Техника и вооружение 2006 02

Однако были и энтузиасты воспроизведения «Сперроу», в частности, руководитель «Вымпела» А.Л. Ляпин, по оценке Е.А. Федосова, более технолог, чем конструктор, очарованный успехом проведенного под его непосредственным руководством копирования «Сайдуиндера».

Сама «Сперроу» несла в себе ряд в целом неоднозначных и непривычных для нашего ракетостроения технических решений, не освоенных на уровне запущенных в серию изделий. Прежде всего это относится к общей схеме ракеты типа «поворотное крыло», ранее реализованной у настолько на К-9, как известно, недошедшей до стадии испытаний в управляемом полете. В сравнении с принятой на К-23 нормальной схемой она обеспечивала более благоприятную динамику наведения, особенно на заключительной стадии полета перед попаданием в цель, но характеризовалась худшим аэродинамическим качеством и требовала применения мощного, ранее не использовавшегося на советских ракетах класса «воздух-воздух» гидравлического рулевого привода.

Конструктивно К-25 («изделие 370») повторяла американский прототип. За полуактивной радиолокационной ГСН ДВ-109 располагались неконтактный взрыватель, аппаратура автопилота У-98, блок энергопитания и рулевого привода, стержневая боевая часть. Твердотопливный ракетный двигатель находился в хвостовой части ракеты, конструктивные меры по сужению диапазона полетных центровок (например, сопло с удлиненным газоходом) не предусматривались.

Компоновка аналога ракеты К-25 — американской «Сперроу» А1М-7Е:

1 — ГСН; 2 — неконтактный взрыватель; 3 — автопилот; 4 — гидроаккумулятор: 5 — рулевой привод: 6-боевая часть: 7-двигатель.

Американские ракеты класса «воздух-воздух» «Сперроу» А1М-7Е входили в состав вооружения истребителей Р-15.

Дальность пусков, км до 25

Масса ракеты, кг 228

Масса боевой части, кг 40

Длина ракеты, м 3,6

Диаметр ракеты, м 0,2

Размах крыла, м 1,0

Примечание: приведены характеристики исходного аналога К-25-ракеты «Сперроу.»А1М- 7Е

В начале разработки К-25 было решено использовать взамен некоторых американских материалов отечественные аналоги с, казалось бы, близкими характеристиками. Однако они не обеспечили работоспособности ряда систем и агрегатов, что основательно затормозило процесс. В1970 г. с завершением стадии автономной отработки К-23 освободился МиГ-21 ПФ № 1203, который был переоборудован под К-25 (так называемый Е-7 с К-25). Но из-за неготовности двигателя и рулевого привода К-25 запаздывала, и МиГ-21 использовали для изучения другой «американки» — К-13М. В следующем году МиГ-21 вновь оснастили АПУ-25-11 и полностью подготовили к автономным испытаниям ракет. Началось и оборудование МиГ-23М (№ 606 и 607) АПУ-25-23М, выполненными по типу усовершенствованных пусковых установок для К-23, а также аппаратурой, необходимой для проведения испытаний управляемых ракет.

Только в начале 1972 г. приступили к заводским испытаниям (автономным пускам с МиГ-21), которые закончили в марте следующего года. Всего в 1972 г. осуществили 20 пусков. По результатам испытаний с МиГ-23 тремя пусками по парашютным мишеням выявили дефект ГСН ДВ-109А, которую пришлось дорабатывать. В 1973 г. был выполнен основной объем заводских испытаний: 16 пусков, включая пуски телеметрических и боевых ракет по парашютным мишеням и по Ла-17. Однако к этому времени летные испытания К-23 на МиГ-23М уже завершились. На начало 1974 г. планировались стрельбы по МиГ -17 на малых и больших высотах, но с принятием К-23 на вооружение совместным решением ВВС, Министерства авиапромышленности и других ведомств 18 февраля работы по К-25 прекратили.

Некоторое время К-25 предполагалось применять в качестве вооружения более перспективных истребителей. Но вскоре стало ясно, что использование ракеты, спроектированной за океаном полтора десятилетия назад, несовместимо с достижением превосходства отечественных истребителей IV поколения над американскими аналогами.

Тем не менее работы по К-25 не оказались полностью бесплодными. Ряд наработок, в частности, исследования по аэродинамической схеме, близкой к поворотному крылу, и по гидравлическому рулевому приводу, использовались в ракетах семейства К-27.

Су-27УБ с ракетами класса «воздух-воздух» Р-27 и К-73.

К началу 1970-х гг. как в США, так и в СССР осуществлялись программы создания истребителей четвертого поколения. На этапе выпуска аванпроекта по будущему МиГ-29 в качестве основного вооружения перспективных истребителей рассматривались ракеты, предназначенные для самолетов третьего поколения и уже находившиеся на завершающем этапе разработки: Р-60, Р-23 и копия «Сперроу» — отечественная Р-25. Но к середине 1970-х гг. назрела необходимость создания вооружения, по боевым возможностям опережающего американские образцы, а не копирующего их с более чем десятилетним отставанием.

С началом заданных постановлением партии и правительства от 26 июня 1974 г. опытно-конструкторских работ по будущим МиГ-29 и Су-27 на «Вымпеле» в том же году подготовили техпредложения по ракете К-27-соответственно «изделию 470». В 1975 г. работу поручили коллективу во главе с А. Л. Ляпиным. Проектирование осуществлялось под руководством П.П. Дементьева и В.Т. Корсакова.

Перспектива одновременной разработки двух истребителей практически одинакового назначения еще на стадии техпредложения 1974 г. подсказала принципиальное решение создать систему унифицированных ракет: К-27А для легкого МиГ-29 и К-27Б для тяжелого Су-27. Предполагалось, что варианты ракеты будут отличаться только двигательными установками и, соответственно, дальностью пусков. Исходя из сложившейся практики сочли целесообразным предусмотреть для каждого варианта ракеты с различными двигательными установками исполнение с «радийной» и «тепловой» ГСН. Так определилась концепция «модульной» ракеты с варьируемыми ГСН и двигательными установками и унифицированной центральной частью. Вслед за первым техпредложением на «Вымпеле» разработали два дополнения к нему по ракетам К-27В, а затем и по К-27ВУ Многовариантность технических решений в значительной мере определялась отсутствием соответствующего ТТЗ Заказчика.

Однако реализация данной схемы унификации потребовала изыскания специальных мер для сближения аэродинамических характеристик вариантов ракет с почти полуторакратной разницей масс. Еще больше отличались моменты инерции и геометрия изделий.