II. Основная часть.

1.ВОПРОС. “Назначение, общее устройство и характеристики неуправляемых авиационных ракет (НАР)”.

Неуправляемые авиационные ракеты используются для по­ражения целей и решения других боевых задач. НАР имеет сравнительно простое устройство (рис. 3.1). В головной части ракеты размещены взрыватель 1 и боевая часть 2. С боевой

частью соединяется ракетный двигатель 3, в хвостовой части ракеты находится стабилизатор 4. На корпусе имеются узлы подвески ракеты на пусковое устройство. Максимальный диа­метр цилиндрической части ракеты называют ее калибром (со­временные зарубежные НАР имеют калибр 67—370 мм).

Взрыватель НАР предназначен для срабатывания ее боевой части в заданный момент времени. В зависимости от харак­тера боевой задачи, для решения которой используются НАР, они могут снаряжаться боевыми частями различных типов.

Ракетный двигатель начинает работать при пуске НАР. Под действием силы тяги, развиваемой двигателем, скорость полета ракеты возрастает. После окончания работы двигателя ракета летит по инерции, причем скорость ее полета уменьшается в результате действия силы сопротивления воздуха (рис. 3.2).

Участок траектории полета ракеты с работающим двига­телем называется активным участком. В начале активного уча­стка скорость ракеты vравна скорости V_иполета ЛА. Макси­мального значения V_аскорость ракеты достигает в конце актив­ного участка. Разность V_д = V_а— V_н, равная скорости, приобре­таемой ракетой за время работы двигателя, называется допол­нительной скоростью ракеты. Современные зарубежные НАР имеют V_д =600-900м/с.

Стабилизатор НАР, как и стабилизатор авиационной бом­бы, предназначен для того, чтобы продольная ось ракеты в процессе полета была направлена по вектору скорости ракеты. Стабилизатор НАР большого калибра состоит из четырех пла­стин, жестко закрепленных на корпусе двигателя в двух вза­имно перпендикулярных плоскостях. ВНАР малого ка­либра, таких, стабилизатор имеет 8 перьев, укрепленных на корпусе ракеты шарнирно. До пуска ракеты перья стабилизатора укладываются вдоль сопла двига­теля. Диаметр сложенных перьев не превышает калибра ра­кеты.

После пуска под действием пружин и набегающего воз­душного потока перья стабилизатора раскрываются, и он начи­нает работать в соответствии со своим назначением.

Иногда стабилизация полета НАР обеспечивается в ре­зультате быстрого вращения ракеты вокруг продольной оси.

НАР просты по устройству, однако обладают невысокой по сравнению с АУР точностью стрельбы. Достаточная веро­ятность поражения цели достигается при пуске по ней не­скольких неуправляемых ракет. Это требует размещения на ЛА сравнительно большого количества НАР.

2.ВОПРОС. «Пусковые устройства НАР»

Пусковые устройства НАР рассмотрим на примерах блоков Б8М-1 и Б13Л.

Блок Б8М-1 предназначен для транспортировки и пуска с самолетов неуправляемых авиационных ракет (НАР) калибра 80 мм различных модификаций, подвешивается на самолетные балочные держатели, обеспечивает пуск НАР одиночно или серией.

Разработчик и производитель: ГосМКБ "Вымпел" им. И.И. Торопова"

Основные тактико-технические характеристики:

Количество НАР в блоке, шт. - 20 Интервал пуска НАР, мс - 75 Масса, кг: пустого блока - 150 снаряженного блока - 450 Габаритные размеры, мм: длина - 2760 диаметр – 520

Блок Б13Л предназначен для транспортировки и пуска с самолетов неуправляемых авиационных ракет (НАР) калибра 122 мм различных модификаций, подвешивается на самолетные балочные держатели, обеспечивает пуск НАР одиночно или серией.

Разработчик и производитель: ГосМКБ "Вымпел" им. И.И. Торопова"

Основные тактико-технические характеристики Количество НАР в блоке, шт. - 5 Интервал пуска НАР, мс - 120 Масса, кг: пустого блока - 160 снаряженного блока - 535 Габаритные размеры, мм: длина - 3558 диаметр - 410

3.ВОПРОС . «Особенности пуска НАР»

Для пуска ракет С-5 первоначально предназначались 8-ствольные блоки ОРО-57К (однозарядное ракетное орудие калибра 57 мм) и модернизированные блоки ОРО-57КМ. Название «орудие» отражало особенность конструкции ОРО-57К - своего рода реактивной пушки, стволы которой после снаряжения ракетами закрывались с заднего торца заглушкой. Наличие открытой или закрытой казенной части оказывали некоторое влияние на баллистику снаряда. Так, дульная скорость для УБ-16-57 составляла 56-37 м/с, а для ОРО-57КМ - 96-81 м/с, (приведены скорости для предельных температур порохового заряда (+50 и -60 °С)), а максимальная скорость снаряда соответственно 617-673м/с и 665-725 м/с.

Орудие ОРО-57КМ с закрытой казенной частью имело длину 961 мм и вес 2,3 кг. Максимальная сила отдачи на наземном стенде составляла 2280 кг. Максимальное давление в стволе - 84 кг/см2.

Однако от орудий с закрытой казенной частью решили отказаться из-за отдачи при стрельбе и сильного загрязнения стволов пороховым нагаром. Орудие ОРО-57К называлось однозарядным, т. к. не могло быть перезаряжено в воздухе, в отличие от пушки. Впоследствии терминология изменилась, и пусковые установки, снаряженные большим числом ракет, стали называться многозарядными.

Для повышение плотности огня потребовалось создание 16-зарядных унифицированных блоков УБ-16-57, а затем их модификаций УБ-16-57У (У - улучшенный) и УБ-16-57УМ, УБ-16-57УД и УБ-16-57УДМ, которые отличались более надежной системой электрозажигания и увеличенной длинной пусковых труб.

При пусках неуправляемых авиационных ракет с вертолетов на поведение ракеты в начале полета и точность попадания оказывал влияние поток воздуха от несущего винта. Скорость этого потока была сопоставима со скоростью ракеты в момент выхода ее из ствола, поэтому он буквально сдувал ракеты, и в вертолетных блоках УБ-16-57УВ длина направляющих труб была увеличена.

Затем для усиления ракетного залпа были приняты на вооружение 32-зарядные блоки УБ-32 и УБ-32А.

Блоки Б-32-О и Б-32М с теплозащитой пусковых труб предназначались для использования на сверхзвуковых самолетах неуправляемых авиационных ракет с пьезоэлектрическим взрывателем, чувствительным к высоким температурам при кинетическом нагреве в полете с большой скоростью. Ракеты в этих блоках закрывались асбестовой прокладкой, которая пробивалась при стрельбе. Взрыватель при этом взводился после выхода ракеты из блока.

Ракеты С-5 создавались для поражения как наземных, так и воздушных целей. Отчасти это объяснялось увлечением «ракетизацией» вооруженных сил в конце 1950-х гг. При атаке самолета противника, находящегося вне зоны действия пушечного огня, предполагалось буквально засыпать его градом ракет. При этом поражение воздушной цели ракетным залпом С-5М было возможно с расстояния до 3 км.

Для применения неуправляемых авиационных ракет по воздушным целям был разработан ряд истребителей, приспособленных для перехвата с помощью ракет. Опытный истребитель-перехватчик П-1, созданные в 1957-1958 гг. в ОКБ Сухого, был вооружен пятьюдесятью ракетами С-5, которые располагались в носовой части под открывающимися при стрельбе створками. Но на деле оказалось, что удачной может быть лишь атака неуправляемых ракет против бомбардировщиков или самолетов в плотном строю. Полет ракет к цели длился 5-10 с, поэтому маневренный противник мог легко уклониться от попадания.

Гораздо эффективнее было применение неуправляемых авиационных ракет по наземным целям. Ракеты С-5 при залповой стрельбе имели неплохую кучность. Это позволяло использовать их не только против живой силы, по площадным и слабозащищенным целям, но и для накрытия небольших целей - бронетехники, артиллерийских позиций и сооружений. Наибольшая эффективность прицельного огня достигалась при пуске ракет с дальности 1600-1800 м при пикировании под углом 25-30°. Результативность атаки повышалась с увеличением числа ракет в залпе. Обычно производился пуск половины неуправляемых ракет или полная разрядка боекомплекта в одной атаке.

На полигонных испытаниях из 64 ракет С-5К, выпущенных с МиГ-27 из двух блоков УБ-32, 59 ракет, (92%) попади в цель. Мишень-бронетранспортер был превращен в груду обломков.

Ракеты типа С-5 широко поставлялись на экспорт и участвовали почти во всех локальных войнах 70-90-х годов нашего столетия, включая Ближний Восток, Ирано-Иракскую войну, войны в Эфиопии, Анголе и др.

В ходе боевых действий в Афганистане выяснилось, что кумулятивная ракета С-5К в горах не уступает осколочным ракетам. Ее кумулятивная боевая часть выбивала острые обломки камней, которые поражали не хуже осколков.

Согласно наставлениям, эффективная дальность стрельбы ракетами С-5 составляла 1600-1800 м, но вертолеты часто стреляли почти в упор в окна домов и амбразуры укреплений.

Тем не менее, поражающая способность ракет типа С-5 была мала, особенно при действии по защищенным целям. Фугасное действие неуправляемых ракет, содержащих всего 200 г взрывчатого вещества, было слабым, часто С-5 вязли в глине стен и дувалов. Легкие осколки сохраняли убойную силу лишь в нескольких метрах, на излете они не могли пробить даже толстые ватные халаты «мишеней», в докладах отмечалась «высокая живучесть целей при ударе осколочными боеприпасами».

«Общие сведения обАУР».

Авиационные управляемые ракеты являются одним из ос­новных средств, применяемых авиацией для поражения назем­ных и воздушных целей.

В головной части корпуса АУР установлены аппаратура си­стемы управления 1 (рис. 3.3) и источники питания 2, далее расположены боевая часть 3, взрыватель 4 и двигатель 5 ра­кеты. На корпусе двигателя укреплены четыре консоли кры­ла 8. В хвостовой части ракеты размещены рули 6 и рулевые приводы 7, которые обеспечивают отклонение рулей на необ­ходимые углы.

Боевая часть, взрыватель и двигатель АУР выполняют те же функции, что и у неуправляемых ракет. Источники питания обеспечивают энергией аппаратуру системы управления и ру­левые приводы после пуска ракеты. Аппаратура системы уп­равления, рулевые приводы и система создания управляющей силы осуществляют такое управление полетом ракеты, которое обеспечивает попадание ракеты в цель.

Процесс управления полетом ракеты состоит в следующем.

Пусть в некоторый момент времени t₀ракета находится в точке Р₀ (рис. 3.4). Чтобы попасть в неподвижную цель Ц, ракета должна двигаться по направлению РоЦ, а вектор ско­рости ракеты должен совпадать с этим направлением. В дей­ствительности вектор скорости ракеты vимеет направле­ние РоА. Следовательно, действительное направление движе­ния ракеты РоАотличается от требуемого направления Р₀Д на усол ЦРоА. Чтобы направить ракету в цель, нужно на этот угол изменить направление вектора v. Для поворота вектора скорости vракеты необходимо создать управляющую силу У₀, перпендикулярную вектору v. Эта сила вызовет в направле­нии своего действия нормальное ускорение j_норм = У/т (m — масса ракеты), и вектор vбудет поворачиваться в сторону действия силы У₀ с угловой скоростью ω= j_норм /v, где v— ве­личина скорости ракеты.

В результате движения ракеты с изменяющимся по направ­лению вектором скорости она к моменту времени t₁ окажется в точке Р₁В этой точке требуемым направлением движения, которое приводит к попаданию в цель, является направле­ние Р₁Ц, а действительным направлением движения, с кото­рым совпадает вектор v, является прямая Р₁В. Следователь­но, и здесь нужно создавать управляющую силу У\. Наконец,

когда ракета придет в точку Р₂, вектор vсовпадет с требуе­мым направлением Р₂Ц. Следовательно, если в точке Р₂ обес­печить К₂ = 0, то вращение вектора vпрекратится, и ракета, дви­гаясь по прямой Р₂Ц, попадет в цель.

Таким образом, для управления полетом ракеты необходи­мо знать требуемое и реальное направление ее полета и иметь возможность создавать управляющую силу соответствующих направления и величины в том случае, если реальное направ­ление полета ракеты не совпадает с требуемым. Эти задачи решают система управления и система создания управляющей силы АУР.

Для управления полетом АУР используется, как правило, аэродинамическая управляющая сила. Она создается аэроди­намическими поверхностями ракеты — крылом, рулями, кор­пусом, когда они находятся в воздушном потоке под углами атаки, не равными нулю. Углом атаки ракеты называется угол между продольной осью ее корпуса и вектором скорости v. Углом атаки руля или консоли крыла называется угол между плоскостью этой аэродинамической поверхности и вектором v.

АУР чаще всего имеют четыре консоли крыла и четыре руля, установленные попарно в двух взаимно перпендикулярных плоскостях. Такая конструкция позволяет путем поворота ракеты вокруг центра массы на углы атаки в этих плоскостях создать аэродинамическую управляющую силу любого направления в плоскости, перпендикулярной вектору v. Действительно, если ракета имеет угол атаки в вертикальной плоскости (а_в҂ 0, то консоли 1 и 7 (рис. 3.5) крыла, рули 3 и 5 и корпус ракеты

создают - управляющую силу У_в. Если одновременно ракета имеет угол атаки в горизонтальной плоскости а_г҂0, то кон­соли крыла 2 и 8, рули 4 и 6 и корпус ракеты создают управ­ляющую силу У_г. Суммарная управляющая сила ракеты У равна сумме векторов У_в и У_г. Изменение величины и направ­ления углов а_в и а_г будет изменять величину и направление сил У_в и Уг, при этом можно получить силу У= У_в+ Углюбо­го необходимого направления в плоскости, перпендикулярной вектору v.

В АУР используют несколько аэродинамических схем, которые принято различать по взаимному расположению крыла и рулей на корпусе ракеты:

нормальная схема — рули 2 (рис. 3.6, а) расположены позади крыла 1;

обратная схема, или «утка»,— рули 2 (рис. 3.6,6) распо­ложены впереди крыла /;

элевонная схема — рули 2 (рис. 3.6, в), называемые элево­нами, установлены на задних кромках консолей крыла /, а спе­реди расположен дестабилизатор3;

схема с поворотным крылом — подвижные аэродинамиче­ские поверхности 4 (рис. 3.6, г) создают основную часть управляющей силы и называются поворотным крылом, а в хвос­товой части ракеты установлены неподвижные аэродинамичес­кие поверхности 5, называемые стабилизатором.

3.ВОПРОС. «Классификация УР».

По месту старта авиационной ракеты и месту расположения цели выделяют два класса ракет: «воздух-поверхность», «воздух-воздух».

На ракетах могут устанавливаться ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), воздушно-реактивный двигатель (ВРД). В РДТТ твердое топливо представляет собой твердую массу, в каждом малом объеме которого имеется горючее и окислитель. В ЖРД горючее и окислитель размещаются в разных баках. Они смешиваются только после подачи в камеру сгорания. На борту ракеты с ВРД необходимо иметь лишь запас горючего, в качестве окислителя используется воздух атмосферы.

В современных ракетах нашли применение следующие аэродинамические схемы: нормальная, в которой рули располагаются позади крыла; «утка» - рули впереди крыла; элевонная - рули установлены на задних кромках консолей крыла.

Положив в основу классификации систему управления, можно выделить:

• систему автономного управления;

• систему самонаведения;

• систему телеуправления.

Ракеты «воздух-воздух»:

1. по дальности пуска подразделяются на ракеты большой средней и малой дальности;

2. по маневренным качествам – ракеты маневренного боя, поражающие цель независимо от интенсивности ее маневра и ракеты, поражающие только неманеврирующую или слабоманеврирующую цель;

3. по ракурсности (направлению) стрельбы ракеты условно делятся на всеракурсные и ракеты узкого сектора.

Ракеты «воздух – земля» («воздух - поверхность) по дальности пуска подразделяются на ракеты тактического назначения и оперативно – тактического назначения.

Рассмотрим компоновку ракеты (рис.1).

Рис. 1. Компоновка ракеты

Корпус ракеты состоит из отсеков, в которых размещаются: система управления 1, боевая часть 2, двигательная установка 4, источники питания 5. На корпусе закреплено крыло (крылья)3 и хвостовое оперение 6. Источниками питания на ракете могут быть баллоны сжатого газа, пороховые аккумуляторы давления, электрохимические батареи, турбогенераторы. Запас энергии источников питания определяет время управляемого полета ракеты.

Управляемая ракета большой дальности Р-33

Разработка ракета большой дальности для новых дальних перехватчиков с СУВ «Заслон» была начата МКБ «Вымпел» в конце 60-х гг. Особенностью Р-33 являлось использование крыла малого удлинения и складывающихся рулей, что обеспечивало ее конформное размещение в подфюзеляжных нишах самолетов-носителей (Ту-148 и МиГ-31). В конструкции УР были широко использованы титановые сплавы. Была обеспечена способность поражать цели на дальности до 120 км. Самолеты противника, маневрирующие с перегрузкой 4, уничтожались с вероятностью 0,6-0,8. Полуактивная радиолокационная головка самонаведения, разработанная НИИ «Агат», захватывает цель уже после пуска с самолета-носителя. До захвата наведение ракеты осуществляется инерциальной системой. Протяженность участка полета до перехода на самонаведение составляла 10-20% всей протяженности траектории. Применение ракеты обеспечивает комплекс вооружения «Заслон» перехватчика МиГ-31. Р-33 - первая советская ракета оснащенная встроенной БЦВМ. Ракета предназначена для перехвата и уничтожения летательных аппаратов различных типов, в том числе маловысотных крылатых ракет, на расстоянии более 100 км при автономных и групповых действиях самолетов-носителей, днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, в свободном пространстве и на фоне земли в широком диапазоне высот и скоростей полета целей. Применяется с подфюзеляжных авиационных катапультных установок (под фюзеляжем МиГ-31 в полуутопленном положении подвешивается 4 таких ракеты). Обеспечивается поражение целей, летящих на высотах от 25-50 м над различной поверхностью до 26-28 км при числе М = 3,5 с превышением или принижением относительно носителя до 10 км. Максимальная скорость поражаемой цели - 3700 км/ч. Возможно поражение одновременно до четырех целей на разных высотах и интервалах. Принята на вооружение в 1980 г. Для модернизированного перехватчика МиГ-31Б, выпуск которого начался в 1990 г., была разработана усовершенствованная модификация ракеты - Р-33С с активной РГСН. На МиГ-31М и БМ возможна подвеска до 6 Р-33С и одновременное поражение до 6 целей.     На экспорт предлагается под обозначением Р-33Э.

Описание
Разработчик	ГосМКБ «Вымпел»
Обозначение	Р-33	Р-33С	Р-33Э
Принята на воружение	1980
Тип ГСН	инерциальная + радиолокационная полуактивная
Геометрические и массовые характеристики
Длина, м	4,25		4,15
Размах крыла, м			0,9
Размах оперения, м	1,18
Диаметр, м			0,38
Стартовая масса, кг	491		490
Масса БГ, кг	55		47
Тип БЧ	осколочно-фугасная
Силовая установка
Двигатель	ТТРД
Летные данные
Скорость, м/с (М=)			(4,5)
Диапазон высот поражения, м	25-28000
Скорость цели, км/ч	до 3700
Дальность пуска, км	2,5-120	160	160

Управляемая ракета средней дальности Р-77 Перспективная управляемая ракета средней дальности РВВ-АЕ с активной радиолокационной головкой самонаведения разработана в ГосМКБ «Вымпел». На выставке МАКС-95 был представлен ее макет. Ракета средней дальности РВВ-АЕ является аналогом американской управляемой ракеты AIM-120 (AMRAAM) и предназначается для замены существующей ракеты Р-23. Разработка этой ракеты велась приблизительно с 1985 г. (1982-89 гг.) Ракета РВВ-АЕ (Р-77) создана для борьбы с различными целями: самолетами, вертолетами (в том числе в режиме висения), ракетами классов «земля-воздух» и «воздух-воздух». Применение ракеты возможно круглосуточно, в любых метеоусловиях, при наличии фоновых и активных радиолокационных помех противника, на фоне земной и водной поверхностей по принципу «пустил-забыл», в том числе с многоканальным обстрелом. Способна атаковать цели с бортовым углом 90° относительно носителя. Ракета имеет нормальную аэродинамическую схему. Цилиндрический корпус и крылья являются основными элементами, создающими подъемную силу. Крылья малого удлинения имеют простую форму в плане и тонкий профиль, что очень важно для минимизации волнового сопротивления ракеты и для размещения ее во внутренних отсеках вооружения самолетов-носителей. Носовая часть ракеты имеет параболическую форму, что увеличивает общую подъемную силу ракеты. Наиболее интересным решением в компоновке является использование решетчатых рулей, которые при незначительном увеличении аэродинамического сопротивления и радиолокационной заметности обладают рядом важных преимуществ. У них очень малый (в пределах 1,5 кгм) шарнирный момент, стабильный во всем диапазоне чисел М и высот полета, углов атаки и углов ориентации плоскости симметрии относительно плоскости атаки. Это позволило применить малогабаритный электропривод малой мощности. За счет такой структуры рулей реализуется бессрывное обтекание, а значит сохраняется эффективность, до углов атаки порядка 40°. Имеется широкая возможность изменения характеристик хвостового оперения при помощи варьирования количества ячеек руля, которые практически аэродинамически независимы друг от друга и от корпуса ракеты. У них более благоприятные по сравнению с традиционными рулями прочностные и аэроупругие характеристики. Конструкция решетчатых рулей позволяет их складывать и при необходимости автоматически раскрывать после пуска. Этим обеспечиваются минимальные транспортировочные габариты (квадрат со стороной 300 мм), что облегчает внутрифюзеляжное размещение ракеты и решение задачи по снижению общей эффективной отражающей поверхности самолета. Ракета РВВ-АЕ, как и AMRAAM, оснащена твердотопливным двигателем, реализующим энергичный начальный отлет от носителя при одновременном обеспечении максимальной дальности полета. При этом достигается скорость полета, соответствующая числу 4М. Для ракеты РВВ-АЕ московским НИИ «Агат» совместно с ГНПП  «Исток» была разработана комбинированная (инерциальная с радиокоррекцией на маршевом участке и активная радиолокационная - на конечном) система наведения. Многофункциональная моноимпульсная доплеровская активная радиолокационная головка самонаведения 9Б-1348Э диаметром 200 мм обеспечивает возможность захвата воздушной цели класса  «легкий истребитель» (с ЭПР 5 м²) на дистанции не менее 16 км. Достижения в области проектирования и изготовления компонентов РГС, миниатюризация СВЧ устройств, освоение новой элементной базы позволили создать систему наведения ракеты массой (без обтекателя) всего 16 кг. Схема применения Самолет-носитель производит поиск, захват и сопровождение целей своей бортовой радиолокационной станцией. (Число атакуемых целей является характеристикой самолетной станции, а ракета сконструирована таким образом, что любая из подвешенных под носителем может быть пущена по своей цели). Примерно за 10 секунд до входа в зону разрешенного пуска или по команде "Пуск" ракета начинает работу в предпусковом режиме и получает от носителя информацию о цели. По команде "Пуск" включается автономное питание, запоминается информация о параметрах носителя и цели, разарретируются рули. Им дается предварительное отклонение для безопасного отделения ракеты от носителя. Если она располагается на рельсовой пусковой установке, то сразу после этого происходит включение двигателя, а если на катапультной, то сначала срабатывают толкатели, отделяющие ракету от самолета, а затем с некоторой, зависящей от тактической ситуации, задержкой включается двигатель. После удаления ракеты от самолета на безопасное для него расстояние (150 - 300 м), взводится механизм взрывателя. Переход к активному наведению производится по сигналу с бортового компьютера, который определяет дистанцию захвата цели головкой. При этом, в случае стрельбы на минимальной дальности, командно-инерциальное наведение не используется, а сразу по сходу включается активная головка самонаведения. После перехода на самонаведение линия коррекции полетных данных ракеты с самолета-носителя продолжает формировать математическую модель цели. В случае ее потери на траектории организуется повторный поиск с использованием этой модели. Во всех режимах применения используется метод модифицированного пропорционального наведения. В условиях организованных помех, при которых бортовая радиолокационная станция носителя не может обеспечивать ракету сведениями о дальности и скорости сближения с целью, наведение происходит по специальным траекториям. В головке самонаведения ракеты реализована также возможность пассивного наведения на источник помех, совмещенный с целью. По сравнению с ракетой AMRAAM Р-77 имеет более высококачественную диаграмму направленности антенны головки самонаведения и за счет этого она обладает более высокой эффективностью поражения малоразмерных низколетящих целей на догонных курсах. Ракета оснащена лазерным взрывателем. Его работа заключается в облучении цели и определении по отраженному сигналу момента подрыва боевой части (на оптимальном расстоянии от цели). Параметры взрывателя адаптируются к размеру поражаемой цели. Предусмотрен также контактный взрыватель (для случаев прямого попадания или падения на землю или в воду) в целях самоликвидации. Боевая часть ракеты РВВ-АЕ стержневая с микрокумулятивными элементами. Вес ее 22 кг. Стержни соединены между собой так, что при подрыве образуют сплошное расширяющееся кольцо, которое буквально разрезает цель. Микрокумулятивные составляющие боевой части поражают высокоточные цели в режиме противоракетной обороны самолета-носителя. Пуск ракеты осуществляется с катапультного устройства АКУ-170. Сейчас в ГосМКБ «Вымпел» ведутся работы по модернизации ракеты РВВ-АЕ в направлениях повышения эффективности, дальности поражения (в том числе за счет установки комбинированного ракетно-прямоточного двигателя), технологичности и унификации ее применения в в зенитных ракетных комплексах (вариант РВВ-ЗРК). Планируется создание варианта с комбинированным ракетно-прямоточным двигателем (вариант РВВ-АЕ-ПД) увеличенных габаритов для увеличения дальности пуска на малых высотах и для поражения целей типа самолетов ДРЛО на дальностях до 150 км и более. В дальнейшем предусматривается комплектация ракеты ИК ГСН с захватом цели на траектории полета. В начале 1990-х гг. ракета Р-77 успешно прошла государственные испытания и в 1994 г. была принята на вооружение. Ею вооружили истребители Су-27, МиГ-29, МиГ-31М и БМ. Впервые макет ракеты Р-77 был показан в 1992 году (?) на Мосаэрошоу-92. Позже ракета демонстрировалась на многих выставках на стендах ГосМКБ «Вымпел» и на статической экспозиции около самолетов-носителей.

Описание
Разработчик	ГосМКБ «Вымпел»
Обозначение	Р-77 (РВВ-АЕ)
Принята на вооружение	1994
Тип ГСН	командно-инерциальная + радиолокационная активная
Геометрические и массовые характеристики
Длина, м	3,6
Диаметр, м	0,2
Размах крыла, м	0,4
Размах оперения, м	0,7
Стартовая масса, кг	175
Масса БГ, кг	22
Тип БЧ	стержневая с микрокумулятивными элементами
Силовая установка
Двигатель	ТТРД
Летные данные
Скорость, м/с (М=)	(4)
Диапазон высот поражения, м	20-30000
Максимальная скорость цели, км/ч	3600
Перегрузка цели	до 12
Дальность пуска, км	0,3-100

 

Управляемые ракеты Х-25МЛ