Х-25МП

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.

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.

Осенью 1974 года на государственные испытания был представлен комплекс Су-17МКГ. Были выполнены 69 полётов с 30 пусками. Затем испытания продолжились на МиГ-23БК (МиГ-27К), оснащённом лазерно-телевизионной прицельной станцией "Кайра". Отрабатывалась и подсветка целей с земли. 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. С 1992 года поставляются на экспорт.

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.

Технические характеристики

Х-25 Х-25МЛ Х-25МР Х-25МП Х-25МТ
Габариты, мм:

длина
диаметр фюзеляжа
размах оперения
размах рулей

3570
275
755
493
3900
275
755
493
3830
275
755
493
4553
275
755
493
4040
275
755
493
Стартовая масса, кг 318 300 300 311 300
Масса боевой части, кг 136 90,6 90,6 90,6 90,6
Круговое вероятное отклонение, м 6,4 6,0 - - -
Скорость максимальная, км/ч 2520 3060 3100 3240 2900
Дальность пуска, км:

максимальная
минимальная

7
3
10
2,5
10
2,5
40
-
20
-
Время управляемого полёта, с 25 90 90 90 90
Диапазон высот применения, м 500-4000 50-5000 50-5000 50-5000 50-5000

Литература

  1. Военная авиация. - Кн. 2. - Мн.: "Попурри", 1999. - С. 319-320.
  2. Королёв В.И. Современные боевые вертолёты. - Мн.: "Элайда", 1998. - С. 190-193.
  3. Марковский В.Ю., Перов К. Советские авиационные ракеты "воздух-земля". - М.: "Экспринт", 2005. - С. 10-12, 18-21.
  4. Марковский В.Ю., Перов К. Советские авиационные ракеты "воздух-земля" // М-Хобби. - 2002. - № 4, 6.
  5. Широкорад А.Б. История авиационного вооружения. - Мн.: "Харвест", 1999. - С. 339-342.
Вооружение | На главную

Hosted by uCoz