Тема: БВ

3.2.2. Управляемая авиационная ракета Х-25МЛ
Управляемая ракета Х-25МЛ предназначена для поражения малоразмерных тактических
целей:
кабин
РЛС;
пусковых установок комплексов
ЗУР,
тактических и
оперативнотактических ракет; самолетов на открытых стоянках и в легких укрытиях;
легких мостов и переправ;
малотоннажных
судов и
десантно-высадочных средств в
прибрежной полосе; железнодорожных эшелонов и т.д.
Компоновочная схема Х-25МЛ
Ракета Х-25МЛ выполнена по аэродинамической схеме " утка" с Х-образным
расположением крыльев и рулей в двух взаимно перпендикулярных плоскостях.
Управление ракетой по курсу и тангажу осуществляется без крена двумя парами рулей.
Стабилизация ракеты по крену обеспечивается отклонением четырех элеронов,
расположенных на консолях крыльев.
Для улучшения маневренности ракеты и увеличения располагаемой перегрузки на малых
скоростях на корпусе перед рулями установлены дестабилизаторы.
Конструктивно ракета состоит из шести технологических отсеков.
Расположение оборудования в отсеках:
Отсек 1: лазерная полуактивная головка самонаведения и приставка с блоком задержки ВЗ71.
Отсек 2: отсек управления. В отсеке установлены рулевые приводы ПГ-11, блок
формирования команд управления БФКУ-89, блок управления БУ-42-02, контактные
датчики Б-24. На корпусе ракеты расположены рули и в верхней части – предохранительный
механизм ПМ-71 с чекой.
Отсек 3: БЧ Ф-27 или Ф-27М с предохранительно-исполнительным механизмом И-255.
Отсек 4: пороховой ракетный двигатель РДТТ-324. На двигатели расположены узлы
Авиавооружение самолета Су-25
УРВ
подвески на самолет-носитель и передние узлы крепления крыльев.
Отсек 5: энергетический. В отсеке размещены батарея АБ-447, блок питания БП-77,
рулевой привод ПГ-10, пневмоблок, разъем безопасности.
На корпусе отсека расположены крылья, в верхней части установлен бортовой разъем для
электрической стыковки с АПУ.
Отсек 6: легкий обтекатель (на Х-25Л – дополнительная БЧ, массой 27 кг, с дроблением на 620
осколков).
Отсек 1. ГСН Х-25МЛ
Полуактивная лазерная ГСН (24Н1) ракеты Х-25МЛ представляет собой полуактивный,
чувствительный элемент (координатор цели ), работающий в диапазоне света с длиной
волны около 1 мкм. и предназначена для наведения ракеты по импульсной энергии,
отраженной от наземных целей, подсвечиваемых оптическим квантовым генератором
самолетной станции подсвета "Клен" или станции наземного подсвета.
Для работы ЛГС необходима подсветка цели лазерным лучом с борта носителя, другого
самолета станцией подсвета цели или наземной станцией подсвета. ЛГС обеспечивает
выделение, захват и сопровождение пятна лазерного луча на окружающем фоне и выработку
углов пеленга цели в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Следящий координатор
работает в трех режимах: АРРЕТИРОВАНИЕ, ЦЕЛЕУКАЗАНИЕ, СЛЕЖЕНИЕ.
Основные технические характеристики ЛГС:
- дальность действия: - 8…15 км. (при подс-вете с земли).
- диапазон освещенности цели: - не менее 2000 люкс.
- диапазон измеряемых углов пеленга цели:
- в вертикальной плоскости: 30(;
- в горизонтальной плоскости: 20…60(;
- диапазон измеряемых угловых скоростей: 7/с.
ЛГС состоит из оптической системы с фотоприемником, расположенных на
гиростабилизаторе, блока электронной обработки, блока автоматики и блока питания. В
состав оптической системы входит сферический обтекатель и оптический объектив.
Фотоприемник представляет собой полупроводниковый фотодатчик, состоящий из
четырех отдельных фотоэлементов А, Б, В и Г, установленный в фокусе оптической
системы и предназначенный для преобразования светового пятна изображения
цели,
проектируемого с помощью объектива, в электрические сигналы. Получаемые с помощью
фотодатчика электрические сигналы предварительно усиливаются.
Отсек 2. Отсек управления
. В отсеке установлены рулевые приводы, блок формирования команд управления, блок
управления, контактные датчики(3 инерционных ударных замыкателей и 4 реакционных
датчиков в передних кромках крыльев). На корпусе ракеты расположены рули и в верхней
части – предохранительный механизм с чекой.
СУ ракетой Х-25МЛ обеспечивает:
- управление ракетой по сигналам ГСН;
- стабилизацию ракеты относительно центра масс по трем осям, связанной с ракетой,
системы координат;
- выполнение ракетой маневра "Вертикальная горка" для увеличения угла подхода
ракеты к цели;
- безопасность старта ракеты с самолета;
- программное ограничение перегрузки ракеты.
СУ имеет три канала:
I и II - стабилизации и управления ракетой по курсу и тангажу;
III - для стабилизации ракеты по крену.
Для обеспечения безопасности самолета носителя при старте ракеты управление
ракеты по сигналам ГСН начинается через 1 с после схода ракеты с
пускового
Авиавооружение самолета Су-25
УРВ
устройства.В течение 1 с СУ обеспечивает парирование стартовых возмущений ракеты
стабилизацию управляющей перегрузки и крена, равных нулю.
Канал III СУ стабилизирует угол крена до момента встречи ракеты с целью. Элероны
управляются от сигналов датчика угла крена и датчика угловых ускорений.
При пуске ракеты с отключенным режимом "горка" (выключатель установлен только на
Су-25СМ) разворот ракеты на цель происходит одновременно с включением управления.
Траектория ракеты имеет характер близкий к прямолинейному пикированию.
Отсек 3.Боевое снаряжение Х-25МЛ
Составными частями боевого снаряжения ракеты Х-25МЛ являются фугасная БЧ Ф-27
и контактное
взрывательное
устройство,
включающее в себя систему контактных
датчиков СКД-24 (X,Y,Z) и предохранительно-исполнительный механизм И-255.
Фугасная БЧ является отсеком ракеты и состоит из корпуса и заряда взрывчатого
вещества ДОГА-3 (очень мощного) с промежуточным детонатором.
Основные технические данные БЧ ракеты Х-25МЛ:
- длина: 785 мм;
- диаметр: 275 мм;
- масса: 88,5 кг;
- масса заряда: 80 кг.
- кол-во осколков: 2000 шт. массой 7-8 г.
Система контактных датчиков СКД-24 вырабатывает импульс электрического тока,
необходимый для срабатывания электровоспламенителя ПИМ при любых углах встречи
ракеты с преградой.
Несрабатывание датчиков в служебном обращении и в
полете обеспечивается
статической настройкой (отношение усилия, необходимого для отрыва якоря, к его массе
выбирается в несколько раз большим ускорений ракеты в полете).
ПИМ И-255 исключает возможность выдачи детонационного импульса на подрыв БЧ во
всех условиях эксплуатации и боевого применения до истечения времени дальнего взведения
и обеспечивает подрыв БЧ при поступлении электрического сигнала от датчиков Б-24
после истечения времени дальнего взведения.
Основные технические данные ПИМ:
- минимальная рабочая перегрузка: 6,0;
- время дальнего взведения: 3,6…5,1 с;
- максимальная высота применения: 26 км;
Отсек 4. Двигатель Х-25МЛ
Ракетный
двигатель
твердого
топлива РДТТ-324 предназначен для обеспечения
старта ракеты с самолета и полета ее со скоростью, необходимой для выполнения задачи
по поражению цели.
Корпус представляет собой металлическую сварную конструкцию из высокопрочной
стали, защищенную внутри теплоизоляционным материалом.
Сопловой блок состоит из металлического корпуса с напрессованным на его
внутреннюю поверхность пресс-материалом. В раструб сопла на клее установлена диафрагма,
обеспечивающая герметичность двигателя со стороны соплового блока и некоторое
избыточное давление в камере сгорания двигателя в момент его запуска, необходимое для
нормального воспламенения заряда топлива. В критическом сечении сопла имеется вкладыш
из графита. Герметичность соединения при вворачивании соплового блока в крышку
достигается за счет резиновой прокладки.
Заряд Ш-324 изготавливается путем заливки в корпус двигателя со стороны крышки
смесевого твердого топлива. Заряд представляет собой прочно скрепленный с корпусом
двигателя моноблок, в центре которого имеется канал звездообразного сечения. Выгорание
заряда при работе двигателя происходит по поверхности канала.
Пиропатрон через коробку электрооборудования со жгутами и два дублирующих друг
друга положительных контакта подключены к АПУ и электрической сети самолета-носителя.
Авиавооружение самолета Су-25
УРВ
Отсек 5: Энергетический.
В отсеке размещены батарея (с твердым электролитом и пиронагревателями), блок питания,
рулевой привод, воздушно-арматурный блок ВАБ (баллон, ёмкостью 2 литра со сжатым
воздухом, давлением 350 кг/см2) разъем безопасности. Время работы блока батарей и ВАБ, не
менее 25 с. На корпусе отсека расположены крылья, в верхней части установлен бортовой
разъем для электрической стыковки с АПУ.
Отсек 6: Легкий обтекатель.
(на Х-25Л – дополнительная БЧ, массой 27 кг, с дроблением на 620 осколков, массой 7-8 г).
Режимы работы аппаратуры ракеты Х-25МЛ
Ракета Х-25МЛ подвешивается на авиационное пусковое устройство АПУ-68-85 и
запитывается электрическими напряжениями от самолетных источников при включении
выключателей РАКЕТЫ СТАНЦИИ . При этом из АПУ на ракету выдается питающее
напряжение на раскрутку гиромоторов СУР и ЛГС. Через 2 минуты 45 секунд после включения
гиромоторы СУР и ЛГС выходят на режим и происходит их электрическое арретирование.
На пульте ПИ-Т8-54 загораются бленкера НАЛИЧИЕ, а при установке переключателя
Р,60-Б,П в положение С,60 на индикаторе РАБОТА появится надпись УРВ.
Целеуказание и разрешение на захват цели ПРНК самолета на ЛГС ракеты выдается при
нажатии кнопки КЛЁН ПЗ на РУДе . При этом ЛГС ракеты наводится на цель и при появлении
отраженного от цели сигнала в поле зрения ЛГС происходит захват цели.
При захвате цели ЛГС ракет на пульте ПИ-Т8-54 появляются зелёные бленкера
ГОТОВНОСТЬ захвативших ракет .
Пуск ракеты производится, нажатием гашетки БК ПОДВЕСКИ на РУС в кабине
самолета . При этом в ракете взводится ампульная батарея, запускается блок газового
снабжения, запитывается электронная часть СУР и ракета переходит на собственные источники
электропитания. Рули ракеты устанавливаются в нулевое положение, происходит запоминание
информации об условиях пуска и разарретируются гироскопы СУР. После разарретирования
гироскопов в СУО выдается команда ГОТОВ, по которой на ракету выдаётся команда ПУСК.
Для обеспечения безопасности самолета носителя при старте ракеты управление ракеты по
сигналам ГСН начинается через 1 с после схода ракеты с пускового устройства,а через 3,6с.
взводится ПИМ.
При попадании ракеты в цель происходит подрыв БЧ ракеты от контактного взрывательного
устройства.
При несходе ракеты с АПУ через 2,4 с. после нажатия гашетки ПОДВЕСКИ, СУО снимает
пусковые команды, команду ЗАХВАТ, ракета обесточивается, рули ракеты отклоняются на
пикирование и контрятся.
Аварийный (неуправляемый) пуск ракеты производится без захвата цели ЛГС. Для
выполнения аварийного пуска необходимо в кабине самолета установить нажимной
переключатель НЕУПР. ПУСК (он сделан с предохранителем: вытащить и включить) в
положение УР. От одного нажатия сойдут 2 ракеты с интервалом 1 секунда. Для схода
следующих 2 ракет, ещё раз установить нажимной переключатель НЕУПР. ПУСК в положение
УР. Ракета сходит с АПУ с взведением ПИМ, то есть при падении на землю она взорвется.
Авиавооружение самолета Су-25
УРВ