Дальность пусков в ЗПС, км 0,3…7,2 0,2…8
Высота целей, км 0,03…20 0,03…24
Скорость целей, км/час до 2500
Масса ракеты, кг 43.5 44
Масса боевой части, кг 3,0 3,5
Длина ракеты, м 2095 2138
Диаметр ракеты, м 0,2
Размах крыла, м 0,39
РАКЕТА К-73 (Р-73, изделие 72)
Исходя из неутешительных итогов воздушных боев в небе Вьетнама в конце шестидесятых годов, Соединенные Штаты начали разработку первых истребителей IV поколения – F-14 и F-15. Как и последующие легкие истребители F-16 и F-18, эти машины создавались для решения задач завоевания господства в воздухе, в первую очередь – для высокоманевренного воздушного боя. В начале семидесятых годов в Советском Союзе в порядке 'симметричного ответа' на происки империалистов началась разработка советских перспективных фронтовых истребителей, впоследствии получивших обозначения Су-27 и МиГ- 29.
Оценка требований к ракетному оружию, предназначенному для ведения ближнего боя новых высокоманевренных самолетов, показала не полное соответствие вновь поставленным задачам даже специально созданной ракеты ближнего боя Р-60, разработка которой завершалась в эти годы. Как показали результаты анализа, ракеты нового поколения должны были обладать свойствами сверхманевренности и всеракурсности.
Первоначально эти требования были разнесены по двум разным разработкам, осуществляемым различными проектно-конструкторскими организациями.
С учетом результатов, предварительных проработок, выполненных в рамках работ по аванпроекту. Постановлением от 26 июля 1974 г., определившим требования к будущим Су-27 и МиГ-29, ОКБ 'Молния' была задана разработка высокоманевренной малогабаритной ракеты ближнего воздушного боя К-73. Ракета задумывалась как развитие Р-60, но с учетом более высоких требований к маневренности допускался рост массы до значения, промежуточного между Р-60 и Р-13. В тот же день, но другим Постановлением КБ 'Вымпел' была задана разработка всеракурсной ракеты малой дальности К-14 в порядке дальнейшего развития семейства К-13 с применением новой ТГСН и совершенствованием аэродинамики.
Требования по сверхманевренности определили необходимость выхода К-73 на очень большие углы атаки (около 40 ), на которых полностью утрачивалась эффективность традиционных для ракет 'воздух – воздух' аэродинамических органов управления. Переход к применению газодинамических органов управления в этих условиях представлялся неизбежным. С учетом относительно небольшой дальности пусков сочли нецелесообразным и использование крыльевых .поверхностей.
Исходя из малых габаритов и массы первоначального варианта К-73 применение на ней всеракурсной ТГС не предусматривалось.
Тем не менее коллективом во главе с А.В. Молоды в киевском 'Арсенале', на первом этапе работавшем на конкурсных началах с московской 'Геофизикой', была осуществлена разработка достаточно компактной ГСН 'Маяк' (ОГС МК-80) с новым чувствительным элементом. Новая ГСН обеспечивала углы целеуказания по пеленгу до 60°, что в пять раз превышало соответствующий показатель ГСН ракеты Р-60. Угол прокачки гирокоординатора был доведен до 75', а угловая скорость слежения – до 60 градусов в секунду. В ГСН 'Маяк' также реализованы и новые эффективные меры борьбы с естественными и искусственными помехами. Наряду с соответствующим выбором диапазона чувствительности фотоприемника, в аппаратуре ГСН применили импульсно- временную модуляцию сигнала, ввели блок цифровой обработки сигнала с несколькими независимыми каналами. Для повышения эффективности за счет поражения более уязвимых и важных элементов цели применено наведение в точку, смещенную вперед по отношению к соплу двигателя самолета- цели.
Несмотря на формальное отсутствие требования по веера курс ноет и, разработчики К-73 стали ориентироваться на применение ГСН 'Маяк', так как уже стало очевидно то, что рано или поздно это требование будет предъявлено ко всем ракетам ближнего боя. Обретение новых достоинств потребовало увеличения габаритов и массы К-73.
Исходная бескрылая схема с малым аэродинамическим качеством ограничивала маневренные возможности ракеты. Подход к цели осуществлялся с большими углами атаки, неблагоприятными для эффективного поражающего действия боевой части. В течение некоторого времени рассматривался вариант ракеты без аэродинамических органов управления, но с довольно развитым шестиконсольным хвостовым опереньем.
Однако применение только газодинамических органов управления ограничивало полетное время продолжительностью работы двигателя, что существенно снижало гибкость тактического применения.
Исходя из этого, на совещании под руководством заместителя главного конструктора Г.П. Дементьева была принята аэродинамическая схема, близкая к К-60. Однако, в отличие от прототипа, при наличии на ракете полноценного автопилота с традиционными гироскопами пришлось обеспечить стабилизацию по крену. Применение кинематически связанных между собой элеронов взамен роллеронов не сопровождалось существенным утяжелением ракеты, так в ее хвостовой части и на более ранних вариантах размещались элементы рулевого привода для задействования газодинамических органов управления – расположенных на срезе сопла секторных интерцепторов, вводимых в поток продуктов сгорания для его отклонения. Для приемлемой динамики управления автопилот использовал информацию от перьевых датчиков углов атаки и скольжения, размещенных впереди дестабилизато- ров, которые, как и на Р-60, обеспечивали спрямление воздушного потока перед аэродинамическими рулями.
Комплекс перьевых датчиков, дестабилизаторов и рулей образует характерную 'елочку' на первом отсеке ракеты – ГСН. Аэродинамические рули с попарной аэродинамической связью задействуются размещенными в передней части второго отсека рулевыми машинами, за которыми располагаются блоки автопилота и активного радиовзрывателя. Третий отсек занимает твердотопливный газогенератор. Вырабатываемое им рабочее тело поступает на рулевые машины аэродинамических рулей и через проходящий через гаргрот газопровод – на расположенные в хвостовом отсеке ракеты рулевые машины интерцепторов и элеронов. Четвертый отсек представляет собой стержневую боевую часть, внутри которой размещается ПИМ. Радиус поражения боевой части составляет около 3,5 м. Пятый отсек – однорежимный твердотопливный ракетный двигатель. В хвостовом отсеке двигателя установлены рулевые машины привода
