Авиация и космонавтика 2011 10

Задача летчика, в общем случае, сводилась к выводу самолета в район цели и, после пеленгации объекта и выполнения подготовки, занятию намеченной зоны пуска и производству стрельбы. Поиск цели при этом можно было осуществлять в диапазоне ±20° по направлению полета. Пуск ракеты мог выполняться с горизонтального полета при сопровождении цели в секторе ±5° по курсу, а определение нахождения самолета в зоне разрешенных дальностей пуска ракеты на высотах более 5 км выполнялось автоматически, с учетом информации о высоте полета и угле места цели. На высотах менее 5 км разрешенная зона определялась летчиком по скорости и времени после пролета заранее намеченного наземного ориентира. Таким образом, если в первом случае достаточно было знать только район цели, то во втором еще до вылета требовалось иметь точные координаты объекта атаки для привязки к ним наземного ориентира.

Саму ракету Су-17M нес на пусковом устройстве ПУ-28С — внушительной стокилограммовой балке, устанавливаемой под фюзеляжем самолета на узлы крепления, расположенные на шпангоутах № 20 и № 23. При пуске ракета сходила с ПУ-28С против полета при помощи толкателя, приводимого в действие пневмопистолетом, для чего устройство оборудовалось собственной воздушной системой с баллоном сжатого воздуха. Двигатель Х-28 в целях безопасности носителя запускался уже на траектории, после отхода от самолета (сам его запуск напоминал самый настоящий взрыв с многометровым хвостом пламени, грозя повреждением машины). В аварийной ситуации ракета сбрасывалась с пусковой с помощью пиропатрона. Для обеспечения подвески Х-28 потребовалось произвести некоторые доработки фюзеляжа носителя: дело было в том, что выполненная по нормальной самолетной схеме со средним расположением крыла и горизонтального оперения ракета имела достаточно высокое оперение с верхним и нижним килями. Нижняя часть киля на подвеске складывалась, поворачиваясь набок, а верхняя часть из-за небольшого "клиренса" самолета утапливалась в специальный "карман", оборудованный в одном из люков обслуживания двигателя на "брюхе" самолета.

Испытания комплекса шли далеко не гладко, хватало проблем и с доводкой аппаратуры, и с ракетой. Само пусковое устройство весом в сотню килограммов было весьма громоздким сооружением, пристроить которое на самолете оказалось непростой задачей. Поначалу ПУ- 28С с подвеской макета ракеты отрабатывали на раме, имитирующей самолет. Оснащенное колесами устройство таскали по полосе, наклоняя его так и этак на углы, соответствующие тангажу и доводившиеся до взлетных, и оценивая поведение ракеты на подвеске. Первоначальную конструкцию пусковой забраковали, поскольку ракета на взлетающем самолете находилась буквально впритирку к земле. Потребовалось вмешательство первого заместителя генерального конструктора Е.А. Иванова, в числе прочих обязанностей ведавшего летными испытаниями, чтобы убедить разработчиков конструкции переделать ее, уменьшив высоту до приемлемого значения. 15 октября 1972 года при одном из первых пусков Х-28 из-за отказа автопилота ракета сразу после схода с самолета принялась выполнять непредсказуемые маневры, крутясь вокруг собственной оси, потеряла консоль крыла и упала невдалеке от места старта. Пируэты ракеты выполняла, что называется, перед носом самолета, пилотируемого летчиком-испытателем В. Хомяковым, доставив тому несколько неприятных мгновений.

При больших размерах и, особенно, высоте Х-28 для возможности её подвески на Су-17'М в одном из двигательных люков был сделан специальный "карман", куда утапливалась часть киля ракеты

Носовая опора шасси самолета Су-17М.

В силу важности задания работы по теме велись, далеко выходя за рамки обычного рабочего времени и практически без выходных. Для ускорения работ руководство решило не ограничиваться директивными методами, принятием личных соцобязательств и тому подобными мерами, пойдя на привлечение материального стимула: в распоряжение руководителя испытательной бригады на поощрение участников были выделены 10 тысяч рублей — немалая по тем временам сумма, которой с лихвой хватило бы на покупку пары "Жигулей". Внушительное изделие собирались предъявить высшему руководству страны на "Кристалле-72" — очередном показе военной техники, планировавшемся на июль 1972 года. На демонстрации достижений особо настаивало руководство МАП, и испытательная бригада подготовила самолет с Х-28, однако, в конце концов, от затеи отказались, сочтя преждевременным выставлять не только не прошедшее испытаний, но и еще не опробованное вооружение.

Госиспытания комплекса вооружения Су-7-28 были завершены 15 ноября 1973 года, а на Су-17М они продолжались до апреля 1974 года. Такие сроки можно было оценить как весьма сжатые, с учетом новизны и сложности задачи. С первой половины того же 1974 года все выпускавшиеся Су-17М сдавались с оснащением для применения ракет Х-28. Ряд уже построенных машин Су-17М дорабатывался под комплекс Х-28 непосредственно в строю.

Располагая ракетами Х-23 и Х-28, истребители-бомбардировщики Су-17М имели практически весь набор тогдашнего управляемого вооружения фронтовой авиации. В этом отношении «су-семнадцатые» вплоть до конца 70-х годов не уступали даже фронтовым бомбардировщикам Су-24, с появлением которых связывались многочисленные надежды на обновление ударной авиации.

Уже в ходе строевой эксплуатации арсенал нового истребителя- бомбардировщика пополнили. Чтобы уменьшить разницу в оснащении и боевых возможностях и приблизить ранее выпущенные самолеты Су-17 и Су-17М по эффективности к новейшим Су-17М2 (о них речь пойдет позже), в 1974 году было принято совместное решение МАП и ВВС по дальнейшему повышению боевой эффективности этих машин. "Легкие" неуправляемые ракеты С-5 дополнили более солидными С-8 в 20-ствольных блоках Б- 8М или Б-8М1 (80 НАР в четырех блоках), начали использовать и мощные НАР С-25-О или С-25-ОФ в одноразовых пусковых 0-25, которые были приняты на вооружение в июне 1975 года. Правда, их можно было взять всего пару, так как для подвески годились лишь крайние балочные держатели — пуск с других грозил помпажом, с которым трудно было бороться даже новой системе предупреждения и ликвидации помпажа (СПП), внедренной на Су-17М с 63-й серии взамен ранее устанавливавшейся системе аварийного выключения (АО). Новая СПП срабатывала на всех высотах и скоростях полета с работающей системой СУНА при пусках НАР или управляемых ракет (в момент нажатия боевой кнопки "ПОДВЕСКИ"), а также автоматически на высотах более двух километров (независимо от скорости) и числах М более 0,65 (независимо от высоты) без стрельбы. При срабатывании системы, выдающей команду на отсечку подачи топлива в камеру сгорания двигателя на 0,3 сек (от боевой кнопки или по сигналам о превышении температуры газов за турбиной), происходило кратковременное снижение температуры газов за турбиной двигателя на 50-100 °C° и незначительное падение его оборотов с последующим их восстановлением через 4–6 секунд, тем самым предотвращая перегрев ТРДФ. В начальный период эксплуатации новой системы автоматическое восстановление исходного режима работы двигателя не было задействовано — при срабатывании СПП летчику высвечивался сигнал "ЗАПУСК" и происходил резкий провал оборотов и падение температуры газов за турбиной ТРДФ, после чего он вручную (как и при срабатывании АО) должен был перевести РУД на упор "СТОП" и произвести запуск двигателя в воздухе.

Разработка тяжелой неуправляемой авиационной ракеты С-25 была начата в КБ Точного Машиностроения согласно Постановлению Совмина от 28 августа 1965 года. Госиспытания ракет проводились на Су-17М в октябре 1974 — январе 1975 года в Ахтубинске ведущими летчиками-испытателями Н. Рухлядко и П. Кузнецовым. Кроме испытаний на боевую эффективность, оценивалась и стойкость НАР к аэродинамическому нагреву в скоростном полете, для чего мощная боевая часть ракеты защищалась зазором между ее корпусами, а двигатель — трубой одноразовой пусковой установки. Для этих испытаний в горизонтальном полете и пикировании на высотах 25 — 3000 м при скорости носителя 1200–1500 км/ч использовались весовые макеты НАР, оборудованные термодатчиками и радиотелеметрической аппаратурой.