Авиационная аэробаллистическая ракета Х-15

Базирование:
Система управления:
Боевая часть:
Применение:
Страна:
Дальность:
300 км.
Год разработки:
1980 г.

]]>Ракета Х-15]]>

Авиационная аэробаллистическая ракета Х-15 ("изделие 115") предназначена для обеспечения прорыва системы ПВО противника самолетами дальней авиации, уничтожения зенитных комплексов большой дальности типа ]]>"Patriot"]]>, ]]>"Hawk"]]> и стационарных наземных целей.

Ракета разработана в МКБ "Радуга" под руководством главного конструктора И.С.Селезнева. Опытные образцы X-15 были изготовлены НПО «Радуга» в 1978 году. Ракета Х-15 считается советским ответом на американскую ракету ]]>AGM-69A "SRAM"]]>.

Испытания Х-15 с борта самолета Ту-22М проводились в конце 70-х годов. Базовый вариант X-15 с ядерной боевой частью принят на вооружение в 1980г. Серийное производство организовано на Дубненском машиностроительном заводе - ДМЗ (до 1982г. ДМЗ входил в ПО "Радуга"). Самолетами-носителями ракеты Х-15 стали Ту-95МС, Ту-22М3 и Ту-160. Усовершенствованный вариант ракеты Х-15П оснащается пассивной радиолокационной головкой самонаведения (ПРГСН) и осколочно-фугасной боевой частью и предназначен для поражения РЛС противника. Ракета Х-15П принята на вооружение дальней авиации ВВС СССР в 1988 г. и поступила в 184-й Гвардейский ТБАП и 1230-й (ныне — 121-й Гвардейский) ТБАП на самолетах Ту-160, а также в три полка 37-й ВА ВГК на самолетах Ту-22М3.

Как не обладавшая стратегическими возможностями, система Х-15 не подпадала под действие международных ограничительных договоров, и ее существование не обнародовалось даже в эпоху гласности до самого марта 1992 года, когда эти ракеты были представлены на правительственном показе новой техники на аэродроме Мачулищи. Любопытно, что на первых публичных показах данные Х-15 назывались существенно заниженными, и ее дальность считалась не превышающей 150 км - вдвое ниже действительной.

С совершенствованием ПВО ракеты Х-15 уже не обеспечивали нанесение удара с безопасной дальности. Сами ракеты по-прежнему были малоуязвимыми, но это не относилось к самолету-носителю. Полная «разгрузка» боекомплекта ракет на борту требовала изрядного времени и в опасной близости от цели представлялась рискованной. Самолеты ДРЛО (AWACS) обнаруживали бомбардировщики даже на малой высоте с расстояния до 700 км, вводя в бой перехватчики с рубежа 550-600 км. По мере дальнейшего сближения с целью ракетоносцы оказывались у зоны эффективного огня ЗРК. В то же время пуск каждой Х-15 требовал выполнения 11-секундного цикла, и несложный расчет показывал, что для того, чтобы «отстрелять» все 10 ракет, требовалось оставаться на боевом курсе «не шелохнувшись» и выдерживая направление на цель вблизи зоны ПВО (а то и в ее пределах) довольно длительное время. «Разгрузить» полный боезапас Ту-160, который должен был нести 24 таких ракеты, представлялось и вовсе малореальным в подобной обстановке. В то же время при нормальной работе СУРО Х-15 заслужили репутацию «безотказного оружия», уверенно держа траекторию и поражая цель.

У техсостава к Х-15 имелись свои претензии: сложной была подвеска барабана и стыковка коммуникаций МКУ в грузоотсеке. Для установки подкрыльевых АКУ и подсоединения электроарматуры требовалось забраться внутрь крыла, где едва можно было повернуться и работать приходилось на ощупь (особенно зимой, когда попасть в тесный отсек можно было только сняв теплую одежду и работать на морозе в одной рубашке). Со временем выявилась и еще одна проблема - ограниченные сроки хранения по ракетному топливу (американцы вынуждены были списать свои SRAM, у которых по выработке десятилетнего ресурса двигателей началось разложение топливной смеси - «замыливание» и растрескивание). Ввиду близившегося истечения сроков хранения, к началу 2000 гг., было принято решение о рациональном расходовании имевшихся запасов Х-15 с их использованием в боевой учебе путем интенсивного отстрела.

До предполагавшегося оснащения Х-15 тяжелых бомбардировщиков Ту-160 дело не дошло. В комплексе вооружения самолет мог нести до 24 ракет на четырех МКУ в двух грузоотсеках, однако приоритет был отдан крылатым ракетам большой дальности X-55, более отвечающим стратегическому назначению машины. Тем не менее была принята программа оснащения самолета Х-15 и назначены сроки внедрения комплекса на Ту-160, которое собирались провести в 1991-94 г.г. В лидерный (и единственный в советских ВВС)  184-й гв. Полтавско-Берлинский ордена Красного Знамени ТБАП в Прилуках поступили лишь 3 макета Х-15, предназначенные для обучения и увязки систем. Заводская бригада для проведения доработок прибыла осенью 1991 года, слишком поздно для осуществления планов - начинавшийся развал СССР заставил отложить все работы, а последовавший разрыв связей и экономический кризис окончательно воспрепятствовали их реализации.

В 1993г. на выставке в Абу-Даби была представлена противокорабельная версия Х-15, получившая обозначение Х-15С (Х-15А). Ракета предназначалась для поражения кораблей различных классов - от катеров до эсминцев и крейсеров и несла проникающую фугасную БЧ массой 150 кг. На начальном этапе управление Х-15С осуществлялось ИНС с выходом на рубеж захвата и дальнейшим переключением на активную ГСН. Атака крупной цели могла выполняться с удаления 150 км, целей типа катеров - с 50-60 км. Эта ракета предлагается на экспорт под индексом Х-15СЭ, в качестве носителя могут быть использованы Ту-22М3, Су-24МК, Ту-142МЭ, Су-27К, Су-27ИБ и другие самолеты.

На западе ракета получила обозначение AS-16 "Kickback".

Состав

]]>Ракета Х-15]]>

Ракета Х-15 имеет бескрылую схему с консольным цельноповоротным оперением (см. ]]>проекции]]>).

Корпус делится на отсеки: приборный, грузовой с БЧ, отсек двигателя и приводов управления. За счет высокой скорости полета (при М=5 - более 1000 градусов) корпус ракеты испытывает значительные аэродинамические нагрузки и нагрев, для обеспечения требуемого запаса прочности он выполнен из титана ОТ4-1 и ВТ-5, имеет наружную теплозащиту и внутреннюю теплоизоляцию. Поверхность планера ракеты покрыта специальным металлизированным покрытием для улучшения отражательных характеристик при радиолокационном облучении.  Особенностью конструкции Х-15 являлось практическое отсутствие люков - монтажных и эксплуатационных, через зазоры которых узлы могли бы подвергаться воздействию тепловых потоков. Даже при установке рулей доступ к узлам их крепления осуществлялся, с торцевых законцовок рулевых поверхностей.

Композитный носовой обтекатель сложной оживальной формы был отработан в нескольких конструктивных вариантах. У трехслойной конструкции каждый из слоев формировался из своего типа ткани с пропиткой связующей смолой и термообработкой, затем наносился следующий и т.д. Этот процесс был сложным и продолжительным. Более удачным и технологичным стало двухслойное исполнение с облицовкой стеклотканью. Обтекатель изготовлялся в жестких пресс-формах методом пропитки под давлением с одновременной запрессовкой металлических каркасов на клее. Снаружи он покрывался слоем теплозащиты.

В качестве теплозащиты металлической конструкции использовалось наружное покрытие спецматериалом, выполнявшим также радиопоглощающую роль. Слой теплозащиты требовалось наносить на поверхность корпуса, гаргротов и рулей, соблюдая заданную толщину, с последующей термообработкой для запекания. Жидкий слой материала теплозащиты наносился на металлические отсеки непосредственно в жестких пресс-формах методом пропитки под давлением, на рули - методом вакуумного «просасывания» и формирования в автоклаве.

При термообработке ряд узлов подавался уже частично собранным, и входившие в них композитные детали коробились. Для компенсации деформаций стали подавать металлические детали, изготовленные не по конструктивным, а по технологическим чертежам, размеры в которых задавались с упреждением на величину температурных деформаций, а сами изделия прогревались в жестких пресс-формах.

]]>]]>Управление ракетой осуществляется отклонением цельноповоротных рулей, оснащенных электромеханическими приводами. Два нижних руля, прозванных «ластами», при совместном отклонении управляли ракетой по каналу тангажа, при дифференциальном - по крену. Они же парируют кренящий момент при отклонении верхнего руля для коррекции курса.

Новшеством стал твердотопливный двигатель оригинальной конструкции, впервые в СССР использованный на ракете такого класса. Двухрежимный РДТТ-160 имеет двухкамерную конструкцию, соединяя в одном корпусе две ступени - стартовую и маршевую, разделенные перегородкой и включающиеся последовательно своими системами зажигания. В двигателе использовано смесевое топливо, сочетающее горючее высокой калорийности и окислитель, выделяющий необходимый для горения кислород. Топливо отливается непосредственно в корпус двигателя с профилированным внутренним каналом звездообразного сечения, повышающим площадь газообразования и, соответственно, рабочее давление в камере сгорания и тягу. Для длительного хранения внутренняя полость заряда двигателя герметизируется специальной оболочкой, наддутой инертным газом.

Ракета Х-15 оснащена малогабаритной специальной БЧ мощностью 350кт с термоядерным зарядом (учебные ракеты несут имитатор спец-БЧ и фугасный заряд небольшой мощности, позволяющий контролировать попадание).

Рули изготовлены из титана ОТ-4 с наружным теплозащитным покрытием, носки рулей - из жаропрочного вольфрам-молибденового сплава ВМ-1. Окантовки отсеков и гаргротов - из жаропрочной стали ВЖ-100. Ракеты Х-15П и Х-15С имеют радиопрозрачный носовой обтекатель оживальной формы с теплоизоляцией (ТКЧ-6), облицован тканью АТОМ-2.

При освоении производства ракеты Х-15 на ДМЗ были внедрены новые технологические процессы:

  • изготовления обтекателей двухслойной конструкции в жестких прессформах методом пропитки под давлением с одновременной запрессовкой на клее ВК-20 двух металлических рам.
  • нанесения теплозащитного материала МКТ непосредственно на металлические отсеки планера ракеты в жестких прессформах методом пропитки под давлением
  • нанесения теплозащитного материала на рули методом автоклавного вакуумного формования.

Для изготовления крупногабаритных деталей ракеты Х-15, требующих жестких условий термической обработки, на ДМЗ была разработана и построена крупногабаритная, высокотемпературная печь ПАП с перепадом температур по зонам ±50°. Это позволило качественно без остаточной деформации проводить термообработку деталей, в т.ч. в жестких приспособлениях (термокалибровка). Таким методом обрабатывались обечайки из сплава ВТ-20.

Модификации:

  • Х-15 - базовая,
  • Х-15П - противорадиолокационная (см. ]]>схему]]>). Предназначена для прорыва зоны ПВО противника самолётами дальней авиации. Оcнащается пассивной радиолокационной ГСН и осколочной БЧ.
  • Х-15С (Х-15А) - противокорабельная (см. ]]>схему]]>), оcнащается помехоустойчивой активной радиолокационной ГСН, работающей в мм-диапазоне. Стрельба ракетой Х-15С производится по принципу «выстрелил и забыл», но при этом перед пуском в память системы управления с носителя должны быть введены относительно точные координаты цели, ее курса и скорости. Ракета х-15С снабжена проникающей боевой частью весом 150 кг. Предлагается на экспорт под обозначением Х-15СЭ.

]]>]]>Ракета Х-15 запускается с роторных установок МКУ-6-1 или с одинарных балочных держателей. Носителями Х-15С могут быть самолеты Ту-160, Ту-95МС, Ту-22М3, Су-27К и Су-27ИБ. Ту-160 несет 24 ракеты Х-15 на 4-х револьверных ПУ МКУ-6–1 в 2-х отсеках. Ту-22М3 оснащается одной  МКУ-6–1 в отсеке и четырьмя внешними АКУ-1, монтируемыми вместо балочных держателей ракет Х-22. Управление выпуском и уборкой АКУ-1 осуществляется от воздушной системы.

В комплекс вооружения Ту-22М3 включена бортовая система управления ракетным оружием (СУРО), обеспечивающая целеуказание, подготовку к стрельбе и управление пусковыми установками. Основой выполнения боевой задачи является обнаружение целей и установление их координат, производимое перед вылетом или в воздухе бортовыми средствами самолета. Получая от навигационного комплекса самолета данные о курсе, координатах и скорости, СУРО производит обработку информации и подготовку ИНС ракет, включающую выставку гиростабилизированных платформ, (т.е. их привязку к положению в пространстве), ввод данных о цели, определение входа в зону разрешенных пусков и автоматический контроль готовности, при выполнении которых может производиться стрельба.

Ракета сбрасывается с пусковой установки, после чего производится запуск двигателя. Двигатель, работающий на стартовом режиме, обеспечивает разгон ракеты с набором высоты до 40км. В дальнейшем двигатель переходит на маршевый режим работы, а ракета движется по траектории близкой к баллистической, разгоняясь до гиперзвуковой скорости. Включение систем самонаведения ракет Х-15П и Х-15С осуществляется на конечном участке траектории. В случае потери цели и при выключении РЛС противника движение осуществляется в точку прицеливания с помощью инерциальной системы управления (см. ]]>схему]]>). Полет Х-15 к цели на удалении 200 км занимает около 180-200 сек., практически не оставляя противнику времени на реагирование, а высотный профиль полета делает ее недосягаемой для ЗУР и истребителей.

Тактико-технические характеристики

Дальность стрельбы, км 300
Габариты, мм:
            - длина
            - диаметр
            - размах оперения

4780
455
920
Максимальная скорость полета ракеты, М 5
Стартовая масса, кг 1197
Масса боевой части, кг 150
Круговое вероятное отклонение, м 5-8
Диапазон высот применения, м 300-22000
Скорость носителя при пуске, м/с 300-600

Источники

  1. Карпенко А.В., Ганин С.М., Колногоров В.В. Авиационные ракеты большой дальности. // Невский бастион. - 1998. - Вып. 6. - С. 35-38.
  2. Мороз С.Г., Попсуевич С. Управляемые ракеты дальней и морской авиации СССР. - М.: "Майор", "Пилот", 2001. - С. 59-62.
  3. ]]>ОАО "Дубненский машиностроительный завод"]]>
  4. ]]>Raduga Kh-15]]>