[ezup]

Базирование:
Самолет
Система управления:
Управление по радиоканалу
Боевая часть:
Кумулятивная, Осколочно-фугасная
Применение:
Воздух-земля
Страна:
Россия
Дальность:
10 км.
Год разработки:
1968 г.


Материалы предоставлены: Васильев К.А. (гр.А-591)


С увеличением скорости и высоты полёта самолётов фронтовой авиации точность применения традиционного оружия резко снизилась. Одновременно шло совершенствование средств ПВО и насыщение ими боевых порядков войск. Всё это привело к необходимости разработки нового вида вооружения - управляемых авиационных ракет.
Первой тактической ракетой должна была стать Х-23 с радиокомандным наведением, но её разработка в ОКБ-134 затянулась из-за проблем с системой наведения. Тогда весной 1966 года КБ завода №455 (позже ОКБ "Звезда") выступило с предложением создать ракету для фронтовой авиации на основе уже отработанного способа наведения по радиолокационному лучу. Проектирование Х-66 ("изделие 66") велось под руководством Ю.Н.Королёва и Г.И.Хохлова. Официально работы были начаты по приказу министра авиационной промышленности П.В. Дементьева от 12.03.1966.
Исключительная успешность, а также небольшие сроки разработки и испытаний ракеты Х-66 определялись ее широкой преемственностью по отношению к разработанной ранее технике — вновь создаваемыми основными элементами ракеты были только корпуса отсеков и боевая часть. Были использованы некоторые узлы от ранее созданных ракет: бортовая радиокомандная аппаратура и узел подвески от РС-2УС, двигатель от Р-8. Уже в 1966 году было создано две телеметрические и восемь боевых ракет. В 1967 г. МиГ-21ПФ №9400415 был переоборудован для летных испытаний начатых после осуществления трех пусков с использованием наземной пусковой установки. На этапе А завершенном в середине года с самолета было выполнено семь автономных пусков с пикирования и в горизонт. Начиная с сентября 1967 года, в рамках совместных летных испытаний, было осуществлено 25 запусков по наземным целям. Во время отработки устранили плохую стабилизацию по крену и ненадежность работы взрывателя. Испытания осуществляли летчики Г.Ф. Фастовец, Г.А. Горовой, М.М. Комаров и др.
В 1968 году изготовили несколько десятков Х-66, а в последующие выпуск «изделия 66» на калининградском заводе увеличился на порядок. В дальнейшем разрабатывавшиеся КБ «Звезда» ракеты осваивались в серийном производстве на КМЗ «Стрела». Это способствовало оперативному устранению нестыковок возникавших между проектной и технологической документацией, активной «обратной связи» между производством и конструкторским коллективом. Такое взаимодействие способствовало дальнейшему совершенствованию ракеты после официального принятия ее на вооружение.
Отличные результаты стрельб позволили рекомендовать данную ракету к принятию на вооружение. Это было сделано по Постановлению Правительства от 14 мая 1968 года и в соответствии с приказом главы Минобороны от 20 июня. Максимальная дальность ракеты, согласно этих официальных документов, достигала 8 километров при предельном отклонении от 2,5 до 5 метров. Вероятность поражения цели при залповом выстреле двух ракет оценивалась в 0,36—0,7. МиГ-21 комплектовался четырьмя ракетами Х-66. Их пуск осуществлялся с интервалом 0,4—0,6 с.
Опытные летчики, используя ракеты Х-66, уверенно поражали цели. Например, во время демонстрации новой техники правительственной комиссии В.Г. Плюшкин первой ракетой поразил цель — кабину РЛС.
Х-66 применялась на самолётах МиГ-21ПФМ, МиГ-21ПФС, в дальнейшем на её базе была разработана ракета Х-23.
Состав


Ракета Х-66 выполнена по аэродинамической схеме «утка» с Х-образным расположением консолей крыла и рулей (см. проекции) и включает следующие функциональные системы:

• планер. Выполнен из алюминиевых (25,5%) и магниевых (24,7%) сплавов, кроме корпусов двигателя и боевой части, выполненных из стали (43%), покрыт антикоррозийным покрытием и технологически разделен на шесть отсеков, четыре консоли крыла, каждая из которых имеет элерон, четыре руля и гаргрот;
• двигатель ПРД-204 (изделие З96-Пс64) - однокамерный однорежимный твердотопливный ракетный двигатель с вкладным пороховым зарядом. ПРД-204, был разработан на базе ПРД-25 ракеты К-8М класса "воздух—воздух". Основным отличием двигателя Х-66 от прототипа было применение двухсоплового блока вместо центрального сопла. Применение данной схемы было обусловлено размещением в хвосте ракет блока радиооборудования. Двигатель снаряжался цилиндрическим зарядом нитроглицеринового пороха НМФ-2 весом 62кг. Длина заряда составляла 870мм, внешний диаметр 244мм, диаметр центрального канала 44мм. Заряд не бронировался. Горение проходило по внутренней и наружной цилиндрическим поверхностям и с торцов. Двигатель ПРД-204 имел суммарный импульс 10850кгс, максимальную тягу 3500кг, время работы 4,0...6,7 с, массу снаряженную 118кг.
• осколочно-фугасно-кумулятивную боевую часть Ф-66, состоящую из стального корпуса, в котором размещено снаряжение (взрывчатое вещество ТГ40) и имеется гнездо для взрывателя. Обеспечивает пробивание гомогенной брони толщиной до 250мм и поражение по типу «С» кабины РЛС в радиусе до 10 м;
• взрывательное устройство ЭВУ-Н-29, состоящее из взрывателя ЭВУ-Н-29, в литом корпусе которого размещены узел дальнего взведения и элементы электроцепи, и реакционного контакта. Обеспечивает подрыв боевой части при встрече ракеты с преградой не ранее чем через 4...8 с после пуска;
• аппаратуру управления и стабилизации. Она состоит из двух датчиков линейных ускорений ДА-11, двух рулевых блоков для управления по тангажу и курсу ДА-2СА и ДА-ЗСА, каждый из которых включал управляющий магнит, двухстепенной демпфирующий гироскоп, сопло с приемником воздушного давления и рулевую пневмомашинку, и одного блока крена ДА-1, содержащего интегрирующий гироскоп с арретиром, сопло и рулевую пневмомашинку с приемником воздушного давления;
• аппаратуру наведения 5И-1-Б, состоящую из штыревой антенны, высокочастотной части приемного устройства, приемника и блока управления и обеспечивающую прием радиосигналов с бортовой РЛС носителя и сигналов датчиков линейных ускорений ДА-11 и преобразование их в управляющие токи распределенные по каналам управления;
• воздушную систему, состоящую из пневмоблока, трубопроводов для подвода воздуха к блоку крена для раззаретирования гироскопа и обеспечения работа рулевой машинки, а также раззаретирования датчиков ускорений, коллектора и трубопроводов для подвода воздуха в рабочие цилиндры рулевых блоков раскрутки демпфирующих гироскопов, раззаретирования рулей;
• электросистему, состоящую из аккумуляторной батареи 949Ф, электрооборудования и электросети.

Компоновка ракеты предусматривает сборку, стыковку, а также технологическую взамозаменяемость ее агрегатов и отсеков, что достигается размещение аппаратуры в виде отдельных блоков:

• 1-й отсек представляет собой реакционный контакт электровзрывательного устройства, выполненный в виде двух изолированных один от другого конусов;
• 2-й отсек выполнен из двух частей, в которых установлены рулевые блоки ДА-2С и ДА-ЗС (или ДА-2СА и ДА-ЗСА), предохранительный механизм с чекой, бортовой источник электропитания. На корпусе отсека крепятся рули;
• 3-й отсек представляет собой боевую часть, с заднего торца которой установлен взрыватель;
• 4-й отсек — пороховой ракетный двигатель. На корпусе отсека размещены контакты запуска двигателя и узлы подвески под носитель;
• 5-й отсек — место размещения блока крена ДА-1 А, двух датчиков линейных ускорений, пневмоблока, элементов электрооборудования. На корпусе отсека находятся узлы крепления консолей крыла, а вверху имеются бортовой и контрольный электроразъемы;
• 6-й отсек — место размещения аппаратуры наведения.

Основными целями ракеты Х-66 являлись ракетные установки, кабины РЛС, бронемашины, железнодорожные эшелоны и малотоннажные корабли. После обнаружения цели летчик пикировал на нее, прицеливаясь по коллиматорному прицелу ПКИ с неподвижной маркой, при этом луч РЛС РП-21М был «закреплен» и совпадал с прицельной маркой. Пуск ракет возможен с пикирования под углом 10...30° как одиночно, так и залпом.
После нажатия боевой кнопки включается часовой механизм программного регулирования усиления по дальности и мощности поступающего на борт радиосигнала, происходит запуск двигателя, ракета сходит с направляющей и летит автономно, стабилизируясь вокруг продольной оси. Примерно через 1,5 с после схода с пускового устройства Х-66 входит в луч бортовой РЛС носителя и аппаратура наведения начинает вырабатывать сигналы для удержания ее на равносигнальной линии радиолуча. Аппаратура радиоуправления Х-66 представляла собой два независимых идентичных канала, обеспечивавших выработку сигналов управления ее движением в двух перпендикулярных плоскостях. Бортовая аппаратура ракеты осуществляла управление и стабилизацию в плоскостях управления и стабилизацию по крену.В конце активного участка полета происходит полное взведение взрывателя и ракета полностью готова к подрыву, который происходит при ее встрече с преградой. До этого момента летчик должен удерживать марку прицела на цели.
Единственным носителем ракеты Х-66 был самолет МиГ-21ПФМ, который мог брать две ракеты, размещавшиеся на правой и левой подкрыльевых точках подвески на пусковых устройствах АПУ-68У. На точность наведения влияли как сам способ наведения, зависящий от дальности, так и состав оборудования носителя, не имевшего САУ, позволяющей демпфировать собственные колебания самолета и, следовательно, радиолуча. Центральная марка прицела на предельных дальностях закрывала малоразмерную цель, мешая прицеливанию.

Х-66 стала первой серийной отечественной авиационной ракетой, предназначенной для поражения наземных целей. Её отличала невысокая точность попадания и возможность применения лишь при хорошей видимости цели. Пуск и наведение ракеты Х-66 усложняли пилотирование самолёта и сковывали манёвр (маневрирование могло привести к уходу ракеты из узкого радиолуча и потере управления).
Серийное производство ракеты началось на Калининградском машиностроительном заводе в 1968 г., и к 1972 г. было выпущено 1175 ракет данного типа. После 1972 г. в процессе серийного производства на Х-66 стали устанавливать:

• двигатель ПРД-228 (изделие 393-11) с ракеты Х-23, имевший по сравнению с ПРД-204 более высокие энергетические и эксплуатационные характеристики. Он допускал 50 взлетов-посадок вместо 5, мог использоваться в тропических условиях и при кинетическом нагреве ±150 °С;
• ампульный пневмоблок (с ракеты Х-23) вместо пневмоблока, что привело к доработкам в воздушной системе ракеты;
• блок питания МБП-66 (включает две термохимические батареи 9Б16) вместо батареи 949Ф, что вызвало изменения в электрооборудовании и электросхеме ракеты и позволило повысить дальность прицельного пуска до 10 км и время управляемого полета до 19с.

Как отмечалось выше, наведение Х-66 обеспечивалось длительным (до 20 секунд) удержанием прицела а, следовательно, и фюзеляжа самолета в направлении цели. При маловысотном полете необходимом для поражения цели самолет подвергается значительным возмущениям, которые существенно снижали точность Х-66. В связи с этим в 1972— 1976 годах для самолета МиГ-21ПФМ была разработана модификация радиолокатора РП-21МИ с системой демпфирования луча РЛС. По результатам испытаний, которые подтвердили повышение точности ракет в 1,8—2 раза, ее рекомендовали в серию, однако Х-66 в это время снималась с производства, а позднее и с вооружения.
Другая разработка, которая должна была расширить область применения ракет Х-66, также запоздала с реализацией. Данная ракета применялась исключительно с самолетов МиГ-21, однако в качестве основы фронтовой авиации в то время рассматривались самолеты Су-7, а в дальнейшем — МиГ-23 и Су-17. В связи с этим в 1973 году была разработана контейнерная система «Луч», обеспечившая применение ракет Х-66 с любых носителей. В следующем году «Луч» прошел испытания на самолете МиГ-23М №608. Однако к этому моменту была завершена разработка радиокомандной ракеты Х-23, отрабатывалась Х-25 наводимая по лазерному лучу, а ракета Х-66 рассматривалась как неперспективная.



Тактико-технические характеристики

	выпуска 1969г.	выпуска 1974г.
Габариты, мм: длина диаметр фюзеляжа размах оперения	3631 275 811
Стартовая масса, кг	278
Масса боевой части, кг	103
Скорость полета, м/c: максимальная средняя (на дальности, км) минимальная конечная	700 430-600 (6) 300	700 420-570 (8) 300
Дальность пуска, км: максимальная минимальная	6 3	10 3
Время управляемого полёта, с	до 15	до 25
Располагаемая перегрузка, g	11
Точность (Екно), м	8.2
Диапазон скоростей самолёта-носителя, км/ч	560-1100
Диапазон высот применения, м	50-5000