Истребитель-бомбардировщик МиГ-27К (по кодификации НАТО: Flogger-D) - авиационный ударный комплекс 3-го поколения, предназначенный для поражения стационарных и подвижных, в том числе малоразмерных целей со средних, малых и предельно малых высот в условиях их визуальной видимости, а также невидимых целей с известными координатами и работающих РЛС противника. Быстрое развитие авиационных лазеров позволило уже к началу 1970-х гг. разработать оборудование, обеспечивавшее не только получение информации о величине наклонной дальности до цели, но позволявшее подсвечивать саму цель, осуществляя тем самым полуактивное наведение высокоточных средств поражения. Первым носителем такого оборудования в СССР стал МиГ-27К (МиГ-23БК, изделие «32-26»), совершивший первый полёт 30 декабря 1974 г.

Его основным отличием от предшественников был значительно более совершенный и сложный прицельно-навигационный комплекс ПрНК-23К с БЦВМ «Орбита-20», а также с уникальной, не имевшей в то время зарубежных аналогов оптико-электронной прицельной станцией «Кайра» и оптическим визирным индикатором «Зрачок». «Кайра», интегрированная в бортовой вычислительный комплекс, обеспечивала все виды стрельбы и бомбометания, а также применение управляемых ракет с лазерной и телевизионной головками самонаведения. Оптическая система станции и встроенный телеканал позволяли обнаруживать и распознавать цели на большой дальности, а интегрированный вычислитель давал возможность автоматически сопровождать выбранную цель и выдавал целеуказание ракетам типа Х-25, Х-29Л, Х-29Т и корректируемым авиабомбам КАБ-500, которые могли применяться с горизонтального полета.

В станции «Кайра» нашла применение оптическая схема с «развязанной» линией визирования, которая для управления положением прицельного перекрестия не требовала высокоточного пилотирования носителя. Станция была сформирована вокруг оптико-телевизионного визирного устройства, обеспечивавшего индикацию телевизионного изображения визируемого участка местности или цели на экране телевизионного индикатора ИТ-23 (размер экрана 23 см по диагонали), установленного с правой стороны приборной доски и защищенного от солнечной засветки массивным тубусом, заметно портивщим интерьер кабины. Углы визирования вычислялись БЦВМ и отрабатывались оптическим устройством, стабилизированным по крену и тангажу.

Измерение наклонной дальности и подсветка цели осуществлялись с помощью лазерного канала, направление излучения которого было оптически совмещено с направлением визирного луча. Телевизионный канал станции имел «телеавтомат», обеспечивавший захват изображения цели и автоматическое слежение. При работе со станцией предварительное визирование выполнялось посредством визирной головки. Максимальная дальность применения оружия, наводимого «Кайрой», составляла 7-8 км, углы визирования в вертикальной плоскости достигали -160°, а в наклонной плоскости ±35". Станция имела широкое и узкое поля зрения, а интервал измеряемых лазерным дальномером дальностей составлял 200-7000 м. Весила «Кайра» 125 кг.

При проектировании этой станции разработчики реализовали новые технические решения и алгоритмы, которые в дальнейшем успешно применяли в других более поздних изделиях. Особо нужно отметить работы по внедрению в аппаратуру станции телевизионного канала с адаптивными средствами полутоновой коррекции, способного работать в сложных условиях освещенности, а также телевизионного автомата сопровождения целей. Впрочем, у «Кайры» были и недостатки, самым существенным из которых стало ограничение по условиям применения — только днем и при хорошей видимости.

Усовершенствованная вычислительная машина «Орбита-20» обеспечивала новые режимы, например, корреляционное слежение за целью с автоматическим переходом на программно-корректируемое слежение. Ввод в БЦВМ исходной информации (включавшей баллистические данные оружия, координаты вынесенного ориентира, промежуточных пунктов поворота маршрута и др.) производился при помощи перфокарт. В индикаторе «Зрачок» прицельная информация, сформированная на экране электронно-лучевой трубки, при помощи специальной оптической системы воспроизводилась в поле зрения отражателя (ИЛС). Управление индицируемой информацией осуществлялось посредством компьютера.

В состав вооружения модернизированного истребителя-бомбардировщика МиГ-27К вошли новые высокоточные средства поражения. О создании этого оружия, принципиально изменившего облик истребительно-бомбардировочной авиации, следует рассказать особо. Основным недостатком командного метода наведения, примененного в ракете Х-23, являлось чрезмерное увеличение нагрузки на летчика. Летчику приходилось непрерывно удерживать трассер ракеты на линии «самолет-цель», продолжая при этом пилотировать свою машину, одновременно следить за воздушной обстановкой и вести боевое маневрирование, уклоняясь от атак самолетов противника и зенитного огня. Для повышения эффективности авиационных управляемых ракет требовались кардинально новые принципы их наведения, позволявшие разгрузить летчика.

Важным этапом на этом пути стала проведенная в конце 1960-х гг. комплексная научно-исследовательская работа (НИР) с участием ОКБ КМЗ, московских Машиностроительного завода «Кулон» (ОКБ Сухого). НИИ Авиационных систем и ЦКБ «Геофизика». В ходе нее определялись пути создания станции подсвета цели с использованием лазеров на базе стекла, активированного неодимом, а также чувствительных элементов ГСП, способных воспринимать сигнал станции подсвета, отраженный от различных подстилающих поверхностей на дальностях до 8 км. Был проработан и облик ракеты с осколочно-фугасной боевой частью, вопросы размещения ее на самолете типа Су-7Б, принципы демпфирования луча станции подсвета цели, обеспечивавшие удовлетворительную точность удержания его на цели в режимах пикирования и горизонтального полета самолета. НИР показала, что новый вид оружия дает существенный прирост эффективности действия фронтовой авиации по сравнению не только с неуправляемыми боеприпасами, но и с ракетами, имевшими радиолучевую или радиокомандную системы наведения.

В декабре 1970 г. было принято решение об оснащении таким оружием самолетов Су-7БМ и Су-17М. Согласно этому же решению, ОКБ КМЗ стало головным разработчиком ракеты Х-25 (изделие «69»). Лазерную головку самонаведения 24Н1 и самолетную станцию подсвета «Прожектор-1» создавало ЦКБ «Геофизика». Ракету Х-25 разрабатывали на базе Х-23. От своей предшественницы она унаследовала аэродинамическую схему, рули, двигатель. Однако аппаратура наведения (лазерная ГСП) размещалась теперь в носовом отсеке. Стартовая масса УР составляла 320 кг, максимальная дальность пуска — 7 км, максимальная скорость — 700 м/с, средняя скорость (при дальности 7 км) 400-500 м/с. В феврале 1976 г Х-25 и систему вооружения «Прожектор» приняли на вооружение ВВС. Система предназначалась для поражения самолетами фронтовой авиации Су-17М2 малоразмерных слабозащищенных подвижных и неподвижных целей типа пусковые установки ракет, железнодорожные эшелоны, кабины РЛС, малотоннажные корабли и суда в условиях визуальной видимости. При использовании данной системы самолет нес одну или две ракеты Х-25 и съемный контейнер со станцией подсветки «Прожектор-1».

Вскоре на смену «Прожектору» пришли более совершенные системы «Кайра» и «Клен», позволявшие новым носителям МиГ-27К и МиГ-27М брать до четырех ракет Х-25. «Кайра» производила автоматическое слежение за целью лазерной станцией подсвета, генератор которой имел значительные углы прокачки в вертикальной и горизонтальной плоскостях, что давало возможность самолету осуществлять маневрирование. Новые системы позволяли запускать ракеты с горизонтального полета и малых высот. В ходе испытаний отрабатывалась также подсветка целей с земли, однако в дальнейшем этот способ применения Х-25 не получил распространения.

Несколько позже МиГ-27К получил в дополнение к Х-25 значительно более тяжелую и мощную ракету Х-29Л с полуактивной лазерной системой самонаведения и Х-29Т с телевизионной системой самонаведения. Самолет одним из первых в СССР стал оснащаться и корректируемыми авиабомбами КАБ-500Л и КАБ-500Кр с лазерным и телевизионным наведением, соответственно. Другим новым оружием МиГ-27К стали противорадиолокационные ракеты. 15 августа 1972 г вышло решение Комиссии Президиума Совмина СССР по военно-промышленным вопросам о разработке легкой противорадиолокационной ракеты Х-27. Ее головным разработчиком назначили ОКБ КМЗ. Там пошли уже изведанным путем, и взяли за основу конструкции новой УР предыдущее изделие Х-25. Однако ограничиться установкой новой ГОН на старой ракете не удалось: для борьбы с РЛС требовалось значительное увеличение дальности пуска, для чего нужно было разработать новую двигательную установку, а также новые системы энергообеспечения и управления.

Стартовая масса ракеты составила 310 кг Для подготовки УР к пуску, а также выдачи в ее бортовую систему управления команд и сигналов для формирования траектории полета к цели, определения дальности до цели и нахождения самолета-носителя в зоне разрешенного пуска омское ЦКБА создало аппаратуру «Вьюга». Зимой 1975 г прошли заводские летные испытания ракеты на специально оборудованном МиГ-23Б. Программа Государственных совместных испытаний опытной ракеты Х-27ПС в составе вооружения самолета МиГ-27 была выполнена к июню 1977 г В сентябре 1980 г приказом министра обороны СССР ракету Х-27ПС приняли на вооружение самолетов фронтовой авиации.

Новое оружие предназначалось для вывода из строя РЛС зенитно-ракетных комплексов «Хок», «Усовершенствованный Хок» и «Найк Геркулес», а также радаров управления огнем зенитной артиллерии. Оно вошло в систему вооружения самолетов МиГ-27К, МиГ-27М и МиГ-27Д. Каждый истребитель-бомбардировщик нёс одну или две Х-27ПС на пусковых устройствах АПУ-68УМ3, при этом под фюзеляж подвешивался контейнер с аппаратурой «Вьюга». Поиск излучения РЛС осуществлялся ГСН ракеты под управлением аппаратуры «Вьюга», хотя не исключалось первичное целеуказание от бортовых средств носителя. При появлении в кабине летчика сообщения об обнаружении излучения РЛС он разворачивал самолет на нее и осуществлял захват цели ГСН ракеты. Х-27ПС могла применяться днем и ночью в любых метеоусловиях. Пуск одной или двух ракет выполнялся с пикирования, кабрирования или горизонтального полета на дальностях до 40 км при скорости полета носителя 700-1250 км/ч и высотах от 50 до 12000 м. Ракета наводилась на цель своей ГСН, и после ее схода с пускового устройства самолет мог выполнять любой маневр. Поражение цели осуществлялось подрывом фугасной боевой части от контактных датчиков. Для борьбы с воздушным противником МиГ-27К получил ракеты ближнего боя с тепловой ГСН Р-60 (Р-60М), являвшиеся в то время самыми эффективными в своем классе.

В начале 1980-х гг. самолеты МиГ-27К первыми получили новую модульную ракету Х-25М со сменными системами наведения, заменившую сразу три типа УР: Х-23М, Х-25 и Х-27ПС. Эта ракета имела четыре варианта комплектации, допускавшей трансформацию одного в другой непосредственно в строевых авиачастях. Х-25МП имела максимальную дальность 40 км и оснащалась пассивными противорадиолокационными головками самонаведения ПРГСН-1ВП или ПРГСН-2ВП, отличавшимися частотами РЛС, на которые они были «заточены». Х-25МЛ и Х-25МР обеспечивали поражение целей на дальности до 10 км. Первая имела полуактивную лазерную систему наведения, вторая — радиокомандную. В дальнейшем концепция создания новых ракет на основе модульного агрегатирования стала традиционной при разработке российских авиационных средств поражения различного назначения.

Самолёт МиГ-27К представляет собой одноместный однодвигательный высокоплан с крылом изменяемой стреловидности, цельноповоротным дифференциально отклоняемым стабилизатором и убирающимися в полете шасси. Планер самолета цельнометаллической конструкции, изготовлен в основном из алюминиевых (Д19, В95, АК4, АЛ9 и др.) и магниевых (МЛ5, МА14 и др.) сплавов, а также сталей (ВНС-2, ВНЛ-3, ЭИ-703 и др.). Фюзеляж полумонококовой конструкции, разделен технологическими разъемами на три секции — носовую, центральную и хвостовую. В переднем отсеке носовой секции размещаются оптоэлектронная система «Кайра», включающая лазерный дальномер-целеуказатель и телекамеру, а также станция наведения ракет «Дельта-НЗГ», антенна которой находится над окном лазерного дальномера под радиопрозрачным обтекателем. Далее располагается герметичная кабина пилота, а под ней — ниша убранного положения передней опоры шасси. Кабина закрыта фонарем, состоящим из неподвижного козырька и откидывающейся назад крышки. Лобовое стекло козырька защищено от обледенения электротепловой ПОС. Обзор назад обеспечивается при помощи смотрового прибора ТС-27АМШ, закрепленного на крышке фонаря. Открытие крышки производится пневмоцилиндром, а ее аварийный сброс — пиротехнической системой.

В кабине установлено катапультное кресло КМ-Ш, обеспечивающее покидание самолета на скорости свыше 130 км/ч во всем диапазоне высот. Борта кабины снаружи защищены стальными бронеплитами. За кабиной пилота размещаются бортовое оборудование, боекомплект пушки и передний фюзеляжный топливный бак. Снизу на носовой секции фюзеляжа закреплена пушка ГШ-6-30А, а по бортам — воздухозаборники двигателя. Воздухозаборники — дозвуковые, нерегулируемые, прямоугольного поперечного сечения. Каждый из них отодвинут от борта фюзеляжа на 80 мм, образуя щель для слива пограничного слоя. За носовой секцией находится фюзеляжный топливный бак-отсек № 2 — основной силовой отсек центральной секции фюзеляжа, к которому крепятся кессон центроплана крыла и основные стойки шасси. Далее центральную секцию занимают ниши убранного положения основных опор, а за ними — двигатель и топливный бак. По продольной оси этой секции проходит к двигателю цилиндрический воздушный канал. К хвостовой секции фюзеляжа крепятся киль, стабилизатор и подфюзеляжный гребень. Внутри этой секции находятся форсажная камера и топливный бак, а на ее внешней поверхности установлены четыре тормозных щитка (два — над консолями стабилизатора и два — под ними).

Крыло самолёта МиГ-27К состоит из неподвижного центроплана и двух поворотных трапециевидных консолей. На передней кромке каждой консоли имеется вихреобразующий «клык». Угол стреловидности центроплана по передней кромке 70'. Консоли могут быть установлены в трех фиксированных положениях: с углом стреловидности по передней кромке 18,5" (взлет, посадка и полет на дальность); либо 47,5' (боевое применение со сложных видов маневра и ведение ограниченно маневренного воздушного боя); либо 74,5" (полет на сверхзвуковой скорости). Конструкция крыла двухлонжеронная, кессонного типа. Кессоны центроплана и консолей являются топливными баками-отсеками. Кессон центроплана выполнен из стали и приварен к силовому отсеку центральной секции фюзеляжа. Кессон консоли присоединен к кессону центроплана посредством поворотного узла.

Изменение стреловидности консолей производится специальной системой СПК-1 посредством двух гидромоторов и шариковинтового привода. Каждая консоль оснащена четырехсекционным отклоняемым носком и трехсекционным закрылком. Конструкция закрылка — трехслойная с сотовым заполнителем. На наружных поверхностях внутренних секций закрылка закреплены стальные ленты, по которым перемещаются бобышки прижимных щитков. Эти щитки закрывают вырезы в фюзеляже, в которые входит крыло при увеличении его стреловидности. На верхней поверхности каждой консоли установлен двухсекционный ин-терцептор. Элероны на крыле отсутствуют. Поперечное управление самолетом осуществляется путем выпуска интерцептора на одной консоли с одновременным дифференциальным отклонением стабилизатора. Управление механизацией крыла осуществляется гидроцилиндрами

Хвостовое оперение состоит из цельноповоротного стабилизатора. киля с рулем направления и подфюзеляжного гребня. Стабилизатор может работать в двух режимах. В режиме продольного управления обе его консоли синхронно отклоняются в одну сторону на угол от -28.5' до +8,5°. В режиме поперечного управления консоли стабилизатора отклоняются в разные стороны на одинаковые углы, не превышающие ± 6,5" (при максимальной стреловидности крыла; либо ±10°. Киль двухлонжеронной конструкции. Панели между лонжеронами фрезерованные. Конструкция руля направления и хвостовых частей стабилизатора — трехслойная с сотовым заполнителем. Подфюзеляжный гребень при выпуске шасси складывается вправо. В основании киля располагается контейнер с тормозным парашютом ТП-10370-65.

Шасси трехопорное с носовой стойкой. Передняя опора двухколесная. основные — одноколесные. Пневматики колес — бескамерные. Носовое колесо размером 520x140 мм, основное — 840x360 мм. Колеса оснащены дисковыми тормозами. Система торможения пневматическая. Передняя опора полурычажного типа, убирается по полету в нишу под пилотской кабиной. Она оборудована рулевым механизмом МРК-30 и центрирующим устройством. Управление передней опорой осуществляется педалями. Основная стойка состоит из поперечной балки, поворотного узла, консольной полувилки с выносным амортизатором и механизмом ее доворота. Стойка убирается посредством гидроцилиндра, который в выпущенном положении является ее подкосом. Уборка производится по направлению к оси самолета в фюзеляжный отсек. При этом шток гидроцилиндра поворачивает вверх балку относительно оси её крепления и одновременно происходит доворот в противоположном направлении полувилки с колесом.

Силовая установка включает один ТРДФ Р-29Б-300 с максимальной тягой 8000 кгс/с форсажом — 11500 кгс. Двигатель выполнен по двухвальной схеме, имеет одиннадцатиступенчатый осевой компрессор (5 ступеней низкого и 6 ступеней высокого давления), кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую турбину, форсажную камеру и двухпозиционное реактивное сопло. Система запуска двигателя — автономная от турбостартера ТС-21, который рассчитан на непрерывную работу не более 60 с. В полете двигатель запускается от авторотации. При этом на большой высоте используется система его кислородной подпитки. Маслосистема — циркуляционная, замкнутого типа, все ее агрегаты смонтированы на двигателе. Топливо размещается в фюзеляжных и крыльевых баках-отсеках. Суммарная емкость внутренних баков — 5400 л. Заправка этих баков — централизованная под давлением. Кроме того, могут использоваться подвесные топливные баки емкостью по 800 л: один фюзеляжный (на центральном пилоне) и два крыльевых (под консолями). Подвеска крыльевых НТВ возможна только под крыло, установленное на минимальный угол стреловидности. При необходимости эти баки сбрасываются в полете вместе с пилонами.

Гидравлическая система состоит из двух автономных систем: основной и бустерной. Каждая система имеет насос переменной производительности НП-70А-3 с приводом от маршевого двигателя. Рабочее давление — 210 кг/cм^ Бустерная система обслуживает одну из камер двухкамерных бустеров стабилизатора и интерцепторов, а также правый гидромотор системы поворота крыла СПК-1. Основная гидросистема обеспечивает питанием однокамерный бустер руля направления, вторую камеру бустеров стабилизатора и интерцепторов, левый гидромотор СПК-1, а также выпуск и уборку шасси, закрылков и тормозных щитков, работу механизмов поворота носовых колес и складывания подфюзеляжного гребня. Дополнительными источниками энергии являются шаровые гидроаккумуляторы, установленные по одному в каждой из систем. При отказе двигателя гидронасос бустерной системы работает от аварийного привода.

Воздушная система состоит из основной и аварийной. Основная система обеспечивает герметизацию и открытие фонаря, прижим крыльевых уплотнительных щитков, торможение колес шасси, выпуск тормозного парашюта. Аварийная служит для аварийного выпуска шасси и складывания подфюзеляжного гребня, аварийного торможения основных колес шасси. В качестве баллонов воздушйой системы использованы полости основных стоек шасси. Система управления тормозным парашютом имеет отдельный воздушный баллон.

Вооружение. Артиллерийское вооружение самолёта МиГ-27К включает шестиствольную 30-мм пушку ГШ-6-30А с боекомплектом 260 снарядов. Кроме того, могут устанавливаться подвесные пушечные контейнеры СППУ-22-01 или УПК-23-250 с 23-мм пушками ГШ-23. Самолёт МиГ-27К несет широкую номенклатуру бомбового и неуправляемого ракетного вооружения. В частности, могут быть подвешены 22 бомбы калибром 50 или 100 кг, либо 9 бомб калибром 250 кг, либо 8 бомб калибром 500 кг, либо четыре блока УБ-16-57 или УБ-32А с реактивными снарядами С-5 калибром 57 мм (до 128 шт), либо четыре блока Б-8М с 80-мм снарядами С-8 (80 шт), либо четыре реактивных снаряда С-24 калибром 240 мм. Используются также бомбовые кассеты РБК-250, унифицированные контейнеры КМГ-У, баки с зажигательной смесью ЗБ-500. На передних подфюзеляжных держателях предусмотрена подвеска тактических ядерных бомб мощностью до 30 кТ. В арсенал применяемого на МиГ-27К управляемого вооружения входят: корректируемые бомбы КАБ-500Л и КАБ-500 Кр, ракеты «воздух-земля» Х-23М, Х-25МЛ и Х-25МП, Х-27ПС, Х-29Л и Х-29Т а также самонаводящиеся ракеты «воздух-воздух» малой дальности Р-13М либо Р-60 (Р-60М). Самолёт МиГ-27К может нести до 4-х ракет Х-25МЛ или Р-60 либо до 2-х других УР. При использовании противорадиолокационных ракет Х-25МП и Х-27ПС под фюзеляж подвешивается контейнер с аппаратурой управления «Вьюга». Максимальная боевая нагрузка — 4000 кг.

Серийное производство МиГ-27К началось в Иркутске в 1976 г и завершилось в 1982 году. Было построено 200 истребителей-бомбардировщиков этого типа. На базе МиГ-27К создали опытный самолет, который должен был применяться в составе разведывательно-ударного комплекса, получая внешнее целеуказание в масштабе времени, близком к реальному. Но до принятия этого комплекса на вооружение дело так и не дошло.

Тактико-технические характеристики МиГ-27К
Экипаж: 1 человек
Длина: 17,10 м
Размах крыла:
в сложенном положении: 7,40 м
в развернутом положении: 13,80 м
Удлинение крыла:
в сложенном положении: 5,22
в развернутом положении: 1,77
Высота: 5 м
Колея шасси: 2,66 м
База шасси: 5,77 м
Площадь крыла:
в сложенном положении: 34,16 м
в развернутом положении: 37,35 м
Вес пустого: 11 908 кг
Вес снаряженного: 18 100 кг
Максимальный взлетный вес: 20 670 кг
Двигатель: 1 турбореактивный Р-29-300
максимальная тяга: 81 кН
тяга на форсаже: 123 кН
Тяговооружённость: 0,62
Максимальная скорость:
у земли: 1350 км/ч (M = 1,10)
на высоте 8000 м: 1885 км/ч (M = 1,77)
Практический потолок: 14 000 м
Скороподъёмность: 200 м/с
Нагрузка на крыло: 605 кг/м
Топливо во внутренних баках: 4560 кг (5400 л)
Топливо во внешней подвеске: до трех ПТБ емкостью по 790 л
Перегоночная дальность: 2500 км
Боевой радиус: 780 км или 540 км при полете по профилю "малая-малая-малая высота" с двумя ракетами Х-23 и тремя подвесными баками или 225 км по тому же профилю, но без подвесных баком.
Пробег при нормальной посадочной массе (без использования тормозного парашюта): 1300 м
Пробег при нормальной посадочной массе (с использованием тормозного парашюта): 900 м