Х-55

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к: навигация, поиск
Х-55
AS-15 Kent
H-55 AS-15 Kent 2008 G1.jpg
Ракета Х-55 в музее ВВС ВС Украины
Тип стратегическая крылатая ракета
Статус эксплуатируется
Разработчик Флаг СССР/Флаг России МКБ «Радуга»
Главный конструктор И. С. Селезнёв
Начало испытаний 23 февраля 1981 года
Принятие на вооружение 31 декабря 1983 года
Производитель До 1986: ХАПО
С 1986: ВМП «АВИТЕК»
Смоленский авиазавод (отдельные агрегаты)
Годы производства с 1983 года
Единиц произведено >1068[1]
Годы эксплуатации с 1983 года
Основные эксплуатанты Союз Советских Социалистических Республик ВВС СССР
Россия ВВС России
Модификации Х-55-ОК
Х-55СМ
Х-65
Х-555
Основные технические характеристики:
Тип боевой части: ядерная
Макс. дальность: 2500 (Х-55), 3000 (Х-55СМ), 2000 (Х-555) км
↓Все технические характеристики
Commons-logo.svg  Изображения на Викискладе

Х-55 («изделие 120», несекретное название — РКВ-500, по классификации МО США и НАТО — AS-15 Kent) — советская/российская стратегическая авиационная крылатая ракета разработанная в дубненском МКБ «Радуга» под руководством И. С. Селезнёва в конце 1970-х — начале 1980-х годов для вооружения стратегических бомбардировщиков.

Совершает полёт на дозвуковых скоростях на предельно малых высотах с огибанием рельефа местности. Предназначена для применения против стратегически важных стационарных наземных целей с заранее известными координатами.

Носителями Х-55 являются стратегические бомбардировщики Ту-95 и Ту-160.

История[править | править вики-текст]

В 1971 году с инициативой о создании новой, малогабаритной, маловысотной дозвуковой крылатой с ядерной боевой частью ракеты дальнего радиуса действия выступило руководство МКБ «Радуга». Несмотря на первоначальное неприятие, в 1976 году правительство СССР приняло постановление о срочном создании такого ракетного комплекса. МКБ «Радуга» было поручено разработка таких ракет для авиации, которая получила обозначение Х-55. Сборка первых экспериментальных образцов «изделия 120» начались в Дубне уже в начале 1978 года. Но из-за высокой загрузки дубнинского производства выпуском Х-22, было принято решение о развёртывании производства Х-55 на Харьковском авиапромышленном объединении (ХАПО). На первых порах там выпускались отдельные части ракеты, с передачей их на досборку в Дубну, но впоследствии был налажен выпуск изделия полностью.

В марте 1978 года Министерством авиационной промышленности во исполнение постановления правительства было принято решение о разворачивании серийного производства КР на ХАПО, то есть, ещё до завершения испытаний[2]. Первая серийная Х-55 из установочной партии, полностью собранная на ХАПО, была передана заказчику 14 декабря 1980 года. Носителем новых ракет было принято решение сделать самолёты Ту-160 и модернизированные Ту-95. Первый пуск серийной Х-55 был произведён 23 февраля 1981 года. Из первых 12 пусков только 1 закончился неудачей, из-за отказа электрогенератора ракеты. Испытания проводились на полигоне 929-го ГЛИЦ и на базе НИИАС в Фаустово. Освоение нового комплекса было начато в 1223 тбап в Семипалатинске. Уже в феврале 1983 полк начал отработку запуска ракет.

31 декабря 1983 г. комплекс воздушного базирования в составе Х-55 и самолёта-носителя Ту-95МС был официально принят на вооружение[3]. В 1984 году на испытаниях была достигнута дальность 2500 километров, была подтверждена высокая точность этих ракет. В декабре 1986 производство Х-55 на ХАПО было свёрнуто и перенесено на завод им. ХХ партсъезда, г. Киров (ныне ОАО "ВМП «АВИТЕК»). Некоторые агрегаты также стали выпускаться на Смоленском авиазаводе.

Особенности конструкции[править | править вики-текст]

Ракета построена по нормальной аэродинамической схеме, имеет тонкостенный сварной корпус из алюминиево-магниевого сплава АМГ-6, большая часть внутреннего объёма которого представляет собой топливный бак. Крыло, оперение и носовой обтекатель выполнены из композиционных материалов. Стабилизатор и крыло до пуска ракеты находятся в сложенном состоянии и раскрываются при помощи пиропатронов уже после срабатывания катапультного пускового устройства.

ТТХ двигателя
Р95-300
Тяга 300—350 кг
Длина 850 мм
Диаметр 315 мм
Вес 95 кг

Двухконтурный турбореактивный двигатель Р95-300 размещён в хвостовой части ракеты на специальном пилоне, выдвигающемся из корпуса перед пуском. Запуск двигателя осуществляется пиростартером.

В качестве топлива на КР используется «децилин Т-10» — токсичное синтетическое горючее, созданное специально для этого двигателя. На обычных авиационных видах топлива типа Т-1 или ТС двигатель Р95-300 максимальной мощности не развивает. Так как Т-10 чрезвычайно текучая жидкость, при проектировании ракеты было уделено особое внимание герметичности топливной системы.

При своих небольших размерах Р95-300 обеспечивает весовую отдачу 3,68 кгс/кг, что соответствует весовой отдаче ТРД боевых самолётов. Двигатель имеет автоматическую электронно-гидравлическую систему управления, обеспечивающую изменение его режимов и регулировку тяги в процессе полёта ракеты.

Ракета Х-55 оснащена автономной автокорреляционной инерциальной системой наведения комплексированной с системой коррекции траектории по рельефу местности. Закладываемая в ракету перед пуском программа полёта содержит эталонную цифровую карту рельефа местности по маршруту полёта. В процессе полёта бортовая система управления БСУ-55 обеспечивает сравнение этой карты с реальными показаниями высотомера и выдачу при необходимости соответствующих команд на корректировку курса. Помимо функций автопилота и коррелятора в БСУ-55 также заложена возможность выполнения ракетой манёвров для противодействия перехвату.

Так как полёт на максимальную дальность продолжается несколько часов, для питания аппаратуры ракеты не подходят одноразовые аккумуляторные батареи. На двигателе ракеты установили электрогенератор РДК-300 мощностью 4 кВт.

Специально для ракеты разработана малогабаритная боевая часть с термоядерным зарядом мощностью 200 кт, что при заданном круговом вероятном отклонении не более 100 метров, гарантировало поражение цели.

В связи со слабостью корпуса ракеты её подвеска на МКУ осуществляется на 4 узла подвески.

Технические характеристики[править | править вики-текст]

Источник[3]

  • Длина: 8,9 м (6,04 по другим источникам)
  • Диаметр корпуса:
    • Х-55: 0,514 м
    • Х-55СМ: 0,77 м
  • Размах крыльев: 3,1 м
  • Стартовый вес: 1700 кг
  • Мощность боевой части: 200 кт
  • Масса боевой части: 410 кг
  • Дальность полета:
    • Х-55: 2500 км
    • Х-55СМ: 3000 км
    • Х-555: 2000 км
  • Двигатель:
    • Х-55: ТРДД Р-95-300 (173 кг топлива)
    • Х-55СМ: ТРДД Р-95-300 (433 кг топлива)
    • Х-555: ТРДД Р-95-300 (400 кг топлива)
  • Скорость полета: 920 км/ч (0,77 М)
  • Высота пуска: 20—12000 м
  • Высота полета на маршевом участке: 40—110 м
  • Точность (КВО):
    • Х-55: до 100 м
    • Х-555: 20 м

Модификации[править | править вики-текст]

Ракета Х-55 авиационного базирования существует в следующих модификациях:

  • Х-55 — базовый вариант;
  • Х-55ОК («изделие 121») — модификация, оснащённая корреляционно-экстремальной оптико-электронной системой коррекции, обеспечивающей корректировку траектории ракеты на основе сравнения полученного от оптической системы изображения местности с эталонным, хранящимся в БЦВМ (аналог американской системы DSMAC);
  • Х-55СМ («изделие 125», РКВ-500Б) — вариант с увеличенной за счёт установки накладных конформных баков до 3500 км дальностью полёта. На вооружение принята в 1987 году;
  • Х-65 — тактическая модификация Х-55 с неядерной боевой частью, может применяться с борта тяжелых истребителей;
  • Х-65СЭ — противокорабельная модификация Х-65.
  • Х-555 — глубокая модификация ракеты Х-55 с улучшенной системой управления, в которой помимо инерциально-доплеровской системы, обеспечивающей коррекцию инерциальной навигационной системы по данным сравнения измеренной радиовысотомером высоты рельефа местности с цифровым эталоном, используется также оптико-электронная система коррекции и спутниковая навигация. Эти меры позволили добиться КВО порядка 20 м. Оснащается боевой частью с обычным взрывчатым веществом массой не менее 350 кг[4]. Увеличение массы БЧ привело к снижению запасов топлива и уменьшению до 2000 км дальности полёта ракеты. Подобно Х-55СМ, оснащается дополнительными подвесными конформными топливными баками.


Современное состояние[править | править вики-текст]

По состоянию на 2008 год двигатели для ракет Х-55 (а также для Х-35 и Х-59) выпускает украинское предприятие Мотор Сич[5].

В 2012 году планируется начать производство и обслуживание двигателей для данных типов ракет в России[6].

С 1998 по 2002 год Украина утилизировала 483 ракеты[7].

Аналоги[править | править вики-текст]

См. также[править | править вики-текст]

Примечания[править | править вики-текст]

Ссылки[править | править вики-текст]

Литература[править | править вики-текст]

  • Марковский В. Авиационные крылатые ракеты // Авиация и космонавтика. — 2005. — В. 9. — ISSN 1682-7759.
  • Мороз С. Г. Управляемые ракеты дальней и морской авиации СССР. — М.: Майор, Пилот, 2001.
  • Городейко Ю. В. и др. Военная авиация. — Мн.: Попурри, 1999. — Т. 2. — ISBN 985-438-348-2.