Тактическая противорадиолокационная ракета X-27. X 25 ракета


Многоликая тактическая ракета Х-25 | Военное обозрение

Переход от ручного командного наведения к системам самонаведения обеспечил существенное повышение эффективности авиационно-ракетных комплексов. В 1970 году в СССР была начата разработка тактической ракеты класса «воздух — поверхность» с полуактивной лазерной системой наведения — цель подсвечивалась лазерным лучом, ракета наводилась по отражённому лучу.

От «двадцать третьей» к «двадцать пятой»

Разработка ракеты велась в ОКБ-455 (ОКБ «Звезда») под руководством Ю. Н. Королева, затем — В. Н. Бугайского. За основу была взята схема уже проходившей испытания ракеты Х-23 того же ОКБ, что позволило ускорить процесс разработки. Новая ракета получила индекс Х-25 (заводской индекс «изделие 69»). Лазерная ГСН разрабатывалась в ЦКБ «Геофизика» (главный конструктор Д. М. Хорол), лазерный дальномер-целеуказатель — на Уральском оптикомеханическим заводе. Активное участие в работах принимало ОКБ П. О. Сухого.

Противорадиолокационная авиационная ракета Х-25МП

Уже в августе 1973 года ракета поступила на государственные испытания. 3 февраля 1976 года ракета Х-25 принята на вооружение в составе комплекса Су-17КГ с самолётной лазерной станцией подсветки цели «Прожектор-1». В США и НАТО ракета Х-25 получила обозначение AS-10 Karen.

Схема Х-25

Ракета выполнена по аэродинамической схеме «утка» с Х-образным расположением крыла и рулей, оснащена твердотопливным двигателем ПРД-228 с двумя боковыми соплами. В головной части установлена лазерная полуактивная ГСН 24Н1 со следящим координатором цели. Для подсветки целей могла использоваться самолётная или наземная лазерная станция.

Носителями ракет серии Х-25 могли выступать самолёты Су-17М, Су-24М, Су-25, Су-27, МиГ-23БК, МиГ-27, МиГ-29, МиГ-31БМ, Як-38, ракеты Х-25МЛ — также вертолет Ка-50.

Осколочно-фугасная боевая часть Ф25-1М несла готовые стальные осколки. В хвостовой части размещена дополнительная боевая часть Ф25-2М, что не только увеличило поражающее действие ракеты, но и улучшило её центровку.

Универсальная, модульная

В 1978 году было принято правительственное постановление о разработке модульного ряда ракет класса «воздух — поверхность». Все варианты ракеты должны были выполняться на основе единого базового модуля с общими подсистемами. Это должно было сократить затраты на разработку, производство и эксплуатацию ракет, упростить адаптацию к различным носителям, дать возможность собирать нужные варианты непосредственно в строевых частях в зависимости от конкретной задачи и условий ее выполнения, увеличить запас по модернизации. Сменные системы наведения позволили бы заменить одной серией ракет несколько моделей — Х-23М, Х-25 и Х-27ПС — и поражать широкий диапазон малоразмерных наземных и надводных целей. ОКБ «Звезда» провело разработку ракеты на основе Х-25.

Первые варианты ракеты были приняты на вооружение уже в 1981 году. Базовая Х-25М («изделие 71») имела единые для всех вариантов двухрежимный твердотопливный двигатель ПРД-276, автопилот СУР-273, боевую часть Ф-27, оперение, энергоблок.

Лазерный вариант

Ракета Х-25МЛ («изделие 713») оснащена той же лазерной ГСН 24Н1. Наведение осуществлялось по методу пропорциональной навигации.

Самолётный лазерный дальномер-целеуказатель «Клён» обеспечивал подсветку цели при атаке с пикирования под небольшим углом или с горизонтального полёта, имел варианты «Клён-ПС» для самолётов Су-17МЗ/М4, Су-25 и «Клён-ПМ» для МиГ-27М/Д. В лазерно-телевизионной системе «Кайра» (самолёты Су-24М и МиГ-27К) электронно-оптический видикон выдавал на индикатор пилота увеличенное изображение местности, позволявшее обнаружить и захватить цель. Возможна подсветка цели пилотом (удержанием цели в перекрестии) и в автоматическом режиме — автоматическая следящая система удерживала луч на выбранной цели с использованием бортовой ЦВМ. Угол отклонения луча позволял самолёту с системой «Кайра» выполнять противозенитный маневр, оставляя цель на автосопровождении.

Радиокомандная, противорадиолокационная и другие

Ракета Х-25МР («изделие 714») несёт в хвостовой части приёмную аппаратуру системы радиокомандного наведения «Дельта», заимствованную от ракеты Х-23М, с рупорной приёмной антенной и трассером на кронштейне.

Многоцелевая ракета Х-25МЛ на авиационном пусковом устройстве

Противорадиолокационная ракета Х-25МП («изделие 711» и «изделие 712») оснащена сменной пассивной РЛ ГСН, рассчитанной на диапазон частот РЛС американских ЗРК «Хок» и «Усовершенствованный Хок». В США и НАТО ракета получила обозначение AS-12 Kegler.

Модификация Х-25МПУ отличается расширенным диапазоном частот РЛ ГСН, что расширило номенклатуру поражаемых целей (включая ЗРК «Кроталь» и «Роланд»). Инерциальная система наведения обеспечивает Х-25МПУ наведение на РЛ-цель в случае прекращения ее работы. Значительно увеличена дальность стрельбы. Позднее были созданы модификации Х-25МТ и Х-25МТП соответственно с телевизионной и с тепловизионной ГСН. Последний вариант должен был обеспечить круглосуточное и всепогодное применение ракет.

Ракеты подвешивались на пусковые устройства АПУ-68/68УМ и их варианты.

Можно заметить, что различные варианты систем наведения роднят Х-25М с американской AGM-65 «Мэйверик», хотя и с иными датами принятия и иной последовательностью модификаций.

militaryreview.ru

Противорадиолокационная ракета Х-25МП(Х-25МПУ) | Ракетная техника

]]>]]> В 1978 году вышло постановление Совета Министров СССР о создании модульного ряда тактических ракет "воздух-земля" с единым двигателем, боевой частью, системой стабилизации, но с различными системами наведения. Разработка комплекса была поручена КБ "Звезда".

Идея родилась из опыта разработки и серийного производства предыдущего поколения управляемого ракетного вооружения, созданного коллективом конструкторского бюро. Работа над ракетами ]]>Х-23]]>, Х-25 и Х-27 выявила их значительную общность по основным подсистемам. Поэтому сущность модульной концепции заключается в выделении у группы ракет различного назначения общих подсистем, которые, будучи объединенными, образуют единый для всех ракет данного модульного ряда базовый модуль, тогда как стыкующиеся к ним сменные модули создают разнообразие типов ракет.  Применение модульного принципа построения ракет обеспечивало сокращение времени на разработку новых изделий, затрат на проведение их испытаний, упрощало адаптацию каждого типа вооружения к различным авиационным носителям, снижало общие затраты на переподготовку персонала в войсках, облегчало техническое обслуживание эксплуатирующими организациями. 

Основными принципами, заложенными в идеологию построения модульной ракеты Х-25М, были:

  • замена находящихся в производстве трех ракет Х-23М, Х-25 и Х-27ПС одной ракетой со сменными системами наведения;
  • возможность формирования в строевых частях необходимого облика ракеты;
  • возможность совершенствования данного класса оружия за счет применения новых типов боевых частей и перспективных систем наведения.

Создание модульной ракеты должно было позволить:

  • уменьшить количество типов ракет;
  • значительно снизить затраты и сроки на создание новых систем управляемого ракетного оружия;
  • сократить цикл мобилизационного развертывания на особый период;
  • создать семейство модульных элементов систем вооружения с достаточной степенью адаптации к динамично развивающейся ситуации на театре военных действий;
  • повысить эксплуатационную надежность систем вооружения;
  • упростить их эксплуатацию.

На первом этапе предполагалось унифицировать ракеты ]]>Х-23М]]>, Х-25 и Х-27ПС, а в дальнейшем разработать для ракеты новые варианты модулей ГСН и боевого снаряжения.

В состав модульного ряда вошли ракеты:

  • ]]>Х-25МЛ]]> - с лазерной головкой самонаведения;
  • ]]>Х-25МР]]> - с радиокомандной системой наведения;
  • ]]>Х-25МП]]> - с радиолокационной пассивной головкой самонаведения.

Ракета Х-25МП с пассивной радиолокационной головкой самонаведения (РГСН) предназначена для высокоточного поражения радиолокационных средств управления систем ПВО противника, в том числе РЛС зенитно-ракетных комплексов (ЗРК) "Hawk", ]]>"Improved Hawk"]]>, "Nike Hercules".

Для поражения ЗРК типа ]]>"Roland-1"]]> и ]]>"Crotale"]]> ракета Х-25МП была модернизирована и получила индекс Х-25МПУ. Модернизация заключалась в расширении диапазона частот пассивной РГСН и в применении инерциальной системы наведения, обеспечивающей возможность пролонгации наведения и повторного захвата цели при временном выключении излучения РЛС-цели. Резко увеличилась дальность стрельбы.

Самолеты-носители:  МиГ-23БК, МиГ-27М, МиГ-27К, МиГ-27Д, Су-17М3, Су-17М4, Су-24М, Су-25, Як-141, МиГ-29М, МиГ-29К.

Кроме принятой на вооружение триады, ОКБ «Звезда», с использованием заложенных в Х-25М модульных принципов, предложило варианты Х-25МТ с телевизионной ГСН, Х-25МТП с тепловизионной ГСН для поражения теплоизлучающих целей, Х-25МС с системой спутниковой навигации и Х-25МА с активной РЛГСН разработки «Фазотрон-НИИР» (30-кг головка обеспечивает дальность пуска до 40 км).

На западе ракета получила обозначение AS-12 "Kegler".

Состав

]]>]]>Ракета Х-25МП выполнена по аэродинамической схеме "утка" с Х-образным расположением крыла и рулей (см. ]]>проекции]]>).

Система управления ракеты - комбинированная. В вертикальном канале наведения осуществляется в два этапа. На первом - с помощью автопилота СУР-73  , который обеспечивает движение ракеты по логарифмической траектории и стабилизирует ракету по тангажу, курсу и крену . При достижении угла пеленга 27 - 30°  ракета переводится в пикирование и делает "горку" (при этом фугасный удар БЧ оказывается наиболее эффективным) . 

На втором этапе - по излучению РЛС-цели осуществляется самонаведение. В зависимости от диапазона излучения радиолокационных целей  на ракете устанавливаются радиолокационные координаторы цели ПРГС-1ВП или ПРГС-2ВП соответственно. Высокочувствительные ГСН были созданы НПО «Автоматика».  

Координатор ПРГС-1ВП позволяет производить поиск радиолокационных целей с непрерывным излучением   диапазона А и слежение за ними в секторе ±30o при нахождении ракеты на подвеске самолета-носителя. Максимальная угловая скорость слежения антенны координатора ПРГС-1ВП - 6 град/c.

Головка ПРГС-1ВП (А-077) предназначена для наведения на цели с непрерывным излучением диапазона А и обладает углом захвата 60 - 100°, позволяя пеленговать станции не только по основному лучу, но и по его боковым лепесткам диаграммы направленности.

 ПРГС-1ВП   обеспечивает:

  • обнаружение и наведение на одну из трех РЛС на одной позиции, отличающихся по рабочим частотам;
  • переключение наведения в полете при выключении РЛС целеуказания на другую станцию на той же позиции;
  • повторный захват при пропадании сигнала или смене несущей частоты;
  • приоритетный захват РЛС подсвета как наиболее опасной;
  • возможность перенацеливания и пуска по другой РЛС.

Сменная головка ПРГС-2ВП (Л-015) служит для атаки целей с импульсным излучением диапазона А' и позволяет также селектировать сигналы, выделяя их среди помех, и кратковременно запоминать положение РЛС при ее выключении, продолжая следить в этой зоне.  Координатор ПРГС-2ВП осуществляет поиск РЛС-целей диапазона А1 и слежение за ними в секторе ±30o по курсу и от +20o до -40o по тангажу при нахождении ракеты на подвеске самолета-носителя. Максимальная угловая скорость слежения антенны координатора ПРГС-2ВП - 8 град/c.  

Двухрежимный двигатель ПРД-276 на смесевом топливе разработан в ОКБ-81 под руководством И.И.Картукова.   ПРД-276 с топливным зарядом 81 кг имел стартовую тягу 2000 кГс и время работы до 11,5 с. Фугасная боевая часть Ф-27 размещается в носовой части планера за РГСН и в хвостовом отсеке за двигательной установкой. Заряд БЧ насыщен металлическими включениями - стальным крошевом. Боевая эффективность обеспечена установкой контактного взрывателя, подрывающего БЧ при попадании в цель (антенные системы РЛС уязвимы к фугасному удару, в отличие от защищенных целей других ракет, требующих поражения кумулятивной струей или пробивным действием). ]]>]]>

Х-25МП отличаются от Х-25 улучшенной аэродинамикой, измененной формой и ромбовидным профилем рулей и оперения.  Увеличение габаритов и веса ракеты Х-25МП по сравнению с базовым вариантом Х-25 потребовало установки дестабилизаторов в плоскости рулей. Смещая вперед аэродинамический фокус ракеты, дестабилизаторы снижают запас ее устойчивости и делают работу рулей более эффективной.   На поздних вариантах  дополнительная БЧ в хвостовом отсеке была снята, а приемлемая центровка достигнута перекомпоновкой ракеты. Эффективность рулей повышена за счет удлинения корпуса ракеты проставками. Освободившиеся объемы использованы для размещения оборудования и энергосистемы большей емкости, что позволило увеличить  дальность пуска.  Воздушный баллон увеличенной энергоемкости обеспечивал питание рулевых машинок на 90с управляемого полета. Соответственно возросла и емкость аккумуляторной ампульной батареи.

Для транспортировки и хранения ракеты Х-25МП используется специальный контейнер, в который она упаковывается на заводе-изготовителе. Контейнер обеспечивает ракете необходимые условия хранения и защищает ее от влаги, ударов и тд.

Тактико-технические характеристики

Изготовитель ГНЦП "Звезда-Стрела"
Дальность действия,км
                       X-25МП 2.5-10
                       X-25МПУ 3-40
Скорость полета максимальная ,м/с 850-920
Скорость полета средняя ,м/с 400-500
Скорость полета носителя ,км/ч 600-1250
Высота пуска,км 0.05-10
Длина ракеты, мм
                      Х-25МП с ПРГС-1ПВ 4194
                      Х-25МП с ПРГС-2ПВ 4294
                      Х-25МПУ 4300
Максимальный диаметр корпуса ракеты, мм 276
Размах крыльев, мм 755-820
Стартовый вес ,кг
                      X-25МП 320
                      X-25МПУ 320
Вес боевой части,кг
                      X-25МП 89.6-90
                      X-25МПУ 86
Авиационная пусковая установка АПУ-68, АПУ-68УМ
Транспортный контейнер
                     длина,мм 4816
                     ширина,мм 855
                     высота,мм 816
                      масса контейнера с ракетой , кг 530

Источники

  1. А.В.Карпенко, С.М. Ганин "Отечественные авиационные тактические ракеты", "Бастион" N1, 2000г.
  2. Широкорад А.Б. "История авиационного вооружения", -Мн.: Харвест, 1999.-560с.
  3.  В. Марковский, К. Перов "Советские авиационные ракеты "Воздух-земля".М., Издательский центр «Экспринт» 

rbase.new-factoria.ru

Авиационная тактическая ракета Х-25МЛ (изделие 713)

]]>]]>

Авиационная тактическая ракета Х-25МЛ с лазерной головкой самонаведения предназначена для поражения малоразмерных подвижных и неподвижных наземных (надводных) целей: РЛС и пусковых установок комплексов ЗУР, самолетов на открытых стоянках и в легких укрытиях, легких мостов и переправ, малотоннажных судов, железнодорожных эшелонов и других целей.

Ракета Х-25МЛ, входящая в состав модульного ряда тактических ракет "воздух-земля" Х-25М,разработана ОКБ "Звезда" в соответствии с Постановлением Совета Министров СССР от 1978г.

Идея создания семейства ракет Х-25М родилась из опыта разработки и серийного производства предыдущего поколения управляемого ракетного вооружения, созданного коллективом этого конструкторского бюро. Работа над ракетами ]]>Х-23]]>, Х-25 и Х-27 выявила их значительную общность по основным подсистемам. Сущность новой модульной концепции Х-25М подразумевала выделение у ракет различного назначения общих подсистем, формирующих единый базовый модуль, к которому стыковались сменные модули для  изделий различного назначения.  Применение модульного принципа построения ракет обеспечивало сокращение времени на разработку новых изделий, затрат на проведение их испытаний, упрощало адаптацию каждого типа вооружения к различным авиационным носителям, снижало общие затраты на переподготовку персонала в войсках, облегчало техническое обслуживание эксплуатирующими организациями.

Основными принципами, заложенными в идеологию построения модульной ракеты Х-25М, были:

  • замена находящихся в производстве трех ракет Х-23М, Х-25 и Х-27ПС одной ракетой со сменными системами наведения;
  • возможность формирования необходимого облика ракеты  непосредственно в строевых частях ;
  • возможность совершенствования данного класса оружия за счет применения новых типов боевых частей и перспективных систем наведения.

Создание модульной ракеты должно было позволить:

  • уменьшить количество типов ракет;
  • значительно снизить затраты и сроки на создание новых систем управляемого ракетного оружия;
  • сократить цикл мобилизационного развертывания на особый период;
  • создать семейство модульных элементов систем вооружения с достаточной степенью адаптации к динамично развивающейся ситуации на театре военных действий;
  • повысить эксплуатационную надежность систем вооружения;
  • упростить их эксплуатацию.

На первом этапе предполагалось унифицировать ракеты ]]>Х-23М]]>, Х-25 и Х-27ПС, а в дальнейшем разработать для ракеты новые варианты модулей ГСН и боевого снаряжения.

В состав модульного ряда вошли ракеты:

  • ]]>Х-25МЛ]]> - с лазерной головкой самонаведения;
  • ]]>Х-25МР]]> - с радиокомандной системой наведения;
  • ]]>Х-25МП]]>- с радиолокационной пассивной головкой самонаведения.

Самолет-носитель: МиГ-23БН, МиГ-23БМ, МиГ-27М, МиГ-27К, МиГ-27Д, Су-17М2, Су-17М3, Су-17М4, Су-24М, Су-25, Су-25Т, Як-141, МиГ-29М, Су-35. 

Первые серийные ракеты были сданы заказчику в 1982 году. Пик серийного производства пришелся на вторую половину 80-х годов. После распада Советского Союза в производстве находились только ракеты Х-25МЛ, объем выпуска которых значительно снизился. Последние ракеты были изготовлены в 1997 году. Всего было произведено около 25000 ракет типа Х-25М, из которых более 5000 отправлено на экспорт в 15 стран. Приказом № 0209 от 13 августа 1989 года министра обороны СССР ракеты Х-25МП, Х-25МЛ и Х-25МР были приняты на вооружение. Это была самая массовая советская ракета класса «воздух-поверхность» как по выпуску, так и по количеству вооруженных ей самолетов.

На западе ракета получила обозначение AS-10 "Karen".

Состав

]]>]]>Ракета Х-25МЛ  (изделие 713)  выполнена по аэродинамической схеме "утка" с Х-образным расположением крыла и рулей (см. ]]>проекции]]>). Двухрежимный двигатель ПРД-276 на смесевом топливе разработан в ОКБ-81 под руководством И.И.Картукова. Фугасная боевая часть Ф-27 размещается в носовой части планера за РГСН и в хвостовом отсеке за двигательной установкой.

Ракета имеет полуактивную лазерную головку самонаведения 24Н1 (см. ]]>фото]]>), которая используется также для ракет  ]]>Х-29Л]]> и С-25Л, входящих в комплект вооружения самолетов Су-17 (различных модификаций), Су-24М, МиГ-23БМ и МиГ-27К.

Наведение ракеты Х-25МЛ на цель проводится по методу пропорционального сближения. Параметром управления является угловая скорость изменения направления линии визирования цели. Сигнал управления формируется на выходе следящего лазерного координатора цели, имеющего угол поля зрения - 2o, максимальный угол пеленга цели - 30o. Система управления также стабилизирует ракету по тангажу, курсу и крену.

Подсветка атакуемой цели может осуществляться бортовой или наземной станцией целеуказания. Для обеспечения подсветки цели и удержания на ней лазерного луча с необходимой точностью, была создана станция подсвета и дальнометрирования "Клен-ПС", а также две модификации лазерно-телевизионной прицельной системы "Кайра" и "Кайра-К". В конструкциях станции подсвета и ГСН реализованы технические решения, исключающие влияние лазерного излучения от других самолётов в группе. В задачу летчика входит только обнаружение и маркирование поражаемого объекта на ТУ-индикаторе. Точное удержание луча подсвета на цели обеспечивается автоматической следящей системой. Комплекс оптико-электронных приборов из станции подсвета и ГСН обеспечивает наведение ракет с ошибкой 5-7 м на предельных дальностях стрельбы. На конечном участке траектории ракета делает "горку".

Для транспортировки и хранения ракеты используется специальный контейнер.

Х-25МЛ используется в системах вооружения «Прожектор», «Кайра», «Клен», «Шквал», включающих:

  • лазерную станцию подсвета цели;
  • до четырех ракет Х-25МЛ;
  • авиационные пусковые устройства АПУ-68УМЗ и АПУ-68УМ2;
  • контрольно-проверочную аппаратуру.

Система вооружения «Прожектор» используется самолетами Су-17М2, «Кайра» - Су-24М, Су-24МК и МиГ-27К, «Клен» - Су-17МЗ, Су-17М4, Су-22МЗ, Су-22М4, Су-25, Су-25К и МиГ-27М, «Шквал» — Су-25Т. Все самолеты могут размещать до 4 ракет (кроме Су-17М2, на котором размещаются 2 ракеты). Кроме того, в ходе летных испытаний самолета МиГ-29М была подтверждена способность использования ракет Х-25МЛ.

Тактико-технические характеристики

Разработчик ОКБ "Звезда"
Изготовитель ГНЦП "Звезда-Стрела"
Дальность действия,км
                     минимальная 2.5-3
                     максимальная 10
Время полета на максимальную дальность ,с 15-18
Скорость полета максимальная ,м/с 870
Скорость полета средняя ,м/с 400-450
Скорость полета носителя ,км/ч 600-1250
Высота пуска,км 0.05-5
Точность стрельбы (КВО) ,м 5-10
Длина ракеты, мм 3705-3750
Максимальный диаметр корпуса ракеты, мм 275
Размах крыльев, мм 820
Размах оперения, мм 493
Стартовый вес ,кг до 310
Вес боевой части,кг 86
Транспортный контейнер
                         длина,мм 4200
                         ширина,мм 860
                         высота,мм 806
                         масса контейнера с ракетой , кг 540

Источники

  1. А.В.Карпенко, С.М. Ганин "Отечественные авиационные тактические ракеты", "Бастион" N1, 2000г.
  2. Широкорад А.Б. "История авиационного вооружения", -Мн.: Харвест, 1999.-560с.

rbase.new-factoria.ru

Тактическая авиационная ракета Х-25. - Российская авиация

Тактическая авиационная ракета Х-25 («изделие 69», Х-25Л).

Разработчик: ОКБ «Звезда» Страна: СССР Начало разработки: 1970 г. Испытания: 1973 г. Принятие на вооружение: 1976 г.

Опыт применения первых отечественных управляемых ракет класса «воздух-земля» не был вполне удовлетворительным. Основным недостатком командного наведения была повышенная загрузка летчика — обнаружив цель, ему приходилось непрерывно удерживать метку прицела на цели и трассере ракеты, продолжая пилотировать самолет, следить за воздушной обстановкой и вести боевое маневрирование (последнее при этом было крайне ограниченным). Помимо невысокой точности, повышение эффективности оружия достигалось лишь ростом нагрузки на летчиков — с их точки зрения, применение управляемых ракет первого поколения усложняло задачу и затягивало время боевого захода, ведь после сброса обычных бомб или пуска НАР он был свободен в маневре и мог выйти из атаки. Повысить боевую эффективность авиационный управляемых ракет можно было только переходом на принципиально новые способы наведения, которые бы дали возможность увеличить дальность и точность ракет, освободив летчика от необходимости управления ими. Требовалось создание автономных головок самонаведения (ГСН), которые бы могли с высокой степенью самостоятельности вести поиск, распознавание и наведение на цель.

Достигнутый в стране уровень развития новых технологий, микроэлектроники и оптико-электронной техники позволил к середине 70-х годов сконструировать работоспособные системы самонаведения, пригодные для оснащения авиационный управляемых ракет. Наиболее эффективными оказались лазерные и телевизионные комплексы целеуказания и самонаведения. Лазерная ГСН состоит из приемного устройства с фотодетектором, подвижной фокусирующей системы (координатора цели), отслеживающей объект атаки, и блока аппаратуры, который обрабатывает сигналы координатора, определяет направление па цель и формирует команды управления, подающиеся на рулевые приводы. Принципиально лазерная ГСН схода с инфракрасной, но требует подсветки цели направленным лучом оптического квантового генератора (лазера), установленного на самолете-носителе, другом самолете — целеуказателе или авианаводчиком с земли. Поэтому в отличие от пассивного ИК-самонаведения лазерное носит название полуактивного. Подсвеченная цель отражает рассеянный лазерный луч и становится вторичным источником излучения, на который и наводится ГСН. Убедившись в устойчивом захвате цели, о чем сообщает индикация в кабине, летчик производит пуск.

Проекции Х-25. Схема.

Разработка управляемой ракеты Х-25 («изделие 69») для оснащения истребителей-бомбардировщиков началась в ОКБ «Звезда» в 1970 году. Работы проводились в сотрудничестве с ОКБ П.О.Сухого, на самолётах которого предполагалось использовать ракету, и отраслевыми институтами. За основу конструкции была взята ракета Х-23. На ракету было решено установить лазерную головку самонаведения 24Н1, разработанную в ЦКБ «Геофизика» под руководством Д.М.Хорола. Для компенсации смещения центра тяжести вперёд в хвостовой части была установлена дополнительная БЧ массой 24 кг. Площадь рулей и оперения была увеличена.

Х-25. Компоновочная схема.

Зимой 1973 года начались испытания ракеты. Было проведено 36 полётов на Су-7БМ и Су-17М с 12 пусками (один с залпом из двух ракет). После анализа результатов стрельб было принято решение о продолжении работы на более новом Су-17М2, обеспечивающем большую точность прицеливания. Результаты были неудовлетворительны по точности и испытания продолжили на Су-17М2, имевшем более совершенное прицельное оборудование. Осенью 1974 года на Государственные испытания был представлен авиационно-ракетный комплекс Су-17МКГ (Су-17М с квантовым генератором). Были выполнены 69 полетов, в том числе 30 с пусками Х-25. Затем Х-25 испытывались на МиГ-27К, оснащенном лазерно-телевизионной прицельной системой «Кайра» с подвижным лучом, отрабатывалась и подсветка целей с земли.

МиГ-27К (МиГ-23БК) с четырьмя ракетами Х-25.

Первым на вооружение приняли «Прожектор-1» в комплексе с лазерным дальномером «Фон» (на самолетах Су-17М2), наиболее простую систему в подвесном контейнере, жестко закрепленном на самолете. Лазерный луч мог отклоняться вниз относительно оси носителя, из-за чего подсветка цели и атака могла выполняться как с пикирования, обычно под углом 15-25°, так и с горизонтального полета на небольшой высоте. Высота пуска лежала в пределах 500-4000 м, дальность — от 3 до 7 км при скорости носителя 730-1000 км/ч. После пуска, летчику следовало лишь удерживать марку прицела на цели, сохраняя угол пикирования и направление на объект атаки (с дистанции 7 км для надежного наведения требовалось 8-10 секунд выдерживать режим полета). Точность стрельбы Х-25 с «Прожектором» в картинной плоскости давала вероятное круговое отклонение 6,4 м.

Более совершенный лазерный дальномер — целеуказатель «Клен» разработки Уральского оптико-механического завода (в «Суховском» исполнении «Клен-ПС» и «Клен-54» на самолетах Су-17М3, Су-17М4 и Су-25, а также «Миговском» «Клен-ПМ», на МиГ-27М/Д) позволял отклонять луч в пределах +12° по азимуту и +6-30° по углу места. Цели можно было атаковать и с горизонтального полета, но по точности предпочтительным оставался пуск с пикирования под углом 25-30° с расстояния 4-5 км при скорости 800-850 км/ч. Траектория полета Х-25 при этом представляла найти прямую линию с углом подхода ракеты к цели, близким углу пикирования. «Клен» меньше сковывал летчика в маневре после пуска.

В комплексе с лазерно-телевизионной системой «Кайра» на МиГ-27К и Су-24М ракета может применяться с горизонтального полета. К цели она при этом идет по более сложным траекториям, что позволяет самолету при целеуказании не входить в зону действия ПВО. Кроме того, комплекс «Кайра» обеспечивает поиск целей при помощи электронно-оптического видикона (устройство, подобное телекамере), сканирующего местность и выдающего многократно увеличенное изображение интересующих объектов на телеиндикатор в кабине. После захвата ГСН ракеты обнаруженной и облученной цели летчику требуется лишь удерживать ее изображение в перекрестии прицела на экране, автоматически отслеживая ее лазерным лучом, способным даже «заваливаться» назад по углу места. В программно-корректируемом (ПКС) или автоматически корректируемом (АКС) слежении луч удерживается на цели с участием бортовой ЦВМ, а летчик лишь контролирует точность подсветки. При этом он может выполнять противозенитный маневр, оставляя цель в поле зрения лазера, ведущего ее автосопровождение и облучение. Название комплекса было выбрано не случайно: кайра — это единственная птица, у которой глаза в полете могут смотреть в разные стороны и в «хвост» (как и видикон «Кайры» самолетный). Ракета принята на вооружение в 1976 году.

Х-25 построена по нормальной аэродинамической схеме. В носовом отсеке установлена головка самонаведения. Второй отсек занимают рулевые приводы и система управления. Привод рулевых машинок рулей и элеронов осуществляется от баллона со сжатым воздухом. Третий отсек представляет собой основную БЧ типа Ф-25-1М массой 112 кг (80 кг ВВ). В четвёртом отсеке установлен твердотопливный ракетный двигатель ПРД-228 с боковыми соплами. За ним идёт отсек энергообеспечения. Хвостовой отсек занимает жополнительная БЧ Ф-25-2М массой 24 кг (13 кг ВВ). Обе БЧ снабжены готовыми осколочными элементами.

Ракеты применяются с пусковых устройств АПУ-68У/УМ/УМ2/УМ3 на самолётах МиГ-27К, Су-17М2, Су-17М3, Су-17М4, Су-24М, Су-25. Для подсветки цели применяется аппаратура «Прожектор-1», «Клён-ПС», «Клён-ПМ», «Клён-54», «Кайра».

Ракета Х-25 оказалась очень удачной и в ходе серийного производства подвергалась минимальным доработкам. В 1978 году начались работы по модернизации Х-25. Было решено использовать ряд агрегатов и систем ракеты Х-27ПС: двигатель ПРД-276, БЧ Ф-27, системы управления СУР-73 и энергоснабжения. Приемлемая центровка была достигнута путём перекомпоновки ракеты и надобность в дополнительной БЧ отпала. Форма рулей и оперения была изменена, а их эффективность была повышена за счёт удлиннения корпуса ракеты. В 1981 году ракеты семейства Х-25М были приняты на вооружение.

Ракеты Х-25.

Ракеты Х-25.

Ракета Х-25 в музее корпорации «Тактическое ракетное вооружение».

Модификации:

Х-25 («изделие 69», Х-25Л) — базовая с лазерной полуактивной ГСН типа 24Н1 и системой управления СУР-71.Х-25МА — с активной радиолокационной ГСН. Двигатель, планёр, БЧ, автопилот, система энергоснабжения унифицированы с ракетой Х-27. Принята на вооружение в 1981 году.Х-25МЛ («изделие 713») — модернизированная с лазерным наведением. Снабжена ГСН типа 24Н1 и системой управления СУР-73. Принята на вооружение в 1981 году.Х-25МП («изделие 711») — противолокационная. Снабжена пассивной радиолокационной системой наведения ПРГС-1ВП или ПРГС-2ВП (в зависимости от типа цели). Принята на вооружение в 1981 году.Х-25МПУ — модернизированная противолокационная. Отличалается более широким диапазоном частот ГСН.Х-25МР («изделие 714») — с радиокомандной системой наведения. Принята на вооружение в 1981 году.Х-25МТ — с телевизионной системой наведения. Принята на вооружение в 1981 году.Х-25МТП — с тепловизионной ГСН. Принята на вооружение в 1981 году.

ТТХ ракеты Х-25Л:

Длина, мм: 3570Диаметр фюзеляжа, мм: 275Размах оперения, мм: 755Размах рулей, мм: 493Стартовая масса, кг: 318Масса боевой части, кг: 136Двигатель: РДТТСистема управления: автопилот СУР-71 с лазерной ГСНГСН: полуактивная лазерная 24Н1Скорость максимальная, км/ч: 2520Дальность пуска, км:-максимальная: 7-минимальная: 3Время управляемого полёта, с: 25Диапазон высот применения, м: 500-4000Круговое вероятное отклонение, м: 6,4Самолет-носитель: МиГ-27К, МиГ-27М/Д, Су-17М2, Су-17М3, Су-17М4, Су-24М, Су-25.

.

.

Список источников:А.Б.Широкорад. История авиационного вооружения.В.Ю.Марковский, К.Перов. Советские авиационные ракеты «воздух-земля».А.В.Карпенко. Российское ракетное оружие 1943-1993 гг.Е.А.Федосов. Авиация ВВС России и научно технический прогресс. Боевые комплексы и системы вчера, сегодня завтра.

xn--80aafy5bs.xn--p1ai

Авиационная тактическая ракета Х-25мл | Энциклопедия оружия

Описание

Авиационная тактическая ракета Х-25млпредназначена для поражения малоразмерных подвижных и неподвижных наземных (надводных) целей: РЛС и пусковых установок комплексов ЗУР, самолетов на открытых стоянках и в легких укрытиях, легких мостов и переправ, малотоннажных судов, железнодорожных эшелонов и других целей.

Авиационная ракета Х-25мл, как и другие ракеты семейства Х-25м ( Х-25мр — с радиокомандной системой наведения; Х-25мп — с пассивной радиолокационной головкой самонаведения ), создана с использованием двигателя, крыльев, рулей автопилота, энергоблока и боевой части ракеты Х-27пс.

По своим основным летно-тактическим характеристикам ракета Х-25мл сопоставима с американской ракетой «Maverick» АGМ-65Е аналогичного назначения.

На западе ракета получила обозначение AS-10 «Karen».

Ракета Х-25мл выполнена по аэродинамической схеме «утка» с Х-образным расположением крыла и рулей. Двухрежимный двигатель ПРД-276 на смесевом топливе разработан в ОКБ-81 под руководством И. И.Картукова. Фугасная боевая часть Ф-27 размещается в носовой части планера за РГСН и в хвостовом отсеке за двигательной установкой.

Ракета имеет полуактивную лазерную систему самонаведения. В 1970-х годах, когда подтвердилась возможность использования отраженного лазерного излучения для наведения на цели управляемых боеприпасов, была разработана полуактивная ГСН 24Н1 для ракет Х-25мл, Х-29л и С-25л, пополнивших комплект вооружения самолетов Су-17 (различных модификаций), Су-24М, МиГ-23БМ и МиГ-27К.

Наведение ракеты Х-25мл на цель проводится по методу пропорционального сближения. Параметром управления является угловая скорость изменения направления линии визирования цели. Сигнал управления формируется на выходе следящего лазерного координатора цели, имеющего угол поля зрения — 2o максимальный угол пеленга цели — 30o Система управления также стабилизирует ракету по тангажу, курсу и крену.

Подсветка атакуемой цели может осуществляться бортовой или наземной станцией целеуказания. Для обеспечения подсветки цели и удержания на ней лазерного луча с необходимой точностью, была создана станция подсвета и дальнометрирования «Клен-ПС», а также две модификации лазерно-телевизионной прицельной системы «Кайра» и «Кайра-К». В конструкциях станции подсвета и ГСН реализованы технические решения, исключающие влияние лазерного излучения от других самолётов в группе. В задачу летчика входит только обнаружение и маркирование поражаемого объекта на ТУ-индикаторе. Точное удержание луча подсвета на цели обеспечивается автоматической следящей системой. Комплекс оптико-электронных приборов из станции подсвета и ГСН обеспечивает наведение ракет с ошибкой 5–7 м на предельных дальностях стрельбы. На конечном участке траектории ракета делает «горку».

Для транспортировки и хранения ракеты используется специальный контейнер.

ТТХ

Тактико-технические характеристики

Х-25мл

Самолет-носитель

МиГ-23БН, МиГ-23БМ, МиГ-27М, МиГ-27К, МиГ-27Д, Су-17М2, Су-17М3, Су-17М4, Су-24М, Су-25, Су-25Т, Як-141, МиГ-29М, Су-35

Дальность действия минимальная, км

2,53

Дальность действия максимальная, км

810

Время полета на максимальную дальность, с

1518

Скорость полета максимальная, м/с

600850

Скорость полета средняя, м/с

400450

Скорость полета носителя, км/ч

6001250

Высота пуска, км

0,055

Точность стрельбы (КВО), м

510

Длина ракеты, мм

37053750

Максимальный диаметр корпуса ракеты, мм

275280

Размах крыльев, мм

820

Размах оперения, мм

493

Стартовый вес, кг

295300

Вес боевой части, кг

89,690

Авиационная пусковая установка

АПУ-68, АПУ-68УМ, АПУ-6885, АПУ-68УМ2

Длина транспортного контейнера, мм

4200

Ширина транспортного контейнера, мм

860

Высота транспортного контейнера, мм

806

Масса контейнера с ракетой, кг

540

war-arms.info

Тактическая противорадиолокационная ракета X-27. - Российская авиация

Тактическая противорадиолокационная ракета X-27 («изделие 72», Х-27ПС).

Разработчик: ОКБ «Звезда» Страна: СССР Начало разработки: 1972 г. Испытания: 1975-1976 гг. Принятие на вооружение: 1980 г.

15 августа 1972 года вышло Решение № 221 Комиссии Президиума СМ СССР военно-промышленным вопросам, ставившее перед ОКБ КМЗ задание — создать легкую противорадиолокационную ракету для вооружения самолетов фронтовой авиации МиГ-21бис, МиГ-23Б, Су-7Б и Су-17М, предназначенную для поражения работающих РЛС ЗРК «Хок» и «Найк Геркулес», зенитно-артиллерийских комплексов, что должно было обеспечиваться сменными пассивными радиолокационными ГСН.

В ЦНИИРТ (Москва) под руководством Н.А.Викторова и в ЦКБ «Автоматика» (г. Омск) под руководством А.С.Киричука были созданы ПРГС, способные пеленговать РЛС-цели различного типа. Для увеличения дальности полета по сравнению с ракетами Х-23 и Х-25 был разработан двухрежимный двигатель ПРД-276 на смесевом топливе с суммарным импульсом в полтора раза выше, чем у ПРД-228 при тех же массогабаритных характеристиках.

На 3-м МПЗ по техническому заданию ОКБ «Звезда» был разработан автопилот СУР-73, котоый позволил в дальнейшем создать целое семейство управляемых ракет.

За базовую схему для новой ракеты, получившей обозначение Х-27ПС, взяли схему ракеты Х-25. На ней установили пассивную радиолокационную систему наведения, новый автопилот, позволявший ракете выполнять маневр «горка» для повышения ЛТХ и эффективности новой, фугасной боевой части, силовую установку из двух твердотопливных ракетных двигателей: основного двухрежимного ПРД-276 с суммарным импульсом 15500 кг/с и временем работы 6-10 с и дополнительного ПРД-277 с суммарным импульсом 5000 кг/с и временем работы 8-12 сек., размещавшегося в хвостовом отсеке на месте дополнительной части ракеты Х-25. В отличие от ПРД-228 на ПРД-276 и ПРД-277 применили новое смесевое топливо, имевшее более высокий удельный импульс. Предполагалось, что Х-27ПС при стартовой массе 350 кг будет иметь дальность до 55 км. Однако в процессе ОКР было решено отказаться от дополнительного двигателя, что упростило конструкцию ракеты, а выросшую у нее из-за более тяжелой ГСН продольную устойчивость удалось снизить за счет установки дестабилизаторов.

Заводские летные испытания, в ходе которых было выполнено 4 пуска программного варианта ракеты, оборудованного габаритно-массовым макетом ГСН, двигателем и доработанным до уровня Х-27ПС автопилотом ракеты Х-25, были проведены на самолете МиГ-23Б с 29 января по 18 февраля 1975 года. Они преследовали цель оценить работу контура стабилизации ракеты, определить ее аэродинамические, баллистические и динамические характеристики, действие на нее стартовых возмущений. В июле были проведены испытания двигателя ПРД-276. С 8 августа начались государственные совместные летные испытания (этап «А») ракеты Х-27ПС (изделие 721) с ГСН ПРГС-1ВП в составе вооружения доработанного самолета МиГ-27, оборудованного подвесным контейнером с аппаратурой управления ГСН «Метель-23/72», которые завершились 12 октября 1976 года. Входе них было выполнено 28 пусков ракеты Х-27ПС в различных вариантах комплектации для определения работоспособности систем ракеты и совместимости с оборудованием самолета. С 26 января по 8 июля 1977 года на самолете МиГ-27, оснащенном подвесным контейнером с аппаратурой управления ГСН «Вьюга», проведен этап «Б» государственных совместных испытаний (14 пусков), в ходе которых круговое вероятное отклонение составило 3,2 м. Вероятность поражения одной ракетой Х-27ПС (без учета надежности) работающей типовой зачетной цели — кабины РЛС П-20 (П-35) — характеризуется частотностью попадания в зону достоверного поражения 0,87.

По результатам государственных испытаний ракета Х-27ПС с ГСН ПРГС-1ВП была рекомендована в серийное производство. 19 июня 1977 года на самолетах МиГ-23БК, проходившем в то время летные испытания и МиГ-27 начался этап «А» государственных совместных летных испытаний ракеты Х-27ПС (изделие 727) с ГСН ПРГС-2ВП, который планировалось завершить 30 декабря 1977 года. Однако после выполнения 8 пусков, в которых круговое вероятное отклонение составляло 1,8, причем в трех были зафиксированы прямые попадания, по предложению комплексной испытательной бригады 13 октября было принято совместное решение МАП, МРП и ВВС по завершению ГСЛИ опытной ракеты Х-27ПС с ГСН ПРГС-2ВП без проведения этапа «Б» испытаний.

По результатам государственных совместных летных испытаний было решено отказаться на серийных ракетах от неконтактного радиовзрывателя в ГСП ПРГС-1ВП из-за его низкой точности срабатывания и надежности.

Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 2 сентября 1980 года № 758-248 ракета Х-27ПС была принята на вооружение ВВС СССР. Ракета серийно выпускалась в 1977-1983 гг. Калининградским производственным объединением «Стрела».

Ракета Х-27ПС выполнена по аэродинамической схеме «утка» с Х-образным расположением консолей крыла и рулей и включает следующие функциональные системы:

— планер. Выполнен в основном из алюминиевых сплавов и состоит из корпуса, четырех консолей крыла, на каждой из которых установлен элерон, и четырех рулей. Перед рулями для повышения управляемости ракеты дестабилизаторы. Корпус технологически делится на пять отсеков. Все детали конструкции имеют антикоррозийное покрытие;

— двигатель ПРД-276 (изделие 502-0), являющийся твердотопливным, однокамерным ракетным двигателем. Заряд смесевого топлива обеспечивает двухрежимную работу двигателя с повышенным уровнем тяги в течение первых двух секунд и не требует при своем производстве бронирования и механической обработки. Для воспламенения топлива используется воспламенитель В-287, унифицированный для восьми двигателей различного назначения и требующий герметичных условий. Благодаря использованию в конструкции корпуса двигателя высокопрочных сталей КВК-26 и КВК-32, вновь созданного материала ПДМ-2К, одновременно выполняющего функции теплозащитного покрытия и защитно-крепящего слоя, заливной конструкции заряда, двигатель ПРД-276 по сравнению с двигателем ПРД-228 ракет Х-66, Х-23, Х-25 имеет при практически равной массе почти в полтора раза больший суммарный импульс. Двигатель ПРД-276 имел суммарный импульс 17 200 кг/с, тягу за время 0,15-2,0 сек. более 2000 кг, время работы 5-11,5 сек., массу топлива 81 кг, массу снаряженную 122 кг;

— пассивную радиолокационную ГСН (ПРГСН). Ракета оснащается одной из двух ГСН: ПРГС-1ВП (Л077) или ПРГС-2ВП (Л015), идентичных между собой по конструктивно-технологическим, электрическим и информационным связям. В обеих ГСН используются фазовый метод пеленгации и подвижная стабилизированная антенна.

Проекции Х-27ПС. Схема.

Компоновка ракеты предусматривает сборку, стыковку, а также технологическую взамозаменяемость ее агрегатов и отсеков, что достигается размещением аппаратуры в виде отдельных блоков:1-й отсек — ГСН. На ее корпусе в плоскости рулей установлены дестабилизаторы;2-й отсек — отсек управления, где размещены блоки БУ-42-01 и БФКУ-79, два пневмопривода рулей ПГ-11 и система контактных датчиков СКД-24. Снаружи отсека установлены две пары рулей и чека предохранительного механизма ПМ-68;3-й отсек — боевая часть. В передней части отсека расположен исполнительно-предохранительный механизм И-255;4-й отсек — двигатель. На корпусе двигателя располагаются узлы подвески под носитель и дополнительные узлы крепления крыла;5-й отсек — отсек энергообеспечения, где размещаются пневмоблок, ампульная химическая батарея, блок питания БП-72, элементы электроавтоматики, пневмопривод ПГ-10. Снаружи отсека расположены основные узлы крепления консолей крыла, а в верхней части располагается разъем для электросвязи с носителем. В задней части отсека находится разъем безопасности.

Внизу снаружи под отсеками ракеты имеется гаргрот, в котором проложены воздушная трубка и электрожгут из 5-го отсека во 2-й.

Х-27ПС. Компоновочная схема.

Ракета Х-27ПС предназначена для поражения РЛС и входит в систему управляемого ракетного вооружения, которая включает:— одну-две ракеты Х-27ПС;— авиационные пусковые устройства АПУ-68УМЗ;— подвесной съемный контейнер с аппаратурой «Вьюга» (или «Вьюга-17») для управления работой ГСП ракет;— средства индикации и управления в кабине летчика;— наземное контрольно-проверочное оборудование.

Аппаратура «Вьюга» разработки ПО «Автоматика» (г. Омск) предназначена для управления работой головок самонаведения ракет на подвеске, подготовки к пуску ракет по работающим РЛС, выдачи в автопилот ракеты команд и сигналов для формирования траектории полета, определения дальности до цели и нахождения самолета в зоне разрешенного пуска. Она обеспечивает:— одновременную подготовку к пуску двух ракет одного типа с ГСН одного литера;— управление антенной системой ГСН по курсу;— установку антенной системы ГСН на расчетный угол в зависимости от высоты полета и тангажа самолета;— определение по сигналам ГСН и датчика тангажа самолета текущего значения угла визирования захваченной РЛС-цели;— определение при высоте полета более 5 км угла визирования, соответствующего минимальной и максимальной дальностям пуска;— определение при высоте полета менее 5 км зоны возможных пусков интегрированием воздушной скорости от намеченного ориентира при известных координатах РЛС-цели;— выдачу целеуказания ГСН одной ракеты на угловые координаты РЛС-цели, захваченной ГСН другой ракеты;— выдачу в автопилот ракеты тангажа самолета с учетом несоосности строительных осей ракеты и самолета;— выдачу в СУВ информации для индикации летчику;— совместную проверку работоспособности ГСН ракеты и аппаратуры «Вьюга». Система управляемого ракетного вооружения Х-27 используется истребителями-бомбардировщиками МиГ-27М, МиГ-27К, МиГ-27Д, Су-17М4 и Су-17М3П.

Ракета Х-27ПС под крылом Су-17М3П.

Ракета Х-27ПС.

 Ракета Х-27ПС.

Тактика действий самолетов-носителей Х-27ПС сводится к минимуму пребывания в зоне поражения ЗУР комплексов «Хок» и «Найк Геркулес». Подготовка ракеты к боевому применению осуществляется на позиции подготовки ППП-3У, укомплектованной аппаратурой контроля АКПА7-3УК. Применение ракеты возможно днем и ночью в любых метеоусловиях. Пуск одной или двух ракет по одной (или разным РЛС-целям), обнаруженной и захваченной ГСН ракеты, возможен с пикирования, кабрирования (до 20°) и горизонтального полета, после чего летчик разворачивает машину с максимальной перегрузкой и уходит из зоны поражения ЗУР атакуемого комплекса.

Возможности ракеты Х-27ПС постоянно проверялись при различных испытаниях, в ходе которых она демонстрировала свою высокую боевую эффективность. Так, на войсковых испытаниях, проведенных в сентябре 1981 года, было выполнено 8 пусков ракет Х-27ПС — 3 ракеты поразили цели прямым попаданием, а у 5 промах не превышал 6 м. По результатам всех испытаний в 37% пусков был зафиксированы прямые попадания.

Существенными недостатками ракеты Х-27ПС являются недостаточно высокие дальность пуска и среднетраекторная скорость полета, низкая помехозащищенность при прерывистой работе РЛС и наличии вблизи РЛС ложных источников излучения.

Модификации:Х-27ПС («изделие 721») — с головкой ПРГС-1ВП (Л-077). Головка ПРГС-1ВП (Л-077) предназначена для наведения на цели с непрерывным узлучением диапазона частот А (РЛС ЗРК «ХОУК» и ЗРК «ХОУК» УС), позволяя пеленговать станции не только по основному лучу, но и по его боковым лепесткам диаграммы направленности. Обеспечивает обнаружение и наведение на одну из трёх РЛС на одной позиции, отличающихся по рабочим частотам; переключение наведения в полёте при выключении РЛС целеуказания на другую станцию на той же позиции; повторный захват при пропадании сигнала или смене несущей частоты; приоритетный захват РЛС подсвета как наиболее опасной; возможность перенацеливания и пуска по другой РЛС.

Х-27ПС («изделие 727») — с головкой ПРГС-2ВП (Л-015). Головка ПРГС-2ВП (Л-015) служит для атаки целей с импульсным излучением диапазона частот А’ (прежде всего РЛС ЗРК «Найк-Геркулес») и позволяет также селектировать сигналы РЛС по частоте повторения, выделяя их среди помех, и кратковременно запоминать положение РЛС при её выключении, продолжая следить в этой зоне.

ТТХ ракеты Х-27ПС (изделие 721/727):Макс. дальность пуска, км:-при максимальной высоте пуска: 40-при минимальной высоте пуска: До 25Мин. дальность пуска, км:-при макс. высоте пуска: 18-при мин. высоте пуска: 10Диапазон высот пуска, км: 0,05…12Диапазон скоростей пуска, км/ч: 700-1250Скорость полета, м/с:-максимальная: 880-средняя (на дальности 25 км): 300-450Время управляемого полета, с: 90Располагаемая перегрузка, g: до 10Точность (Екво), м: 7,5;Размеры, мм:-длина ракеты: 4194/4294-диаметр ракеты: 275-размах крыла: 755Стартовая масса ракеты, кг: 310/311Масса боевой части, кг: 88,5Тип боевой части: ФТип двигателя: РДТТТип системы наведения: ПРГСУсловия применения: СМУСамолеты-носители: МиГ-27К, МиГ-27М, МиГ-27Д, Су-17М3П, Су-17М4.

.

.

Список источников:А.Б.Широкорад. История авиационного вооружения.В.Ю.Марковский, К.Перов. Советские авиационные ракеты «воздух-земля».Е.А.Федосов. Авиация ВВС России и научно технический прогресс. Боевые комплексы и системы вчера, сегодня завтра.

xn--80aafy5bs.xn--p1ai

Противорадиолокационная ракета Х-25мп (Х-25мпу) | Энциклопедия оружия

Описание

В 1978 году вышло постановление Совета Министров СССР о создании модульного ряда тактических ракет «воздух-земля» с единым двигателем, боевой частью, системой стабилизации, но с различными системами наведения. Разработка комплекса была поручена КБ «Звезда».

Разработчик – ОКБ «Звезда». Изготовитель – ГНЦП «Звезда-Стрела».

В состав модульного ряда вошли ракеты:

  • Х-25мл — с лазерной головкой самонаведения;
  • Х-25мр — с радиокомандной системой наведения;
  • Х-25мп — с радиолокационной пассивной головкой самонаведения.

Ракета Х-25мп с пассивной радиолокационной головкой самонаведения (РГСН) предназначена для высокоточного поражения радиолокационных средств управления систем ПВО противника, в том числе РЛС зенитно-ракетных комплексов (ЗРК) «Hawk», «Improved Hawk», «Nike Hercules». Для поражения ЗРК типа «Roland» и «Crotale» ракета Х-25мп была модернизирована и получила индекс Х-25мпу. Модернизация заключалась в расширении диапазона частот пассивной РГСН и в применении инерциальной системы наведения, обеспечивающей возможность пролонгации наведения и повторного захвата цели при временном выключении излучения РЛС-цели. Резко увеличилась дальность стрельбы.

На западе ракета получила обозначение AS-12 «Kegler».

Ракета Х-25мп выполнена по аэродинамической схеме «утка» с Х-образным расположением крыла и рулей. Двухрежимный двигатель ПРД-276 на смесевом топливе разработан в ОКБ-81 под руководством И. И.Картукова. Фугасная боевая часть Ф-27 размещается в носовой части планера за РГСН и в хвостовом отсеке за двигательной установкой.

Система управления ракеты — комбинированная. В вертикальном канале наведения осуществляется в два этапа. На первом — с помощью автономной системы управления, которая обеспечивает движение ракеты по логарифмической траектории. При достижении угла пеленга 27 градусов ракета переводится в пикирование и делает «горку». На втором этапе — по излучению РЛС-цели осуществляется самонаведение.

Система управления стабилизирует ракету по тангажу, курсу и крену. В зависимости от диапазона излучения радиолокационных целей ( А или А1 на ракете устанавливаются радиолокационные координаторы цели ПРГС-1ВП или ПРГС-2ВП соответственно.

Координатор ПРГС-1ВП позволяет производить поиск радиолокационных целей диапазона А и слежение за ними в секторе ±30 градусов при нахождении ракеты на подвеске самолета-носителя. Максимальная угловая скорость слежения антенны координатора ПРГС-1ВП — 6 град/c.

Координатор ПРГС-2ВП осуществляет поиск РЛС-целей диапазона А1 и слежение за ними в секторе ±30 градусов по курсу и от +20 градусов до -40 градусов по тангажу при нахождении ракеты на подвеске самолета-носителя. Максимальная угловая скорость слежения антенны координатора ПРГС-2ВП — 8 град/c.

Для транспортировки и хранения ракеты Х-25мп используется специальный контейнер, в который она упаковывается на заводе-изготовителе. Контейнер обеспечивает ракете необходимые условия хранения и защищает ее от влаги, ударов и тд.

ТТХ

Тактико-технические характеристики X-25мп
Самолет-носитель МиГ-23БК, МиГ-27М, МиГ-27К, МиГ-27Д, Су-17М3, Су-17М4, Су-24М, Су-25, Як-141, МиГ-29М, МиГ-29К
Дальность действия X-25мп, км 2,5–10
Дальность действия X-25мпу, км 3–40
Скорость полета максимальная, м/с 850–900
Скорость полета средняя, м/с 400–500
Скорость полета носителя, км/ч 600–1250
Высота пуска, км 0,05–10
Длина ракеты Х-25мп с ПРГС-1ПВ, мм 4194
Длина ракеты Х-25мп с ПРГС-2ПВ, мм 4294
Длина ракеты Х-25мпу, мм 4300
Максимальный диаметр корпуса ракеты, мм 276
Размах крыльев, мм 755–820
Стартовый вес X-25мп, кг 310–320
Стартовый вес X-25мпу, кг 320
Вес боевой части X-25мп, кг 89,6–90
Вес боевой части X-25мпу, кг 86
Авиационная пусковая установка АПУ-68, АПУ-68УМ
Длина транспортного контейнера, мм 4816
Ширина транспортного контейнера, мм 855
Высота транспортного контейнера, мм 816
Масса контейнера с ракетой, кг 530

war-arms.info