[ezup]

Базирование:
Самолет
Система управления:
Радиолокационная ГСН
Боевая часть:
Осколочно-фугасная
Применение:
Противо-РЛС
Страна:
Россия
Дальность:
40 км.
Год разработки:
1981 г.


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 ±30^o 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 ±30^o по курсу и от +20^o до -40^o 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