НАЗНАЧЕНИЕ И СОСТАВ КОМПЛЕКСА

ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ

ВВЕДЕНИЕ

Настоящие Техническое описание и Инструкция по эксплуата­ции являются основными документами для изучения устройства и правил эксплуатации боевых средств комплекса 9К310 в вой­сках.

В Техническом описании излагаются общие сведения о комп­лексе, устройство и принцип действия боевых средств комплекса.

В Инструкции по эксплуатации излагаются правила боевого применения, технического обслуживания, хранения и транспорти­рования комплекса.

При изучении устройства и правил эксплуатации комплекса необходимо дополнительно пользоваться эксплуатационными документами на планшет 1Л15-1, ПКП 9В837М, 9В866, радиостанцию Р-147,радиоприемник Р-147П и учебно-тренировочными средствами комплекса.

В тексте Технического описания приняты следующие сокра­щения:

АРП — автомат разарретирования и пуска;

БИП — бортовой источник питания;

БЧ — боевая часть;

ВГ — взрывной генератор;

ВЗ — взрыватель;

ДУ — двигательная установка;

ДУС — датчик угловых скоростей;

ЗИП — запасные части, инструмент и принадлежности;

КПА— комплект контрольно-проверочной аппаратуры и вспо­могательного оборудования;

НРЗ — наземный радиолокационный запросчик;

ПАД — пороховой аккумулятор давления;

ПКП — подвижной контрольный пункт;

ПМ. — пусковой механизм;

ПУД — пороховой управляющий двигатель;

РМ. — рулевая машинка;

РП — радиоприемник;

ТГС — тепловая головка самонаведения;

ТеО — текущее обслуживание;

ТО — техническое обслуживание;

ФСУР — формирователь сигналов управления рулями; ЭВ — электровоспламенитель.

НАЗНАЧЕНИЕ И СОСТАВ КОМПЛЕКСА

Переносной зенитный ракетный комплекс 9КЗ10 предназначен для поражения реактивных, турбовинтовых и винтомоторных са­молетов и вертолетов на встречных и догонных курсах в условиях визуальной видимости цели.

В состав комплекса входят боевые средства, средства приема целеуказания, средства связи и средства технического обслужи­вания.

Состав и тактико-технические характеристики боевых средств комплекса приведены в разд. 4.

К средствам приема целеуказания относится переносной электронный планшет 1Л15-1, обеспечивающий своевременное оповещение стрелка-зенитчика о месте нахождения и направле­нии движения воздушной цели.

К средствам связи относятся радиостанция Р-147 и радио­приемник Р-147П.

К средствам технического обслуживания относятся ПКП9В837М и КПА 9Ф387М, предназначенные для проведения техни­ческого обслуживания и регламентных работ с комплексом и его элементами в полевых условиях и на базах (арсеналах).

В походном положении боевые средства комплекса переносят­ся на плечевом ремне за спиной (рис. 1).

Пуск ракеты осуществляется стрелком-зенитчиком с плеча из положения стоя или с колена с открытой, обеспечивающей обзор воздушного пространства, позиции (рис. 2).

Комплекс позволяет производить пуски из окопа, с позиций, занимаемых на воде, болотистой местности, с объектов бронетан­ковой техники, движущихся по ровной местности со скоростью не более 20 км/ч, а также с автомашины с места или короткой оста­новки. Комплекс позволяет осуществлять пуск ракеты стрелком-зенитчиком в индивидуальных средствах противохимической за­щиты.

3. ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КОМПЛЕКСА И ЕГО СРЕДСТВ

3.1. Комплекс 9К310

Максимальная высота поражаемых целей, м: на встречных курсах:

реактивные самолеты........................................ 2000

вертолеты и поршневые самолеты .... 3000 на догонных курсах:

реактивные самолеты........................................ 2500

вертолеты и поршневые самолеты................... 3500

Минимальная высота поражаемых целей, м . . . . 10 Максимальный параметр поражаемых целей, м на встречных курсах:

реактивные самолеты................................ Не менее 2000

вертолеты и поршневые самолеты . . . Не менее 2500 на догонных курсах:

реактивные самолеты................................ Не менее 2500

вертолеты и поршневые самолеты . . Не менее 3000 Скорость поражаемых целей, м/с:

на встречных курсах.......................... . 360

на догонных курсах........................... 320

Наклонная дальность поражения, м . . . . 500—5000
Время перевода из походного положения в бое­
вое, с..................................................................... Не более 13

Время готовности к пуску (после выхода

на режим наземного блока питания), с . . Не более 5
Диапазон рабочих температур, ^СС...................... От —40 до +50

3.2. Переносной электронный планшет 1Л15-1

Масса, кг............................................................ 6,87

Время приведения в боевую готовность, мин . Не более 3
Время непрерывной работы, ч..................... Не менее 24

Время замены источника питания, мин ... Не более 3

Время выхода на режим, с............................... Не более 7

Максимальное расстояние отображения цели

от оператора, км............................................. Радиусом 12,8

Число целей, отображаемых одновременно . До четырех

Расстояние до передающего пункта, км . . . До 15

Диапазон рабочей температуры, °С .... От —50 до +50

Технический ресурс работы, ч............................ Не менее 5000

Гарантийная наработка (с момента начала

эксплуатации), ч.......................................... 500

Примечание. При использовании планшета при ми­нусовой температуре окружающего воздуха приемник и источник питания необходимо располагать под одеждой стрелка-зенитчика.

3.3. Подвижной контрольный пункт 9В837М, 9В866

Время развертывания из походного положе- не более 30

ния в рабочее, мин....................................

Время свертывания, мин................................... 25

Гарантийный ресурс работы (в течение 1000 ч) Не менее 1000

проверок

Непрерывная работа (с последующим пере­
рывом не менее 1 ч), ч................................... Не менее 12

Надежность работы на один отказ .... Не менее 1500

циклов прове­рок (но не ме­нее 300 ч нара­ботки на один отказ)

Среднее время проведения ТО-1 с одним ПМ

или регламентных работ с одной ракетой,

мин 50 (для 9В866 не более 60)

3.4. Метод наведения ракеты на цель и принцип действия системы управления

3.4.1. Наведение ракеты на цель осуществляется по методу пропорционального сближения, при котором управляющий сигнал пропорционален абсолютной угловой скорости вращения линии визирования ракета — цель. Сущность метода заключается в том, чтобы свести к нулю угловую скорость линии визирования раке­та — цель, что позволит обеспечить встречу ракеты с целью в упрежденной точке.

3.4.2. Система управления полетом ракеты предназначена для реализации выбранного метода наведения ракеты на цель. В качестве измерителя угловой скорости линии визирования ракета —цель используется одноканальная гироскопическая головка само­наведения.

В основу построения бортовой аппаратуры заложен прин­цип одноканального управления вращающейся ракетой с рабо­тающим в релейном режиме исполнительным органом (РМ), поз­воляющим, используя вращение ракеты, создавать управляющую силу в любом направлении пространства.

3.4.4. Схемы наведения ракеты на цель по методу пропорцио­нального сближения на догонных и встречных курсах приведены на рис. 3. На начальном участке траектории ракета летит не в упрежденную точку, угловая скорость линии визирования раке­та — цель не равна нулю. Тепловая головка самонаведения (ТГС) оценивает эту скорость и пропорционально ее величине форми­рует команду управления, исполняя которую рули РМ создают управляющую силу в нужном направлении (под управляющей силой понимается аэродинамическая сила на рулях РМ. при их отклонении). Под воздействием аэродинамической управляющей силы ракета начинает разворачиваться относительно центра масс, при этом появляется угол атаки, в результате чего создается ре­зультирующая подъемная сила, изменяющая траекторию полета
ракеты таким образом, чтобы свести к нулю угловую скорость линии визирования ракета — цель.

3.4.5. Схема формирования команд представлена на рис. 4. Ось поворота рулей РМ вращается вместе с ракетой. Управляющая сила направлена перпендикулярно оси поворота рулей РМ. При подаче напряжения только в одну из двух обмоток РМ (рис. 4, а) рули отклоняются и будут находиться в одном из крайних поло­жений, при этом результирующая управляющая сила в процессе одного оборота ракеты будет равна нулю. При подаче напряже­ния поочередно в каждую из обмоток РМ (рис. 4, б) через пол­ оборота ракеты рули будут перебрасываться из одного крайнего положения в другое, при этом результирующая сила R_р будет иметь максимальное значение. Направление результирующей силы R_р в пространстве можно изменять, меняя фазу управляю­щего сигнала.

3.4.6. Для получения пропорциональной зависимости управляющей силы от амплитуды управляющего сигнала в систему управления ракетой введена вынужденная линеаризация сину­соидальным напряжением. Сигнал линеаризации U_л, имеющий по отношению к управляющему сигналу U_С удвоенную частоту, скла­дывается с управляющим сигналом во ФСУР головки, образуя суммарный сигнал U_сум . С выхода усилителя ФСУР сигнал U_рм (прямоугольной формы) поступает в обмотки РМ.

3.4.7. При отсутствии управляющего сигнала на РМ поступает только сигнал линеаризации (рис. 4,г), при этом рули будут пе­ребрасываться через 90°, результирующая управляющая сила в процессе одного оборота ракеты будет равна нулю.

3.4.8. При наличии управляющего сигнала (рис. 4, д) переброс рулей от суммарного сигнала будет осуществляться за один обо­рот ракеты четыре раза, но через 90°±∆φ, в результате чего ре­зультирующая сила R_р будет пропорциональна амплитуде U_с.

Предположим, что управляющая сила Л в начальный момент направлена в сторону точки 1. При вращении ракеты по ходу часовой стрелки управляющая сила Л меняет направление от точки 1 к точке 2 (U_Сум между точками 1 и 2 не меняет по лярность). В точке 2 происходит переброс рулей (U_Сум меняет полярность), управляющая сила Л меняет направление от точки 2 к точке 2'. Далее управляющая сила Я меняет направление от точки 2' к точке 3 (U_сум между точками 2' и 3 не меняет поляр­ность). В точке 3 происходит переброс рулей (U_сум меняет поляр­ность), в результате чего управляющая сила R меняет направление от точки 3 к точке 3'. Затем управляющая сила Rменяет направление от точки 3' к точке 4 (U_сум не меняет полярность). В точке 4 происходит переброс рулей (U_сумменяет полярность), в результате чего и управляющая сила Л меняет направление от точки 4 к точке 4'. Далее управляющая сила Л меняет направле­ние от точки 4' к точке 5 (U_сум не меняет полярность). В точке 5 происходит переброс рулей (U_сум меняет полярность), и управ­ляющая сила Л меняет направление от точки 5 к точке 5'. В ре­зультате этого за полный оборот ракеты управляющая сила R заполняет площади секторов, ограниченные дугами 1—2, 2'—3, 3'—4, 4'—5. Секторы 2'—1—4' и 4—3'—2 взаимно уравновеши­ваются. Неуравновешенной остается площадь сектора, ограничен­ного дугой 4'—2. Величина этой площади зависит от амплиту­ды [U_с и определяет величину, а ось симметрии неуравновешенно­го сектора — направление результирующей силы R_Р.

Таким образом, при одноканальном методе формирования команды с введением сигнала линеаризации величина результи­рующей силы R_р в определенных пределах зависит от амплитуды, а направление — от фазы управляющего сигнала.

3.4.10. Если амплитуда U_с в 1,5—2 раза превышает амплиту- ДУ U_л(рис. 4, е), то переброс рулей будет осуществляться через
180°; при этом результирующая сила R_р будет иметь максималь­ное значение.

3.4.11. Величина результирующей силы R_р характеризуется коэффициентом команды (К_к), под которым понимается степень использования максимальной результирующей силы R_р. Зависи-

мость К_к от соотношения амплитудных значений U_си U_л приве­дена на рис. 4, в.

3.4.12. Зависимость направления результирующей силы R_р от фазы приведена в следующей таблице.

3 4.13. Для придания ракете при старте необходимых углов возвышения и упреждения предусмотрен автоматический разво­рот ее на начальном участке траектории.

3.5. Зоны пускаи поражения

3. 5.1. Зона пуска представляет собой часть пространства, при нахождении цели в которой должен осуществляться пуск ракеты.

3. 5. 2. Зоной поражения называется часть пространства, в пре­делах которой цель может быть поражена ракетой, если пуск осуществлен в зоне пуска.

3 53 На рис. 5—23 приведены плоскостные зоны пуска и по­ражения при стрельбе по различным типам целей. На рис. 24 для наглядности приведена пространственная зона пуска.

3 5 4 Пространственные зоны пуска и поражения при стрельое на догонных курсах образуются вращением соответствующей го­ризонтальной плоскостной зоны вокруг оси X, которая всегда к моменту пуска ориентируется вдоль курса цели. Они строятся с учетом ограничений по максимальной и минимальной высотам полета цели и по максимальному углу пуска ракеты. Простран­ственные зоны пуска и поражения при стрельбе на встречных курсах представляются горизонтальными плоскостными зонами для нескольких высот. Зоны строятся в системе координат с на­чалом в точке старта ракеты.

3.5.5. Ближняя граница зон пуска и поражения в основном ограничивается:

— на встречном курсе — поперечной перегрузкой ракеты;

— на догонном курсе — максимальной угловой скоростью сле­жения при которой ПМ в режиме АВТОМАТ разрешает пуск.

3.5.6. Дальняя граница зон пуска и поражения в основном ограничивается:

— на встречном курсе — мощностью излучения от цели, при которой ТГС надежно функционирует в момент старта ракеты;

— на догонном курсе — дальностью управляемого полета ра­кеты лимитируемой ресурсом работы двигателя, и минимально допустимой скоростью ракеты при встрече с целью, обеспечиваю­щей необходимую для срабатывания взрывателя перегрузку.

Ограничение по мощности излучения является величиной, за­висящей от типа, параметров полета цели и чувствительности

ТГС

Кроме того, на границы зон пуска оказывают влияние сле­дующие факторы:

_ максимально допустимый угол пеленга ТГС;

минимально допустимая угловая скорость слежения, при которой ПМ в режиме АВТОМАТ разрешает пуск;

— максимально допустимый угол пуска;

— время анализа АРП.

3.5.7. Применение схемы формирования дополнительных команд
на начальном участке траектории позволяет расширить зоны
пуска за счет смещения ближней границы.

3.5.8. Максимальный угол пуска ракеты в вертикальной плос­
кости (исходя из условий физиологических возможностей стрелка-
зенитчика и исключения воздействия на него газовой струи стар­
тового двигателя) принят равным 70°.

Не нашли, что искали? Воспользуйтесь поиском по сайту: