Крылатая ракета КСР-5 ( комплекс К-26 )

    Базирование:

    Самолет

    Система управления:

    Радиолокационная ГСН

    Боевая часть:

    Спецбоеприпас, Фугасная

    Применение:

    Противокорабельные, Противо-РЛС, Воздух-земля

    Страна:

    Россия

    Дальность:

    300 км.

    Год разработки:

    1969 г.

    Крылатая ракета  КСР-5 (
комплекс  К-26 )Крылатая ракета КСР-5 (Д-5) в составе комплекса К-26 предназначена для поражения радиолокационно-контрастных морских (надводные корабли) или наземных (мосты, плотины, электростанции) целей.

    Постановление СМ СССР о создании системы ракетного вооружения КСР-5 с системой управления "Взлет", было выпущено 24 августа 1962 г. Им задавалась дальность пуска 180-240 км и скорость полета ракеты 3200 км/ч на высоте 22500 м.

    Комплекс К-26 был разработан в МКБ «Радуга» с использованием опыта создания ракеты Х-22.  Летные испытания комплекса К-26 начались на двух самолетах в октябре 1964 года. На туполевском опытном заводе №156 под него переоборудовали серийные машины производства казанского авиазавода - Ту-16К-11-16КС №8204022 и Ту-16КСР-2А №5202010, выпущенный почти 10 лет назад. Заводские испытания затянулись почти на два года, и на совместные с заказчиком госиспытания комплекс был выведен только в январе 1967 года. Результаты первого этапа испытаний с пусками по морским и наземным целям были сочтены неудовлетворительными из-за малой точности применения по кораблям, продиктованной недостатками системы управления.

    После доработок комплекс К-26 вновь предъявили на госиспытания, в ходе которых были выполнены 87 полетов. К испытаниям привлекли также самолет Ту-16К-26 №4200703, а с конца 1968 года - и переоборудованный из морского ракетоносца Ту-16К-10-26 №1793014. В ходе испытаний, завершенных к 30 ноября 1968  года, по морскими и наземным целям произвели 13 пусков ракет КСР-5. Пуски выполнялись при скоростях полета носителя 400-850 км/ч и высотах от 500 до 11000 м. При этом дальность пуска существенно зависела от режима полета по условиям обнаружения целей бортовой РЛС и захвата ГСН ракеты. Так, при высотном полете на 11000 м сектор радиообзора был существенно выше, и захват цели происходил на удалении 300 км, при высоте полета 500 м дальность пуска не превышала 40 км. Испытания морских Ту-16К-10-26 продолжались до весны следующего года, после чего 12 ноября 1969  года авиационно-ракетные комплексы К-26 и К-10-26 были приняты на вооружение ДА и АВМФ.

    На базе КСР-5 были созданы также модернизированный вариант КСР-5М комплекса К-26М для борьбы с малоразмерными сложными целями, обладавший повышенными точностными характеристиками и низковысотный комплекс К-26Н с ракетами КСР-5Н. Ввиду ограниченного обзора при работе с малых высот и низкой разрешающей способности, сужавшей возможности комплекса, потребовалась модернизация поисково-прицельной системы. На 14 самолетах установили панорамную РЛС системы «Беркут» самолета Ил-38 под увеличенным обтекателем. Эти машины поступили в авиацию Балтфлота. Более радикальным решением стало использование новой РЛС «Рубин-1М», созданной в 1973 году на основе «Рубин-1KB» и обладавшей повышенной дальностью обнаружения и улучшенной разрешающей способностью. Ее антенная система имела значительные размеры, отличаясь большим коэффициентом усиления и уменьшенной в полтора раза шириной диаграммы направленности. Дальность обнаружения морских целей достигала 450 км, однако большая антенна и необходимость в компоновочных объемах под аппаратуру потребовали переноса РЛС со штатного места в грузоотсек, под которым был смонтирован объемистый каплевидный обтекатель. Другой отличительной чертой таких машин стала гладкая носовая часть, лишенная прежней РЛС. Для экономии веса сняли носовую пушечную установку, а топливная система сократилась на бак №3, на месте которого разместились блоки оборудования.

    Необходимость в современной противорадиолокационной ракете нашла отражение в Постановлении СМ от 7 февраля 1964 года, задававшем создание комплекса К-26П с ракетами КСР-5П, оснащенными пассивной ГСН. Поиск радиоизлучающих целей осуществлялся с помощью самолетной станции радиолокационной разведки и целеуказания «Рица» (именовавшейся также пассивной РЛС) и сопряженной с ней аппаратурой разведки работающих РЛС. В систему управления и наведения входила также аппаратура пассивного самонаведения ракеты и автопилот. Антенный блок «Рицы» размещался на каркасе остекления штурманской кабины, в которой монтировались индикаторы, с помощью которых отображалась информация о положении и характеристиках пеленгуемой РЛС, а также готовность системы к пуску ракет.

    Опытный Ту-16К-26П вышел на заводские испытания летом 1967 года, после ряда доработок в апреле 1972 года он был представлен на госиспытания. Постановлением СМ от 4 сентября 1973 года комплекс К-26П приняли на вооружение морской авиации, и с 1975 года на ремзаводах началось переоборудование самолетов по образцу Ту-16К-26П. Комплекс К-26П позволял поражать радиоизлучающие цели одиночным и залповым пуском обеих ракет в одном заходе, а также выполнять атаки по двум различным целям - одной, лежащей по курсу полета, и другой, находящейся в створе 7,5° от оси самолета. Ракеты после пуска наводились полностью автономно, не ограничивая самолет в маневре.

    Помимо противорадиолокационных ракет КСР-5П, комплекс обеспечивал применение КСР-11 аналогичного назначения и полностью сохранял ударные возможности с использованием ракет КСР-5, КСР-2 и бомбового вооружения. С появлением модернизированных КСР-5М возможности комплекса были расширены, и он получил наименование К-26ПМ, отличаясь установкой усовершенствованной аппаратуры целеуказания головкам ракет.

    Низковысотная ракета КСР-5Н стала основой для разработки крылатых ракет-мишеней КСР-5НМ (Д-5НМ) и КСР-5МВ (Д-5МВ) в низко - и высотном вариантах. Мишени имитировали полет разнообразных типов ракет противника классов «воздух-поверхность», развивая скорость до М=4,2 при высотах до 40 км. Служившие для отработки новейших ЗРК мишени запускались с носителей Ту-16КРМ, переоборудованных из обычных машин с усилением укрыла по образцу ракетоносцев и установкой держателей БД-352-11-5. Для запуска мишеней могли применяться также ракетоносцы Ту-16К-26.

    За создание ракетного комплекса К-26 коллектив сотрудников во главе с А. Я.Березняком был награжден Государственной премией за 1970 г. Разработка комплекса К-26П была отмечена Госпремией за 1977 год. Серийный выпуск КСР-5 и ее вариантов был налажен на Смоленском авиазаводе.

    В носители ракет КСР-5 переделывались бомбардировщики Ту-16А и Ту-16К-16. Причем последние могли использовать и ракеты КСР-2. Дальность ракет КСР-5 была значительно выше возможностей РЛС носителя и не позволяла полностью использовать потенциал новых ракет. В связи с этим в районе грузового отсека самолета установили  РЛС "Рубин" с антенной от поисково-прицельной станции "Беркут" с дальностью обнаружения целей до 400км. Под новый радар было переоборудовано двенадцать носителей.

    Крылатая ракета  КСР-5 (
комплекс  К-26 ) В дальнейшем для ВМФ новым комплексом переоборудовались Ту-16К-10 (Ту-16К10-26), а для ВМФ и ВВС - Ту-16К11-16 (Ту-16КСР2-5). Для Ту-16К10-26 в дополнение к штатной ракете К-10С/СНБ под крылом носителя на балочных держателях разместили две КСР-5. В 1970-е годы это был самый сильный авиационный противокорабельный комплекс. Одновременное применение маловысотной К-10 и высотных КСР-5 значительно повышало вероятность поражения целей.

    За разработку изделия Д-5 большая группа сотрудников МКБ "Радуга" во главе с А. Я. Березняком была награждена Государственной премией за 1970 г.

    Кроме основного, поставлялся также вариант ракеты КСР-5Н, имевший ту же АРГСН, что и базовый, но отличавшийся рядом систем, в том числе бортовыми источниками питания. В 1972 г. была создана противорадиолокационная УР КСР-5П. Ее носитель Ту-16К-26П получил станцию целеуказания "Рица", которая устанавливалась и на Ту-16КСР2-5. За создание ракеты КСР-5П МКБ "Радуга" получило Государственную премию за 1977 г. 

    В 1967г. на ЭМЗ были начаты работы по дооснащению комплексом К-26 бомбардировщиков 3М. Серийный самолет 0305 получил 2 БД-487, РЛС "Рубин-1МЕ", аппаратуру целеуказания для КСР-5П и СПС "Азалия". Испытания самолета, названного ЗМ-5, прошли успешно, однако не был решен вопрос о продлении ресурса самолетов, и работы прекратили.

    В начале семидесятых аналогичную доработку прошел один Ту-95М (Ту-95М-5, комплекс К95-26). В 1976 г. он прошел испытания. В начале намечалось доработать 33 самолета Ту-95М, но по причине исчерпания их ресурса это сделано не было.

    В настоящее время боевые варианты ракет КСР-5, КСР-5Н и КСР-5П сняты с вооружения. В строю остаются несколько носителей Ту-16КРМ, оснащенных ракетами-мишенями КСР-5НМ и MB (низковысотными и высотными). Мишени КСР-5 предназначены для имитации полета самолетов и крылатых ракет различных типов в т. ч. малоразмерных и дозвуковых в широком диапазоне чисел М и высот. Мишени могут оснащаться аппаратурой регистрации параметров траектории атакующей ракеты. Мишени (в отличие от боевых ракет КСР-5) предлагаются на экспорт.

    Комплекс К-26 обладал значительными возможностями и боевой эффективностью, позволяя поражать как морские, так и наземные цели (типа заводских сооружений, мостов, плотин, баз и складов), Общим условием являлась достаточная радиолокационная заметность объектов, чему отвечали также аэродромы, портовые сооружения и железнодорожные станции. Ко времени принятия на вооружение его ракеты были практически несбиваемы не только имевшимися, но и перспективными средствами ПВО противника, и это положение сохранялось до начала 1980-х гг.

    Комплексное применение ракет вместе с противорадиолокационными КСР-5П делало уязвимыми и сами зенитные средства - после взлома ПВО преимущества авиационной ударной группировки становились еще более явными.

    На западе ракета КСР-5 получила обозначение AS-6 "Kingfish".

    Состав

    Крылатая ракета  КСР-5 (
комплекс  К-26 )По аэродинамической схеме КСР-5 - моноплан со среднерасположенным крылом и оперением (см. компоновочную схему). 

    Ракета КСР-5  имеет цельнометаллическую конструкцию с работающей обшивкой, среднепланным расположением треугольного крыла небольшого размаха и крестообразным оперением. Управление по крену и тангажу осуществлялось цельно поворотным стабилизатором, работавшим в элевонном режиме, по курсу - цельноповоротным верхним килем. Для повышения устойчивости в полете ракета имела подфюзеляжный нижний киль, складывавшийся вправо по полету при хранении, транспортировке и на подвеске. Раскладка при пуске обеспечивалась пневмоцилиндром вместе с расфиксированием рулей отстреливающимися струбцинами.

    Основными конструкционными материалами планера ракеты являлись нержавеющая сталь ЭИ-654 (бак-отсек окислителя), 30ХГСА и 12Х2НВФА (силовые узлы оперения и стыковые элементы), сплавы АМГ-6Т (бак горючего) и Д16Т (часть обшивок и панелей). Из жаростойкой стали 1 2ХНВФА изготавливался также носок обтекателя ракеты, разогревавшийся в полете до 420° . Крупные корпусные агрегаты были цельносварными, крыло и оперение изготавливались с широким применением сотовых панелей из тонкой алюминиевой фольги, которые для обеспечения прочности и жесткости заливались расплавленным ксилитом, а затем обрабатывались по теоретическому контуру на вертикально-фрезерном станке с помощью копира. Широко применялось крупногабаритное цветное литье, шедшее на изготовление силовых рам и балок крепления оборудования.

    Ряд проблем вызвало изготовление радиопрозрачных обтекателей - крупногабаритных изделий, которые должны были при высоких сверхзвуковых аэродинамических и тепловых нагрузках обладать необходимой механической прочностью, термо - и влагостойкостью, высокой чистотой поверхности, небольшим весом и, главное, должной радиопрозрачностью, к которой предъявлялись особо жесткие требования. Последняя напрямую влияла на характеристики ГСН, что требовало обеспечить коэффициент прохождения радиосигналов в пределах 70-75%. Потребовались эксперименты и поиски технологий изготовления наиболее «светлых» в требуемом радиодиапазоне обтекателей, осуществленные ведущими инженерами завода №256 В. Н.Лежениным, Л. Е.Кузнецовой, А. С.Казаковым и специалистом ВИАМ К. Т.Щербаковой.

    Практика изготовления цельных обтекателей для Х-22 из стеклотекстолита показала, что они имеют слишком большой вес. Обтекатель почти двухметрового размера при требуемой прочности и жесткости должен был иметь небольшую массу, но точно заданные контуры. По требованиям радиопрозрачности, толщины стенок ограничивались 4-7 мм. Конус имел сотовую конструкцию с сетчатым заполнителем, а толщина менялась от большей у носка до тонкой у основания. Для изготовления его наружной и внутренней рубашек использовались стальные пунсоны, на которых под вакуумом формовались стеклопластиковые обшивки. На том же пуансоне на внутреннюю рубашку клеился отформованный по контуру сотовый сетчатый заполнитель, после чего надевалась наружная рубашка и силовой пояс у основания. Окончательная полимеризация пакета с отверждением связующей смолы для повышения прочности производилась в печи с соблюдением ступенчатого температурного режима.

    Проблемной задачей стала конструкция шаров-баллонов, питавших рулевые приводы ракеты и систему наддува. Баллоны изготавливались из двух тонкостенных хромансилевых полусфер 5-мм толщины, соединявшихся сваркой. Баллоны должны были выдерживать рабочее давление 350 атм, однако изделия не всегда получалось прочными. В эксплуатации имел место ряд случаев их взрыва, разрушавшего конструкцию, причем рядом находился двигатель и баки, что приводило к фатальному исходу для всего изделия и было крайне опасно для персонала. Баллоны — «бомбы» не пользовались доверием до тех пор, пока не было внедрено их усиление намоткой на корпус стеклопластиковых жгутов на связующем составе. Такая конструкция выдерживала давление до 700 атм, позволив уменьшить толщину стенок до 4 мм, а при разрыве не давала осколков, распадаясь на половины.

    Носовую часть ракеты занимала аппаратура самонаведения ВС-КН с активной радиолокационной ГСН. С помощью самолетной аппаратуры целеуказания ГСН захватывала цель на подвеске, отслеживая ее положение по азимуту. Система управления - "Взлет" обеспечивала самонаведение по курсу и тангажу и программное управление по высоте, обеспечивающее вывод ракеты в стратосферу с последующим пикированием на цель. В дальнейшем система управления была усовершенствована и обеспечивала возможность выполнения противозенитного маневра в случае облучения ракеты РЛС противника.

    В следующем отсеке размещалась БЧ фугасно-кумулятивного типа массой 700 кг или ядерная БЧ в специальном контейнере со всем необходимым оборудованием, включая взрывательное устройство, обеспечивающее заданный наземный или воздушный подрыв, систему предохранения и взведения с датчиками отстыковки от носителя и траекторными датчиками, систему термостатирования, поддерживающую в отсеке необходимую температуру и влажность.

    Центральную часть ракеты занимал топливный отсек с баками горючего и окислителя. Бак горючего содержал 660 л, стальной бак-отсек окислителя - 1010 л. Наддув баков обеспечивался воздушной системой, служащей одновременно первой ступенью системы подачи, с ее помощью производился также наддув волноводов и раскладка нижнего киля. Трубопроводы системы наддува, подачи и жгуты электроарматуры прокладывались в подфюзеляжном гаргроте под съемными панелями для обеспечения доступа. «Сухие» ампульные батареи с преобразователем в отсеке оборудования обеспечивали энергопитание систем в течение 480 сек. Низковысотная КСР-5Н имела ряд отличий по энергосистеме и аккумуляторным батареям.

    Ракета оснащалась ЖРД типа С.5.33 конструкции КБ А. М.Исаева, имеющим две камеры сгорания с раздельными выхлопными соплами. Сверхзвуковые сопла нерегулируемые, и каждое из них было оптимизировано для создания определенной тяги. Питание двигателя обеспечивалось общим турбонасосным агрегатом (ТНА) с автоматической регулировкой режимов, выполняющим две программы с различной тягой. Высокопроизводительный ТНА давал необходимый уровень расхода топлива, достигавший 80 кг/сек, и требуемое давление на входе в двигатель (тяга ЖРД значительно возрастает с повышением рабочего давления в камере сгорания, и давление подачи должно превысить его, чтобы топливо могло попасть в двигатель). Двухкамерная конструкция ЖРД при компактности и небольшом весе обеспечивала требуемый диапазон тяг, необходимый на различных режимах полета. При пуске ракеты начинала работать форсажная камера сгорания, тяга которой в 7100 кгс сообщала ракете тяговооруженность 1,8 и обеспечивала быстрый разгон и набор высоты. Для поддержания скорости на высоте в работу включалась маршевая камера сгорания с экономичной тягой 600 кгс или 1120 кгс, в зависимости от заданного режима полета. Топливо - двухкомпонентное: горючее ТГ-02 (660 л) и окислитель АК-27П (1010 л). Воздушная система ракеты обеспечивала наддув волноводов, баков окислителя и горючего, раскладку нижнего киля и другие операции.

     

    Модификации:

    · КСР-5  (см. проекции)  — базовый вариант ракеты

    · КСР-5Н (см. проекции)  — низковысотный вариант ракеты КСР-5, с той же АРГСН, что и базовый, но отличавшийся рядом систем, в частности бортовыми источниками питания

    · КСР-5П — вариант КСР-5 оснащенный пассивной радиолокационной ГСН и предназначенный для поражения РЛС (дальность захвата цели до 400-450км).

    · КСР-5М — ракета для борьбы со сложными малоразмерными целями, с повышенной точностью.

    · КСР-5НМ — низковысотная ракета-мишень

    · КСР-5МВ — высотная ракета-мишень

    По самолетному оборудованию ракета была совместима со старыми комплексами К-10 и К-11-16 на базе Ту-16, но для подвески требовала усиленных держателей БД-487.

    Крылатая ракета  КСР-5 (
комплекс  К-26 )

    Методика использования комплекса К-26 (см. схему)  во многом была сходна с К-16. После обнаружения цели РЛС носителя осуществлялся ее захват и автосопровождение ГСН ракет, при полете на высоте 10-11 км обычно обеспечивавшийся с удаления 300 км. С учетом контрольных операций и времени на принятие решения рубеж пуска КСР-5 с этих высот составлял расстояние порядка 280 км. По команде аппаратура ракет переключалась с энергопитания «от борта» носителя на собственные ампульные батареи, и через 12-14 секунд все системы ракеты выходили на режим готовности к пуску. Сошедшая с подвески ракета уходила вниз, удаляясь от самолета на безопасное расстояние, одновременно отстыковка служила сигналом к взведению взрывателя БЧ. Скорость при пуске следовало выдерживать в диапазоне 400-850 км/ ч. На второй секунде полета запускался двигатель и ракета начинала набирать скорость, на 15-й сек. после разгона переходя в набор высоты по команде программного механизма автопилота. Затем происходило подключение ГСН по каналу курса, а с разгоном до скорости М=3 отключался форсажный режим. На высоте 18000 м ракета начинала стабилизацию по высоте со включением маршевого режима ЖРД и переходом в горизонтальный полет, выполнявшийся на высоте 22500 м. По мере сближения с целью до 60 км ракета переводилась в пикирование с углом 30° , (команда на пикирование вырабатывалась автопилотом при отклонении антенны радиолокационного координатора ГСН на 30° , что и соответствовало наклонной дальности до объекта примерно в 60 км, а дальномерное устройство ГСН с выходом на это расстояние дублировало команду на случай срыва автосопровождения).

    Когда расстояние до цели сокращалось до 400-500 м, автопилот переключался в режим стабилизации режима полета, сохраняя направление во избежание срыва самонаведения из-за помех или «ослепления» отраженным сигналом. Сама ГСН при воздействии помех во избежание сбоя запоминала прежние параметры цели. Система наведения КСР-5 обеспечивала достаточно высокую точность, характеризуемую величиной вероятного кругового отклонения в 10-20 м (той же величиной измерялась и точность КСР-5П). Однако руководством по боевому применению отмечалось, что ошибка может заметно увеличиваться в условиях хорошо организованного радиоэлектронного противодействия со стороны противника, а для противорадиолокационных ракет - в результате постановки помех или прекращения работы РЛС.

    Тактико-технические характеристики

     

    КСР-5

    КСР-5П

    КСР-5Н

    Длина, м

    10,52-10,56

    10,56

    10,56

    Диаметр, м

    0,9-0,92

    0,9-0,92

    0,92

    Размах, м

    2,5-2,61

    2,5-2,6

    2,5-2,6

    Стартовый вес, т

    3,952-4,5

    3,952-4,5

    3,944

    Система наведения

    Инерциальная + АРЛГСН

    Инерциальная + ПРЛГСН

    Инерциальная + АРЛГСН

    БЧ

    ОФ или термоядерная 350-500 кт

    ОФ или термоядерная 350-500 кт

    ОФ

    Вес БЧ, кг

    700 (900-1000)

    1000

    900-1000

    Дальность стрельбы, км

    240-300 (400)

    300-400

    250-400

    Скорость полета, км/ч

    3200 (3М)

    3200 (3М)

    Высота полета, км

    25-30

    25-30

    25-30

    Высота применения, км

    0,5-11

    0,5-11

    0,5-11

    Горючее

    ТГ-02

    ТГ-02

    ТГ-02

    Окислитель

    АК-27П

    АК-27П

    АК-27П

    Аппаратура подготовки ракет

    Волга

    Волга

    Волга

    РЛС целеуказания

    Рубин-1КВ

    Рубин-1КВ

    Рубин-1КВ

    Самолет-носитель

    Ту-16К-26, Ту-16К10-26, Ту-95К-26, Ту-95М5

    Ту-16К-26П

    Ту-16К-26, Ту-16К-10-26




BACK NEXT TOP

Сайт является частным собранием материалов и представляет собой любительский информационно-образовательный ресурс. Вся информация получена из открытых источников. Администрация не претендует на авторство использованных материалов. Все права принадлежат их правообладателям