[ezup]

Базирование:
Самолет
Система управления:
Тепловизионная ГСН,Радиолокационная ГСН
Боевая часть:
Стержневая
Применение:
Воздух-воздух
Страна:
Россия
Дальность:
50 км.
Год разработки:
1981 г.



Еще до принятия на вооружение МиГ-23М с Р-23 по совместному решению ВВС, Министерств авиационной и оборонной промышленностей в 1973г. началась разработка усовершенствованного варианта К-23М, которая осуществлялась на «Вымпеле» под руководством В.А. Пустовойтова. Радиолокационная головка самонаведения «Топаз-М» (РГС-23М, 9Б-1022) создавалась под общим руководством Е.И. Геништы, его заместителем стал М.Н. Гущин. Развернутый план работ был утвержден решением ВПК от 10 апреля 1974г. применительно к оснащению К-23М самолетов МиГ-29 и МиГ-23 в вариантах МЛ и М. Для достижения максимальной боевой эффективности был использован более мощный двигатель, новый энергоблок, обеспечивающий длительный полет на увеличенную дальность, усовершенствованный взрыватель.
В том же 1974г. были изготовлены экспериментальные ракеты с максимальным использованием элементов штатной Р-23, но уже укомплектованные ГСН «Топаз-М». В 1975 г. выпустили эскизный проект усовершенствованного варианта ракеты, к тому времени получившей обозначение К-24. В связи с высокой степенью преемственности с Р-23 изготовление матчасти шло быстро. В том же 1975 г. были выполнены два баллистических пуска «изделий 142» с нештатной наземной установки, под новую ракету переоборудовали МиГ-23М №7110. В соответствии с решением ВПК с начала следующего года планировались испытания с МиГ-23МЛ №125 и 126. Этим же документом предусматривалась проработка пассивной радиолокационной ГСН для стрельбы по самолетам типа АВАКС, но это направление было реализовано значительно позднее, уже применительно к ракетам типа К-27. В следующем 1976 г. восемью пусками «изделий 142» завершились заводские испытания. Спустя еще год был выполнен и основной объем государственных испытаний, к проведению которых были дополнительно привлечены МиГ-23М № 8530 и ряд прототипов МиГ-23МЛ (№124, 125, 126). Однако выявленные недостатки ГСН потребовали дополнительных доработок, так что полеты и пуски ракет продолжались до 1979 г. Устойчивость работы самолетного двигателя при пуске ракет исследовалась на МиГ-23МЛ №125.
Первоначальный замысел разработки ракеты К-24 определялся перспективой применения новой радиолокационной ГСН. Однако в результате была создана ракета, практически все элементы которой по уровню совершенства превосходили Р-23. Поддержание производства Р-23Т параллельно с «радийной» К-24 было абсурдно. Кроме того, выявились и некоторые перспективы дальнейшего совершенствования тепловой ГСН. В результате по решению ВПК от 4 апреля 1975 г. началась разработка К-24Т («изделие 160»). Эскизный проект был выпущен в 1976 г., но ряд элементов ракеты изготовили еще на год раньше. Однако из-за запаздывания «Геофизики» с разработкой и поставкой головки 23Т4 летные испытания начались только в 1978 г. двумя пусками с земли и 11 — с МиГ-23МЛ №125 и МиГ-23П №142. В следующем году провели шесть программных и восемь управляемых пусков тепловых К-24, к испытаниям присоединился и самолет №141.
В 1979г. были выполнены пуски 14 боевых и двух автономных ракет, завершив второй этап государственных испытаний подписанием соответствующего акта в начале 1980г. В следующем году акт государственной комиссии с рекомендацией принять ракету на вооружение был утвержден. В летных испытаниях теплового варианта участвовали прототипы МиГ-23МЛ (№124и 125) и его модификации для ПВО МиГ-23П (№141 и 142), а также «спарки» МиГ-23УБ(№1301 и 202).
Формальное принятие новой ракеты в качестве штатного вооружения самолетов МиГ-23МЛ и МиГ-23П было осуществлено по постановлению от 6 апреля 1981г.
Ракеты Р-24 успешно применялись с самолетов МиГ-23МЛ в ходе вооруженного конфликта в Южном Ливане в 1982г. По заявлениям сирийской стороны, этим истребителям удалось с «сухим счетом» сбить три F-15 и один F-4.
Позднее ракета в соответствии с совместным решением ВВС, Министерств радиопромышленности и авиапромышленности от 28 октября 1983 г. прошла очередную модернизацию. Уже в 1984г. были проведены первые четыре пуска ракет К-24М, оснащенных усовершенствованными ГСН. В 1985г. с МиГ-23М №420 выполнили пуски четырех боевых и одной телеметрической К-24М, в том числе по помехопостановщику Ту-16 и по вертолету Ми-4, стоящему на земле с работающим двигателем и вращающимся винтом. В 1986 г. осуществили еще восемь пусков по МиГ-21, имитирующему крылатые ракеты, после чего Р-24М («изделие 140М») приняли на вооружение.
В 1981 г. рассматривался вариант ракеты с активной радиолокационной ГСН. Несмотря на положительные результаты исследований, это направление так и не было реализовано: основные силы конструкторов пришлось сосредоточить на создании активных ГСН для более современных ракет.
В Российских ВВС ракеты Р-24 оставались на вооружении вплоть до 1997г. В составе вооружения истребителей МиГ-23 ракета экспортировалась во многие страны мира, среди них: Афганистан, Алжир, Ангола, Болгария, Северная Корея, Куба, Эфиопия, Германия, Индия, Ирак, Югославия, Ливия, Польша, Румыния, Чехия, Сирия, Словакия, Судан, Венгрия и др.
На западе ракета Р-24Р получила обозначение Apex АА-7C, ракета Р-24Т - Apex АА-7D.
В целом разработка ракеты К-24 стала заметной вехой в истории отечественного ракетостроения. За счет реализации оригинальной схемы функционирования впервые удалось достичь превосходства по максимальной дальности над американскими аналогами вооружения самолетов фронтовой авиации.
Состав

Ракета Р-24 (см. проекции) выпонена по нормальной аэродинамической схеме с дестабилизаторами, расположенными на корпусе головки самонаведения (ГСН). Ракета может комплектоваться полуактивной радиолокационной головкой самонаведения (Р-24Р) или тепловой (Р-24Т). На радиолокационной Р-24Р ("изделие 140") использовалась новая головка самонаведения РГС-24 (9Б-1022), на Р-24Т («изделие 160») - усовершенствованная всеракурсная инфракрасная ТГС-23Т4, фотоприемник которой охлаждался азотом до -195°C. Размеры и положение дестабилизаторов выбираются в зависимости от типа используемой ГСН таким образом, чтобы сохранить неизменными моментные характеристики ракеты.
Наиболее заметным внешним отличием новой ракеты от Р-23 стало применение крыльев с обратной стреловидностью по задней кромке. Изменилась и внутренняя компоновка, число отсеков уменьшилось с 8 до 5. Первым отсеком традиционно являлась головка самонаведения. Во втором отсеке последовательно располагались радиовзрыватель "Скворец", автопилот и работающий от специального порохового аккумулятора давления турбогенератор. Стержневую боевую часть с радиусом поражения 10 м и предохранительно-исполнительный механизм переместили в третий отсек. Твердотопливный двигатель ПРД-287 образовывал четвертый отсек. Двигатель имеет увеличенное время работы, обеспечивает большую дальность и скорость полета до M=3.5 . В пятом отсеке вокруг удлиненного газохода сопла размещался блок газогенераторов, обеспечивающий питание рулевых машин.
Полуактивная радиолокационная головка самонаведения РГС-24 (9Б-1022) по сравнением с прототипом имеет повышенную помехозащищенность и дальность захвата. За счет реализации так называемого "псевдокинематического звена" с аналоговым вычислительным устройством продолжительность автономного полета была увеличена до 10с, что позволило вне зависимости от ошибок прицеливания поражать цели на удалении, на 30% превышающем предельную дальность захвата цели ГСН. В результате дальность пуска в переднюю полусферу увеличилась с 25 до 32км, в заднюю - с 15 до 20км.
В блоках аппаратуры ГСН 9Б-1022 производилось интегрирование перегрузок, что обеспечивало инерциальное управление на участке автономного полета, а после захвата цели на автосопровождение - фильтрацию при оценке угловой скорости. Это осуществляется с помощью модели кинематических соотношений, построенной во вращающейся системе координат, использующей линию дальности в качестве оси Х- дифференциального уравнения, связывающего угловую скорость линии визирования с проекцией перегрузки ракеты на ортогональную ей плоскость. Коэффициентами этих уравнений являются относительная дальность и скорость сближения, которые также вычисляются в результате интегрирования соответствующей проекции перегрузки. Необходимые для вычислений начальные условия по угловой скорости линии дальности формируются в вычислителе ракеты в процессе отработки углового целеуказания, когда ракета еще находится в подвеске. Функционирование вычислителя, в результате которого прогнозируется угловая скорость линии дальности, начинается с момента схода, причем в модели используются измерения перегрузки ракеты в проекциях на антенные оси, а также измерение угловой скорости ракеты относительно продольной оси ракеты. В результате, несмотря на отсутствие захвата цели головкой, в процессе отработки стартовых возмущений и при разгоне ракеты вырабатывается оценка угловой скорости линии дальности, необходимая для управления ракетой и антенной головки. Применение инерциального управления до захвата цели головкой позволило полностью использовать возможности ракеты по исправлению ошибок пуска. При этом соотношение между допустимой дальностью пуска и дальностью захвата оказалось независимым от ошибок пуска.
В системе управления ракеты Р-24Р модель кинематических соотношений во вращающейся системе координат, связанной с линией дальности, используется и после захвата в качестве фильтра для оценивания угловой скорости. Таким образом, в системе управления ракеты Р-24Р для фильтрации и формирования управлений впервые был применен фильтр калмановской структуры, использующий в качестве ядра фильтра модель объекта- кинематические соотношения, связывающие угловую скорость линии дальности и относительное ускорение.
Модернизированная ракета Р-24 (Р-24М) отличается существенно более высокой эффективностью. Для Р-24М впервые была обеспечена стрельба по зависающим вертолетам и избирательный обстрел цели, летящей в плотной группе. Повысилась возможность поражения маневрирующих и маловысотных целей, возросла защищенность от воздействия совмещенных и вынесенных помех.
Ракета Р-24 размещается на доработанном пусковом устройстве - АПУ-23М1.



Тактико-технические характеристики

	Р-24Р	Р-24Т
Максимальная дальность пуска в переднюю полусферу, км	50	35
Минимальная дальность пуска в заднюю полусферу, км	0.5	0.5
Высота полета поражаемых целей, км	0.04 -25
Габариты, мм: - длина - диаметр - размах крыла - размах рулей	4494 200 1000 646	4218 200 1000 646
Стартовая масса, кг	245	238
Масса боевой части, кг	35	35
Время управляемого полета, с	45	45
Допустимая перегрузка при пуске, ед	5	5