Х-25
Управляемая ракета класса "воздух-земля"
В 1971 г. совместными усилиями ГосНИИАС (Е.А.Федосов), ЦКБ «Геофизика» (Д.М.Хорол), ОКБ КМЗ (В.Г.Коренъков) был разработан проект принципиально новой системы наведения управляемых авиационных тактичеих ракет класса «воздух—поверхность», основанной на их самонаведении на пятно узкого лазерного луча лазерного генератора самолета и удержания пятна на земной цели. Проблемы создания такой системы заключались в выборе длины волны лазерного излучения, исходя из условий прохождения через атмосферу различных состояний, выборе рекурентной частоты и мощности излучения, динамического диапазона головки самонаведения.
После успешной реализации лазерной системы в составе самолетов Су-17М-2, Су-17М-3, МиГ-27 и ракет Х-25 работа «Решение научной и практикой проблемы использования лазерного излучения для точного наведения авиационных средств поражения» в 1976 г. была удостоена Ленинской премии. Группе авторов в составе Е.А.Федосова (ГосНИИАС), В.Г.Коренькова (ОКБ КМЗ), Д.М.Хорола, А. А.Казамарова (ЦКБ «Геофизика»), Р.А.Панова (30 ЦНИИ МО) было присвоено звание лауреатов Ленинской премии.
Для ракеты с лазерной ГСН, получившей индекс «Х-25», на 3-м МПЗ был разработан автопилот СУР-71.
Головка самонаведения была размещена в первом отсеке, а в хвостовом, где на ракете Х-23 помещалась система «Дельта», установили дополнительную БЧ массой 24 кг.
Новая разработка была отнесена к приоритетным направлениям. Эта работа выполнялась ОКБ «Звезда» в тесном содружестве с ГосНИИ авиационных систем, ОКБ П.О.Сухого и Летно-испытательным институтом.
Заводские летные испытания были проведены в феврале—июле 1973 г. В ходе их с самолета-носителя Су-7БМ было выполнено несколько пусков программного варианта ракеты с целью определить реальные аэродинамические и баллистические характеристики ракеты, оценить правильность выбора динамических коэффициентов системы управления ракетой. 16 августа 1973 г. начался этап «А» государственных совместных летных испытаний ракеты Х-25 в составе авиационно-ракетного комплекса Су-7КГ («квантовый генератор»), включавшего самолет Су-7БМ и опытную систему вооружения «Прожектор». По результатам этапа «А» ГСЛИ, завершившегося 24 мая 1974 г., было признано нецелесообразным создание авиационно-ракетного комплекса Су-7КГ, так как самолет Су-7Б не имел системы автоматического управления, демпфирующей его колебания при полете на малых высотах, в то время как выявилась зависимость точности прицеливания и, как следствие, точности попадания ракеты от демпфирующих свойств самолета и места размещения на нем станции подсвета. В ходе испытаний была осуществлена модернизация автопилота, позволившая улучшить характеристики стабилизации ракеты в момент старта. Этап «Б» ГСЛИ, в ходе которого было выполнено 26 пусков, был проведен на самолете Су-17МКГ в августе—ноябре 1974 г, По его результатам ракета Х-25 была рекомендована к серийному производству.
В акте по испытаниям отмечалось: «Первая отечественная лазерная системе вооружения «Прожектор», обеспечивающая самонаведение управляемых ракет Х-25 по малоразмерным наземным целям, подсвеченным оптическим квантовым генератором (ОКГ), значительно расширяет боевые возможности самолетов фронтовое авиации».
Серийное производство ракеты Х-25 началось в 1975 г. на Калининградском машиностроительном заводе «Стрела».
Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР № 90-35 от 3 февраля 1976 г. ракета Х-25 была принята на вооружение ВВС.
Ракета 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 (51 %), а также магниевых сплавов (24,4%) и стали (19,7%) и состоит из корпуса, четырех консолей крыла, на каждой из которых установлен элерон, и четырех рулей. Корпус технологически делится на шесть отсеков. Все детали конструкции имеют антикоррозийное покрытие;
• двигатель ПРД-228 (изделие 393). Является однокамерным однорежимным твердотопливным ракетным двигателем, имеющим стальной корпус, в который вложен пороховой заряд. Он имеет суммарный импульс 12 100 кгс, максимальную тягу 3500 кг, время работы 3,4...6,4 с, массу топлива 63,5 кг, массу снаряженную 118 кг;
• полуактивную лазерную ГСН 24Н1 с четырехплощадным кремниевым фотодиодом и стабилизированной в пространстве оптической линией визирования. ГСН состоит из гирокоординатора, электронного блока и кожуха и имеет: рабочую длину волны 1,06 мкм, дальность захвата 10 км, углы пеленга по каналам управления 30°, угловую скорость автосопровождения до 7,0 и более град/с, поле захвата 1°, время перехода из режима целеуказания в режим слежения до 1,5 с, время работы в совместном полете до 2 ч, время работы в автономном полете более 40 с;
• систему управления СУР-71 и включающую блок управления БУ-41, в состав которого входят датчики угла крена, линейных ускорений (два), угловых ускорений (три) и электронная схема, два пневмопривода рулей ПГ-11 для управления по тангажу и курсу и пневмопривод элеронов ПГ-10 для стабилизации крена;
• боевую часть Ф-25. Состоит из двух самостоятельных частей: осколочно-фугасной Ф-25-1М и осколочной Ф-25-2. В задней части алюминиевого корпуса последней, внутри которого размещено снаряжение, имеется специальная полость, где уложены в два ряда 620 осколков прямоугольной формы. У Ф-25-1М снаряжение размещается в стальном корпусе, внутри передней части которого предусмотрена специальная зона, где уложено до 10 кг стальных осколочных элементов цилиндрической формы, каждый диаметром 10 мм и длиной 13 мм;
• контактное взрывательное устройство КВУ-69, обеспечивающее подрыв боевых частей при скорости встречи с преградой 200...600 м/с и углах подхода 2...50° от горизонта при крене ракеты 15°. Оно включает систему контактных датчиков СКД-69, состоящее из трех ударных замыкателей инерционно-волнового действия, реакционного кабельного датчика, имеющего контактный нож для увеличения чувствительности, соединительной колодки, и предохранительно-исполнительные механизмы И-256 и И-255 для подрыва основной и дополнительной боевых частей;
• воздушную систему, состоящую из ампульного пневмоблока и устройств для подвода воздуха к рулевым приводам и арретирам рулей; • электросистему, включающую блок из шести электрохимических батарей 9Б16 (источник постоянного тока), блок питания БП-69 (источник переменного тока), предохранительный механизм ПМ-68, блок задержки БЗ-69 и коммутационную аппаратуру.
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 24Н1;
• 2-й отсек — отсек управления, где размещены блок управления БУ-41, два пневмопривода рулей ПГ-11 и система контактных датчиков СКД-24. Снаружи отсека расположены рули и чека предохранительного механизма ПМ-68 в верхней части отсека;
• 3-й отсек — боевая часть Ф-25-1М с исполнительно-предохранительным механизмом И-256;
• 4-й отсек— двигатель ПРД-228. На корпусе двигателя расположены узлы подвески под носитель и дополнительные узлы крепления консолей крыла;
• 5-й отсек — отсек энергообеспечения, где размещаются пневмоблок с редуктором, блок батарей 9Б16, блок электропитания БП-69, элементы электроавтоматики, пневмопривод ПГ-10. Снаружи корпуса находятся основные узлы крепления консолей крыла, а вверху имеется бортовой электроразъем для электросвязи с носителем;
• 6-й отсек боевой части Ф-25-2 с предохранительно-исполнительным механизмом И-255.
В процессе серийного производства в конструкцию ракеты постоянно вносились изменения для повышения ее эксплуатационных свойств. Так, источик питания БП-69 был заменен на БПГ-69, в котором вместо параметрического стабилизатора напряжения используется емкостный фильтр. Начиная с 1977 г. на ракете стала устанавливаться боевая часть Ф-25-2М вместо Ф-25-2, в СКД-69 убран реакционный датчик, блок задержки БЗ-69 заменен на МБЗ-69. С июля этого же года блок управления БУ-41 системы управления ракетой заменен на блок БУ-42, в котором были использованы интегральные операционные усилители типа «Регата». Позднее его заменил блок БУ-42-01, отличающийся от БУ-42 коэффициентами передачи по перегрузке и крену в законе управления. Батареи 9Б16 были заменены на электрохимические твердосолевые батареи Т-454, обладающие повышенной устойчивостью к линейным перегрузкам.
Ракета Х-25 предназначена для поражения малоразмерных подвижных и неподвижных целей в условиях визуальной видимости с самолетов фронтовой авиации. Основными целями являются пусковые установки ракет, легкобронированные машины, железнодорожные эшелоны, кабины РЛС, малотоннажные корабли и суда. Первой системой вооружения, где использовалась Х-25, была система вооружения «Прожектор», предназначенная для применения ракете полуактивной лазерной ГСН. В ее состав входили (при использовании Х-25):
• 2 ракеты Х-25;
• авиационные пусковые устройства АПУ-68УМ2 (позднее также АПУ-68УМЗ);
• станция СП-14С («Прожектор-1») в подвесном контейнере для подсвета цели лазерным лучом (длина волны 1,06 мкм, оптический квантовый генератор выполнен на стекле активированном неодимом) и выдачи целеуказания на четыре ГСН, а также аппаратура связи, индикации, управления пуском;
• средства управления и индикации в кабине летчика;
• контрольно-проверочная аппаратура и средства наземного обслуживания. Подготовку ракеты к боевому применению проводят на штатной позиции ППП-3 «Ингул» («Ингул-А») с приставкой контрольно-проверочной аппаратуры АКПА-69. Пуск ракеты в системе вооружения «Прожектор» был возможен с пикирования (до 40°) или горизонтального полета, для чего перед вылетом марка прицела (условный индикатор положения лазерного луча) устанавливается под углом —2° или —6° от строительной оси станции. При обнаружении цели летчик прицеливался по неподвижной марке прицела АСП-17, включал станцию подсвета и, получив сигнал о захвате ГСН 24Н1 отраженного от цели лазерного луча, производил пуск. В течение приблизительно одной секунды ракета выполняла полет, близкий к горизонтальному, отрабатывая стартовые возмущения, после чего переходила в наведение на цель по сигналам ГСН методом пропорционального наведения. В течение всего этого времени летчик пилотировал самолет так, чтобы лазерный луч не потерял цель.
Основными недостатками системы вооружения «Прожектор» были:
• невозможность выполнения самолетом-носителем маневра от начала атаки цели до момента ее поражения;
• сложность прицеливания и удержания лазерного луча при подсвете цели, вызванная жесткой установкой контейнера на самолете, подверженного воздействию воздушных потоков;
• большие масса и габариты;
• относительно большое потребление энергии;
• отсутствие комплексного решения вопроса измерения дальности и подсвета цели, приводящей к необходимости одновременной установки на борту самолета-носителя двух источников лазерного излучения.
Поэтому система вооружения «Прожектор» не получила широкого распространения, и единственным серийным самолетом, использовавшим ее, был истребитель-бомбардировщик Су-17М2, что было продемонстрировано в 6 пусках в ходе специальных летных испытаний в сентябре 1975 г. Каждый самолет мог брать только две ракеты Х-25.
В 1975 г. на самолете МиГ-23Б (32-24) начались испытания системы вооружения «Клен», предназначенной для замены системы вооружения «Прожектор». Ее основное отличие от последней заключалось в использовании лазерной станции дальнометрирования и подсвета «Клен-П», установленной вместо лазерного дальномера «Фон», что позволило отказаться от контейнера со станцией подсвета. При атаке цели ракетами с лазерной ГСН с использованием системы вооружения «Клен» от летчика требовалось удерживать марку прицела на цели (а следовательно, ось лазерного луча) при помощи кнюппеля на ручке управления, пилотируя самолет так, чтобы лазерный луч не потерял цель. При наличии на борту самолета цифровой машины типа «Орбита» возможно программное сопровождение цели лазерным лучом по ее сигналам без вмешательства летчика. В 1975— 1978 гг. в ходе специальных и государственных летных испытаний системы вооружения «Клен» было выполнено 32 пуска ракет Х-25 с опытных образцов самолетов МиГ-27М (16 пусков) и Су-17МЗ (8 пусков), опытных образцов МиГ-23Б [5 пусков) и Су-17М2 (3 пуска). По результатам пусков данная система была принята на вооружение ударных самолетов фронтовой авиации. Ее носителями являются Су-17МЗ, Су-17М4, Су-17УМЗ, Су-22МЗ, Су-22М4, Су-22УМЗ, Су-25, Су-25К, Су-25УБ, МиГ-27М и МиГ-27Д. Каждый самолет может брать до четырех ракет Х-25, размещаемых на пусковых устройствах АПУ-68УМ2 и АПУ-68УМЗ.
Практически одновременно с системой вооружения «Клен» на опытном образце самолета МиГ-23БК начались испытания более сложной системы вооружения «Кайра». Она позволяла применять управляемые бомбы и ракеты с полуактивной лазерной и пассивной телевизионной системами наведения. После визуального обнаружения цели летчик выводил ее изображение в центр видеоконтрольного устройства, производил захват на сопровождение датчиками слежения системы «Кайра», включал лазерную станцию подсвета и после получения сообщения о захвате ГСН 24Н1 цели при условии выдачи БЦВМ прицельно-навигационного комплекса сообщения о нахождении в зоне разрешенных пусков производил пуск. Во время полета ракеты к цели самолет мог выполнять противозенитный маневр при условии удержания цели лазерной станцией подсвета, генератор которой имел углы прокачки —160...0° по тангажу и ±35° по горизонтальному углу пеленга. Сопровождение цели осуществлялось следящей телевизионной системой. В ходе проведения государственных испытаний системы вооружения «Кайра-23» в составе прицельно-навигационного комплекса ПрнК-23 самолета МиГ-23БК было выполнено 46 пусков ракет Х-25, по результатам которых данная система была принята на вооружение истребителей-бомбардировщиков МиГ-27К (обозначение МиГ-23БК с 1981 г.). Каждый самолет мог размещать до четырех ракет Х-25 на пусковых устройствах АПУ-68УМ2 и АПУ-68УМЗ. Модификацией «Кайры-23» является система вооружения «Кайра-24», используемая фронтовыми бомбардировщиками Су-24М, размещающими также до четырех ракет Х-25 на пусковых устройствах АПУ-68УМ2 и АПУ-68УМЗ.
Впервые советские ВВС применили ракеты Х-25 в боевых действиях в Афганистане весной 1986 г. с самолетов Су-25. Первоначально подсвет цели осуществлял сам носитель или его ведомый, однако вскоре для подсветки цели стали использоваться лазерные станции наземных наводчиков. Сам источник лазерной энергии монтировался первоначально импровизированно на БМП или БТР, затем их сменили штатные боевые машины авиационного наведения на шасси БТР-80, на которых система целеуказания была укрыта под броней и выдвигалась наружу при работе. В ходе боев пилоты 378-го отдельного штурмового авиаполка выполняли пуски ракет по вырубленным в скалах складам, пещерам, долговременным огневым укрепленным точкам моджахедов с пологого пикирования под углом 20...30° на дальности 4...5 км. В ходе них ракеты точно попадали во входы пещер и амбразуры, отклонение ракет от точки прицеливания не превышало 1,5...2 м. Всего, по данным ОКБ П. О. Сухого, в Афганистане было выполнено 139 пусков управляемых ракет с лазерной ГСН.
В 1985 г. на нескольких серийных ракетах Х-25 передняя (основная) боевая часть была заменена на кассетную, содержащую 90 боевых элементов 9А-773, а вместо задней боевой части разместили взрыватель-радиовысотомер. Это была экспериментальная работа и преследовала цель определить конфигурацию и размеры зоны разлета боевых элементов, оценить плотность точек их падения, проверить взведение их взрывательных устройств. Всего было выполнено шесть пусков с самолета Су-17МЗ. Несмотря на вполне приемлемые результаты, дальнейшие работы прекратили, так как серийное производство ракеты Х-25 уже было завершено, а ее преемница Х-25 МЛ имела меньшие размеры отсека боевой части.
Тактико-технические данные ракеты Х-25
Максимальная дальность пуска, км:
- при максимальной высоте пуска - До 7;
- при минимальной высоте пуска - До 7;
Минимальная дальность пуска, км:
- при максимальной высоте пуска - 3;
- при минимальной высоте пуска - 3;
Диапазон высот пуска, км - 0,05...4;
Диапазон скоростей пуска, км/ч - 400... 1100;
Скорость полета, м/с:
- максимальная - 700;
- средняя (при дальности пуска 7 км) - 400...500;
Время управляемого полета, с - До 22;
Располагаемая перегрузка, g - До 11;
Точность (Екво), м - 6,4;
Размеры, мм:
- длина ракеты - 3570;
- диаметр ракеты - 275;
- размах крыла - 785;
Стартовая масса ракеты, кг - 320;
Масса боевых частей, кг - 111 + 26;
Тип боевой части - ОФ + О;
Тип двигателя - РДТТ;
Тип системы наведения - ЛГСН;
Условия применения - ПМУ, при визуальном наблюдении цели;
Носители - АБК МиГ-27К, МиГ-27М, МиГ-27Д, Су-25, Су-24М, Су-17М2, Су-17МЗ, Су-17М4, Су-17УМЗ
Источник: книга "Авиация ВВС России и научно технический прогресс".
Управляемая ракета класса "воздух-земля"
В 1971 г. совместными усилиями ГосНИИАС (Е.А.Федосов), ЦКБ «Геофизика» (Д.М.Хорол), ОКБ КМЗ (В.Г.Коренъков) был разработан проект принципиально новой системы наведения управляемых авиационных тактичеих ракет класса «воздух—поверхность», основанной на их самонаведении на пятно узкого лазерного луча лазерного генератора самолета и удержания пятна на земной цели. Проблемы создания такой системы заключались в выборе длины волны лазерного излучения, исходя из условий прохождения через атмосферу различных состояний, выборе рекурентной частоты и мощности излучения, динамического диапазона головки самонаведения.
После успешной реализации лазерной системы в составе самолетов Су-17М-2, Су-17М-3, МиГ-27 и ракет Х-25 работа «Решение научной и практикой проблемы использования лазерного излучения для точного наведения авиационных средств поражения» в 1976 г. была удостоена Ленинской премии. Группе авторов в составе Е.А.Федосова (ГосНИИАС), В.Г.Коренькова (ОКБ КМЗ), Д.М.Хорола, А. А.Казамарова (ЦКБ «Геофизика»), Р.А.Панова (30 ЦНИИ МО) было присвоено звание лауреатов Ленинской премии.
Для ракеты с лазерной ГСН, получившей индекс «Х-25», на 3-м МПЗ был разработан автопилот СУР-71.
Головка самонаведения была размещена в первом отсеке, а в хвостовом, где на ракете Х-23 помещалась система «Дельта», установили дополнительную БЧ массой 24 кг.
Новая разработка была отнесена к приоритетным направлениям. Эта работа выполнялась ОКБ «Звезда» в тесном содружестве с ГосНИИ авиационных систем, ОКБ П.О.Сухого и Летно-испытательным институтом.
Заводские летные испытания были проведены в феврале—июле 1973 г. В ходе их с самолета-носителя Су-7БМ было выполнено несколько пусков программного варианта ракеты с целью определить реальные аэродинамические и баллистические характеристики ракеты, оценить правильность выбора динамических коэффициентов системы управления ракетой. 16 августа 1973 г. начался этап «А» государственных совместных летных испытаний ракеты Х-25 в составе авиационно-ракетного комплекса Су-7КГ («квантовый генератор»), включавшего самолет Су-7БМ и опытную систему вооружения «Прожектор». По результатам этапа «А» ГСЛИ, завершившегося 24 мая 1974 г., было признано нецелесообразным создание авиационно-ракетного комплекса Су-7КГ, так как самолет Су-7Б не имел системы автоматического управления, демпфирующей его колебания при полете на малых высотах, в то время как выявилась зависимость точности прицеливания и, как следствие, точности попадания ракеты от демпфирующих свойств самолета и места размещения на нем станции подсвета. В ходе испытаний была осуществлена модернизация автопилота, позволившая улучшить характеристики стабилизации ракеты в момент старта. Этап «Б» ГСЛИ, в ходе которого было выполнено 26 пусков, был проведен на самолете Су-17МКГ в августе—ноябре 1974 г, По его результатам ракета Х-25 была рекомендована к серийному производству.
В акте по испытаниям отмечалось: «Первая отечественная лазерная системе вооружения «Прожектор», обеспечивающая самонаведение управляемых ракет Х-25 по малоразмерным наземным целям, подсвеченным оптическим квантовым генератором (ОКГ), значительно расширяет боевые возможности самолетов фронтовое авиации».
Серийное производство ракеты Х-25 началось в 1975 г. на Калининградском машиностроительном заводе «Стрела».
Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР № 90-35 от 3 февраля 1976 г. ракета Х-25 была принята на вооружение ВВС.
Ракета 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 (51 %), а также магниевых сплавов (24,4%) и стали (19,7%) и состоит из корпуса, четырех консолей крыла, на каждой из которых установлен элерон, и четырех рулей. Корпус технологически делится на шесть отсеков. Все детали конструкции имеют антикоррозийное покрытие;
• двигатель ПРД-228 (изделие 393). Является однокамерным однорежимным твердотопливным ракетным двигателем, имеющим стальной корпус, в который вложен пороховой заряд. Он имеет суммарный импульс 12 100 кгс, максимальную тягу 3500 кг, время работы 3,4...6,4 с, массу топлива 63,5 кг, массу снаряженную 118 кг;
• полуактивную лазерную ГСН 24Н1 с четырехплощадным кремниевым фотодиодом и стабилизированной в пространстве оптической линией визирования. ГСН состоит из гирокоординатора, электронного блока и кожуха и имеет: рабочую длину волны 1,06 мкм, дальность захвата 10 км, углы пеленга по каналам управления 30°, угловую скорость автосопровождения до 7,0 и более град/с, поле захвата 1°, время перехода из режима целеуказания в режим слежения до 1,5 с, время работы в совместном полете до 2 ч, время работы в автономном полете более 40 с;
• систему управления СУР-71 и включающую блок управления БУ-41, в состав которого входят датчики угла крена, линейных ускорений (два), угловых ускорений (три) и электронная схема, два пневмопривода рулей ПГ-11 для управления по тангажу и курсу и пневмопривод элеронов ПГ-10 для стабилизации крена;
• боевую часть Ф-25. Состоит из двух самостоятельных частей: осколочно-фугасной Ф-25-1М и осколочной Ф-25-2. В задней части алюминиевого корпуса последней, внутри которого размещено снаряжение, имеется специальная полость, где уложены в два ряда 620 осколков прямоугольной формы. У Ф-25-1М снаряжение размещается в стальном корпусе, внутри передней части которого предусмотрена специальная зона, где уложено до 10 кг стальных осколочных элементов цилиндрической формы, каждый диаметром 10 мм и длиной 13 мм;
• контактное взрывательное устройство КВУ-69, обеспечивающее подрыв боевых частей при скорости встречи с преградой 200...600 м/с и углах подхода 2...50° от горизонта при крене ракеты 15°. Оно включает систему контактных датчиков СКД-69, состоящее из трех ударных замыкателей инерционно-волнового действия, реакционного кабельного датчика, имеющего контактный нож для увеличения чувствительности, соединительной колодки, и предохранительно-исполнительные механизмы И-256 и И-255 для подрыва основной и дополнительной боевых частей;
• воздушную систему, состоящую из ампульного пневмоблока и устройств для подвода воздуха к рулевым приводам и арретирам рулей; • электросистему, включающую блок из шести электрохимических батарей 9Б16 (источник постоянного тока), блок питания БП-69 (источник переменного тока), предохранительный механизм ПМ-68, блок задержки БЗ-69 и коммутационную аппаратуру.
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 24Н1;
• 2-й отсек — отсек управления, где размещены блок управления БУ-41, два пневмопривода рулей ПГ-11 и система контактных датчиков СКД-24. Снаружи отсека расположены рули и чека предохранительного механизма ПМ-68 в верхней части отсека;
• 3-й отсек — боевая часть Ф-25-1М с исполнительно-предохранительным механизмом И-256;
• 4-й отсек— двигатель ПРД-228. На корпусе двигателя расположены узлы подвески под носитель и дополнительные узлы крепления консолей крыла;
• 5-й отсек — отсек энергообеспечения, где размещаются пневмоблок с редуктором, блок батарей 9Б16, блок электропитания БП-69, элементы электроавтоматики, пневмопривод ПГ-10. Снаружи корпуса находятся основные узлы крепления консолей крыла, а вверху имеется бортовой электроразъем для электросвязи с носителем;
• 6-й отсек боевой части Ф-25-2 с предохранительно-исполнительным механизмом И-255.
В процессе серийного производства в конструкцию ракеты постоянно вносились изменения для повышения ее эксплуатационных свойств. Так, источик питания БП-69 был заменен на БПГ-69, в котором вместо параметрического стабилизатора напряжения используется емкостный фильтр. Начиная с 1977 г. на ракете стала устанавливаться боевая часть Ф-25-2М вместо Ф-25-2, в СКД-69 убран реакционный датчик, блок задержки БЗ-69 заменен на МБЗ-69. С июля этого же года блок управления БУ-41 системы управления ракетой заменен на блок БУ-42, в котором были использованы интегральные операционные усилители типа «Регата». Позднее его заменил блок БУ-42-01, отличающийся от БУ-42 коэффициентами передачи по перегрузке и крену в законе управления. Батареи 9Б16 были заменены на электрохимические твердосолевые батареи Т-454, обладающие повышенной устойчивостью к линейным перегрузкам.
Ракета Х-25 предназначена для поражения малоразмерных подвижных и неподвижных целей в условиях визуальной видимости с самолетов фронтовой авиации. Основными целями являются пусковые установки ракет, легкобронированные машины, железнодорожные эшелоны, кабины РЛС, малотоннажные корабли и суда. Первой системой вооружения, где использовалась Х-25, была система вооружения «Прожектор», предназначенная для применения ракете полуактивной лазерной ГСН. В ее состав входили (при использовании Х-25):
• 2 ракеты Х-25;
• авиационные пусковые устройства АПУ-68УМ2 (позднее также АПУ-68УМЗ);
• станция СП-14С («Прожектор-1») в подвесном контейнере для подсвета цели лазерным лучом (длина волны 1,06 мкм, оптический квантовый генератор выполнен на стекле активированном неодимом) и выдачи целеуказания на четыре ГСН, а также аппаратура связи, индикации, управления пуском;
• средства управления и индикации в кабине летчика;
• контрольно-проверочная аппаратура и средства наземного обслуживания. Подготовку ракеты к боевому применению проводят на штатной позиции ППП-3 «Ингул» («Ингул-А») с приставкой контрольно-проверочной аппаратуры АКПА-69. Пуск ракеты в системе вооружения «Прожектор» был возможен с пикирования (до 40°) или горизонтального полета, для чего перед вылетом марка прицела (условный индикатор положения лазерного луча) устанавливается под углом —2° или —6° от строительной оси станции. При обнаружении цели летчик прицеливался по неподвижной марке прицела АСП-17, включал станцию подсвета и, получив сигнал о захвате ГСН 24Н1 отраженного от цели лазерного луча, производил пуск. В течение приблизительно одной секунды ракета выполняла полет, близкий к горизонтальному, отрабатывая стартовые возмущения, после чего переходила в наведение на цель по сигналам ГСН методом пропорционального наведения. В течение всего этого времени летчик пилотировал самолет так, чтобы лазерный луч не потерял цель.
Основными недостатками системы вооружения «Прожектор» были:
• невозможность выполнения самолетом-носителем маневра от начала атаки цели до момента ее поражения;
• сложность прицеливания и удержания лазерного луча при подсвете цели, вызванная жесткой установкой контейнера на самолете, подверженного воздействию воздушных потоков;
• большие масса и габариты;
• относительно большое потребление энергии;
• отсутствие комплексного решения вопроса измерения дальности и подсвета цели, приводящей к необходимости одновременной установки на борту самолета-носителя двух источников лазерного излучения.
Поэтому система вооружения «Прожектор» не получила широкого распространения, и единственным серийным самолетом, использовавшим ее, был истребитель-бомбардировщик Су-17М2, что было продемонстрировано в 6 пусках в ходе специальных летных испытаний в сентябре 1975 г. Каждый самолет мог брать только две ракеты Х-25.
В 1975 г. на самолете МиГ-23Б (32-24) начались испытания системы вооружения «Клен», предназначенной для замены системы вооружения «Прожектор». Ее основное отличие от последней заключалось в использовании лазерной станции дальнометрирования и подсвета «Клен-П», установленной вместо лазерного дальномера «Фон», что позволило отказаться от контейнера со станцией подсвета. При атаке цели ракетами с лазерной ГСН с использованием системы вооружения «Клен» от летчика требовалось удерживать марку прицела на цели (а следовательно, ось лазерного луча) при помощи кнюппеля на ручке управления, пилотируя самолет так, чтобы лазерный луч не потерял цель. При наличии на борту самолета цифровой машины типа «Орбита» возможно программное сопровождение цели лазерным лучом по ее сигналам без вмешательства летчика. В 1975— 1978 гг. в ходе специальных и государственных летных испытаний системы вооружения «Клен» было выполнено 32 пуска ракет Х-25 с опытных образцов самолетов МиГ-27М (16 пусков) и Су-17МЗ (8 пусков), опытных образцов МиГ-23Б [5 пусков) и Су-17М2 (3 пуска). По результатам пусков данная система была принята на вооружение ударных самолетов фронтовой авиации. Ее носителями являются Су-17МЗ, Су-17М4, Су-17УМЗ, Су-22МЗ, Су-22М4, Су-22УМЗ, Су-25, Су-25К, Су-25УБ, МиГ-27М и МиГ-27Д. Каждый самолет может брать до четырех ракет Х-25, размещаемых на пусковых устройствах АПУ-68УМ2 и АПУ-68УМЗ.
Практически одновременно с системой вооружения «Клен» на опытном образце самолета МиГ-23БК начались испытания более сложной системы вооружения «Кайра». Она позволяла применять управляемые бомбы и ракеты с полуактивной лазерной и пассивной телевизионной системами наведения. После визуального обнаружения цели летчик выводил ее изображение в центр видеоконтрольного устройства, производил захват на сопровождение датчиками слежения системы «Кайра», включал лазерную станцию подсвета и после получения сообщения о захвате ГСН 24Н1 цели при условии выдачи БЦВМ прицельно-навигационного комплекса сообщения о нахождении в зоне разрешенных пусков производил пуск. Во время полета ракеты к цели самолет мог выполнять противозенитный маневр при условии удержания цели лазерной станцией подсвета, генератор которой имел углы прокачки —160...0° по тангажу и ±35° по горизонтальному углу пеленга. Сопровождение цели осуществлялось следящей телевизионной системой. В ходе проведения государственных испытаний системы вооружения «Кайра-23» в составе прицельно-навигационного комплекса ПрнК-23 самолета МиГ-23БК было выполнено 46 пусков ракет Х-25, по результатам которых данная система была принята на вооружение истребителей-бомбардировщиков МиГ-27К (обозначение МиГ-23БК с 1981 г.). Каждый самолет мог размещать до четырех ракет Х-25 на пусковых устройствах АПУ-68УМ2 и АПУ-68УМЗ. Модификацией «Кайры-23» является система вооружения «Кайра-24», используемая фронтовыми бомбардировщиками Су-24М, размещающими также до четырех ракет Х-25 на пусковых устройствах АПУ-68УМ2 и АПУ-68УМЗ.
Впервые советские ВВС применили ракеты Х-25 в боевых действиях в Афганистане весной 1986 г. с самолетов Су-25. Первоначально подсвет цели осуществлял сам носитель или его ведомый, однако вскоре для подсветки цели стали использоваться лазерные станции наземных наводчиков. Сам источник лазерной энергии монтировался первоначально импровизированно на БМП или БТР, затем их сменили штатные боевые машины авиационного наведения на шасси БТР-80, на которых система целеуказания была укрыта под броней и выдвигалась наружу при работе. В ходе боев пилоты 378-го отдельного штурмового авиаполка выполняли пуски ракет по вырубленным в скалах складам, пещерам, долговременным огневым укрепленным точкам моджахедов с пологого пикирования под углом 20...30° на дальности 4...5 км. В ходе них ракеты точно попадали во входы пещер и амбразуры, отклонение ракет от точки прицеливания не превышало 1,5...2 м. Всего, по данным ОКБ П. О. Сухого, в Афганистане было выполнено 139 пусков управляемых ракет с лазерной ГСН.
В 1985 г. на нескольких серийных ракетах Х-25 передняя (основная) боевая часть была заменена на кассетную, содержащую 90 боевых элементов 9А-773, а вместо задней боевой части разместили взрыватель-радиовысотомер. Это была экспериментальная работа и преследовала цель определить конфигурацию и размеры зоны разлета боевых элементов, оценить плотность точек их падения, проверить взведение их взрывательных устройств. Всего было выполнено шесть пусков с самолета Су-17МЗ. Несмотря на вполне приемлемые результаты, дальнейшие работы прекратили, так как серийное производство ракеты Х-25 уже было завершено, а ее преемница Х-25 МЛ имела меньшие размеры отсека боевой части.
Тактико-технические данные ракеты Х-25
Максимальная дальность пуска, км:
- при максимальной высоте пуска - До 7;
- при минимальной высоте пуска - До 7;
Минимальная дальность пуска, км:
- при максимальной высоте пуска - 3;
- при минимальной высоте пуска - 3;
Диапазон высот пуска, км - 0,05...4;
Диапазон скоростей пуска, км/ч - 400... 1100;
Скорость полета, м/с:
- максимальная - 700;
- средняя (при дальности пуска 7 км) - 400...500;
Время управляемого полета, с - До 22;
Располагаемая перегрузка, g - До 11;
Точность (Екво), м - 6,4;
Размеры, мм:
- длина ракеты - 3570;
- диаметр ракеты - 275;
- размах крыла - 785;
Стартовая масса ракеты, кг - 320;
Масса боевых частей, кг - 111 + 26;
Тип боевой части - ОФ + О;
Тип двигателя - РДТТ;
Тип системы наведения - ЛГСН;
Условия применения - ПМУ, при визуальном наблюдении цели;
Носители - АБК МиГ-27К, МиГ-27М, МиГ-27Д, Су-25, Су-24М, Су-17М2, Су-17МЗ, Су-17М4, Су-17УМЗ
Источник: книга "Авиация ВВС России и научно технический прогресс".
