[ezup]

Базирование:
Самолет
Система управления:
Управление по радиоканалу
Боевая часть:
Осколочно-фугасная
Применение:
Воздух-земля
Страна:
Россия
Дальность:
10 км.
Год разработки:
1973 г.



В 1973 г. на вооружение истребительной авиации была принята тактическая ракета Х-23. Ракета предназначалась для поражения наземных малоразмерных целей и небольших кораблей.
Разработка ракеты Х-23 (изделие 68, "Гром") началась в апреле 1965 г. в ОКБ "Вымпел", в дальнейшем с 1968 г. была продолжена в ОКБ "Звезда" (гл.конструктор Хохлов Г.И.).
Ракета Х-23 создавалась на базе ракеты Х-66 с новым аппаратурным комплексом. Основным отличием Х-23 стала установка в хвостовом отсеке аппаратуры приема и дешифровки кодированных управляющих радиосигналов. Заводские испытания проводились с начала 1968 года по конец 1969 года. Из-за неготовности РЛС «Сапфир-23» к эксплуатации первые варианты самолета МиГ-23С комплектовались РЛС «Сапфир-21» (РП-22СМ) и оптическим прицелом АСП-ПДФ-21, созданными для самолета МиГ-21, вследствие чего на МиГ-23С не могли применяться ракеты Х-23, Р-23Р и Р-23Т. Более поздние образцы самолетов типа МиГ-23 применяли ракеты Х-23. Государственные испытания ракеты проводились с самолетов МиГ-23 и МиГ-23Б до осени 1973 года. В следующем году Х-23 была принята па вооружение. На самолетах фронтовой авиации она использовалась с применением встроенной командной системы "Дельта-Н" и "Дельта-НМ" (на МиГ-23, МиГ-27, МиГ-23УБ и Су-24), а также подвесной контейнерной - "Дельта-НГ" (на Су-17, МиГ-23М, МЛ, и МиГ-27К/М).
В конце 1970-х годов по заказу правительства Сирии создавался и в 1983 году прошел летно-огневые испытания вариант противолодочного вертолета Ми-14ПЛ с комплексом управляемого ракетного оружия с двумя ракетами Х-23. Проводились испытания ракет Х-23 (Х-23М) и с вертолетов Ка-25 и Ка-252.
Опыт боевого применения УР Х-23 в Афганистане выявил серьезные недостатки этого изделия, связанные , в первую очередь, с использованием радиокомандной системы наведения. После пуска ракеты летчику приходилось одновременно совмещать центральную метку прицела с изображениями ракеты и цели, следить за обстановкой, маневрировать, уклоняться от самолетов противника и зенитного огня. На базе ракеты Х-23 создан модифицированный вариант Х-23М, оснащенный усовершенствованной системой управления.
В дальнейшем в отечественных ВВС ракеты Х-23 и Х-23М были заменены ракетами Х-25МР.
На западе Х-23 и ее модификации получила обозначение AS-7 "Kerry".
Состав


Ракета Х-23 имела аэродинамическую схему "утка" (см. проекции, компоновочную схему).
Наведение радиокомандное визуальное по трассеру методом "трех точек". Трассер установлен на кронштейне под хвостовой частью ракеты. Время телеуправления 27 с. Для наведения ракет Х-23 использовалась бортовая самолетная аппаратура наведения "Дельта-Н", "Дельта-НМ". Возможно применение подвесного контейнера с аппаратурой наведения - "Дельта-НГ". На учебно-боевых самолетах МиГ-23УБ для наведения ракет Х-23 использовалась встроенная в правую неподвижную часть крыла аппаратура "Дельта-НМ". В ходе наведения летчик, следя за трассером ракеты, корректировал ее отклонение от цели движениями вверх-вниз и влево-вправо специально подвижной кнопки - кнюпеля на ручке управления. При испытаниях выявилась ненадежность наведения - причиной оказалось влияние трассера, смонтированного рядом с приемной антенной бортовой системы наведения "Дельта-Р1М". Рупорная антенна и ее волноводы нагревались и вибрировали. Устраняя недостатки, трассер заменили и вынесли под корпус ракеты на кронштейн.
Полуавтоматическое наведение Х-23 осуществлялось с помощью теплонеленгатора, отслеживающего полет ракеты по ее трассеру. В этом случае от летчика требовалось только удерживать цель в перекрестии прицела, а аппаратура определяла отклонения ракеты от линии визирования и формировала управляющие команды. Этот метод был использован в системе наведения "Аркан" на Су-24, где использовался телевизионный пеленгатор ракет "Таран-Р", автоматически определявший угловые координаты Х-23 и выдававший их в радиокомандную линию.
Пуск Х-23 был возможен с пикирования и с горизонтального полета, но после него пилот все же был связан в маневре - ракету нужно было удерживать в поле зрения и створе радиолуча до попадания в цель. По этой причине дальность пуска X-23 не превышала 3-10 км (в зависимости от высоты), а результативность атаки снижал и чисто психологический фактор - натолкнувшись на огонь ПВО, летчик прекращал слежение за целью и все внимание уделял противозенитному маневрированию. Частично эти недостатки были устранены в модернизированном варианте Х-23М (изделие 68М), оснащенном более совершенной системой радиоуправления и трассером повышенной светосилы Т-60-9 (вместо Т-60-5), облегчавшим визуальное сопровождение. Несколько изменена была аэродинамика ракеты и форма оперения. Новое бортовое оборудование "Дельта-Р2М" дало возможность расширить створ управляющего радиолуча, упростив наведение ракеты.
Пуск ракеты производится с истребителя-бомбардировщика, летящего со скоростью от 550 до 1500 км/ч на высоте от 100 до 5000 м. Угол пуска по отношению к цели от 2 до 40°. Подвеска Х-23 осуществлялась на авиационные пусковые устройства АПУ-68У (УМ).
Двигатель твердотопливный с суммарным импульсом тяги 110000 н/с.
Боевая часть ракеты кумулятивно-осколочно-фугасная, снаряжена мощным взрывчатым веществом типа ТГ-40. В двух бортовых сегментах боевой части помещено 1488 готовых поражающих элементов - стальных кубиков с ребром 10 мм, которые при подрыве разлетались вбок и вперед. БЧ обеспечивала сплошное поражение небронированных целей в радиусе до 40 м и уничтожение защищенных объектов с толщиной брони до 250 мм. БЧ снабжалась неконтактным взрывателем РОВ-19Л, обеспечивавшим подрыв при пролете над целью, а в случае прямого попадания срабатывали находящиеся в рулевом отсеке контактные датчики СКД-24.
Для обучения летчиков навыкам боевой работы с ракетой Х-23, спроектирован наземный тренажер ТНР-23.



Тактико-технические характеристики

Самолет-носитель	МиГ-23, МиГ-23Б, МиГ-23БК, МиГ-23УБ, МиГ-27М, Су-24М, Су-17М1, Су-17М2, Су-17М3, Су-22М1, Як-38
Длина, мм	3591 (3630)
Максимальный диаметр фюзеляжа, мм	275
Размах крыла, мм	785
Размах рулей, мм	424
Стартовый вес ракеты, кг	289
Вес ракеты в конце активного участка, кг	225
Вес боевой части, кг	111
Дальность прицельной стрельбы, км	2-10
Скорость полета, м/с	750
Высота применения, м	100-5000
Круговое вероятное отклонение, м	6
Вероятность попадания	0.56-0.62