Взлёт, 2005 № 07 | страница 46

Авиационная ПКР Х-22М на транспортировочной тележке (внизу) и под крылом самолета- носителя Ту-22М3 (вверху)

Ракета Х-22М выполнена по нормальной схеме, имеет треугольное крыло и крестообразное оперение. Двигательная установка ракеты включает жидкостный ракетный двигатель. СУ ПКР Х-22М состоит из автопилота и АРГС типа «ПГ» или «ПМГ». АРГС совместно с автопилотом обеспечивает наведение ПКР на цель, при этом захват цели осуществляется до пуска ракеты, по целеуказанию от РЛС «ПН» («ПН-А») самолета-носителя.

После прохождения испытания в 1974 г. ракеты Х-22М и Х-22МА приняты на вооружение. Ими оснащались самолеты Ту-22М2, поступавшие в части.

Дальней и морской ракетоносной авиации. Развитием этих ракет стали ПКР и крылатая ракета «воздух-земля» Х-22Н и Х-22НА, отличающиеся усовершенствованной системой управления, которая обеспечивает расширение условий их применения (добавлена так называемая «нижняя» траектория полета). Ракеты Х-22Н и Х-22НА приняты на вооружение в 1976 г. В настоящее время ими оснащаются бомбардировщики-ракетоносцы Ту-22М3 Дальней авиации ВВС и морской ракетоносной авиации ВМФ России. На каждом из них может обеспечиваться применение одной, двух или трех ракет. Пуск ракет Х-22М возможен на высотах 10-13 км при скорости носителя 950-1500 км/ч, а для ракет Х-22Н нижняя граница зоны пуска снижена до 1000 м.

Длина ракеты, м……….. 11,65

Диаметр корпуса, м……. 0,92

Размах крыла, м…………… 3,0

Стартовая масса, кг …. 5780

Масса БЧ, кг………………… 900

Скорость полета, М ……… 4,0

Дальность пуска, км:

– Х-22М…………………………. 310

– Х-22Н…………………………. 350

Разработка первой в стране сверхзвуковой низковысотной ПКР с маршевым прямоточным воздушно-реактивным двигателем 3М80 («Москит») начата в МКБ «Радуга» по постановлению СМ СССР, вышедшему в августе 1983 г. Первые проработки по ракете выполнены в 1967-1968 гг.

Двигательная установка ракеты – комбинированная: ПВРД 3Д80 (позднее – 3Д83) конструкции ОКБ-670 (МКБ «Красная звезда») и ТМКБ «Союз» совмещен с пороховым стартовым двигателем по типу «матрешка». РДТТ «вложен» внутрь камеры сгорания ПВРД. Через 3-4 с после старта РДТТ выгорает и выталкивается из камеры сгорания ПВРД набегающим потоком воздуха.

ПКР построена по нормальной аэродинамической схеме, фюзеляж – тело вращения с оживальной формой носовой части и Х-образным расположением крыла и оперения. На корпусе размещены четыре боковых воздухозаборника и воздуховоды сварной конструкции. Носовой обтекатель – с радиопрозрачным коком из стеклоткани, внутри которого размещена антенна активно-пассивной РГС. Разработчик СУ – НПО «Альтаир». БЧ – проникающего типа.