схода с АПУ. Передний, средний и задний кожухи предназначены для усиления конструкции корпуса и для закрытия размещенных в корпусе блоков, агрегатов и узлов.

Внутри корпуса АПУ установлены:

— Блок защелки (стопорныймеханизм), размещенный в носовой части корпуса;

-механизм стыковки разъемов, размещенный за стопорныммеханизмом

— электропневмоклапан, расположенный в районе переднего узла подвески;

— баллон с азотом, расположенный сзади электропневмоклапана;

— два электроконтакта для подвода электрического тока к электроцепи двигателя ракеты;

— жгуты электропроводки, коаксиальный тракт и трубопровод подачи азота с разъемами.

Блок защелки, представленный на рисунке 2.2, предназначен для удержания ракеты на АПУ от осевых перемещений, управления уборкой электро и пневморазъемов внутрь корпуса АПУ и замыкания электроцепи поджига двигателя после расстопоривания стопорного механизма при пуске ракеты.

Корпус объединяет все элементы стопорного механизма. В нижней части корпуса сзади имеется отверстие для прохода переднего узла подвески ракеты внутрь стопорного механизма, а спереди — направляющие выступы, которые входят в соответствующие продольные пазы переднего узла подвески ракеты. В нижние пазы — при подвески ракеты Р-27Р1(Т1) и в верхние пазы – при подвески ракеты Р-27ЭР1 (ЭТ1) при креплении ракеты в стопорном механизме.

На закрепленных в корпусе двух валиках свободно вращаются левый и правый рычаги. Плечи рычагов при своем вращении сжимают подковообразную пружину. Вращение рычагов под действием подковообразной пружины при открытии защелки ограничивается выступами на корпусе.

Рычаг 1

Ось2

Корпус

Пластинчатые пружины

Валик

Рычаг 2

Рычаг защелки

Стопор

Ограничительный выступ

Ось1

Рисунок 2.2 – Блок защелки

Передние плечи рычагов стопорного механизма имеют горизонтальные и вертикальные выступы. В горизонтальные выступы рычагов стопорного механизма упирается передний узел подвески ракеты. Под действием усилий от переднего узла подвески ракеты передние плечи рычагов стопорного механизма стремятся повернуться на открытие, обеспечивая проход через стопорный механизм узла подвески ракеты. От взаимного расположения горизонтальных выступов на рычагах стопорного механизма и подковообразной пружины относительно валиков зависит усилие, которое необходимо развить двигателю ракеты для раскрытия стопорного механизма. На оси 1 расположенной в отверстиях корпуса штифтами закреплен стопор и два рычага 1. При обесточенном электромагните зубья стопора заходят за вертикальные выступы рычагов стопорного механизма и не позволяют им расходиться. При срабатывании электромагнита стопор выходит из зацепления с вертикальными выступами рычагов стопорного механизма и становится возможным его раскрытие. Вместе со стопором вращаются рычаги 1 и нажимают кнопки микровыключателей. В этом положении стопор закрывает отверстие, исключая возможность установки предохранительной чеки.

При движении ракеты по направляющим АПУ под действием переднего узла подвески рычаг 2 вращается и перемещает тяги вперед. После выхода из зацепления рычага 2 с передним узлом подвески ракеты рычаг и тяги под действием пружины возвращаются в исходное положение.

Механизм стыковки разъемов (рисунок 2.3) предназначен для электрической и пневматической связи ракеты с АПУ и соответственно с электрической системой самолета, а также для автоматического разъединения и безопасной уборки внутрь корпуса АПУ электро- и пневморазъемов

Электроразъем

Пневморазъем

Рычаг 3

Корпус

Рычаг с роликом

Микровыключатель

Шток

Пружина

Рычаг 2

Ось

Рычаг 1

Каретка

Кожух

Рисунок 2.3 – Механизм стыковки разъемов

Корпус механизма стыковки разъема фигурной формы, в нижней его части имеется фланец, который винтами прикреплен к направляющей АПУ.

Каретка, рычаги 1и 3 с корпусом образуют параллелограмм и совместно с осями вращения рычагов в корпусе и в каретке, обеспечивают горизонтальное положение каретки вместе с электроразъемом приих перемещении в вертикальной плоскости. Электроразъем имеет возможность незначительного перемещения относительно каретки вперед и в боковом направлении. Перемещение вперед ограничивают пластины. Возможность перемещения разъема относительно каретки необходима при стыковке разъемов АПУ с разъемами ракеты, при пуске ракеты, а также для исключения повреждения разъемов в полете.

При отсутствии ракеты на АПУ опускание разъемов ограничивается буртиками, в которые упирается корпус электроразъема. Когда на АПУ подвешена ракета, то опускание разъемов ограничивается самой ракетой, а величина хода зависит от типа ракеты: ход разъема меньше при подвеске ракеты Р-27Р1(Т1) и больше — при подвеске ракеты Р-27ЭР1(ЭТ1). При неполной стыковке электроразъемов АПУ и ракеты исключается возможность установки предохранительной чеки в отверстие на корпусе АПУ с надписью ЗАКР. При стыковке электроразъема с ракетой одновременно происходит стыковка и пневморазъема. Во всех случаях, если на АПУ не подвешена ракета, контакты электроразъема закрываются крышкой, которая крепится к корпусу электроразъема двумя винтами, а пневморазъем закрывается специальным колпачком.

Электросистема является переходным звеном от самолета к ракете и выполняет следующие функции:

— подачу в ракету сигналов в зависимости от режима работы СУО;

— блокировку электрических цепей пуска при наземной подготовке, а также в полете, до готовности ракеты к пуску;

— управление системой подачи азота для охлаждения тепловой ГСН.

Эти функция обеспечивают следующая совокупность устройств: блок коммутации, блок резисторов, блок диода, электромагнит, пневмоэлектроклапан, переключатель, два электроконтакта, блок микровыключателя механизма стыковки разъемов, два микровыключателя стопорного механизма, электрожгут.

Система глубокого охлажденияпредназнечена для охлаждения тепловой ГСН, обеспечивает подвод азота к пневморазъему ракеты и состоит из: баллона с установленным на нем зарядным клапаном; перепускным клапаном и манометром; пневмоэлектроклапана; трубопровода; пневморазъема.

2.3 Авиационное пусковое устройство АПУ-73-1Д

Авиационное пусковое устройство АПУ-73-1Д (рисунок 2.4) предназначено для размещения, надежного закрепления, транспортировки до точки пуска и пуска ракеты Р-73Э.

АПУ-73-1Д представляет собой автономную систему, содержащую всю необходимую аппаратуру и механизмы для подготовки и пуска ракеты Р-73Э.

Стопорный механизм

Передний обтекатель

Винт

Баллон

Захват

Винт

Рисунок 2.4 – Компоновка АПУ-73-1Д

В состав АПУ-73-1Д входят следующие блоки и механизмы:

— стопорный механизм;

— механизм поджатия разъема РПКМ;

— механизм среза жгута;

— элементы системы глубокого охлаждения;

— электросистема

Стопорный механизм,представленный на рисунке 2.5, предназначен для фиксации ракеты на направляющих АПУ; обеспечения схода ракеты с заданным усилием; блокировки цепи запуска двигателя при наземной эксплуатации.

Стопорныймеханизм состоит из корпуса, на котором установлены узлы и детали, обеспечивающие удержание ракеты на направляющих от перемещения вперед и назад, прохождение команды на запуск двигателя ракеты через контакты запуска двигателя (КЗД), тарированное поджатие пружины гайкой усилие схода ракеты и блокировку цепи запуска двигателя ракеты приназемной эксплуатации.

На корпусе стопорногомеханизма установлены пластины антивибраторов, обеспечивающие уменьшение вибраций ракеты в пределах зазора между передним узлом крепления и верхней плоскостью направляющих пилона пускового устройства, и рычаги, возвращающие антивибраторы в исходное положение при подвеске ракеты. На стенках закреплены концевые выключатели, замыкающие цепь запуска двигателя ракеты при открытии стопорного механизма. На кронштейне установлены концевые выключатели, размыкающие цепь запуска двигателя ракеты при вставленной чеке, и электроклапан системы охлаждения ракеты. К электроклапану подсоединен трубопровод подачи азота в систему охлаждения.

Задний упор

Электроразъем

Рисунок 2.5 – Стопорный механизм

При подаче постоянного электрического тока напряжением 27В на электромагнит, защелка поднимается и через рычаг нажимает кнопки микровыключателей, обеспечивающих прохождение электрической команды на КЗД. Вторая пара нормально замкнутых контактов микровыключателя используется для выдачи на борт индикации закрытого положения замка. При этом защелка освобождает шток и не препятствует открытию замка. Под действием тяги двигателя скос переднего узла крепления ракеты нажимает ролик, в результате чего обе тяги, преодолевая усилие пружины, складываются. Ролик поднимается и не препятствует сходу ракеты. Величина поджатия пружины регулируется гайкой, обеспечивая заданное усилие схода ракеты. При сходе ракеты ее передний узел крепления, упираясь в упоры пластин антивибраторов, перемещаетих вперед, и под действием усилия пружины пластины поджимаются вверх и удерживаются в верхнем положении, обеспечивая свободный проход второго и третьего узлов крепления ракеты. После схода ракеты пружина возвращает тяги с роликом в исходное положение. После отключения питания с электромагнита защелка опускается и вновь стопорит шток электромагнита.

Механизм поджатия разъема РПКМ(рисунок 2.6) обеспечивает стыковку установленной на корпусе механизма вилки электроразъема ракеты с пусковым устройством, а также фиксацию подстыкованной вилки электрожгута ракеты. Корпус механизм поджатия разъема РПКМ крепится к корпусу пускового устройства. На корпусе установлена розетка разъема РПКМ электрожгута АПУ.

Рисунок 2.6 – Механизмы поджатия разъема и среза жгута

Для осуществления стыковки АПУ с ракетой необходимо рычаг перевести в верхнее положение, при этом ползуны за счеткинематики переместятся в крайнее левое положение, а валики вилки электроразъема ракеты ввести в ловители механизма и вручную продвинуть вилку вперед до захода направляющих штырей розетки в ответные отверстия вилки. При этом ползуны отжимаются вверх за счет наклонных плоскостейи, возвращаясь вниз после продвижения валиков, фиксируютих в своих гнездах под действием пружин. После нажатия рычага вниз по стрелке ползуны перемещаются в крайнее правое положениеи подтягивая вилку за валики, стыкуют разъем. При состыкованном разъеме рычаг занимает положение, при котором пружина прижимает рычаг вниз, осуществляя контровку положения рычага.

Механизм среза жгута(рисунок 2.6) обеспечивает удержание обоймы срезного устройства электрожгута, соединяющего электроцепи ракеты и пускового устройства, удержание обоймы во время схода ракеты и уборку обоймы внутрь переднего обтекателя после среза жгута. При подвеске ракеты поворот захвата, соединяемого с обоймой ракеты, осуществляется вручную поворотом с помощью специального ключа, устанавливаемого в гайку. После среза жгута захват вместе с обоймой, удерживаемой защелкой, под действием усилия пружин откидывается вверх до упора к амортизатору.

Система глубокого охлаждения предназначена для подачи азота через пневморазъем для охлаждения тепловой головки самонаведения ракеты.

При эксплуатации производится дозаправка баллона до рабочего давления в соответствии с графиком зарядки баллона, в зависимости от температуры окружающей среды.

Электросистемавключает в свой состав систему электропитания СЭП-72М, формирующая необходимые виды электроэнергии и блока управления пуском БУП-72, предназначенного для выда­чи на ракету команд подготовки, контроля готовности к пуску и пусковых команд.

2.4 Блок Б-13Л

Блок Б-13Л, являясь многопозиционным пусковым устройством трубчатого типа, предназначен для размещения, надежного закрепления, транспортировки и пуска ракет типа С-13. Блок обеспечивает боевое применение как корректируемых ракет типа С-13Л, так и неуправляемых ракет типа С-13 различных модификаций.

В качестве составляющих блок как пусковое устройство содержит силовую часть (корпус) с узлами подвески и элементами системы стабилизации блока на держателе, устройства фиксации ракет в направляющих блока, элементы системы обеспечения температурных условий транспортировки ракет и системы управления оружием.

Корпус блока (рисунок 2.7) состоит из переднего и заднего обтекателей, переднего, центрального и заднего отсеков, четырех усиливающих дисков и пяти труб — направляющих для размещения ракет. Для придания жесткости корпусу блока усиливающие диски установлены на торцах отсеков и обеспечивают соединение между собой соответствующих обтекателей и отсеков. Для этой же цели служат направляющие, которые пропускаются через отверстия усиливающих дисков.

Передний обтекатель придает блоку аэродинамическую форму, его головная часть для обеспечения возможности замены теплоизоляционной прокладки, закрывающей направляющие с ракетой, выполнена подвижной и может перемещаться вперед на расстояние до 175мм. Для этого на переднем усиливающем диске закреплена штанга, служащая опорой обтекателю при его перемещении. В носке обтекателя, кроме того, размещен специальный винтовоймеханизм со стопором, обеспечивающий возможность фиксации обтекателя в закрытом положении и перемещения его вперед при замене прокладки.

На корпусе центрального отсека установлены два рым-болта, предназначенные для подвески блока на несущие рычаги замка, ШР. Для электрической связи блока и ракет с СУО, передняя и задняя опоры, которые совместно с ухватами обеспечивают фиксацию блока относительно держателя, а также специальные пиротехнические устройства — передний и задний пиромеханизмы, предназначенные для принудительного отталкивания блока от держателя при аварийном его сбросе. Каждый пиромеханизм состоитиз двух пирозатворов, двух пиропатронников, пирокамеры и толкателя. Пирокамеры соединяют пиропатронники с толкателями, смонтированными в передней и задней опорах.

Функции стопорного механизма в блоке выполняют затвор совместно с монтажным блоком, которые обеспечивают надежное удержание ракет в направляющих. Монтажный блок препятствует перемещению ракет в направлении пуска, так как в его поверхность упираются буртики контактных втулок ракет, а затвор, закрывая тыльную часть блока, удерживает ракеты от перемещения назад. В процессе транспортировки и хранения ракет до снаряженияих в блок в целях безопасности на контактную втулку надета специальная шунтирующая заглушка, сама втулка крепится на стакане, закрывающем систему стабилизации и сопловой блок ракеты. Крепление стакана к ракете осуществляется путем завальцовки его переднего торца в кольцевую канавку хвостовой части корпуса двигателя ракеты. Затвор выполнен в форме диска с пятью отверстиями для направляющих ракет, шестью фигурными отверстиями для крепления затвора в блоке, двумя ручками с фиксаторами и центральным отверстием для блока контактов. Для снятия затвора необходимо в обеих ручках утопить штоки, вывести фиксирующие штифты из зацепления, повернуть ручки на 180° и застопоритьих в канавках. Одновременно с этим выводятся из зацепления с фиксаторами края специальных отверстий затвора. Вращая затвор за ручки против часовой стрелки, вывести края фигурных

отверстий из зацепления со штырями заднего обтекателя блока. Установка затвора на блок производится в обратной последовательности.

Коммутатор каналов представляет собой релейно-контактную схему, размещенную в специальной коробке, имеющей шесть ШР, которые предназначены для подключения разъемов блока предохранительных выключателей, монтажного блока при организации одноканального (для ракет С-13Л) и многоканального (для ракет С-13) пуска ракет и узла контактов.

Блок предохранительных выключателей обеспечивает блокировку цепей пуска ракет и срабатывания пиропатронов в процессе технической эксплуатации блока Б-13Л на земле. При установке предох­ранительной чеки в специальное гнездо блока указанные электрические цепи блока размыкаются. Перед вылетом самолета предохранительная чека вынимаетсяиз блока.

Монтажный блок коммутирует на узел контактов импульсы электрического тока, предназначенные для электровоспламенителей ракет при их пуске, и формирует электрические сигналы наличия ракет с помощью кольцевых контактов, расположенных в контактных муфтах каждой направляющей блока. Кольцевые контакты замыкаются при наличии ракеты в направляющей блока, в результате чего формируется соответствующий сигнал. Конструктивно монтажный блок выполнен в виде диска с пятью отверстиями для контактных муфт, размещаемых соосно с направляющими блока и узлом контактов в центре.

Узел контактов предназначен для передачи исполнительных импульсов на электровоспламенители ракет приих пуске и состоит из флажка с вставленным в него корпусом, пятью парами подвижных контактов (в каждой паре один контакт минусовой, второй контакт — плюсовой), которые установлены в пазах корпуса и подпружинены. При снаряжении ракет в направляющие блока подвижные контакты под действием пружин плотно прижимаются к соответствующим контактам ракеты, образуя электрическую цепь с ее воспламенителем.

Ракета малой дальности Р-73 с тепловой головкой самонаведения предназначена для ведения всеракурсного ближнего воздушного боя и на конец XX века не имеет равных зарубежных аналогов по маневренным характеристикам и дальности поражения.

Характеристики

Р-73 РМД-1 Р-73М РМД-2
Обозначение НАТО AA-11 Archer (Стрелок)
Стартовая масса, кг 105 110
Масса БЧ, кг 8 8
Тип боевой части стержневая стержневая
Тип ГСН ИК ИК
Дальность пуска, км: максимальная 30 40
минимальная 0,3
Перегрузка поражаемых целей 12
Собственная допустимая перегрузка 40
Вероятность поражения цели 0,6
Длина, мм 2900
Диаметр корпуса (калибр), мм 170
Размах оперения, мм 510

Таблица дальностей пуска ракет с Су-27

Без учета ограничений ГСН, условия — скорость носителя 900 км/ч, цели 700, цель прямо по курсу, никто не маневрирует. Дальности даны для разных высот (10000, 5000, 1000) и ракурсов (ППС 0/4 1/4 2/4 3/4, вбок 4/4, ЗПС 0/4 1/4 2/4 3/4).

+———————————————————-+ | | | ППС |вбок|ЗПС | | | |——————-| |——————-| |Ракета|Высота|0/4 |1/4 |2/4 |3/4 |4/4 |0/4 |1/4 |2/4 |3/4 | |———————————————————-| |Р-73 | 10000|17.5|16 |15 |13 |12 | 8.5| 9 | 9 |10 | |———————————————————-| |Р-73 | 5000|13 |12.5|11.5| 9 | 8 | 6 | 6 | 6.5| 7.5| |———————————————————-| |Р-73 | 1000| 9 | 8.5| 7.5| 6.5| 5.5| 4 | 4 | 4.2| 4.8| +———————————————————-+ // Источник таблицы — Valeri_

Разработчик и состояние: Р-73 под индексом «Изделие 72» была разработана и принята на вооружение в 1983г. (по другим данным — в 1985г.) в НПО «Молния». Однако, в связи с переводом НПО на разработку космического корабля многоразового использования «Буран», в 1983г., «Изделие 72» было передано в ГосМКБ «Вымпел» на доводку и модернизацию. В настоящее время Р-73 это основная ракета ближнего боя российских ВВС.

Носители: МиГ-21-93, МиГ-23МЛ, МиГ-29, МиГ-29М, МиГ-29С, МиГ-29К, Су-27, Су-27К, Су-25Т, Як-141.

Цели, преследуемые разработкой: создание оружия, обеспечивающего превосходство в ближнем высокоманевренном бою, которое, не ограничивая маневренные возможности истребителя, позволило бы летчику реализовать правило: «Увидел противника — стреляй, выстрелил — забыл». Особенности ближнего воздушного боя: большие угловые ошибки пуска ракеты на малых дальностях; необходимость стрельбы на встречно-пересекающихся курсах; большие угловые скорости линии визирования цели на момент пуска — требуют создания высокоманевренной ракеты, способной осуществлять разворот в направлении на цель сразу же после пуска с углами атаки до 40°.

Назначение: перехват и уничтожение в ближних воздушных боях высокоманевренных пилотируемых и беспилотных средств воздушного нападения и разведки противника. Предусмотрена возможность поражения автоматических дрейфующих аэростатов, крылатых ракет и вертолётов.

Условия применения: Обеспечивает поражение целей на высотах до 5м на всех ракурсах (в переднюю и заднюю полусферы цели), днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, с любых направлений, при наличии естественных помех и при активном радиоэлектронном противодействии противника, на фоне земной и водной поверхностей. Не накладывает ограничений на начальные условия пуска, полностью автономна.

Особенности Р-73: ракета с комбинированным аэрогазодинамическим управлением, сочетающая положительные качества ракет с чисто аэродинамическим и с чисто газодинамическим управлением: управляемость на пассивном участке полета с требуемыми тактико-техническими характеристиками и управляемость и стабилизация при полете на больших углах атаки при работающем двигателе ракеты.

Она значительно превосходит по своим характеристикам существующие ракеты подобного типа за счет:

  • отсутствия ограничений на режимы полета и интенсивности маневра носителя;
  • обеспечения возможности стрельбы на встречных и пересекающихся курсах;
  • простоты и быстродействия прицеливания и захвата цели во всем диапазоне углов целеуказания, в том числе случайно обнаруженной цели на проходе под большими ракурсами на малой дальности;
  • больших маневренных возможностей и способности наведения на цель при угловых скоростях линии визирования цели до 60°/с и угловых ошибках стрельбы до 60°;
  • абсолютной автономности ракеты после пуска, обеспечивающей полноту свободы маневра носителя для выхода из атаки;
  • наличия гарантированных всеракурсных зон возможных пусков по интенсивно маневрирующим целям;
  • высокой помехозащищенности систем наведения и подрыва от естественных и организованных помех и др.

Модификации

Предприятиями НПО «Молния» и ГосМКБ «Вымпел» разработаны два варианта этой ракеты:

Р-73 РМД-1 и Р-73М РМД-2, отличающиеся в основном углами целеуказания: 45° для варианта РМД1 и 60° для варианта РМД2. Есть информация, что РМД2 имеет улучшенный двигатель практически удваивающий максимальную дальность в реальных боевых условиях. ГСН у РМД, кроме увеличения углов целеуказания обладает повышенной помехозащищённостью против ИК-противодействия и построена на цифровой элементной базе, что позволяет легко перепрограммировать алгоритмы слежения и перехвата. Улучшены возможности атаки низколетящих целей.

Р-73 Может служить для организации противоракетной обороны, позволяет реализовать режим обратного старта для обороны задней полусферы носителя. Существует, также, экспортный вариант: Р-73Э. На базе РМД2 разработана и испытана ракета обратного старта.

Конструкция

При разработке был использован ряд новых технических решений. В ракете, выполненной по аэродинамической схеме «утка» с дестабилизаторами в головной части корпуса и традиционным крестообразным расположением аэродинамических поверхностей на сопловой части двигателя, установлен блок газодинамического управления интерцепторного типа, создающий боковую силу за счет отклонения газовой струи двигателя, что придает ракете высокую маневренность, обеспечивающую поражение целей, маневрирующих с перегрузкой до 12 единиц. При работающем двигателе управление и стабилизация ракеты по тангажу и курсу осуществляются совместно соединенными попарно для каждого канала четырьмя аэродинамическими рулями и четырьмя газодинамическими интерцепторами. После окончания работы двигателя управление и стабилизация осуществляются только аэродинамическими рулями. Стабилизация ракеты по крену осуществляется с помощью четырех механически связанных между собой элеронов.

Ракета оснащена малогабаритной пассивной инфракрасной головкой самонаведения повышенной чувствительности и помехозащищенности с глубоким охлаждением фотоприемника, которая захватывает цель в подвеске под носителем. Эта головка отрабатывает углы целеуказания до 45° (60° для РМД-2), имеет углы прокачки координатора до 75° и угловую скорость слежения за целью (угловую скорость линии визирования) до 60°/с.

В зависимости от модификации, ракета оснащается лазерным или радиовзрывателем.

Благодаря своей ТГС, Р-73 — одна из первых в мире всеракурсных ракет малой дальности, способная поражать цели не только на догонных, но и на встречно-пересекающихся курсах. Ракета атакует цель при любом ее начальном положении, позволяет перехватывать цели, летящие в широких диапазонах высот и скоростей. Целеуказание головке самонаведения ракеты Р-73 может выдаваться нашлемной системой целеуказания летчика.

Для повышения вероятности поражения целей на пересекающихся курсах в головке самонаведения производится смещение точки наведения с сопла на фюзеляж цели.

Основной материал конструкции — алюминиевые сплавы, корпус двигателя — стальной.

Для подвески под носителями и пуска ракеты используется рельсовое пусковое устройство П-72 — с последовательным выходом трех бугелей из направляющих; узлы подвески к самолету — ушкового типа. Размещенная в этом устройстве аппаратура обеспечивает возможность применения ракеты с любого современного самолета без его существенной доработки.

По другим данным подвеска ракет Р-73 производится на авиационные пусковые устройства АПУ-73, устанавливаемые на внешние подкрыльевые точки подвески.

Характеристики

Ракета атакует цель, совершающую полет в диапазоне высот от 20м (5м для Р-73М РМД-2) до 20км со скоростью до 2500 км/ч, при любом ее начальном положении, в диапазоне углов целеуказания ±45° при угловых скоростях линии визирования до 60°/с.

Целеуказание головка самонаведения может получать от любых источников информации: радиолокационного или оптоэлектронного прицельного комплекса, нашлемной системы целеуказания и др., что позволяет проводить дальнейшую модернизацию по повышению дальности, помехозащищенности и эффективности

По уровню основных тактико-технических характеристик, определяющих эффективность ракет в ближних воздушных боях (максимальная перегрузка поражаемых целей, углы целеуказания, угловые скорости автосопровождения целей головкой самонаведения, минимальные дальности пуска по маневрирующим целям), ракета Р-73 превосходит лучшие зарубежные аналоги.

Ссылки

  • Russian Air-to-Air Missile AA-11 (Archer) на Watson’s Military Page
  • Molniya/Vympel R-73 (AA-11 Archer)
  • К-73/Р-73 — отличный материал с историей разработки.

Источники

  • «Независимое военное обозрение». 1998(?).
  • «Военный парад». Сентябрь-октябрь 1998. /Прислал Дмитрий Усцов/
  • CD-ROM «Су-27 и его модификации» студии «Крылья России».
  • «Современные боевые вертолёты». В.И.Королёв. Минск. Элайда. 1998.
  • «Самолёты спецназначения». В.Н.Шунков. Минск. Харвест. 1999.