Фронтовой бомбардировщик Су-24

Фронтовой бомбардировщик Су-24


Возрастающая эффективность ПВО привела конструкторов самолетов всего мира к одному и тому же решению: чтобы проникнуть на территорию противника, аппарат должен лететь ?под радаром? на очень малой высоте, используя поверхность земли как маскировку. ОКБ Сухого была поручена разработка такого бомбардировщика. Техническое задание содержало требования сверхзвуковых летных характеристик (даже на малой высоте), возможность применения днем и ночью, в любых погодных условиях способность атаковать неподвижные и подвижные цели с дополнительной возможностью проведения фоторазведки и взлета и посадки на неподготовленные ВПП ограниченной длины. Последняя часть технического задания привела Сухого к идее разработки бомбардировщика вертикального взлета и посадки с треугольным крылом и раздельной силовой установкой (подъемные и маршевые двигатели).

В итоге самолет Т-6-1 впервые поднялся в воздух в июне 1967 г. Его крыло с переменной стреловидностью передней кромки имело такую же форму в плане, как у варианта Т-58ВД. Из-за отвратительных характеристик управляемости он был переделан в аппарат с укороченным взлетом и посадкой, без подъемных двигателей, с повернутыми вниз концевыми сечениями крыла, выступающим подфюзеляжным килем и огромными новыми щелевыми закрылками. Большой размер крыла обуславливал невысокую скорость на малой высоте. Крыло изменяемой в полете стреловидности было применено на втором опытном самолете Т-6 (Т-6-21Г), сохранившем ту же конструкцию фюзеляжа. Удаление тяжелых подъемных двигателей освободило место для дополнительного горючего или вооружения. Крыло имело предкрылки по всему размаху и двухщелевые закрылки. Оно могло приобретать обратную стреловидность до 16 градусов для взлета и посадки, обеспечивая низкую посадочную скорость и хорошую возможность взлета и посадки с короткими дистанциями пробега. Крыло могло принимать прямую стреловидность до 69 градусов с промежуточной установкой в 35 и 45 градусов.

Самолет совершил первый полет в мае 1970 г., оснащенный двумя турбореактивными двигателями АЛ-7Ф-1. Ему было дано обозначение Су-15М. Серийный самолет Су-24 (в отчетах НАТО ?Фенсер-А? (?Fencer-A?)) был оснащен турбовентиляторными двигателями Соловьева АЛ-21Ф-3. Воздух к ним первоначально подавался через регулируемые воздухозаборники, которые позволяли на большой высоте развивать скорость 2,18 М. Удаление механизма регулировки воздухозаборников снизило максимальную скорость приблизительно до 1,35 М, но практически не сказалось при полете на малой высоте, где не могут быть достигнуты большие значения М.

Самолет Су-24 разрабатывался вокруг первой комплексной системы авиационного электронного оборудования Советского Союза с бомбоприцелом, системой управления вооружением и навигационным комплексом, связанными с помощью компьютера. Аппарат Су-24 являлся также первым советским самолетом, оснащенным катапультируемым при нулевой скорости и нулевой высоте креслом К-36Д, он имел командную систему катапультирования, которая могла быть приведена в действие любым членом экипажа. Самолет ?Фенсер-B? имел хвостовую часть фюзеляжа, наиболее близко отслеживающую конфигурацию сопел по сравнению с прямоугольной задней частью фюзеляжа с плоскими боковинами самолета ?Фенсер-А?. Обтекатель с тормозным парашютом находился ниже основания руля направления. Самолет ?Фенсер-С? был похожим, но имел треугольные обтекатели радиолокационной станции защиты задней полусферы по сторонам верхнего конца киля и на воздухозаборниках двигателя, выступающих на передней кромке крыла. Самолет Су-24 поступил на вооружение в 1974 г., а за пределами СССР начал разворачиваться в 1979 г.


Тактико-техническая характеристикаРазмах прямого крыла, м 17,64
Размах стреловидного крыла, м 10,37
Длина самолета, м 24,53
Высота самолета, м 6,19
Площадь прямого крыла, м2 55,17
Площадь стреловидного крыла, м2 51,02
Масса пустого самолета, кг 22320
Масса нормальная взлетная, кг 36000
Масса максимальная взлетная, кг 39700
Масса топлива нормальная, кг 16440
Масса топлива с ПТБ, кг 22440
Максимальная скорость, км/ч 1900
Максимальная скорость на высоте, км/ч 2320
Практическая дальность, км 4270
Практическая дальность, км 4500
Боевой радиус действия, км 1300
Практический потолок, км 17,5
Экипаж, человек 2


ДвигателиТип Модель Кол-во Тяга одного, кгс
ТРДФ АЛ-21-Ф-ЗА 2 11032


Авиационное артиллерийское оружиеТип Модель Калибр, мм Кол-во Боекомплект
пушка ГШ-6-23 23 1 500


Авиационные средства пораженияВариант Тип Модель Кол-во
1 УР класса ?воздух-воздух? Р-3, Р-23, Р-60 1
2 УР класса ?воздух-поверхность? Х-25, Х-29, Х-58, Х-59 8
10 бомбы до 16
14 одноразовое ПУ О-25 по 6 НУРС С-25
18 контейнер СППУ-22 с пушкой ГШ-23 с 260 патронами

Авиационные средства поражения подробнее:

Ракета малой дальности стрельбы Р-60
Статья

Разработка ракеты класса ?воздух-воздух? малой дальности Р-60 (?изделие 62?) началась в 1967 году в ОКБ ?Молния? под руководством М.Р.Бисновата. Это первая в мире ракета, способная стартовать при перегрузке носителя до 7 единиц (конструкция ракеты может выдержать 42-кратную перегрузку). Серийное производство было организовано на Тбилисском авиазаводе. Принята на вооружение в 1974 году. Применяется на многих боевых самолетах: МиГ-21, МиГ-23М, МиГ-25ПД, МиГ-29, МиГ-31, Су-15, Су-17, Су-24М, Су-25, Як-38.

Ракета снабжена инфракрасной головкой самонаведения ?Комар?. Боевая часть осколочно-фугасная, для подрыва которой служит радиовзрыватель. Для уменьшения устойчивости и повышения эффективности рулей в носовой части установлены дестабилизирующие пластины. Применяется с подкрыльевых пусковых устройств АПУ-68?1, АПУ-68?11.

При пуске ракета разгоняется двигателем. Конечный участок траектории проходит по инерции. При подрыве БЧ сетка из поражающих элементов (особым образом соединенных и уложенных стержней), разворачиваясь, образует кольцо большой насыщенности, буквально рассекающей самолет противника. В случае необходимости может применяться по наземным малоразмерным теплоконтрастным целям.

В боевых условиях ракеты Р-60 впервые применены в 1982 году в Ливане. При пусках отмечались случаи, когда ракета точно попадала в сопло двигателя самолета.
Тактико-техническая характеристикаМодификация Р-60 Р-60М
Калибр, мм 120 120
Длина, мм 2095 2095
Размах крыла, мм 390 390
Масса ракеты, кг 43 45
Масса боевой части, кг 3,5 3,5
Дальность пуска, км 0,5-10 0,2-7,2
Скорость, М до 2,5 до 2,5
Диапазон высот применения, км 0,03-20 0,03-20
Перегрузка цели, g 8 8
Тип боевой части ОФ, С, О ОФ, С, О
Тип головки самонаведения ИК ИК
Модель головки самонаведения ОГС-60ТИ ?Комар? ОГС-60ТИ ?Комар?
Пусковое устройство АПУ-60-I АПУ-60-II
Двигатель ПРД-259 ПРД-259

Авиационная управляемая ракета Х-25
Статья

Разработка управляемой ракеты Х-25 (?изделие 71?) началось в ОКБ ?Звезда? в начале 70-х годов для оснащения истребителей-бомбардировщиков. Работы проводились в сотрудничестве с ОКБ П.О.Сухого, на самолетах которого предполагалось использовать ракету, и отраслевыми институтами. За основу конструкции была взята ракета Х-23. На ракету было решено установить лазерную головку самонаведения 24Н1, разработанную в ЦКБ ?Геофизика? под руководством Д.М.Хорола. Для компенсации смещения центра тяжести вперед в хвостовой части была установлена дополнительная БЧ массой 24 кг. Площадь рулей и оперения была увеличена.

Зимой 1973 года начались испытания ракеты. Было проведено 36 полетов на Су-7БМ и Су-17М с 12 пусками (один с залпом из двух ракет). После анализа результатов стрельб было принято решение о продолжении работы на более новом Су-17М2, обеспечивающем большую точность прицеливания.

Осенью 1974 года на государственные испытания был представлен комплекс Су-17МКГ. Были выполнены 69 полетов с 30 пусками. Затем испытания продолжились на МиГ-23БК (МиГ-27К), оснащенном лазерно-телевизионной прицельной станцией ?Кайра?. Отрабатывалась и подсветка целей с земли.

Ракеты применяются с пусковых устройств АПУ-68У/УМ/УМ2/УМ3 на самолетах МиГ-27К, Су-17М2, Су-17М3, Су-17М4, Су-24М, Су-25. Ракета Х-25 оказалась очень удачной и в ходе серийного производства подвергалась минимальным доработкам.
Тактико-техническая характеристикаДлина ракеты, мм 3750
Диаметр корпуса, мм 280
Размах крыла, мм 0,82
Размах стабилизатора, мм 0,493
Масса ракеты, кг 300
Масса боевой части, кг 90
Дальность пуска, км 2,5-10
Скорость, м/с до 850
Высота полета цели, км до 5

Ракета ближнего действия Х-29
Статья

Разработка управляемой ракеты класса ?воздух-поверхность? Х-29 началась в ОКБ ?Молния? под руководством М.Р.Бисновата для самолета МиГ-23БН. Принята на вооружение в 1980 году. С 1981 года работы по ракете были продолжены в ГосМКБ ?Вымпел?. В настоящее время такими ракетами оснащаются штурмовики Су-25ТМ (Су-39), истребитель-бомбардировщик МиГ-27М, Су-17М3, Су-17М4, Су-24М, Су-34, истребители МиГ-29СМТ, МиГ-33, Су-35.

Ракета оснащена фугасно-проникающей боевой частью и предназначена для поражения железобетонных укрытий, мостов и кораблей. Применяется с катапультных установок.

Ракета Х-29Л с лазерной полуактивной ГСН применяется при подсветке цели с самолетов, оснащенных оптико-электронными системами ?Кайра?, ?Клен?, ?Смерч? или наземных лазерных целеуказателей. Захват подсвеченной цели ГСН в осуществляется до пуска ракеты.

Ракета Х-29Т с телевизионной системой наведения предназначена для поражения кораблей водоизмещением до 10000 т, усиленных железобетонных укрытий, бетонных ВПП, мостов и промышленных объектов. Захват цели ГСН осуществляется до пуска ракеты. При этом изображение цели воспроизводится на телевизионном индикаторе в кабине самолета. После этого ракета отстреливается от пусковой установки и осуществляет автономный полет к цели.

Ракеты Х-29Л поставлялись Ираку, который успешно применял их в ходе ирано-иракской войны с самолетов МиГ-23БН и ?Мираж? F1E с французской системой целеуказания ATLIS (размещается в подвесном контейнере).
Тактико-техническая характеристикаМодификация Х-29Л Х-29Т
Диаметр, мм 380-400 380-400
Длина, мм 3875-3900 3875
Размах крыла, мм 1100 1100
Размах рулей, мм 750 750
Масса ракеты, кг 650-660 660-680
Масса боевой части, кг 317-320 317-320
Высота пуска, км 0,2-5 0,2-10
Дальность пуска, км 2-10 3-12
Тип боевой части ФП ФП
Тип головки самонаведения ИА ПТВ
Марка головки самонаведения 24Н1 Тубус-2

Противорадиолокационная ракета Х-58
Статья

Разработка противолокационной ракеты Х-58 началась в МКБ ?Радуга? в 1967 году под руководством главного конструктора И.И.Селезнева. К новой ракете заказчиком были предъявлены требования обеспечения высокой автономности и помехозащищенности, обеспечения пуска с дальних рубежей вне зоны ПВО противника. Ракета предназначалась для перспективных самолетов фронтовой авиации и на испытания ее следовало представить к лету 1969 года.

Первоначально конструкторы за основу предполагали взять ракету Х-28, заменив двигатель на твердотопливный и сделав ракету более компактной. При проектировании использовался опыт, полученный при разработке проекта ракеты Х-24П. Однако попытка создать систему, обеспечивающую поражение различных средств противника на значительном расстоянии и пригодную для применения с малых высот, тогда не удалась.

К 1971 году, после рассмотрения различных вариантов компоновки конструкторы остановились на варианте Д-7 (?изделие 112?) ? ракете с твердотопливным двигателем и широкополосной пассивной ГСН. Согласно Постановления ЦК КПСС и СМ СССР, вышедшего в том же году, ракета Х-58 должна была войти в специализированный комплекс подавления систем ПВО с носителем МиГ-25БМ. Ставилась задача поражения перестраивающихся, кратковременно выключающихся для маскировки РЛС, обладающих широким спектром излучения. Кроме того, требовалась способность выбирать наиболее опасные объекты и перенацеливаться. Разработка ГСН и самолетной системы ?Ягуар?, обеспечивающей обнаружение радиолокационных целей, была поручена Омскому ЦКБ автоматики.

Для испытаний ракеты на полигоне под Ахтубинском были смонтированы излучающие мишени ?Блесна?, имитирующие работу РЛС ЗРК ?Хок? (самой массовой в то время в НАТО). Позже появились мишени, имитирующие РЛС ?Найк Геркулес? и ?Улучшенный Хок?. В 1974 году начались летные испытания ГСН ПРГС-58 на летающей лаборатории на базе Ан-12. В 1977 году приступили к летным испытаниям комплекса ?Ягуар?. В 1980 году ракета Х-58 была принята на вооружение, но совместные испытания комплекса вооружения продолжались до 1982 года. Впервые продемонстрирована публике в 1989 году.

Х-58 построена по нормальной аэродинамической схеме с неподвижным крылом большой площади. Конструкция цельнометаллическая (нержавеющая сталь 30ХГСА, крылья и оперение из титана ОТ4?1). Крыло трапециевидное в плане. Рули размещены в хостовой части. Боевая часть фугасная с лазерным неконтактным взрывателем РОВ-20 и электромеханическим взрывателем с инерционными датчиками. На Х-58У предусмотрено применение ядерной БЧ. Силовая установка состоит из ракетного двухрежимного твердотопливного двигателя с центральным соплом. Система управления САУ-58 инерциальная многоканальная с пассивной радиолокационной ГСН типа ПРГС-58 (ПРГС-58М). В систему управления включен пролонгатор, запоминающий положение цели при ее выключении до 15 с. Питание аппаратуры осуществляется от никель-кадмиевой аккумуляторной батареи повышенной емкости (обеспечивает время работы не менее 200 с) со статическим преобразователем тока. Ракета применяется с авиационных катапультных устройств АКУ-58, АКУ-58?1. Для транспортировки и хранения используется герметизированный контейнер.

Ракета предназначена для оснащения самолетов фронтовой авиации и борьбы с РЛС ЗРК противника типа ?Найк Геркулес?, ?Хок?, ?Улучшенный Хок?, ?Пэтриот?. Кроме МиГ-25БМ может применяться на Су-17М4, Су-22, Су-22М4, Су-24М, Су-25Т, Су-27, Су-35МР. МиГ-25БМ может нести до 4 ракет, остальные ? до двух.

При пуске пневматический толкатель катапультного устройства выводит ракету на безопасное расстояние от самолета-носителя. После пуска двигатель ракеты в течении 3,6 с работает в режиме максимальной тяги (6000 кгс), осуществляя разгон. Затем за счет профилирования твердотопливной шашки с меньшей площадью горения тяга снижается до 1000 кгс и двигатель в течении 15 с работает в маршевом режиме. Ракета стабилизируется по крену, тангажу и рысканью, после чего автопилот начинает набор высоты до тех пор, пока заданный угол пеленга цели не станет равным текущему. Затем производится разворот на цель с заданной перегрузкой, после чего система переходит на пассивный режим самонаведения по методу пропорционального сближения. Перед целью ракета выполняет ?горку?. Подрыв БЧ происходит при пролете над целью на расстоянии около 5 м либо при прямом попадании.

Создание и принятие на вооружение ракеты Х-58 стало этапным для отечественной военной авиации. В 1982 году группа разработчиков ракеты удостоена Государственной премии СССР. Ремонт ракеты осуществляется на заводе ?711 в Борисоглебске.
Тактико-техническая характеристикаМодификация Х-58 Х-58У
Диаметр, мм 380 380
Длина, мм 4800 4813
Размах крыла, мм 1170 1170
Масса ракеты, кг 640 650
Масса боевой части, кг 149 149
Дальность пуска, км 10-120 10-250
Скорость, М до 3,6 до 3
Тип боевой части Ф Ф, Я
Тип головки самонаведения ПРГС ПРГС
Марка головки самонаведения ПРГС-58 ПРГС-58М
Взрыватель РОВ-20 РОВ-20

Крылатая ракета Х-59
Статья

Совершенствование средств ПВО и систем РЭБ в 70-е годы привело к снижению эффективности существовавших авиационных ракет. Потребовались радикальные улучшения систем наведения и управления, увеличение дальности, точности и помехозащищенности.

Разработка управляемой ракеты класса ?воздух-поверхность? с телевизионным наведением Х-59 началась в 1972 году в МКБ ?Радуга? под руководством А.Я.Березняка (позже его сменил И.С.Селезнев). За основу конструкции взята ракета Х-29Т с использованием ряда конструктивных решений Х-58. Первоначально планировалось сделать телевизионный вариант Х-58, но от этой идеи пришлось отказаться: высокоскоростной профиль полета не обеспечивал на подлете к цели требуемого времени для поиска и распознавания цели телевизионной ГСН. Было решено снизить скорость на этом этапе, что дало увеличение запаса времени. Разработка телекомандной системы наведения была поручена Львовскому НПО ?Текон?. Для повышения надежности, живучести и улучшения условий эксплуатации ракета скомпонована по отсекам. В каждом отсеке собраны системы, функционально наиболее связанные между собой.

В 1975?1977 годах на полигоне в Актубинске прошли летно-конструкторские испытания Х-59 с использованием истребителя-бомбардировщика Су-17М4. Государственные испытания продолжались до в 1979 года. Испытания завершились успешно и ракета Х-59 была рекомендована к принятию на вооружение. Серийное производство организовано на Смоленском авиазаводе. Комплекс в составе фронтового бомбардировщика Су-24М, подвесного контейнера и 2 ракет принят на вооружение в 1981 году. Впервые ракета публично продемонстрирована в 1991 году на выставке вооружений в Дубаи.

Ракета Х-59 построена по аэродинамической схеме ?бесхвоствки? с развитым крылом. Конструкция цельнометаллическая (АМГ-6, ВНС-2, ВКЛ-3). Для обеспечения теплоизоляции грузоотсек и аппаратные отсеки изнутри оклеены синтетическим материалом. Гаргрот с арматурой и проводкой энергопитания для обеспечения жесткости залит пенопластом. В передней части установлены дестабилизаторы, складывающиеся при транспортировке. Управление рулями осуществляется при помощи электромеханических приводов, питающихся от аккумуляторной батареи и преобразователя. Головка самонаведения телевизионная, установлена в носовой части. Для защиты от пыли и насекомых стекло ГСН закрыто сбрасываемым коком. Боевая часть фугасная проникающего действия. Силовая установка Х-59 состоит из двух РДТТ: стартовым в сбрасываемом блоке и двухсопловым маршевым. На Х-59М применен малогабаритный турбореактивный двигатель РДК-300. Ракета применяется с катапультного устройства АКУ-58?1. Для транспортировки и хранения применяется термоконтейнер.

Х-59 предназначена для поражения важных объектов противника, прикрытых ПВО. Месторасположение цели определяется накануне полета и ее координаты вводятся в запоминающее устройство ПРНК самолета-носителя. Пуск ракеты производится со средней дистанции. На начальном этапе полета наведение ракеты автономное программное. На расстоянии от цели 5?10 км отстреливается РДТТ первой ступени, освобождаются антенны телекомандной системы и начинается командное наведение. Полет продолжается при помощи РДТТ второй ступени. Для командного наведения используется подвесной контейнер АПК-8 (АПК-9), имеющий антенны как в передней, так и в задней части, что позволяет самолету выходить из атаки после пуска, не входя в зону ПВО. Телевизионное изображение местности транслируется на борт носителя, где оператор визуально производит распознавание цели. Затем он на телевизионном изображении накладывает подвижное перекрестье на цель и нажимает кнопку привязки автоматической системы слежения. После этого начинается самонаведение ракеты на цель. В 1984 году группе разработчиков ракеты присуждена Государственная премия СССР.
Тактико-техническая характеристикаМодификация Х-59 Х-59М
Диаметр, мм 380 380
Длина, мм 5368 5690
Размах крыла, мм 1260 1260
Масса ракеты, кг 760 920
Масса боевой части, кг 147 315
Дальность пуска, км до 40 до 115
Скорость, км/ч до 1025 до 1010
Тип боевой части Ф Ф
Тип головки самонаведения ТВ ТВ
Марка головки самонаведения ПРГС-58 ПРГС-58М
Двигатель РДК-300

Неуправляемая авиационная ракета С-25
Статья

28 августа 1965 года вышло Постановление ЦК КПСС и СМ СССР ?648?241 о разработке тяжелой неуправляемой авиационной ракеты АРС-250 для оснащения самолета Т-58М. Проектирование велось в КБ Точного машиностроения под руководством Б.Смирнова. Летные испытания ракеты состоялись в 1970 году. В 1971 году начались совместные государственные испытания.

Ракета выполнена по нормальной аэродинамической схеме и имеет модульную конструкцию. Оперение состоит из 4 перьев, которые в сложенном состоянии укладываются между сопел двигателя. После пуска они принудительно раскрываются. Для придания вращения ракете в полете (до 600 об/мин.) перья имеют скос. Силовая установка состоит из твердотопливного ракетного двигателя, имеющего цельный заряд массой 97 кг из высококалорийного смесевого топлива. Между соплами РДТТ установлен трассер, служащий для наблюдения и фотоконтроля полета ракеты. Для упрощения эксплуатации ракеты семейства С-25 поставляются в одноразовых (деревянных с металлической обшивкой) транспортно-пусковых контейнерах ПУ-О-25.

Ракета С-25 выпускалась в двух вариантах: с осколочной боевой частью С-25-О и фугасной боевой частью С-25-Ф.
Тактико-техническая характеристикаМодификация С-25ОФ С-25О
Калибр, мм 340 340
Длина, мм 3310 3307
Стартовая масса, кг 480 381
Масса боевой части, кг 190 150
Масса взрывчатого вещества, кг 27
Тип боевой части ОФ О
Дальность пуска, км до 4 до 4

Авиационная пушка ГШ-23
Статья

23-мм. двухствольная пушка ГШ-23 (конструкции Грязева-Шипунова) предназначена для установки на вертолеты Ми-24ВМ, Ми-35М. На вертолете Ми-24ВМ установлена несъемная подвижная установка НППУ-24 (Несъемная Подвижная Пушечная Установка ? НППУ-24, число 24-вероятно связано с индексом Ми-24) с пушкой ГШ-23 (вместо пулеметной ЯкБ-12.7).

Дальность стрельбы около 2 км. Характеризуется довольно большой скорострельностью (от 2500 до 3400 выстрелов в минуту в зависимости от модели пушки), что, в сочетании с подвижностью, повышает эффективность поражения воздушных целей в несколько раз по сравнению даже с более крупнокалиберной пушкой ГШ-30.Очень большая скорость полета снаряда (около километра в секунду) в сочетании с большой массой снаряда позволяет уверенно поражать среднебронированные наземные и воздушные цели на средних и близких дистанциях.

ГШ-23 последний комплекс из ряда (А-12.7, ЯкБ-12.7, ГШ-30К, ГШ-23) стрелкового вооружения установленного на Ми-24 и продолжатель эволюции ряда стрелковых комплексов устанавливаемых на этот штурмовой вертолет. С введением ГШ-23 боевая эффективность стрелкового оружия Ми-24ВМ стала на порядок выше чем у Ми-24П с 30-мм. пушкой ГШ-30.

Пушка может эксплуатироваться на левом или на правом питании.
Тактико-техническая характеристикаМодификация ГШ-23 ГШ-23Л
Калибр, мм 23 23
Длина пушки, мм 1387 1537
Ширина пушки, мм 165 165
Высота пушки, мм 168 168
Длина стволов, мм 1000
Вес пушки без магазина, кг 50,5 51
Вес снаряда, кг 173 173
Темп стрельбы, выстрелов/мин 3000-3400 3200
Начальная скорость снаряда, м/с 715 715
Длина непрерывной очереди, выстрелов 200 200
Боекомплект, патронов 250 450