контейнерные пусковые установки; ракеты малой дальности с различными системами наведения и боевой частью до 100 кг – Х-23 и Х-25; ракеты малой дальности с телевизионными и лазерными системами наведения типа Х-29. Имелась возможность подвески и применения НУРС типа С-5М, С-8БМ, ракет класса 'воздух- воздух' Р-60 и Р-18, бомб калибром до 1500 кг.
Самолёт Су-17М имел хорошие маневренные качества, максимальная скорость его полёта достигала 2200 км/ч, дальность – 1615 км, потолок – 16 500 м, нормальный взлётный вес – 17 000 кг.
Несмотря на неплохие характеристики, самолёт совершенно не удовлетворял требованиям морской авиации: силовая установка состояла из одного двигателя, не было РЛС и надёжных средств самолётовождения.
В сентябре 1975 г. началось теоретическое и лётное переучивание, первые полёты состоялись 11 ноября.
Освоение боевого применения самолётов Су-17М проходило без особых осложнений, пока не началось применение ракет Х-23. Для наведения их на цель использовалась трехточечная радиокомандная система. После пуска лётчик должен был удерживать ракету на линии визирования оптического стрелкового прицела (по трассеру в её хвостовой части) и цель. Для изменения положения центральной марки прицела относительно цели лётчик выполнял маневр в горизонтальной или вертикальной плоскости, а управление ракетой осуществлялось по командам от кнюппеля (кнопка на ручке управления). Наведение ракеты было связано с существенными затруднениями: сразу после схода с пилона она довольно резко реагировала на радиокоманды, а по мере удаления становилась всё более 'тупой'. К этому следовало привыкнуть, хотя это и не является чем-то неожиданным.
На основании опыта пришли к выводу, что перед фактическим применением ракет Х-23 летчик должен произвести несколько сотен тренировок по наведению на специальном тренажере. Навести ракету на морскую маневрирующую цель представлялось задачей высочайшей сложности, в чем пришлось довольно быстро убедиться, когда в 1977 г. приступили к практическим пускам.
О своих впечатлениях по применению ракеты Х-23 (с самолёта МиГ- 27) делился лётчик-испытатель В. Кондауров. Предварительно он три дня тренировался на специально разработанном тренажере, на телевизионном экране которого воспроизводились метка цели и ракеты (этот тренажер был уже более совершенен, чем первые). Насколько помогли тренировки, убедительно показал практический пуск.
'На полигоне, выполнив необходимый маневр для выхода на боевой курс, я включил электроцепи пуска и с высоты 2000 м перевёл самолёт на снижение в сторону цели, еле просматриваемой через лобовое стекло на удалении 8-10 км. Скорость 800 км/ч. Нажимаю боевую кнопку. Ракета рванула из под крыла, как щука из засады, оказавшись слева и выше. Палец на кнюппель, начинаю ею управлять. Слегка направо. Она кинулась в сторону так резво, что я едва успел остановить её перед собой. Теперь вниз, к цели. Гляжу на трассер ракеты и нажимаю кнюппель – ракета стремительно устремилась ввысь. Давлю в обратную сторону – она тут же переходит в крутое пикирование. Сейчас она скроется под носом самолёта! С отчаянием жму проклятый кнюппель, теперь уже вверх. Успеваю заметить, как 'обезумевшая щука', только что исчезнувшая подо мной свечой уходит в бездонное небо… навсегда.'
К моменту поступления на вооружение самолётов-штурмовиков инструкций и рекомендаций по их боевому применению (применительно к морской авиации) не было, и пришлось использовать те, которые разработаны для Су-7Б в ЦБП ВВС. Сформированный в 33-м центре отдел должен был восполнить этот пробел, но работу поручили штурманам, и отработанные рекомендации вряд ли можно считать отвечающими высокому качеству.
В последующие годы на замену самолётам Су-17М поступили их дальнейшие модификации Су-17М2 и Су-17МЗ с лучшими характеристиками и теми же недостатками (один двигатель, отсутствие РЛС), а через некоторое время и самолёты Су-24.
(Продолжение следует)
Ростислав Ангёльский
Владимир Коровин
Система-75
Продолжение. Начало см. «АиК» No 12/2007 г.
К 50-летию зенитного ракетного комплекса С-75
В первые годы эксплуатации комплексов СА-75 «Двина» они поступали на вооружение полков, состоящих из штаба, трех зенитных ракетных (огневых) и одного технического дивизиона системы.
В комплексах семейства С-75 использовалось несколько режимов сопровождения цели:
– ручное по всем координатам;
– автоматическое по всем координатам;
– автоматическое по угловым координатам и ручное по дальности (по каналу дальности достигалось наиболее точное определение координат и наилучшее разрешение целей).
Двухступенчатая ракета В-750 (изделие 1Д) – с твердотопливным стартовым ускорителем и маршевым ЖРД на второй ступени проектировалась в ОКБ-2 под руководством главного конструктора П.Д. Грушина.
Ракеты 1Д, как и ракеты последующих вариантов комплексов семейства С-75, имели нормальную компоновочную схему с Х-образным расположением аэродинамических поверхностей.
В переднем отсеке размещался радиовзрыватель, передающие антенны которого находились под радиопрозрачными участками носового обтекателя. За обтекателем располагался предохранительно- исполнительный механизм. Следующий отсек образовывала боевая часть. Далее следовал топливный отсек. Несущие баки горючего и окислителя имели совмещенное двухстеночное разделительное днище, что позволило несколько сократить длину ракеты. В расположенном за баком окислителя приборном отсеке последовательно размещались шар-баллон – воздушный аккумулятор давления, блок управления автопилота, радиоаппаратура и источник питания – ампульная батарея. В хвостовом отсеке маршевой ступени ракеты находились рулевые машинки, вкладной бак с пусковым горючим и жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной системой подачи компонентов. Снаружи отсека располагались цельноповоротные рули для управления по тангажу, рысканию и крену.
Входящий в состав разгонной ступени ракеты стартовый двигатель состоял из стального корпуса со съемным днищем, многошашечного вкладного заряда из нитроцеллюлозного топлива и сопла с «грушей» для регулирования критического сечения сопла, в соответствии с ожидаемой к моменту пуска температурой заряда. На наружной поверхности стартового двигателя крепились стабилизаторы. Для стабилизации ракеты по крену на стартовом участке полета использовались элероны, размещенные в одной плоскости на стабилизаторах ускорителя.
Механическая связь между ступенями обеспечивалась коническим переходным отсеком, сбрасываемым вместе со стартовым двигателем.
Двигатель второй ступени запускался перед разделением ступеней. Наведение ракеты осуществлялось только при работающем двигателе. Подрыв ракеты при подлете к цели производился по команде, формируемой радиовзрывателем или поступающей от станции наведения. В случае промаха, который определялся аппаратурой станции наведения ракет по превышению дальности до ракеты над удалением до цели, а также при выработке всего топлива на ракету подавалась команда на самоликвидацию. Ракета уводилась вверх с последующим подрывом боевой части.
Для проведения тренировок по заряжанию и разряжанию ПУ, вождению ТЗМ с ракетами промышленностью выпускались габаритно-массовые (габаритно-весовые) макеты ракет. В ряде случаев в качестве габаритно- весовых макетов ракет и учебных ракет использовались боевые ракеты, списанные по
