Самонаводящаяся авиационная ракета Р-3С (К-13, изделие 310 и 310А) относится к классу ракет “воздух-воздух” и предназначена для вооружения истребителей, атакующих цели в задней полусфере. Ракета позволяет поражать цели в любое время суток в простых метеорологических условиях (вне облачности) с больших дальностей и большими ракурсами. При этом пилот работает по принципу – “выстрелил-забыл”.
В начале 1958 года в СССР через Китай попал один из образцов американской ракеты AIM-9B "Sidewinder". Эта ракета была пущена тайваньским летчиком во время прибрежной стычки, не взорвалась и упала в грязь рисового поля. Еще один "Sidewinder", в сентябре 1958 года попавший в борт китайского МиГ-17 и не разорвавшийся, так и был доставлен на аэродром. Изучение трофея показало, что американцам удалось создать незаурядный образец — легкий, компактный, несложный конструктивно и в эксплуатации. Появившаяся возможность ознакомиться с устройством "Sidewinder" ускорила работы по созданию ее отечественного аналога того же класса - ракеты К-13 (Р-3С).
К-13 (Р-3С) спроектированная в ОКБ-134 под руководством И.И.Торопова повторяла конструкцию и основные габариты УР "Sidewinder", отличаясь деталями, увеличенной массой БЧ, а также устройством двигателя с пороховым зарядом из нитроглицеринового топлива. Первые пуски новой ракеты прошли уже в марте 1959 года с доработанного МиГ-19, а уже в феврале 1960 года ее запустили в серийное производство сразу на нескольких заводах.
В ходе наземной отработки и испытаний выявилась возможность увеличения дальности пуска ракет К-13 по дозвуковым целям. Однако для расширения зоны пусков потребовалось увеличить продолжительность работы бортового источника питания. Ракета с доработанным газогенератором впоследствии получила наименование К-13А. Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 22 августа 1959 г. 999-486 об улучшении тактико-технических характеристик ракеты предусматривалось обеспечить диапазон дальностей пусков 0.4-7.6 км, высоту боевого применения до 21.5 км и возможность применения под курсовым углом до 65-70.
В начале 1960 г. усовершенствованные ракеты были представлены на совместные испытания, в ходе которых в качестве целей на этапе облетов использовались пилотируемые МиГ-19, Ту-16, Ил-28 и новейшие по тому времени МиГ-21 и Т-3 (Су-9), а при проведении фактических пусков - беспилотные мишени на базе МиГ-17 и Ил-28. В августе испытания завершились подписанием акта 40 ГК НИИ ВВС с рекомендацией о принятии К-13А на вооружение совместно с самолетом МиГ-21.
Первым серийным носителем Р-3С (К-13) стал МиГ-21ф-13 (на АПУ-3С), сохранивший, хотя и в наполовину урезанной комплектации, пушечное вооружение. Уже в июле горьковский завод 21 выпустил первую серию ракетоносцев. Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 27 октября 1960г. 1133-476 этот самолет был принят на вооружение. Характеристики основного вооружения МиГ-21 - ракеты К-13, при этом не определялись, так как работы по ее усовершенствованному варианту К-13А с требуемым диапазоном дальностей еще продолжались, притом с задержкой по отношению к плановым срокам. Постановлением также предписывалось ускорить работы по перехватчику МиГ-21ПФ.
К июню 1961 г. было проведено 32 пуска усовершенствованных ракет, в ходе которых сбито пять мишеней МиГ-17 и один Ил-28. В конце месяца Государственные испытания завершились. При официальном принятии на вооружение МиГ-21ПФ Постановлением от 2 марта 1962 г. были определены и основные характеристики К-13А, получившей наименование Р-3С ("ракета третья - самонаводящаяся").
Р-ЗС также вошла в комплекс вооружения и других самолетов на подвесках АПУ-13, -13М1, -13М5, -13БС, -13МТ. Под нее были доработаны также некоторые МиГ-17ПФ и МиГ-19П. С минимальными изменениями в конструкции ракета производилась и применялась беспрецедентно долго, не будучи снятой с вооружения и к концу 80-х годов.
В 1961 г. была начата разрабока высотного варианта К-13 с полуактивной радиолокационной ГСН, которая в 1966 г. поступила на вооружение истребителей МиГ-21МБ и МиГ-21бис. ГСН работала в диапазоне 10-20ГГц. УР получила индекс Р-3Р (объект 320). Ракета была способна перехватывать цели на высотах до 21 км. Дальность применения от 0,3 до 15 км. В конце 60-ых в ОКБ "Вымпел" начались работы по ракете К-13М (объект 380) с новой охлаждаемой головкой самонаведения, радиовзрывателем и более мощной боевой частью. В 1973 году ракета успешно прошла испытания. Дальнейшие работы привели к появлению модифицированной УР К-13М1 с доработанными органами управления. Была также отработана документация на упрощенный вариант по технологии военного времени К-13ВВ и высотную К-13В.
Варианты ракеты широко поставлялись на экспорт и находились на вооружении ВВС Афганистана, Алжира, Анголы, Азербайджана, Бангладеш, Китая, Конго, Югославии, Кубы, Египета, Эфиопии, Финляндии, Венгрии, Индии, Ирака, КНДР, Ливии, Мадагаскара, Монголии, Мозамбика, Нигерии, Перу, Польши, Румынии, Сомали, Судана, Сирии, Вьетнама, Иемена и других стран. Ракеты Р-13 использовались в боевых действиях во Вьетнаме и в Египте (в 1970 и 1973гг.). В Китае, Индии и Румынии было развернуто собственное лицензионное производство. В СССР серийное производство было полностью свернуто к 1980 году. Экспорт ракет продолжался до конца 80-ых.
Ракета Р-3С выполнена по аэродинамической схеме “утка”. Особенностью аэродинамической схемы Р-3С является значительное разнесение рулей и крыльев по длине корпуса. Крылья ракеты имеют в плане форму прямоугольной трапеции с углом стреловидности передней кромки 45°. Толщина крыльев постоянна по размаху. Передняя кромка заострена. Рули ракеты имеют треугольную форму в плане с углом стреловидности 58°. Площадь рулей составляет 13% площади крыльев. Корпус ракеты цилиндрический с полусферической носовой частью. На верхней наружной поверхности корпуса находится три бугельных узла подвески в виде противоположно направленных Г-образных элементов. Применение трех ярусов узлов подвески вместо двух обусловлено стремлением ограничить динамические возмущения после схода с направляющих ракеты с большим удлинением корпуса.
В конструкции Р-ЗС примечательным было использование роллеронов, которые предназначались для обеспечения устойчивости относительно продольной оси и ограничения угловой скорости крена. Роллерон представляет собой комбинацию обычного элерона и зубчатого ролика, выступающего за его габариты. В полете ролик раскручивается встречным потоком до 40—60 тыс.об/мин и становится своеобразным гироскопом, реагирующим на угловую скорость крена и вызывающим отклонение элерона, парирующее этот крен. Простая и эффективная конструкция роллерона, позволяющая обойтись без специального контура управления по крену, впоследствии стала популярным решением для ракет небольшого веса. Другим новшеством являлось отсутствие в системе управления специального автопилота за счет осуществления обратной связи не по общепринятой перегрузке, а по шарнирному моменту рулей.
При подвеске ракеты на носитель осуществлялась электрическая стыковка бортовых и самолетных систем. Подача электропитания с носителя еще до взлета самолета обеспечивала подогрев газогенератора и работу тепловой головки самонаведения (ТГСН). Обнаружив противника, летчик осуществлял прицеливание корпусом самолета. Отклонение продольной оси самолета от направления на цель не должно было превышать несколько градусов, так что динамика воздушного боя с применением ракет не слишком отличалась от классической "пушечной". При захвате цели на сопровождение ТГСН в наушниках раздавался звуковой сигнал. Бортовая аппаратура носителя - радиодальномер или РЛС - обеспечивала определение удаления до цели, на основании которого автоматически определяла зоны возможных пусков. При входе в эту зону на приборной доске высвечивался соответствующий световой сигнал, а в случае последующего неприемлемого сближения с целью - сигал "отворот". Помимо дальности до цели проведение пуска ограничивалось маневренными возможностями ракеты. В качестве критерия возможности поражения маневрирующего самолета противника принималась величина перегрузки носителя при отслеживании цели. В том случае, если она превышала 2g, пуск воспрещался. На высотах более 12 км маневренность ракеты падала и пуск нельзя было осуществить уже при перегрузке носителя 1.6g. Р-3С могла запускаться при скоростях носителя от 900 до 2200 км/ч и высотах до 20 км.
При нажатии кнопки "пуск" запускался газогенератор ракеты, а затем - маршевый двигатель. Происходила расстыковка электроцепей ракеты и самолета, причем для сокращения времени схода ракеты с направляющей, рассоединялись не разъемы, а специальными резаками перерубались кабели, мгновенно освобождая ракету. Система стабилизации задействовалась через 0.5-0.7с после схода ракеты с направляющей. Наведение осуществлялось по методу пропорциональной навигации. Подрыв боевой части производился по сигналу неконтактного взрывателя или от контактных датчиков, размещенных на аэродинамических рулях. Пилот после пуска был свободен в маневрировании и мог продолжать воздушный бой или проследить за результатами атаки. Ракеты можно было применять и по «тепловым» наземным целям — самолетам, машинам и кораблям с работающими двигателями, при этом неконтактный взрыватель отключался в расчете на прямое попадание. При промахе через 21—28с ракета уничтожалась срабатыванием самоликвидатора.
Обеспечивалась также возможность применения Р-3С по наземным целям - самолетам на стоянках с работающими или неостывшими двигателями, локомотивам, катерам и другим теплоизлучающим объектам, при этом для повышения эффективности срабатывания боевой части неконтактный взрыватель перед пуском отключался.
Для взаимозаменяемости и удобства монтажа УР Р-3С конструктивно выполнена в виде пяти отдельных самостоятельных отсеков, внутри которых размещаются аппаратура и агрегаты ракеты.
- Первый отсек - тепловая головка самонаведения '451-К' (см.описание).
- Второй отсек - рулевой, включающий в себя рулевой привод РП-310А, турбогенератор БП-13В3 и контактный взрыватель И-107. (см.описание).
- Третий отсек – осколочная боевая часть. (см.описание)
- Четвертый отсек - неконтактный взрыватель '454-К' (см.описание).
- Пятый отсек - твердотопливный ракетный двигатель ПРД-80А (см.описание).
Первый и второй отсеки после сборки и совместной регулировки образуют отсек управления.
Наряду с боевым изделием "310" была освоена использовавшаяся в качестве цели при учебных пусках боевых ракет мишень - "317", отличавшаяся упрощенной комплектацией с отсутствием рулей. Для отработки навыков наведения на цель и осуществления предпусковых операций выпускались также учебные ракеты Р-ЗУ - макеты, оснащенные реальными головками самонаведения. Целям снижения стоимости проведения боевой подготовки служили и практические ракеты Р-ЗП, выпускавшиеся без штатной боевой части, что позволяло провести пуски нескольких ракет по одной мишени.
| Дальность пуска на уравненных скоростях, км | 7.6 |
| Ракурс стрельбы | 1/4 – 3/4 |
|
Ракета обеспечивает поражение цели при условиях: - высота полета цели, км - скорость полета цели, км/час |
0-21.5 800 - 1600 (0.65 - 1.3 М) |
|
Габаритные размеры, мм: - длина - диаметр - размах крыльев |
2838 127 528 |
| Масса полностью снаряженной ракеты, кг | 75.3 |
| Время управляемого полета, с | не менее 21 |
| Полный импульс двигателя, Нс | 38000-40000 |
| Масса БЧ, кг | 11.3 |
| Температурный диапазон применения | ±50°С |
Р-3С прошла боевое крещение в боях во Вьетнаме, а затем и на Ближнем Востоке. Она оказалась неплохим оружием, неприхотливым и надежным. Однако ТГСН Р-3С была чувствительна к погодным условиям (дождь и облачность поглощали ИК-излучение), атака была возможна только из задней полусферы, а для уклонения от нее противник использовал уход в сторону солнца — мощного естественного источника тепла (ночью такой ложной целью могла стать и «холодная» луна). На результативности пусков сказывались и ограниченные маневренные возможности ракеты при полете к цели, невозможность ее схода с направляющей при больших перегрузках в бою и недостаточно мощная боевая часть. Область возможных атак сокращалась также минимальной разрешенной дальностью (она определялась неспособностью ТГСН отслеживать быстро перемещающуюся по азимуту цель и собственной безопасностью при подрыве БЧ).
За 1966г. - первый год использования ракет Р-ЗС во Вьетнаме, ими были поражены 16 из 57 американских самолетов, сбитых истребительной авиацией. Их эффективность составила 35% при 46 пусках. Навыки и более тщательное соблюдение тактических рекомендаций позволили в следующем году повысить результативность ракетных атак: в 53 боях МиГ-21 сбили 50 самолетов. Подавляющее большинство пусков Р-3С осуществлялось сзади с малых дальностей (1200 — 2500м), лишь 5% атак выполнялось с дистанций более 2500м.
Недостатки выучки и тактики сказывались и на применении ракет в ближневосточных боях: резкие маневры импульсивных арабских летчиков, не соблюдавших предписанные режимы пуска, приводили к безрезультатным пускам и напрасному расходу ракет. Так, в групповом бою 3 ноября 1968 года ценой победы над двумя израильскими "Миражами" было 13 израсходованных египтянами Р-3C. В индо-пакистанском конфликте в декабре 1971 года из 10 побед, одержанных индийскими МиГ-21, 8 были достигнуты с использованием пушек и только 2 — пусками Р-3С.
- Л.Н.Бызов, В.С.Вельгорский, С.Н.Ельцин "Устройство и функционирование авиационной ракеты Р-3С", СПб 2005г.
- В.Марковский, К.Перов. Развитие советских авиационных ракет класса "воздух-воздух".М-Хобби.
- К-13A, Р-3С (изделие 310)
