Авиация и космонавтика 2002 09

Летная отработка ракет – от баллистических пусков до управляемых – началась на МиГ-21 еще за пару месяцев до первого полета МиГ-23 с крылом изменяемой стреловидности. Через год перешли к пускам с МиГ-23. Однако, если работы по "тепловой" ракете мало зависели от бортовой электроники самолета, то отработку "радийной" ракеты можно было провести в должном объеме только после доведения радиолокатора "Сапфир-23" до работоспособного состояния.

В ходе пусков с МиГ-23 проявилось уже упомянутое "достартовое ослепление" ГСН ракеты, не проявившееся в полной мере в полетах летающих лабораторий на базе туполевских лайнеров с более отдаленным расположением самолетного радиолокатора относительно головок самонаведения, размещенных в специальных подкрыльевых контейнерах. Выявившаяся явная неработоспособность ГСН рассматривалась комиссией во главе с П.С. Плешаковым. Ситуация грозила снятием с должности главного конструктора радиолокационной ГСН Е.И. Геништы. В этой обстановке и было принято новаторское решение – перейти к захвату цели ГСН в полете, после старта с носителя. Первый пуск по этой схеме провели в последние дни 1970 г.

Хотя при этом поразить цель так не удалось, захват в полете прошел успешно. Кроме того, анализ матчасти трофейных "Сперроу" свидетельстсвовал о том, что аналогичную схему используют американцы. В дальнейшем отработка пошла вполне успешно. Однако некоторые военные, в том числе руководство полигона не сразу оценило достоинства новой схемы захвата. В частности, даже спустя несколько лет, при стрельбах в 1975 г. по уникальной цели – постановщику разнообразных активных помех, первой пустили К-23. Расчет экономных офицеров был прост. Так как на К-23 захват в полете, она явно в цель не попадет, что позволит тут же опробовать на единственной в те годы мишени и более отработанные ракеты. Однако, к неописуемой ярости начальства, К-23 сразу же "завалила" драгоценную мишень.

В результате задержки с разработкой штатной самолетной РЛС и ракет К-23 в первые годы серийного производства самолетов МиГ-23 они выпускались в варианте МиГ-23С ("изделие 23-21") с комплексом вооружения С-21М на базе импульсного радиолокатора "Сапфир-21", ранее разработанного для МиГ-21бис – последней модели МиГ-21. Соответствующим было и вооружение – ракеты Р-ЗС, Р-13Р и Р-13М, аналогичное принятому для МиГ-21бис.

Только 9 января 1974 г. Постановлением № 25-13 на вооружение был принят полноценный вариант самолета, отвечавший первоначальному замыслу – МиГ-23М с РЛС "Сапфир-23", получившей обозначение РП-23, и ракетами К-23 с радиолокационной и тепловой ГСН под индексами Р-23Р и Р-23Т соответственно.

Ракета была выполнена по нормальной аэродинамической схеме, с небольшими трапецевидными дестабилизаторами малого удлинения, установленными на корпусе первого отсека аппаратурного блока ГСН. "Тепловая" ракета оснащались дестабилизаторами почти вдвое меньшей площади в сравнении с "радийной", чем достигалась близость динамических параметров обоих вариантов ракет при различии обводов и массы передней части корпуса.

Во втором отсеке располагался радиовзрыватель "Чайка", в третьем – автопилот. Четвертый отсек занимали осколочно-стержневая боевая часть и предохранительно-исполнительный механизм. Радиус поражения боевой части составлял 8м. В пятом отсеке находился блок турбогенератора и малогабаритный газогенератор для запитки рулевых машин. Шестой отсек представлял собой твердотопливный двигатель ПРД-194. Вокруг удлиненного соплового блока двигателя размещались седьмой и восьмой отсеки с рулевыми машинами – по одной на каждый руль. По наружной поверхности двигателя наряду с коробом бортовой кабельной сети проходил газоход, обеспечивающий питание рулевых машин, размещенных в хвостовом отсеке. Клиновые прижимы обеспечивали соединение почти всех отсеков, кроме двух хвостовых, скрепленных телескопическим стыком. Ракета поставляется в собранном виде, кроме крыльев, стыкуемых в войсках.

Перед стартом в радиолокационную или тепловую ГСН вводилось целеуказание, поступающее от самолетной аппаратуры. Как уже отмечалось, в условиях работы расположенного на близком расстоянии мощного бортового радиолокатора носителя с непрерывным сигналом подсветки первая отечественная доплеровская моноимпульсная полуактивная головка РГС-23 не могла захватывать цель на автосопровождение находясь на подвеске под самолетом. Первые 3 секунды полет ракеты осуществлялся в автономном режиме с отработкой специальной программы, во избежание столкновения, отводящей ракету от носителя. Далее ГСН осуществляла поиск цели и ее захват на сопровождение. При малых ошибках прицеливания дальность пуска могла в полтора раза превышать дальность захвата ГСН. Головка самонаведения РГС-23 комплектовалось приемным устройством с высокостабильными характеристиками, так что в процессе эксплуатации не требовалось проведение специальных операций по подстройке ее параметров. Впервые была обеспечена возможность обстрела низковысотных целей в передней и задней полусферах. По уровню помехозащищенности РГС-23 превосходила зарубежные образцы вплоть до 1982 г, когда в США была принята на вооружение ракета "Сперроу" AIM-7M.

Высокими боевыми возможностями обладали также и "тепловые" ракеты с ГСН, охлаждаемой подающимся с пускового устойства азотом. Для этих ракет захват цели на автосопровождение производился до старта ракеты.

В целом создание К-23 стало большим достижением отечественного ракетостроения. Впервые в нашей стране была создана ракета, обеспечивающая поражение цели на фоне земной поверхности. С поступлением на вооружение К-23 советская фронтовая авиация наконец получила оружие средней дальности, дополнившее имеющийся арсенал ракет семейств К-13 и К-5М с существенно меньшими зонами поражения.

За рубежом новая ракета получила обозначение АА-7 "Apex"

Р-24Т

Р-24Р

В ходе отработки ракеты К-23 определились перспективы существенного повышения дальности пусков за счет применения более совершенной схемы полетного функционирования системы наведения. Как уже отмечалась, на К-23 была реализована схема захвата цели на траектории. Однако при характерных для самолетных РЛС значительных ошибках прицеливания, эта операция осуществлялась вскоре после старта ракеты. При этом дальность пуска ракеты незначительно превышала удаление от цели при захвате цели на сопровождение ГСН. В принципе, она могла бы производиться и позднее, но в этом случае требовалось обеспечить автономное управление ракетой на предшествующем участке полета. В этом случае дальность пуска представляла собой сумму протяженности автономного участка и предельной дальности захвата цели на самонаведении, определяемой при прочих равных условиях мощностью излучения бортовой РЛС носителя и чувствительностью ГСН ракеты.