СССР, первый пуск – 1962 г.
С.Г. Мороз
Справочник
Созданная более полувека назад авиационная крылатая ракета Х-22 принадлежит к тем образцам оружия, которые смогли сохранять свою чрезвычайно высокую боевую эффективность, невзирая на последовательное развитие существующих и появление у вероятного противника новых средств противодействия. Она была важнейшей частью ударной мощи советской дальней и морской авиации Союза Советских Социалистических Республик, и остается на вооружении самолетов Ту-22М3 Воздушно-Космических Сил России.
Авиационно-ракетные системы (комплексы) с крылатыми ракетами Х-22 I поколения
К-22, авиационно-ракетная система (комплекс) дальнего действия.
Предварительная проработка конструкции авиационной крылатой ракеты с высокой сверхзвуковой скоростью полета, запускаемой вне рубежа ПВО противника, начата в 1954 г. в ОКБ-155 на основной территории предприятия в Москве. Разработку собственно ракеты возглавил ответственный руководитель ОКБ-155 Главный (с 1956 г. – Генеральный) конструктор Артем Иванович Микоян. Вероятно, работа была начата по инициативе Генерального конструктора ОКБ-156 Андрея Николаевича Туполева специально под разрабатываемый для Дальней Авиации новый сверхзвуковой самолет «105» в модификации Ту-22К, с чем связан выбор ее обозначения.
Была поставлена задача достижения скорости полета М=3,5 и высоты 22,5 км, что обеспечивало прорыв любой системы ПВО. Был использован опыт создания проектов ракет К-10П и К-14, но с заменой ТРД в силовой установка на ЖРД для достижения требуемых высот и скоростей полета.
Фото: Е.Ю. Казеннов // http://militaryrussia.ru/blog/topic-255.html
Первоначально предполагалось создание такой ракеты в двух вариантах:
- с активной радиолокационной головкой самонаведения (АРГСН) для поражения крупных радиолокационно-контрастных подвижных и неподвижных целей, обнаруживаемых РЛС носителя непосредственно перед пуском;
- с автономной системой наведения без ГСН для поражения крупных радиолокационно-контрастных подвижных и неподвижных целей, обнаруживаемых непосредственно перед пуском РЛС носителя путем ее программирования по определенным координатам относительно расчетной точки пуска.
В дальнейшем был добавлен третий вариант наведения с пассивной радиолокационной ГСН для поражения различных радиотехнических средств противника (РЛС всех типов и назначений, связные и вещательные радиостанции, телестанции, радиомаяки и пр. навигационные устройства, стационарные и подвижные станции постановки радиоэлектронных помех).
Работа над ракетой велась под непосредственным руководством заместителя Микояна по тематике «Б» (ракетная техника) Михаила Иосифовича Гуревича. В коллективе ОКБ-155 в ней в разное время участвовали ведущие специалисты и инженеры-конструкторы Аргоник Г.А., Афанасьев И.Д., Введенский Б.Г., Коваленко Е.Я., Осипов Ю.М., Саломатов В.Д., Титков К.А., Фролова Н.К., Шенгелая Л.М., Шумов В.А., Шустер П.А., Щеголев Л.М., Щепин В.М., Якубович В.М. и др.
Фото: http://www.migavia.com/designers/mikoyan.html
Предварительные работы позволили определить возможный технический облик ракеты и сверхзвукового самолета-носителя для нее и показали возможность создания такой системы в существующих условиях серийного авиационного производства в СССР без его коренной перестройки.
17 июня 1958 г. разработка эскизного проекта и опытное строительство комплекса были заданы Постановлением Совета министров СССР №426-201. Ставилась задача создания ракеты для проектируемого сверхзвукового дальнего самолета «105» (Ту-22), которая могла бы поражать радиолокационно-видимые неподвижные и крупные подвижные цели (морские суда) с пуском вне зоны поражения ЗРК и перехватчиков малой дальности ПВО противника.
Задание на проектирование было подтверждено Постановлением Совета Министров СССР №426-301 от 17.06.58 г. – в нем ракета рассматривалась уже как составная часть комплекса К-22 самолета Ту-22К.
Разработку системы вели:
- головным предприятием в разработке системы К-22 было ОКБ-156 ГКАТ Генерального конструктора А.Н. Туполева – как разработчик носителя «105» (Ту-22);
- эскизное проектирование ракеты вело ОКБ-155 ГКАТ Генерального конструктора А.И. Микояна;
- рабочее проектирование вел его филиал ОКБ2-155 (с 1966 г. – МКБ «Радуга») в пос. Иваньково Кимрского р-на Калининской обл. (с 1960 г. – г. Дубна Московской обл.), Главный конструктор А.Я. Березняк;
- проектирование и опытную отработку двигателя КР-5-26 первоначально вело КБ-26 МАП, но далее работы были переданы в КБ-300 ГКАТ – Главный конструктор С.К. Туманский;
- проектирование и опытную отработку системы наведения вело КБ-1 ГКРЭ.
Фото: https://rus.team/images/article/45164/2019-01-23-238_76932-1_906116.webp
К разработке ракеты постепенно были привлечены научные организации:
- ЦНИИ-30 АКТ МО СССР (Центральный Научно-исследовательский институт авиационно-космической техники Министерства обороны СССР № 30) – формирование и утверждение тактико-технических требований к системе (комплексу) и ко всем ее компонентам;
- ЦАГИ (Центральный аэрогидродинамический институт) – выдача рекомендаций и лабораторные исследования и испытания аэродинамики прочности;
- ЦИАМ (Центральный авиамоторный институт) – по профилю своей работы;
- ЦИАТиМ (Центральный институт авиационных топлив и масел) – по профилю своей работы;
- ВИАМ (Всесоюзный институт авиационных материалов) – по профилю своей работы;
- НИИ-2, с 1966 г. – НИИ АС (Научно-исследовательский институт авиационных систем) – формирование алгоритмов работы комплекса, теоретическое обеспечение проектирования и лабораторная отработка его систем управления и их компонентов, в дальнейшем – оценка возможной эффективности;
- НИАТ (Научно-исследовательский институт авиационной технологии). Обеспечивал решение теоретических и практических вопросов, связанных с разработкой и внедрением новых конструкционных материалов и технологических процессов;
- НИИ-22 МО СССР, с 1966 г. – ГосНИИ ЭРАТ (Государственный Научно-исследовательский институт эксплуатации и ремонта авиатехники) – меры по улучшению эксплуатационной пригодности комплекса (прежде всего, работа с топивной системой ракеты), разработка специфических мер техники безопасности при обращении с ядовитыми и химически агрессивными компонентами топлива).
Состав авиационно-ракетной системы К-22 в базовом варианте:
- самолет-носитель Ту-22К (КД);
- система управления К-22У на борту носителя;
- система подготовки пуска на борту носителя;
- крылатая ракета К-22 (Х-22) – одна на борту, возможно применение в двух модификациях, каждая со своей системой наведения на базе АРГСН или инерциального счислителя пути (ПСИ) и боевой частью (для варианта с АРГСН специальная или обычная, для варианта ПСИ – только специальная;
- контрольно-проверочная аппаратура (КЗА) на борту носителя и на аэродроме для регистрации работы элементов системы при ее проверке, настройке и применении;
- средства наземного обслуживания (СНО), которые обеспечивают транспортировку, хранение и подготовку к применению всех компонентов системы, включая их проверку, снаряжение (заправку, зарядку) и подвеску ракеты, а также снятие ее и слив компонентов топлива после учебного полета.
Примечание: здесь и далее в разделах по другим модификациям ракет Х-22 с автономной системой наведения (без ГСН) сведения о наличии в ее составе путевого счислителя инерциального с коррекцией его работы по данным допплеровского измерителя скорости (ПСИ) и сноса (ДИСС) и соответственно способу и порядку наведения такой ракеты в тексте, таблицах и на схемах даны по указанным во 2-й части статьи источникам. В то же время по свидетельству участника испытаний ракет Х-22 (см. его комментарии внизу) их система наведения в автономном варианте без ГСН включала только автопилот, программно-временной механизм и радиовысотомер, антенны которого и устанавливались за радиопрозрачным обтекателем под носовой частью ракеты. Также следует отметить, что указанное здесь обозначение такой ракеты Х-22ПСИ в ряде источников не применяется – там она именуется просто Х-22 без буквенного индекса.
Система управления ракетой К-22У на борту носителя в свою очередь состоит из:
бортовой РЛС типа ПН, сопряженной с центральным навигационно-вычислительным устройством ЦНВУ-1Б (с ним также сопряжена навигационно-бомбардировочная система НБС носителя);
навигационных устройств на борту носителя (навигационного счислителя пути, ДИСС и др.);
устройств управления и индикации.
Состав системы управления ракеты К-22У на ее борту – см. ниже в разделах о конструкции ее модификаций.Ход испытаний системы (комплекса) в базовом варианте.
Ход испытаний системы (комплекса) в базовом варианте
Первый этап заводских испытаний системы начался на специально переоборудованном самолете Ту-16К22 в 1961 г., введение системы в состав вооружения строевых самолетов Ту-16 не предполагалось ввиду их недостаточной размерности и грузоподъемности, что вело к снижению дальности с такой подвеской.
Первый испытательный пуск ракеты Х-22 с борта самолета Ту-16К22 состоялся в 1962 г.
Строевая эксплуатация самолетов Ту-16К22 не проводилась.
Опытный самолет Ту-22К был построен в 1961 г. Заводские испытания самолета начались 01.07.61 г. Испытания комплекса в штатном исполнении на 1-м опытном самолете Ту-22К начались в 1962 г.
На первом этапе полеты выполнялись с весогабаритными макетами (в т.ч. для бросковых испытаний), а затем со штатными изделиями в частичной и полетной комплектации.
Первый пуск опытной ракеты К-22ПГ (см. ниже) был выполнен в 1962 г.
Испытания показали, что при полете с подвеской из-за деформации конструкции фюзеляжа и крыла носителя от веса ракеты, инерционных и аэродинамических сил возникают нерасчетные нагрузки на проводку управления, что приводило к возникновению кренов и существенно затрудняло пилотирование.
При проведении СГИ в ГНИКИ ВВС самолет потерпел катастрофу, экипаж погиб.
Для устранения выявленных недостатков носитель был доработан, также были введены изменения в руководство по летной эксплуатации самолета силами ОКБ-156.
Испытания продолжились на опытном образце Ту-22К и серийных самолетах до 1967 г. В том же году самолет и комплекс К-22 были официально приняты на вооружение ВВС.
К-22П, комплекс ракетного вооружения самолета Ту-22КПД. Предназначен для поражения источников радиоизлучения различных типов – РЛС, радиомаяков, радиостанций большой мощности и т.д. Это существенно расширяло возможности его применения по сравнению с существовавшими ранее противорадиолокационными ракетами, которые могли наводиться только на работающие РЛС.
Состав комплекса:
- самолет-носитель Ту-22КПД с балочным пусковым устройством БД-294;
- бортовая система целеуказания «Курс-Н» или «Курс-НМ» (на первых переоборудованных самолетах антенны ставились на штанге дозаправки, затем перенесены в выступающие обтекатели на борту фюзеляжа, затем сделаны невыступающие антенны);
- устройства управления и индикации на борту носителя;
- одна ракета Х-22МП с пассивной противорадиолокационной системой управления;
- наземные комплекты КЗА и СНО.
Испытания проходили на самолете Ту-22К-ПСН, переоборудованном из серийного Ту-22К, см. ниже о ракете Х-22П.
К-52 проект, комплекс ракетного вооружения с ракетами Х-22 для самолета М-52К (разработчик – ОКБ-23 В.М. Мясищева, наименование предположительное).
Предусматривалась подвеска двух ракет Х-22 под фюзеляжем справа и слева от бортов.
Проект выполнен в конце 50-х гг. Начата постройка самолета, но не завершена в связи с передачей ОКБ-23 в систему МОМ и изменением тематики его работ.
К-56 проект, комплекс ракетного вооружения с ракетами Х-22 для самолета М-56 (ОКБ-23 В.М. Мясищева, наименование предположительное). Проект выполнен в конце 50-х гг., но не осуществлен.
К-106 проект, комплекс ракетного вооружения с ракетами Х-22 для самолета «106» (ОКБ-156 А.Н. Туполева, наименование предположительное). Проект выполнен в конце 50-х гг., но не осуществлен, работы продолжены в проекте «45» – Ту-22М с ракетой Х-22М.
Ракеты Х-22 «Буря» для комплекса К-22 в базовом варианте (I поколения)
Х-22, Х-22ПСИ, Х-22П (Д-2), семейство АКР комплекса К-22 (данные по модификациям – см. ниже).
Общие особенности конструкции, применяемые материалы и технологии:
- ракета представляет собой статически устойчивый среднеплан классической аэродинамической схемы;
- для исключения избытка статической устойчивости ракеты по курсу, что может вызывать динамическую настойчивость (прогрессирующую или незатухающую раскачку) по курсу и крену, под средней частью корпуса установлен треугольный гребень;
- изготовление, контроль и увязка производственной оснастки, деталей, сборка узловая, агрегатная и общая первоначально была задумана в обычной для крупносерийного авиационного производства системе плазово-шаблонного метода (ПШМ), но затем с учетом особых требований к точности обводов и осей стыковых узлов были введены эталоны и контрэталоны поверхностей (ЭШМ);
- основные конструктивные материалы каркасных элементов изготовлена из теплостойких нержавеющих сталей серии ЭИ и титановых сплавов ОТ4-1 и ВТ-5 со сравнимыми показателями прочности при меньшем удельном весе;
- силовые стыковые узлы (фланцы, проушины) изготовлены из легированной хромом, марганцем, кремнием и никелем стали 30ХГСНА с жесткими требованиями по содержанию вредных примесей – серы и фосфора, а также из титановых сплавов ОТ4-1 и ВТ-5;
- слабонагруженные элементы изготовлены из алюминиевых сплавов;
- для механической обработки деталей из титановых сплавов разработаны техпроцессы, исключающие перегрев зон резания и преждевременный выход из строя инструмента (последнее в дальнейшем оказалось серьезной проблемой, которая в то время до конца решена не была);
- в системе управления впервые на предприятии применено алмазное выглаживание штоков цилиндров исполнительных механизмов (это позволило поднять рабочее давление в системе и тем самым уменьшить размеры бустеров);
- в конструкции широко применена сварка в средах инертных газов для исключения наводораживания швов и попадания в них и в соединяемый материал других вредных примесей;
- радиопрозрачные части обтекателей изготовлены из металлического каркаса и выклейки из материала АСТТ2, кварцевых и других тканей из минерального волокна, применены термостойкие связующие и клеи ВС-350, ПУ-2, ВКТ-2 и ВКТ32-2;
- электрохимическое покрытие деталей из нержавеющей стали и титановых сплавов – химическое пассивирование;
- электрохимическое покрытие деталей из конструкционной легированной стали – кадмирование, в местах активной коррозии – цинкование;
- электрохимическое покрытие деталей из алюминиевых сплавов – анодное оксидирование с наполнением хромпиком;
- в топливной системе применены дополнительные меры по защите от коррозии в среде химически активных жидкостей и паров путем подбора конструкционных материалов, покрытий и мер эксплуатационного характера;
- установка неразъемных в эксплуатации соединений деталей по привалочным поверхностям и стыковых болтов – на сыром грунте;
- в неконтактных местах на всех внутренних деталях наносится еще и многослойное лакокрасочное покрытие;
- пластиковые детали покрываются специальной радиопрозрачной краской зеленого или серого цвета;
- все металлические детали наружного контура покрываются бесцветным лаком;
- контроль качества и работоспособности пооперационный и блочный (по отдельным системам в сборе и изделия в целом).
Силовая установка:
- в хвостовой части корпуса установлен один двухкамерный двухрежимный ЖРД Р201-300 (С5.44) разработки ОКБ-300 (стартовая тяга на высоте 10000 м на дозвуковой скорости 8350 кгс, тяга полетная на II режиме 1400 кгс на высоте 22500 м при максимальной скорости), вес двигателя 112 кг, время работы – до 530 с;
- топливная система состоит из установленных друг за другом баков для топлива весом 1015 кг (задний) и окислителя (3049 кг, передний) с устройствами заправки, наддува, дренажа и слива, трубопроводов, клапанов, системы подачи и арматуры;
- горючее – ТГ-02И (самин, с 1980 г. на это горючее действовал ГОСТ 17147-80, ранее – другой документ);
- окислитель – АК-27 (азотная кислота заданной концентрации);
- баки вкладные сварные из нержавеющей стали, имеют цилиндрическую форму с торцевыми стенками в виде сегмента сферы;
- не ясно, какой способ заправки был предусмотрен во время выполнения эскизного проекта ракеты (возможно, это была открытая заправка), однако в дальнейшем была введена ампульная закрытая заправка, которая обеспечивала сравнительную простоту и безопасность этого процесса с учетом специфических свойств компонентов топлива);
- заправочные горловины, клапаны слива и дренажные клапаны топливной системы (всего 6 точек) расположены на заднем торце корпуса ракеты (рядом с соплами двигателя);
- подача компонентов топлива осуществляется единым двухрежимным турбонасосным агрегатом (ТНА) с максимальным суммарным расходом компонентов 80 кг/с, управление режимами программное;
- наддув баков – из шар-баллонов (отдельный на каждый бак), расположенных за баком горючего;
- система зажигания и останова двигателя является его частью.
Крыло:
- профиль первоначально рассматривался тонкий ромбовидный, но далее был заменен на симметричный чечевицеобразный с точкой максимальной строительной высоты примерно на 50% хорд – по линии центров давлений на крейсерской сверхзвуковой скорости;
- крыло треугольной в плане формы со стреловидностью по передней кромке 75,78 град. (задняя кромка прямая), малым относительным удлинением и большим сужением (законцовки срезаны по опыту полетов самолета Е-4);
- углы установки и поперечного V консолей крыла нулевые;
- крыло «чистое» без элеронов и аэродинамических перегородок;
- конструктивно крыло состоит из двух консолей, стыкуемых к корпусу без центроплана;
- консоль крыла конструктивно состояла из верхней и нижней монолитных панелей с отформованным силовым набором, а также стыковых узлов.
Корпус:
- для снижения аэродинамического сопротивления корпус имеет малый мидель (0,664 кв.м, определен размерами специальной БЧ) и значительное относительное удлинение, равное 12,7;
- носовая часть оживальная заостренная, средняя цилиндрическая (поскольку объемы крыла и подфюзеляжного гребня малы, правило площадей для оптимизации формы корпуса не применялось) и хвостовая в виде усеченного конуса с малым сужением, что также способствовало снижению волнового сопротивления;
- корпус собран из последовательно установленных и соединенных фланцами на болтах отсеков;
- силовой набор всех металлических отсеков состоит из шпангоутов, работающей обшивки, внутренних рам и усилений для установки оборудования, а также внешних усиливающих колец на отсеке Ф4;
- под головным обтекателем и в расположенном за ним носовом отсеке корпуса (условно – Ф1) установлена ГСН для «активного варианта» – радиолокационный координатор цели типа ПГ) или доплеровский измеритель скорости и сноса (ДИСС) счислителя пути, а также блоки системы управления, его конструкция зависит от комплектации системы управления;
- головной обтекатель ракеты с радиолокационным наведением состоит из стального носка, выклеечной части и стального же концевого фланца, которым он стыкуется с передним фланцем основного отсека Ф1, в котором расположены все блоки ГСН, кроме антенного, вместе они образуют единое оживальное тело;
- отсек Ф1 ракеты с инерциальным наведением имеет такие же размеры и форму, как головной обтекатель и отсек Ф1 ракеты в радиолокационном варианте, но состоит из каркаса с концевым фланцем, последовательно соединенных секций обшивки и радиопрозрачного обтекателя антенны ДИСС;
Фото: http://nnm.me/blogs/Andrews_1965/krymskiy-byk-fraer-porvet-amerikanskuyu-pro/
- в отсеке Ф2 (первом цилиндрическом) располагаются система охлаждения ГСН, контрольный разъем, блок воздушных и контактных взрывателей;
- в отсеке Ф3 (цилиндрическом) установлены БЧ с системой взведения и предохранителями, а также отрывной разъем ТШР2, которым ГСН и БЧ подключаются к системам носителя;
- в отсеке Ф4 располагаются баки с горючим и окислителя, агрегаты наддува, дренажа и ампульной заправки баков, разъемы связи с носителем и устройства подвески, узлы навески консолей крыла;
- в хвостовом отсеке Ф5 расположены автопилот, программно-исполнительный механизм, агрегаты электросистемы, электрогидравлический привод рулей, ТНА и ЖРД, отрывной электроразъем ТШР1, которым установленные в этом отсеке агрегаты подключаются к системам носителя, воздушный клапан системы охлаждения, узлы навески консолей оперения;
- коммуникации проложены в подфюзеляжном гагргроте (проходит между отсеками Ф2 и Ф5), под которым установлен гребень.
Подфюзеляжный гребень:
- имеет тонкий профиль, подобный крыльевому, форма на виде в плане близка к неправильному четырехугольнику с очень большой стреловидностью передней кромки и очень малым сужением;
- передняя и задняя части гребня радиопрозрачные, состоят из металлического каркаса и выклеенных панелей;
- средняя часть гребня металлическая, состоит из каркаса, усиления с монтажным кольцом, которым ракета крепится к транспортировочной тележке, и обшивки.
Оперение:
- крестообразное, состоит из ГО и ВО, установленных на отсеке Ф5 корпуса;
- все консоли имеют тонкий ромбовидный аэродинамический профиль и умеренные относительное удлинение и сужение (они больше, чем у крыла, а стреловидность передних кромок меньше);
- в нижней части задних кромок всех поворотных поверхностей оперения встроены усиления для их стопорения в нейтральном положении;
- ГО дифференциально отклоняемое (управление по тангажу и крену) состоит из двух консолей, каждая из которых крепится на своем валу, установленном в подшипниковом узле, встроенном в конструкцию отсека Ф5;
- консоли ГО близкой к трапециевидной в плане формы;
- каждая консоль ГО состоит из лонжерона, нервюр, четырех панелей обшивки и законцовки;
- ВО состоит из верхнего цельноповоротного киля и нижнего неподвижного киля (в ходе разработки комплекса для увязки с конструкцией носителя и СНО нижний киль сделан складываемым вбок);
- форма и конструкция верхнего цельноповоротного киля первоначально была задумана такая же, как и консоли ГО, но затем претерпела некоторые изменения после введения складывания законцовки;
- нижний киль на виде в плане имеет форму неправильного четырехугольника со стреловидной передней кромкой, прямой задней и скошенной законцовкой;
- нижний киль конструктивно состоит из лонжеронов, нервюр, передней кромки, выклеенной из пластика, металлической задней кромки и шести панелей металлической обшивки.
Система управления и наведения ракеты:
- программно-исполнительный механизм (ПИМ) обеспечивает отработку алгоритма пуска всеми системами ракеты путем выдачи им соответствующих команд в виде электрических сигналов в заданное время;
- гироскопический трехосевой автопилот (АПК-22 в варианте с автономным инерциальным самонаведением и АПК-22А в варианте с АРГСН) обеспечивает стабилизацию ракеты в полете по всем осям и передачу команд наведения от ГСН или ПСИ на электрогидравлический привод рулей;
- электрогидравлический привод рулей обеспечивает их отклонение по командам автопилота и демпфирование;
- радиовысотомер выдает данные о текущей высоте полета в автопилот для выдерживания и стабилизации ее величины или требуемого изменения высоты;
- АРГСН типа ПГ варианта ракеты с активным радиолокационным наведением обеспечивает захват предварительно выбранной оператором цели на автосопровождение с дальности 250…270 км (при полной дальности пуска 310…330 км) и выдачу в автопилот команд на изменение траектории в виде аналоговых электрических сигналов в зависимости от относительного положения ракеты и цели;
- путевой счислитель инерциальный (ПСИ) ракеты с автономным инерциальным самонаведением получает расчетные данные о точке пуска, параметрах движения носителя и положении цели, производит расчет траектории полета и отслеживает ее отработку ракетой путем измерения ее ускорений по всем осям с коррекцией от ДИСС по курсу, скорости и скольжению и двойного интегрирования этих данных, что позволяет восстановить траекторию математически;
- ПРГСН варианта ракеты с пассивным радиолокационным наведением обеспечивает захват предварительно обнаруженного радиотехнического средства противника с начала процесса наведения и выдачу в автопилот команд на изменение траектории в виде аналоговых электрических сигналов в зависимости от относительного положения ракеты и цели;
- элементная база бортовой электроники ламповая (твердотельные – только резисторы, диоды и частично триоды), что определило ее высокую энергоемкость и теплоотдачу, большие размеры и вес блоков, но с другой стороны у нее были лучше показатели устойчивости к воздействию электромагнитного импульса при ядерном взрыве, а также к природным и наведенным помехам в сравнении с существовавшей в то время чисто полупроводниковой твердотельной электроникой;
- гидропневматическая система входит в конструкцию электрогидравлического привода рулей.
Электросистема:
- обеспечивает автономное питание потребителей постоянным и переменным током со стабилизацией напряжения только после заполнения аккумуляторов электролитом непосредственно перед отцепкой ракеты;
- проверки состояния ракеты в производстве, на базе и на подвеске в полете – от внешних источников питания (стендовых и бортовых носителя);
- состоит из аккумуляторов, преобразователя, трансформаторов-стабилизаторов, электрораспределительного устройства, проводки с арматурой и внешних разъемов.
Боевая часть:
- для ракет Х-22 (Х-22ПГ) предусмотрена как специальная БЧ «Н», так и обычная «М», для Х-22ПСИ – только типа «Н»;
- БЧ устанавливается путем расстыковки отсека Ф3;
- специальная БЧ «Н» малогабаритная термоядерная двухступенчатая весом 950 кг и диаметром около 550 мм, официально мощность не объявлена, по наиболее распространенным оценкам 200 килотонн в тротиловом эквиваленте;
- обычная БЧ «М» фугасно-кумулятивная весом 960 кг;
- для специальной БЧ основной способ срабатывания воздушный – для ракет с АРГСН по ее данным, для ракет с инерциальным самонаведением – по высотомеру, второй взрыватель контактный без замедления, дает наземный или надводный взрыв;
- для обычной БЧ основной способ срабатывания от контактного взрывателя;
- взведение взрывателей производится ступенчато после пуска ракеты, чем достигается ее безопасность ракеты при хранении, обслуживании и применении, включая посадку с ней на шасси;
- обеспечен аварийный сброс ракеты с установкой БЧ «на невзрыв»;
- обеспечена самоликвидация ракеты при сходе с расчетной траектории.
Х-22, Х-22ПСИ выпуска ДМЗ опытные, АКР большой дальности.
Ход испытаний – см. выше в сведения об испытаниях комплекса в целом.
Серийный выпуск ракет Х-22 I поколения
Х-22, Х-22ПСИ (Д-2) выпуска ДМЗ серийные, АКР большой дальности, см. выше.
Для обеспечения требований КД при выпуске ракет этих типов был введен эталонно-шаблонный метод сборки и увязки оснастки.
По ходу выпуска вводились общие для двух модификаций ракет Х-22 I поколения доработки:
- введено складывание нижнего киля (раскладывался перед вылетом, ранее киль был съемным для улучшения подвески);
- для обеспечения нормального температурного режима и газового состава в отсеках, где монтировались агрегаты управления, введен дренаж (сообщение с атмосферой, на контрольных испытаниях наблюдались отказы и нештатная работа управления);
- уменьшены и облегчены сбрасываемые стопоры рулей и др.
Ракеты Х-22 I поколения сняты с вооружения в конце 1980-х гг. и утилизированы.
Х-22, Х-22ПСИ выпуска Ульяновского машиностроительного завода,серийные, АКР большой дальности. Выпуск шел по серийной документации и извещениям на ее изменения, полученным от ДМЗ как головного предприятия.
Х-22 «Буря» (Х-22ПГ, «изд. 88»), авиационная крылатая ракета с системой управления в составе активной АРГС типа «ПГ» и автопилота АПК-22А.
Алгоритм пуска:
- обнаружение цели БРЛС носителя с дальности 350…370 км (крупный корабль), ввод данных в систему управления ракеты;
- контроль состояния АКР и вывод БД-294 с ней в стартовое положение;
- запуск электросистемы (подача электролита в аккумуляторные батареи), отцепка, расстопорение рулей (сброс фиксаторов);
- на 3-й с полета – запуск двигателя на режим разгона и снятие 1-й ступени блокировки БЧ;
- на 11-й с полета – АКР переходит в набор до высоты 22,5 км (по достижении заданной высоты и скорости двигатель переводится в режим поддержания скорости);
- на 25-й с полета – включается ГСН, выполняется захват цели и ракета переходит в режим самонаведения по курсу по пропорциональному методу;
- при достижении угла наклона координатора ГСН 30 град. (с дублированием по дальномеру) АКР переводится в пикирование;
- на 20-й с пикирования – включается наведение по тангажу;
- подрыв БЧ выполняется контактным или высотным взрывателем.
В составе комплекса К-22 ракета принята на вооружение в 1967 г.
Серийно выпускалась ДМЗ и др. предприятиями МАП. Поставлялась для самолетов Ту-22К.
Предполагалась к использованию в системах вооружения самолетов:
- Туполев «106»;
- Туполев «125»;
- Туполев «145»;
- Мясищев 3МЕ, 3МД;
- Мясищев М-50, М-52 и др.
Х-22ПСИ («изд. 102»), авиационная крылатая ракета с инерциальной доплеровской системой управления в составе инерциального счислителя пути «ПСИ» и автопилота АПК-22А. Предназначалась для поражения площадных сухопутных и морских целей (при условии возможности обнаружения их БРЛС для ввода координат в ИСУ ракеты). Перед отцепкой ракеты в ее систему управления вводятся и сохраняются все время полета следующие данные:
- начальная дальность «ракета-цель»;
- начальный бортовой пеленг цели;
- географическая широта точки отцепки.
Входила в состав системы (комплекса) вооружения К-22 (К-22П) самолета Ту-22К (КД) с балочным держателем БД-294. Принята на вооружение в 1970 г. (по данным В. Марковского – в 1971 г.).
Серийно выпускалась ДМЗ и др. предприятиями МАП. Поставлялась для самолетов Ту-22К.
Предполагалась к использованию в системах вооружения самолетов:
- Туполев «106»;
- Туполев «125»;
- Туполев «145»;
- Мясищев 3МЕ, 3МД;
- Мясищев М-50, М-52 и др.
Х-22П опытная, противорадиолокационная авиационная крылатая ракета. Предназначена для поражения источников радиоизлучения различных типов (РЛС, радиомаяков, радиостанций большой мощности и т.д.). Целеуказание осуществляется станцией «Курс-Н». Имела облегченную термоядерную или осколочно-фугасную БЧ (1200 готовых поражающих элементов).
Заводские испытания на самолете Ту-22К-ПСН начали в 1968 г. и продолжались до 1976 г.
СГИ завершились в 1973 г., но серийную аппаратуру «Курс-Н» начали поставлять и в частях ставить на носители только в 1976 г.
Предназначалась для вооружения самолетов:
- Туполев Ту-22К с балочным держателем БД-294 (опытная эксплуатация с 1968 по 1976 г.);
- Мясищев 3МЕ, 3МД (разработка их ракетного вооружения не завершена, ОКБ-23 передано в ракетно-космическую промышленность);
- Мясищев М-50, М-52 (то же) и др.
Ракету довести не удалось, и серийно она не выпускалась, но стала основой для модификации Х-22М вообще и, в частности, для ее варианта Х-22МП с подобной системой наведения.
Крылатые ракеты двух модификаций I поколения Х-22 (Х-22ПГ) и Х-22ПСИ серийно выпускались до середины 1970-х гг. и эксплуатировались в составе комплекса К-22 на самолетах-носителях Ту-22К/КД до конца 1980-х гг. Полученный опыт был положен в основу разработки семейства модифицированных ракет Х-22Мс тремя вариантами системы наведения, а затем Х-22Н, о которых будет рассказано в дальнейшем.
Смысл использованных в статье и таблицах определений, понятий и сокращений можно узнать, открыв наш краткий словарь по авиации и ракетной технике
Список использованных источников будет дан в последнем разделе Справочника, посвященном этому ракетному комплексу
Продолжение следует
Послесловие не в тему: всем, кто дошел до этого места, рекомендую переключить свое внимание на интересный и познавательный канал Кот-ученый, где каждый найдет то, что ищет – разумное, доброе, вечное