Энциклопедия современной военной авиации 1945-2002: Часть 2. Вертолеты
Шрифт:
ТЯЖЕЛАЯ РАКЕТА С-24 (АРС-240)
Проектирование тяжелой авиационной ракеты АРС- 240 было начато по Постановлению Совмина СССР № 2469-1022сс от 19 марта 1953 г. Ракету разрабатывало НИИ-1 ГКОТ, а авиационное пусковое устройство ПУ-12-40 – завод № 81 ГКАТ.
Ракета АРС-240 была принята на вооружение в 1964 г. под индексом С-24 и сразу же запущена в крупносерийное производство В 1964 и 1965
Длина ракеты 2330 мм. Размах четырехперого стабилизатора около 600 мм. Стартовый вес ракеты 235 кг Вес осколочно-фугасной боевой части 123 кг. Она содержит 23,5 кг взрывчатого вещества.
В полете ракета развивает скорость 413 м/с при дульной скорости всего 3,6 м/с Длина активного участка траектории 250 м Время полета на дистанцию 1000 м – 3 с. Табличная дальность пуска ракет С-24 – до 2 км. Круговое вероятное отклонение С-24 не превышает 0,3-0,4% от дальности полета
Корпус боевой части имеет проточки и сетчатую закалку токами СВЧ для регулярности дробления («запланированного разрушения»). При подрыве он образует 4000 осколков с радиусом поражения 300-400 м. Практика показала, что при наземном взрыве до 70% осколков остаются в воронке. Тем не менее корпус боевой части достаточно прочен. При стрельбе по броне толщиной 25 мм, кирпичной стенке толщиной в 2,5 кирпича и деревоземляному перекрытию в пять накатов бревен диаметром 25-30 см корпус с боевой частью не разрушался, а ВВ не самодетонировало Уже после принятия на вооружение ракета стала оснащаться неконтактным взрывателем РВ-24 «Жук», срабатывающим на высоте 30 м над целью
Для уничтожения защищенных объектов используется контактный взрыватель, имеющий 3 степени замедления (в зависимости от типа цели) Покрытие атакуемого сооружения пробивается заключенной в прочный корпус боевой частью, подрываемой после заглубления внутрь объекта.
Стабилизация ракеты происходит за счет крыльевого оперения. Неравномерность работы двигателя компенсируется вращением.
Твердотопливный двигатель ракеты, состоящий из семи твердотопливных шашек со звездообразным каналом, имеет семь сопел, расположенных по окружности. Скос сопел относительно продольной оси ракеты обеспечивает почти мгновенную раскрутку ракеты до 450 об/мин. Время работы двигателя 1,1 с, при этом выгорает 72 кг ракетного топлива. После прекращения работы двигателя стабилизация в полете сохраняется с помощью оперения, плоскости которого имеют наклон и подштамповку для придания им аэродинамического профиля, поддерживающего вращение.
В модернизированном варианте С-24Б изменен состав топлива двигателя на более устойчивый и сохраняющий свои характеристики при перепадах температуры и влажности.
Для пуска ракет С-24 были спроектированы специальные пусковые устройства ПУ-12-40У и доработанные ПУ-12-40УД. С 1982 г. их стали заменять более совершенными АПУ-7Д, а в ходе унификации систем авиационного вооружения С-24 стали подвешивать и на универсальные АПУ-68У, АПУ-68УМ и АПУ-68УМЗ, которые обеспечивают пуск VP и НУР.
Надежность и простота эксплуатации ракет С-24 сделали их одним из распространенных видов вооружения фронтовой и армейской авиации. В зависимости от боевой задачи истребитель-бомбардировщик Су-17 может нести до шести ракет С-24, а штурмовик Су-25 – до восьми. Для использования ракет С-24 была доработана и часть боевых вертолетов Ми-24.
Неуправляемый авиационный снаряд С-24
Ракета
Советские и российские неуправляемые ракеты
ТЯЖЕЛАЯ РАКЕТА С-25 (АРС-250)
Разработка тяжелой ракеты С-25 (АРС-250) была начата в КБ Точного машиностроения согласно Постановлению Совмина СССР № 648-241 от 28 августа 1965 г.
Ракета С-25 выпускалась в двух вариантах: с осколочной боевой частью С-25-О и фугасной боевой частью С-25-Ф.
Ракета С-25-Ф имеет калибр 340 мм и полную длину 3310 мм. Ее стартовый вес 480 кг. Фугасная боевая часть (190 кг) содержит 27 кг взрывчатого вещества и оснащена контактным взрывателем, имеющим несколько степеней замедления.
Ракета С-25-О при том же калибре имеет полную длину 3307 мм и стартовый вес 381 кг. Боевая часть весом 150 кг оснащалась радиовзрывателем, обеспечивающим взрыв боевой части на высоте от 5 до 20 м от грунта в зависимости от предварительной установки взрывателя. При взрыве образуется до 10 тыс осколков.
При размещении в контейнере четыре пера стабилизатора ракеты С-25 уложены между четырех сопел, обладающих скосом для придания ракете вращения. Твердотопливный двигатель ракеты С-25 имеет цельный заряд весом 97 кг из высококалорийного смесевого топлива Между соплами двигателя установлен трассер служащий для наблюдения и фотоконтроля полета ракеты.
Прицельная дальность пуска С-25 составляет 4000 м, а максимальная скорость 550 м/с.
В конце 1973 г. было решено разработать на базе неуправляемой авиационной ракеты С-25-Ф корректируемую ракету С-25Л с лазерной ГСН 2Н1, а также энергоблоком с силовым приводом и рулями Для ее пуска создано однозарядное устройство ПУ-О-25-Л. В 1992 г. ракета С-25Л экспонировалась на выставке «Мосаэро- шоу-92».
УПРАВЛЯЕМОЕ РАКЕТНОЕ ВООРУЖЕНИЕ
Аэродинамические схемы, применяемые в авиационных управляемых ракетах: 1 – крыло; 2 – рули; 3-дестабилиза- тор; 4 – подвижные аэродинамические поверхности; 5 – стабилизаторы
Краткие сведения об устройстве управляемых авиационных ракет
Авиационные ракеты оснащаются тремя типами систем управления
– системами самонаведения;
– системами телеуправления;
– автономными системами управления.
Система самонаведения работает на принципе обнаружения какого-либо излучения цели (например, электромагнитного, теплового и т д.) или отраженного от нее излучения. Специальное устройство – ГСН – обнаруживает излучение, создаваемое или отражаемое целью, и по нему наводит ракету на цель. Различают пассивное, активное и полуактивное самонаведение и соответственно пассивные, активные и полуактивные системы самонаведения
При пассивном наведении ракета наводится по излучению самой цели, как, например, по электромагнитному излучению работающих РЛС или ИК-излучению сопла реактивного двигателя