КР Х-101: аналоговнєт чи проста крилата ракета?

Крилата ракета повітряного базування Х-101: кратко про ракету та її ТТХ.

Х-101 розроблена Акціонерним то- вариством «Державне машинобудівне конструкторське бюро «Радуга» імені А. Я. Березняка у період з 1995 року по 2013 рік.

КР Х-101 є дозвуковою, політ здійснює з огинанням рельєфу місцевості на малій висоті та призначена для ураження в глибині території противника на дальності до 5 000 км важливих, захищених цілей (об'єктів) із заздале гідь відомими координатами.

КР Х-101 застосовується в складі авіаційного ракетного комплексу, до складу якого входять:

• літак-носій;

• система керування зброєю літака-носія;

• навігаційні системи літака-носія;

• система підготовки пуску:

• пускові пристрої (різної конструкції для різних літаків-носіїв);

• власне КР X-101;

• програмне забезпечення літака-носія з картою польоту і точками пуску:

• програмне забезпечення КР з картою польоту і образами зон корекції;

• бортова і наземна контрольно-вимірювальна апаратура, станція на- земного обслуговування.

Пуск КР Х-101 з літака-носія здійснюється без входження в зону ППО противника. КР Х-101 може отримувати комплексну інформацію і за маршрутом, і за координатами цілі. КР Х-101 має змінюваний профіль польоту як по висоті (від 30-70 м до 6 000 м), так і за напрямком. Польотне завдання вноситься до бортової цифрової обчислювальної машини (БЦОМ) КР під час передпольотної підготовки.

Конструкція КР Х-101

низькоплан класичної аеродинамічної схеми. (крило розташовано нижче горизонтальної площини, що проходить через поздовжню вісь фюзеляжу ракети) зі зниженою статичною аеродинамічною стійкостью.

Конструкція оперення трьох пір'яве з цільноповоротними консолями.

Двигун КР Х-101

малогабаритний, газотурбінний, розташований в хвостовій частині корпусу і в автономному польоті випускається назовні, донизу відносно корпусу.

Основні технічні характеристики КР Х-101 наведені в таблиці.

У транспортному положенні і в польоті під літаком-носієм оперення складається в бік, крило складається симетричним поворотом консолей крила під корпус (у середній частині), а двигун прибирається всередину корпусу ракети.

До складу КР Х-101 входять наступні основні складові і системи:

1) планер;

2) силова установка;

3) система охолодження;

4) бортова система управління;

5) система прийому статичного тиску;

6) бойова частина;

7) електрообладнання;

Також в більш сучасних версіях ракети є відсіки з піропатронами з дипольними відбивачами (блок Л-504), які використовуються на фінальній стадії польоту ракети.

Планер КР X-101

складається: корпус, крило і оперення.

Корпус КР Х-101

зварної конструкції, обшивка корпусу виконана з алюмінієвих сплавів (АМг6).

В конструкції переднього обтічника, крила і оперення використовується склотекстоліт.

Зовнішня поверхня планера покрита світло-сірою емаллю, а центральна частина корпусу пофарбована в зелено-сірий колір. КР Х-101, яка призначена для проведення випробувальних (контрольно-льотних) польотів має червоний окрас планеру.

Корпус КР Х-101 тригранного (трикутного) перерізу із закругленими гранями і збільшеним діаметром фюзеляжу ніж у крилатих ракет повітря- ного базування подібного класу Х-55 різних модифікацій.

Конструктивно корпус складається з набору рам і гладкої обшивки й ділиться на три частини :

І - відсік наведення;

ІІ - паливно-агрегатний відсік;

III- хвостовий відсік.

Стики відсіків клино-шпонкові.

До складу відсіку наведення входять:

• передня (головний) обтічник;

• передня рама (шпангоут);

• стикова рама (торцевий шпангоут);

• приладова рама;

• апаратура наведення.

Передній (головний) обтічник виконаний радіопоглинаючим для зменшення ефективної відбивної поверхні ракети. Обтічник тришарової конструкції, що складається із зовнішньої і внутрішньої обшивок, виготов- лених з склотекстоліту (склопластик), між якими розміщується радіопоглинаючий наповнювач.

Головний обтічник кріпиться до торцевого шпангоуту за допомогою за- клепок, що встановлено у два ряди. Матеріал торцевого шпангоуту алюмінієвий сплав АМг6.

Приладова рама «МП-ЗАЗ-А» розміщується всередині відсіку наведення та кріпиться до переднього стикувального шпангоута паливно-агрегатного відсіку за допомогою болтового з'єднання (4 болти). Приладова рама виконана із алюмінієвого сплаву АМгб. На приладовій рамі закріплені наступні прилади (апаратура наведення):

• блок живлення «БП-45-1М»;

• блок демпфуючих гіроскопів «БДГ-1М»;

• блок механічних роторних гіроскопів (гіростабілізована платформа) «ПГИ-2М»;

• блок радіовисотоміру «БА-080-01»;

• блок вбудованого контролю «БВК-15М»;

• блок корекції «БК-59»;

• блок підсилювачів «БУ-36»;

• обчислювальна система літаководіння «ВСС-1-04»;

• терморегулятор «Т-37М»;

• система вимірювання повітряного тиску «СИВД»;

• ФРП-2М.

Торцевий шпангоут кріпиться до корпусу паливно-агрегатного відсіку болтовим з'єднанням (7 болтів) та 5 напрямних штирів.

Паливно-агрегатний відсік

представляє собою обичайку складної форми, близької до трикутної, із заокругленими гранями, шириною 742 мм та висотою 540 мм, з алюмінієвого сплаву АМгб, яка кріпиться набором силових рам (шпангоутами, стрингерами) і поперечними балками.

Паливно-агрегатний відсік призначений для розміщення в ньому палива в паливному баку і має ряд герметичних ніш для розміщення в них:

1) бойової частини (ніша утворена переднім стикувальним і заднім шпа- нгоутами, стрингерами й обшивкою та підкріплена ребрами; внутрішня по- верхня ніші теплоізольована і вкрита ґрунтом).

2) бортової апаратури (ніша розміщується позаду ніші БЧ, утворена за- днім шпангоутом ніші БЧ, обшивкою й силовим набором (5 шпангоутів і 2 стрингери)):

• блок корекції «БК-66А»;

• «УВК-208»;

• оптико-електронна система корекції за рельєфом місцевості «ИРЦУ» з оптико-механічним блоком.

• допплерівський вимірювач швидкості та зносу «ИПДР.000000.000,ИПДР;

• малошумний підсилювач «УМШ-М»;

• агрегат запалювання «СКФА-12-0,5»;

• «БПМ-23»;

• електророзривний агрегат 3 електророзривним роз'ємом «ЭКМ-П7-2» для зв'язку з авіаційним катапультним пристроєм (АКП) (уста- новлений в ніші зверху разом з повітрязабірником над нішею бойової частини);

• (ГЛОНАСС/GPS) апаратура споживачів інформації супутникових навігаційних систем

3) радіовисотоміру;

4) передаючої і прийомної антен радіовисотоміру «АГ-080-01» (знизу корпусу по осі симетрії: передаюча антена за антеною допплерівського ра- дару, прийомна антена за центральною частиною відсіку);

5) антени супутникової навігації (ніша розташована у верхній частині корпусу):

6) антени допплерівського радару (ніша розташована в нижній.

Хвостовий відсік

представляє собою обичайку зрізаного конусу (корпус) і має приплюснуту грушоподібну форму. Хвостовий відсік кріпиться до зад- нього стикувального шпангоуту паливно-агрегатного відсіку й складається з:

• апаратурного відсіку;

• АДР: 1. Вертикальна консоль руль напрямку (кіль); 2. Горизонтальні консолі рулі висоти;

• хвостового обтічника.

У апаратурному відсіку розміщуються:

• блоки електрообладнання;

• агрегати автономної рульової системи блок приводу АДР (шифр K-005).

Ззовні на обшивку хвостового відсіку нанесено шар полімерного (гумового) покриття.

Вали АДР висоти встановлюються в посадкові місця, а вал АДР напря- мку в отвір, що виконані в задньому стикувальному шпангоуті паливно-аг- регатного відсіку.

Хвостовий обтічник виконаний у формі зрізаного конуса з вентиляцій- ними отворами, який служить для підвищення ефективності хвостового оперення ракети.

Крило КР Х-101

малої стрілоподібності великого подовження, двохконсольне, неметалеве. Основним силовим елементом консолі крила є лон- жерон коробчастого перерізу з приводом повороту, довжиною близько 1,7 м. Обшивка крила КР Х-101 виконана з композитного матеріалу, в якості наповнювача застосовується пінопласт. Коренева частина лонжеронів виконана у вигляді вузлів повороту з вушками, за якими консолі крила шарні- рно закріплені на рамі корпусу.

До складу блоку приводу АДР (Шифр К-005) входять: корпус приводу, ємність з гідравлічною рідиною, балон наддування з азотом, високооборотний електричний двигун, два вали приводу рулів напрямку з тягами повороту, вал приводу руля висоти та інші електромеханічні елементи.

Силова установка

КР Х-101 призначена для створення потрібної тяги, необхідної для забезпечення польоту ракети і живлення бортової мережі ракети електроживленням у автономному польоті. До складу силової установки входять:

• турбореактивний двоконтурний двигун ТРДД-50А;

• система випуску двигуна:

• паливна система.

ТРДД-50А

турбореактивний двоконтурний двигун одноразового за стосування. Призначений для установки на дозвукових літальних апаратах. Основні характеристики: максимальна тяга 450 кгс, питома витрата палива на максимальному режимі 0,71 кг/кгс год, діаметр 330 мм, довжина 850 мм, суха маса 82 кг, максимальний час роботи 1-2 год.

ТРДД-50А випускається з корпусу паливно-агрегатного відсіку ракети за допомогою пристрою кріплення й випуску двигуна.

Р-95-300

Р-95-300 - малогабаритный короткоресурсный двухконтурный турбореактивный двигатель разработки СССР, предназначенный для беспилотных летательных аппратов военного назначения. Имеет также обозначение - "Изделие 95".

Стояв на таких ракетах як Х-101, Х-55 до того як йому на зміну прийшов ТРДД-50А. Скоріш за все його почали використовувати із-за недостатньої кількості двигунів ТРДД-50А.

У транспортному положенні двигун розміщується в ніші паливного відсіку і шарнірно з'єднаний з механізмом випуску двигуна (гондола) через пілон, який є складовою частиною двигуна. Система випуску двигуна призначення для переведення двигуна в робоче положення і складається з механізмів і блоків випуску двигуна, а також фіксаторів двигуна в робочому і транспортному положеннях.

Випуск двигуна здійснюється перед сходом ракети із утримувача, для чого системою випуску двигуна здійснюється наступне: відкриваються стулки відсіку, одночасно висувається двигун і у випущеному положенні встає на замок, стулки при цьому закриваються.

Запуск двигуна здійснюється після відчіплення від носія за командою, яка поступає з БСУ і комплексного регулятора двигуна (далі КРД), керування двигуном у автономному польоті здійснюється автоматично за сиг налами, які поступають з БСУ, в КРД. Режим роботи двигуна може змінюватися в залежності від величини управляючого сигналу, від максимального до мінімального.

Паливна система

призначена для розміщення необхідної кількості палива і забезпечення безперебійного постачання його у двигун з потрібним тиском. Паливна система складається з:

• паливного бака (вбудовані баки, замість конформних накладних баків, як, наприклад, в КР Х-55CM);

• системи забору палива;

• системи наддуву.

Паливний бак

це частина паливно-агрегатного відсіку, розділена герметичними перегородками. Для розвантаження бака від надлишкового тиску у разі зміни температури палива при зберіганні і зміни зовнішнього тиску зі зміною висоти польоту застосовується відповідний компенсаційний мішок виготовлений з резини. Для сполучення з атмосферою в мішку наявний отвір у ковпачку. Мішок встановлений і закріплений шомполами на кронштейнах у відсіку.

Система забору палива включає: блок подачі палива, переливні трубопроводи другого і третього відсіків, трубопроводи дренажу і наддуву баку і трубопровід заправки і зливу палива.

Блок подачі палива складається з електронасосу «ЭЦН-0,5», фільтруючого елементу, зворотного клапану, монтажного корпусу, кришки блоку, кожуха фільтру, дифузора з гайкою, трубопроводу наддуву акумулятору та паливного трубопроводу.

Система наддуву забезпечує потрібний рівень тиску в баку і перевищення тиску в повітряний системі акумулятора над тиском у баку, що потрібно для нормальної роботи акумулятора. До складу системи входять: клапан пуску з електрозапалювачем «ЭВП», блок наддуву і трубопроводи наддуву.

Заправка ракети паливом здійснюється через заправний кран у разі відкритих дренажних кранах баку і магістралі (у разі зняття кришки клапану переливу). Злив палива здійснюється також через заправний кран.

У якості палива використовується паливо Т-10 (децилін), резервне па- ливо Т-6. У ракеті також передбачено використання високоенергетичного синтетичного палива Т-11 (високотоксичне).

Бортова система охолодження

призначена для забезпечення не- обхідного теплового режиму апаратури системи управління й БЧ у спільному з літаком-носієм і автономному польотах.

Бортова система охолодження складається з:

• системи охолодження носового відсіку;

• системи охолодження хвостового відсіку.

Система охолодження носового відсіку призначена для забезпечення необхідного теплового режиму в ніші бойової частини в спільному з літаком-носієм і автономному польотах і в носовому апаратурному відсіку спільному з літаком-носієм і автономному польотах. Система охолодження носового відсіку складається з:

• повітряного клапана;

• повітрязабірника;

• вологовідділювача;

• повітроводів і трубки.

У автономному польоті в разі досягнення в передньому обтічнику середньої температури (30±10)°С за командою від БСУ спрацьовує піромеханізм повітрязабірника і він відкривається, повітряний клапан закривається.

Система охолодження хвостового відсіку служить для забезпечення необхідного теплового режиму в хвостовому апаратурному відсіку ракети.

Система охолодження хвостового відсіку складається з повітрязабірника, встановленого на правому борту.

БСУ

представляє собою комплексну, на базі інерціальної, систему навігації і автоматичного управління з корекцією за рельєфом місцевості.

БСУ забезпечує:

• прийом від апаратури системи управління підготовкою і пуском літака-носія і зберігання просторовочасових координат поворотних і проміжних пунктів маршруту, інформації про поле рельєфу місцевості і вигляд місцевості (цілі) в зонах польоту:

• навігацію, стабілізацію і управління ракетою в автономному польоті; видачу команд у бойову частину, електрообладнання, систему регу лювання двигуном;

• політ за заданим маршрутом.

До складу БСУ входять:

• система навігації з корекцією за рельєфом місцевості (баровисотомір, радіовисотомір); з корекцією по оптичному зображенню місцевості (цілі) (оптико-електронна система корекції «ИРЦУ. ___» («_» - цифри); з корекцією за сигналами супутникової навігаційної системи (апаратура споживачів інформації супутникових навігаційних систем (ГЛОНACC/GPS);

• система автоматичного управління;

• бортова цифрова обчислювальна машина (БЦОМ).

У основі принципу дії БСУ лежить інерціально-доплерівський метод виміру швидкості і числення координат з наступною корекцією координат:

• за сигналами супутникової навігаційної системи;

• у спеціальних зонах на основі екстремальної обробки інформації щодо поля рельєфу місцевості, що відповідає істинному місцезнахо- дженню ракети та із застосуванням алгоритмів кореляційно-екстремальних методів порівняння поточного й еталонного зображень місцевості.

За наявності розбіжності заданого й істинного місцезнаходження ракети, БСУ виробляє сигнали керування на двигун і автономну рульову систему.

До складу системи навігації входять:

• інерціальна навігаційна система з гіростабілізованою платформою (ПГИ-2М);

• система пам'яті й обробки картографічної інформації;

• радіовисотомір;

• система виміру баровисоти;

• апаратура споживачів інформації супутникових навігаційних систем (ГЛОНАСС/GPS) (CH-99);

• допплерівський вимірник швидкості та зносу (ДВШЗ);

• оптико-електронна система корекції з корекцією за оптичною зображенню місцевості (цілі) ««ИРЦУ. » («» цифри).

Інерціальна навігаційна система з гіростабілізованою платформою ПГИ-2М являє собою механічній тривісний гіростабілізатор у кардановому підвісі.

Апаратура споживачів супутникових навігаційних систем СН-99

призначена для видачі в систему управління поточних значень координат (широта, довгота, висота), проекцій вектору (трьох складових) швидкості крилатої ракети, поточного часу за сигналами супутникових навігаційних систем ГЛОНАСС і GPS за маршрутом польоту ракети незалежно від метеорологічних умов.

У складі навігаційної системи, допплерівський вимірювач швидкості й кута зносу (далі ДВШЗ) забезпечує виміри складової вектору швидкості й куту зносу КР для здійснення контролю швидкості та прискорень. У ДВШЗ застосовуються фазовані антенні решітки (ФАР), робоча частота не більш 40 ГГц.

Виробництво КР Х-101

Усі дані ви можете побачити в таблицях нижче:

Ефективність застосування

Щонайменше один раз на місяць ворог атакує Україну крилатими ракетами Х-101. Так, зараз їх дуже добре збивають, і процент їх збиття досягає найвищих показників серед всіх інших – ~90%. Але це не 100%.

Самий жахливий приклад їх застосування – це удар Х-101 8 липня по Охматдиту, де загинуло двоє людей і більше 16 постраждали.

Стаття написана з допомогою досліджень КНДІСЕ, різних джерел та телеграм каналу “Полковник ГШ”.