Х-23М

С увеличением скорости и высоты полёта самолётов фронтовой авиации точность применения традиционного оружия резко снизилась. Одновременно шло совершенствование средств ПВО и насыщение ими боевых порядков войск. Всё это привело к необходимости разработки нового вида вооружения - управляемых авиационных ракет. В СССР работы по созданию такого оружия начались с некоторым опозданием (после отставки Н.С.Хрущова в 1964 году).

Разработка ракеты Х-23, управляемой лётчиком при помощи радиокоманд, была поручена ОКБ-134 (позднее МКБ "Вымпел"). Рабочее проектирование началось в апреле 1965 года. За основу конструкции была взята ракета "воздух-воздух" РС-2УС. Из-за проблем с системой наведения разработка затянулась. В 1966 году задел по Х-23 был передан в КБ завода №455 в Калининграде Московской области (позже ОКБ "Звезда" при ПО "Стрела"), где к этому времени была создана ракета Х-66 с наведением по лучу РЛС самолёта-носителя. Работы по Х-23 возглавил Г.И.Хохлов. Было решено сохранить схему, систему управления и компоновку узлов ракеты Х-66, но применить радиокомандную систему наведения.

В 1967 году от смежников был получен макетный образец командной пропорциональной системы наведения "Дельта". В хвостовом отсеке ракеты была размещёна система приёма и дешифровки управляющих радиосигналов. К концу года на опытном производстве была изготовлена первая партия из 10 ракет Х-23 ("изделие 68"). В декабре 1967 года начались заводские исытания, продолжавшиеся до конца 1969 года. После устранения выявленных недостатков ракета была передана на Государственные испытания.

Государственные испытания, проводившиеся на самолётах МиГ-23 и МиГ-23Б, завершились осенью 1973 года. В этом же году под наименованием "Гром" ракета Х-23 принята на вооружение.

Х-23 построена по нормальной аэродинамической схеме. Боевая часть комбинированная: кумулятивная головка и осколочно-фугасная основная часть. Вдоль копуса БЧ наклеены осколочные элементы - кубики с гранью 10 мм. БЧ снабжена неконтактным взрывателем РОВ-19А и контактным СКД-24. Силовая установка состоит из ракетного твердотопливного двигателя с двухсопловым блоком. Привод рулевых машинок рулей и элеронов осуществляется от баллона со сжатым воздухом (400 ата). Электропитание систем осуществляется от ампульной батареи, электролит в которую поступает в момент пуска ракеты. Система наведения ручная пропорциональная по методу трёх точек. Для облегчения лётчику визуального наблюдения в хвостовой части установлен трассер Т-60-5. Предусмотрена возможность полуавтоматического наведения с помощью теплопеленгатора. Ракета применяется с пусковых устройств АПУ-68У/УМ.

Пуск Х-23 возможен как с пикирования, так и с горизонтального полёта. Но в любом случае самолёт был ограничен в манёвре, так как пилоту было необходимо удерживать ракету в поле зрения и в створе радиолуча до попадания в цель. Боевая часть ракеты обеспечивала сплошное поражение небронированных целей в радиусе до 40 м и уничтожение защищённых объектов с толщиной брони до 250 мм.

Ракета Х-23 может применяться на самолётах как со встроенной командной системой "Дельта-Н" ("Дельта-НМ") (МиГ-23, МиГ-27, Су-24), "Дельта-ИМ" (МиГ-23УБ), так и с подвесной контейнерной "Дельта-НГ" (МиГ-23М, МиГ-23МЛ, МиГ-27К, МиГ-27М, Су-17, Су-17М, Су-17М2, Су-17М3, Су-22М, Як-38). Проводились также испытания ракеты на морских вертолётах Ка-25, Ка-252, Ми-14. Для отработки навыков управления ракетой создан тренажёр ТНР-23. Ремонт ракет осуществлялся на заводе №711 в Борисоглебске.

Модификации:

  • Х-23 "Гром" ("изделие 68") - базовая. Принята на вооружение в 1973 году.
  • Х-23Л ("изделие 69") - с лазерной системой наведения (проект). Разрабатывалась в начале 70-х годов.
  • Х-23М ("изделие 68М") - модернизированная. Отличается более совершенной системой наведения, трассером повышенной светосилы Т-60-9, улучшенной аэродинамикой. Применяется с системой управления "Дельта-Р2М".
  • Х-23МР - доработанная.

Технические характеристики

Х-23 Х-23М
Габариты, мм:

длина
диаметр фюзеляжа
размах оперения

3591
275
785
3591
275
785
Стартовая масса, кг 288 289
Масса боевой части, кг 108 111
Максимальная скорость, км/ч 2900 2900
Дальность пуска, км:

максимальная
минимальная

10
3
10
3
Время управляемого полёта, с 20 25
Диапазон скоростей самолёта-носителя, км/ч 550-1500 550-1500
Диапазон высот применения, м 100-5000 100-5000

Литература

  1. Карпенко А.В., Ганин С.И. Отечественные авиационные тактические ракеты // Невский бастион. - 2000. - №1. - С. 20-23.
  2. Королёв В.И. Современные боевые вертолёты. - Мн.: "Элайда", 1998. - С. 190-193.
  3. Марковский В.Ю., Перов К. Советские авиационные ракеты "воздух-земля". - М.: "Экспринт", 2005. - С. 7-9.
  4. Марковский В.Ю., Перов К. Советские авиационные ракеты "воздух-земля" // М-Хобби. - 2002. - № 3. - С. 32-36.
  5. Широкорад А.Б. История авиационного вооружения. - Мн.: "Харвест", 1999. - С. 338-339.
Вооружение | На главную

Hosted by uCoz