Сделай Сам Свою Работу на 5

Тактико-технические характеристики И-1

Ракета 9М313

Калибр, мм........................................................ 72,1

Масса снаряженной ракеты, кг.................. 10,8

Средняя скорость полета на марше (при 15°С),

м/с.................................................................. 570

Метод наведения............................................... Пропорцио­нальное сближение

Система управления ...................................... Одноканальная

Тип головки самонаведения .................. Тепловая, пас­сивная

Максимальный угол пеленга ТГС, град . . ±40

Наземный блок питания 9Б238

Время выхода на режим в интервалах тем­ператур, с:

от —20 до +50°С...................................... 1

от —20 до —50° С................................... 1,3

Время работы, с Не менее 30

Масса, кг.......................................................... 1,3

Рабочее давление газа в баллоне (при 20°С), кгс/см2 350

ПМ 9П519-1 с НРЗ1Л14 , 9П519 или 9П516 без НРЗ

Масса, кг.......................................................... 3

Диапазон рабочих температур, °С .... От —50 до +50

Гарантийный ресурс, пусков..................... 750

Время готовности НРЗ, с............................ 3,5

Максимальная дальность опознания НРЗ, км 5±0,2
Минимальная высота опознания НРЗ, м . 10
Разрешающая способность по азимуту НРЗ, град 25±5

Труба 9П322 (9П322-1)

Масса, кг.......................................................... 3,25+0'2(0,3)

Длина, мм........................................................ 1697±4


5. СОСТАВ, НАЗНАЧЕНИЕ, УСТРОЙСТВО И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ ОСНОВНЫХ УЗЛОВ РАКЕТЫ

Зенитная ракета 9М313 состоит из скрепленных между собой отсеков: тепловой головки самонаведения / (рис. 26), рулевого отсека 2, боевой части 3 (с входящим в нее взрывателем), мар­шевого 4 и стартового 5 двигателей и крыльевого блока 6.

5.1. Тепловая головка самонаведения

5.1.1. ТГС предназначена для обеспечения захвата и автосо­провождения цели по ее тепловому излучению, измерения угло­вой скорости линии визирования ракета — цель и формирования сигналов управления ракетой.

5.1.2. ТГС включает в себя три основные системы: координа­тор цели, контур управления гироскопом и ФСУР.

Структурная схема ТГС показана на рис. 27.

5.1.3. В ТГС использован индикаторный гироскопический координатор, осуществляющий прием и преобразование лучисто­го теплового потока от цели в частотно-модулированный сигнал, содержащий информацию о положении цели относительно опти­ческой оси координатора.



5.1.4.Контур управления гироскопом осуществляет автосопро­вождение цели и выдает сигнал коррекции гироскопа в ФСУР.

ФСУР осуществляет преобразование сигнала коррекции гироскопа, пропорционального угловой скорости линии визирова­ния ракета — цель, с частоты коррекции на частоту вращения ракеты, усиление сигнала по мощности, суммирование с сигна­лами линеаризации и ДУС, а также подачу управляющего сиг­нала на РМ.


 

 



5.1.6. Координатор цели включает два основных узла: статор и ротор гироскопа. Статор состоит из приклеенных к фланцу катушек: вращения, генератора опорного напряжения, коррекции
и арретира. Он обеспечивает вращение ротора гироскопа, его электрическое арретирование и электромагнитную коррекцию. Вращающийся с большой частотой ротор гироскопа установлен на кардановом подвесе, обеспечивающем возможность покачивания ротора на угол ±40 град в любом направлении относи­тельно двух взаимно перпендикулярных осей, пересекающихся в центре масс гироскопа. Ротор представляет собой корпус, на котором крепятся постоянный магнит с зеркалом и детали опти­ческой системы.

5.1.7. Зеркало наклонено таким образом, что при его враще­нии в исходном положении изображение лучистого потока, сфо­кусированного оптической системой в тепловое пятно малого раз­мера, сканирует в плоскости модулирующего растра по окружности. имеющей диаметр, равный примерно половине диаметра растра.

5.1.8. Модулирующий растр прерывает лучистый поток за счет прозрачных и непрозрачных участков диска. Модулированный лучистый поток попадает на фотоприемник (ФП) и преобразуется в электрический сигнал, параметры которого зависят от взаим­ного расположения ракеты и цели.

5.1.9. Модуляция потока осуществляется следующим образом. При отсутствии угла рассогласования (Л=0, рис. 28, в) между линией визирования ракета — цель и оптической осью объектива центр растра совпадает с центром окружности сканирования изображения, при этом за время одного оборота изображения на выходе растра получается последовательность тепловых импуль­сов, длительность которых равна длительности паузы между ними. При попадании тепловых импульсов в указанной последо­вательности на фотоприемник сигнал на выходе последнего будет иметь вид, изображенный на рис. 28, а. Частота этого сигнала постоянна, так как время прохождения тепловым пятном прозрач­ных и непрозрачных участков растра одинаково.

При наличии угла рассогласования (∆≠0, рис. 28, в) центр окружности сканирования изображения смещается относительно центра растра, на выходе фотоприемника появляется частотно-модулированный сигнал, приведенный на рис. 28, б. Частота этого сигнала непостоянна из-за того, что время прохождения тепловым пятном прозрачных и непрозрачных участков растра неодинаково. Изменение частоты сигнала пропорционально величине углового рассогласования между центром растра и центром окружности сканирования изображения, которая зависит от величины угловой скорости визирования ракета — цель, а фаза модулированного сигнала — от направления этого рассогласования. Этот сигнал усиливается в предварительном усилителе (ПУ) и затем в уси­лителе несущей частоты (УН) (рис. 27).

5.1.10. В связи с тем что в ТГС используется метод частотной модуляции, сигнал в усилителе несущей частоты ограничивается по амплитуде (так как амплитуда при этом методе не содержит полезной информации) и поступает затем в частотный преобра­зователь (ПР), выходное напряжение которого меняется в зави­симости от частоты сигнала на входе. В амплитудном детекторе (АД) выделяется огибающая модулированного сигнала на часто­те вращения гироскопа, которая усиливается в усилителе коррек­ции (УК) и поступает в катушки коррекции. Наводимое в катуш­ках коррекции электромагнитное поле взаимодействует с магнит­ным полем ротора гироскопа, в результате чего он прецессирует в сторону уменьшения рассогласования между оптической осью гироскопа и направлением на цель.

5.1.11. Для удержания гироскопа в заарретированном положе­нии служит работающая совместно с усилителем коррекции си­стема арретирования, включающая катушки арретира и усили­тель арретира, расположенный в ПМ. Сигнал в обмотках кату­шек арретира изменяется в зависимости от угла пеленга; пред­варительно усиленный усилителем арретира ПМ. подается в уси­литель коррекции, а затем — в катушку коррекции. Создаваемый в катушке коррекции ток удерживает гироскоп в заарретирован­ном положении.

5.1.12. Для поддержания оборотов ротора гироскопа в тре­буемых пределах (на частоте f2) служит блок подкрутки.

5.1.13. Управление рулями ракеты осуществляется с помощью ФСУР. На фазовый детектор (ФД) ФСУР подаются два сигнала: сигнал коррекции, пропускаемый через узкополосный избиратель­ный синхронный фильтр (СФ), с опорным сигналом от обмотки арретира (на частоте f2) и сигнал с генератора опорного напря­жения (на частоте f2 плюс частота вращения ракеты).

Дополнительно для ограничения резко изменяющихся сигна­лов управления ракетой используется ограничение сигнала кор­рекции, поступающего в ФСУР, с помощью динамического огра­ничителя (ДО) с входным сигналом от синхронного фильтра (СФ). В фазовом детекторе происходит смешивание этих сигна­лов, с выхода активного фильтра снимается сигнал управления на частоте вращения ракеты.

Для обеспечения пропорционального управления ракетой при­меняется линеаризация с помощью дополнительного периодиче­ского воздействия. Такое воздействие вырабатывается генерато­ром линеаризации в виде напряжения синусоидальной формы. Кроме того, для стабилизации процесса наведения в контуре ФСУР используется сигнал с ДУС, который суммируется с сиг­налом управления и сигналом линеаризации. Суммарный сигнал усиливается в усилителе мощности (УМ) и поступает в катуш­ки РМ.

Для формирования сигналов управления ракетой на началь­ном участке наведения используется блок управления (БУ), сиг­нал на который поступает с катушки арретира.

5.1.14. В ТГС применяется инверсионный охлаждаемый фото­приемник. Требуемая чувствительность фотоприемника дости­гается за счет применения системы охлаждения. В качестве ра­бочего хладоагента используется газ, переходящий из газообраз­ной фазы в жидкую при дросселировании в системе охлажде­ния ТГС.

5.2. Рулевой отсек

5.2.1. Рулевой отсек предназначен для размещения аппаратуры управления полетом ракеты. В корпусе рулевого отсека разме­щены:

рулевая машинка 2 (рис. 29) с рулями 8;

бортовой источник питания, состоящий из турбогенератора 6 и стабилизатора-выпрямителя 5;

датчик угловых скоростей 10;

усилитель 1;

пороховой аккумулятор давления 4;


 



пороховой управляющий двигатель 3; розетка 7 (с блоком взведения); дестабилизатор 9.

5.2.2. Рулевая машинка предназначена для аэродинамического управления ракетой в полете. Она является газовым усилителем управляющих электрических сигналов, поступающих с ТГС, и одновременно служит распределительным устройством в системе газодинамического управления на начальном участке траектории. Рулевая машинка состоит из обоймы 4 (рис. 30), в приливах которой расположены рабочий цилиндр с поршнем 19 и фильтр 5 тонкой очистки.

В обойму запрессован корпус 2 с золотниковым распредели­телем. Золотниковый распределитель состоит из четырехкромоч-ного золотника 15, двух втулок 16 и якорей 18. В корпусе раз­мещены две катушки 17 и 20 электромагнитов. Обойма имеет две проушины, в которых на подшипниках 9 расположена стойка 5 с пружинами (рессорой) и с напрессованным на нее поводком 12. В пазах поводка и стойки расположены рули 6, которые в полете удерживаются в раскрытом положении стопорами 7 и пружи­нами 10, 11. В приливе обоймы между проушинами размещается газораспределительная втулка 14, жестко закрепленная с помощью фиксатора 3 на стойке. На втулке имеется паз с отсечными кром­ками для подвода газа, поступающего от ПУД к каналам Б, В и соплам 13.

Рулевая машинка работает от газов ПАД, которые по трубке через" фильтр тонкой очистки поступают к золотнику и от него по каналам в кольцах, корпусе и обойме под поршень.

Командные сигналы с ТГС поступают поочередно в катушки электромагнитов РМ. При прохождении тока через правую ка­тушку 17 электромагнита якорь 18 с золотником притягиваются в сторону этого электромагнита и открывают проход газа в левую полость рабочего цилиндра под поршень. Под давлением газа поршень перемещается в крайнее правое положение до упора в крышку. Перемещаясь, поршень увлекает за собой выступ по­водка и поворачивает поводок и стойку, а вместе с ними и рули на угол 15° (от нейтрального положения). Газораспределительная втулка 14, закрепленная на стойке, также поворачивается, при этом отсечная кромка открывает доступ газа от ПУД через канал к соответствующему соплу. Одновременно газ поступает в рабо­чую полость под подвижную втулку 16 с левой стороны, создавая усилие, стремящееся вернуть якорь с золотником в нейтральное положение. Но это усилие меньше силы притяжения якоря элек­тромагнитом и, пока по правой катушке проходит ток, якорь с золотником будут находиться в правом положении.

При прохождении тока через левую катушку 20 электромаг­нита поршень перемещается в крайнее левое положение.

В момент переключения тока в катушках, когда усилие, созда­ваемое пороховыми газами, превышает силу притяжения электро­магнита, золотник под воздействием силы пороховых газов перемещается, причем перемещение золотника начинается раньше, чем происходит нарастание тока в другой катушке, что повышает быстродействие РМ.

5.2.3. Бортовой источник питания предназначен для электро­питания аппаратуры ракеты после пуска. Источником энергии для него является газ от работы ПАД.

БИП состоит из двух самостоятельных блоков: турбогенера­тора и стабилизатора-выпрямителя.

Турбогенератор представляет собой синхронный однофазный генератор с возбуждением от постоянных магнитов и приводом от одноступенчатой турбинки. Он состоит из статора 1 (рис. 31), ротора 4, на оси которого установлена турбинка 3, являющаяся его приводом.

Стабилизатор-выпрямитель служит для преобразования на­пряжения переменного тока турбогенератора в заданные номи­налы постоянных напряжений БИП и поддержания их стабиль­ности как при изменении скорости вращения ротора турбогенера­тора, так и при изменении тока нагрузки, а также для регулиро­вания скорости вращения ротора при изменении давления газа


на входе в сопло путем создания дополнительной электромагнит­ной нагрузки на валу турбинки.

БИП работает следующим образом. Пороховые газы от ПАД через сопло 2 подаются на лопатки турбинки и приводят послед­нюю во вращение вместе с ротором; при этом в обмотке статора индуктируется переменная ЭДС, которая подается на вход ста­билизатора-выпрямителя. С выхода стабилизатора-выпрямителя постоянное напряжение поступает в ТГС и ДУС. На взрыватель напряжение с БИП поступает после вылета ракеты из трубы и раскрытия рулей РМ.

5.2.4. Датчик угловых скоростей предназначен для формиро­вания электрического сигнала, пропорционального угловой ско­рости ракеты относительно ее поперечных осей. Этот сигнал используется для демпфирования угловых колебаний ракеты.

ДУС представляет собой рамку 1 (рис. 32), состоящую из двух обмоток, залитых эпоксидным компаундом, которая на полуосях 2 подвешена на центровых винтах 3 с корундовыми подпятниками 4 и может прокачиваться в рабочих зазорах магнитной цепи, со­стоящей из основания 5, постоянного магнита 6 и башмаков 7. Съем сигнала с чувствительного элемента ДУС — рамки осуще­ствляется через посредство гибких безмоментных растяжек 8, распаянных на контакты 10 рамки и контакты 5, электрически изолированные от корпуса.

ДУС устанавливается в ракете таким образом, чтобы его ось XX совпадала с продольной осью ракеты. При вращении раке­ты только вокруг продольной оси рамка под действием центро­бежных сил устанавливается в плоскости, перпендикулярной оси вращения ракеты. Перемещение рамки в магнитном поле не про­исходит, и ЭДС в ее обмотках не наводится.

При наличии колебаний ракеты относительно ее поперечных осей происходит перемещение рамки в магнитном поле. Наво­димая в обмотках рамки ЭДС пропорциональна угловой скорости колебаний ракеты. Частота сигнала соответствует частоте враще­ния ракеты относительно продольной оси, а фаза — направлению вектора угловой скорости ракеты.

Синусоидальный сигнал, снимаемый с контактов 1—2 сигналь­ной обмотки ДУС, подается на усилитель, часть усиленного сиг­нала подается на контакты 3—4 демпфирующей обмотки для | успокоения колебаний рамки.

5.2.5. Усилитель предназначен для усиления выходного сиг­нала ДУС. Конструкция усилителя представляет собой отдельный блок, залитый пенополиуретаном.

Пороховой аккумулятор давления предназначен для пи­тания пороховыми газами РМ и БИП. ПАД состоит из корпуса 1(рис. 33), представляющего собой камеру сгорания, и фильтра 3,предназначенного для очистки газа от твердых частиц. Расход газа и параметры внутренней баллистики определяются отвер­стием дросселя 2. Внутри корпуса ПАД размещаются пороховой заряд 4 и воспламенитель 7, состоящий из электровоспламени­теля 8, навески 5 пороха и петарды 6.


ПАД работает следующим образом. Электрический импульс с электронного блока ПМ поступает на электровоспламенитель, воспламеняющий навеску пороха и пиротехническую петарду, форс пламени которых воспламеняет заряд. В фильтре пороховые газы очищаются и поступают в РМ и турбогенератор БИП.

5.2.7. Пороховой управляющий двигатель предназначен для газодинамического управления ракетой на начальном участке траектории. ПУД состоит из корпуса 2 (рис. 34), представляю­щего собой камеру сгорания, и переходника 1. Внутри корпуса расположены пороховой заряд 3 и воспламенитель 7, состоящий из электровоспламенителя 6, навески 4 пороха и пиротехнической петарды 5. Расход газа и параметры внутренней баллистики опре­деляются дроссельным отверстием в переходнике.

ПУД работает следующим образом. После раскрытия рулей РМ электрический импульс с конденсатора взведения поступает на электровоспламенитель 6, воспламеняющий навеску 4 пороха и петарду 5, форс пламени которых воспламеняет пороховой заряд3. Пороховые газы, проходя через расределительную втулку и два сопла, расположенные перпендикулярно плоскости рулей РМ, создают управляющую силу.

5.2.8. Блок взведения состоит из конденсаторов взведения С1 и С2 (рис. 35), резисторов R1 и R2 для ограничения тока в цепи
конденсаторов, резисторов RЗ и R4 для снятия остаточного на­пряжения с конденсаторов после проведения проверок или не­состоявшегося пуска, диода Д1, предназначенного для развязки электрических цепей БИП и ВЗ. Напряжение на блок взведения подается после нажатия на спусковой крючок ПМ. до упора.

5.2.9. Розетка осуществляет электрическую связь ракеты с пус­ковой трубой. Она имеет основные и контрольные контакты, а также размыкатель, предназначенный для подключения конден­саторов С1 и С2 блока взведения к электровоспламенителям ЭВ1ВЗ, ЭВ ПУД и коммутации плюсового вывода БИП к ВЗ после вылета ракеты из пусковой трубы и раскрытия рулей РМ.

5.2.10. Дестабилизатор требований по устойчивости , в связи с чем его пластины уста­новлены под углом к продольной оси ракеты.

5.3. Боевая часть

5.3.1. Боевая часть предназначена для поражения воздушной цели или нанесения ей повреждений, приводящих к невозмож­ности выполнения боевой задачи. Поражающим фактором БЧ, воздействующим на цель, является фугасное действие ударной волны продуктов взрывчатого вещества БЧ и остатков топлива ДУ, а также осколочное действие элементов, образующихся при взрыве БЧ и дроблении корпуса.

БЧ состоит из собственно боевой части (рис. 36), контактного взрывателя и взрывного генератора. БЧ является несущим отсе­ком ракеты и конструктивно выполнена в виде неразъемного соединения.

Собственно БЧ (осколочно-фугасного действия) предназначе­на для создания заданного поля поражения, воздействующего на цель после получения от ВЗ инициирующего импульса. Она со­стоит из корпуса 1, боевого заряда 2, детонатора 4 и трубки 3, через которую проходят провода от ВЗ к рулевому отсеку ракеты. На корпусе имеется бугель А, в отверстие которого входит сто­пор трубы, предназначенный для фиксации ракеты.

5.3.2. Взрыватель предназначен для выдачи детонационного импульса на подрыв заряда БЧ при попадании ракеты в цель или по истечении времени самоликвидации, а также для передачи детонационного импульса от заряда БЧ к заряду ВГ.

5.3.3 ВГ предназначен для подрыва несгоревшей части топ­лива маршевого заряда ДУ и создания дополнительного поля поражения. Он представляет собой чашку с запрессованным в нее составом взрывчатого вещества, расположенную в корпусе ВЗ.

5.3.4 ВЗ (электромеханического типа) имеет две ступени пре­дохранения, которые снимаются в полете, что обеспечивает безо­пасную эксплуатацию комплекса при пусках, техническом обслу­живании транспортировании и хранении.

ВЗ состоит из предохранительно-детонирующего устройства (ПДУ) (рис 37), механизма самоликвидации, трубки, конденса­торов С1 и С2 основного датчика цели ГМД1 (импульсного вих­ревого магнитоэлектрического генератора), дублирующего датчи­ка цели ГМД2 (импульсного волнового магнитоэлектрического генератора) пускового электровоспламенителя ЭВ1, двух боевых электровоспламенителей ЭВ2 и ЭВЗ, пиротехнического замедли­теля, инициирующего заряда, капсюля-детонатора и детонатора ВЗ.

5.3.5 ПДУ служит для обеспечения безопасности в обращении с ВЗ до момента взведения его после пуска ракеты. Оно вклю­чает пиротехнический предохранитель, поворотную втулку и бло­кирующий стопор.

536 Детонатор ВЗ служит для подрыва БЧ. ГМД1 и ГМД2 обеспечивают срабатывание капсюля-детонатора при попадании ракеты в цель, а механизм самоликвидации обеспечивает сраба­тывание капсюля-детонатора по истечении времени самоликвида­ции в случае промаха. Трубка обеспечивает передачу импульса от боевого заряда БЧ к ВГ.

537 ВЗ и БЧ при пуске ракеты работают следующим обра­зом При вылете ракеты из трубы замыкаются контакты размы­кателя розетки, напряжение с конденсатора блока взведения поступает на ЭВ1 ВЗ, от которого одновременно зажигаются пиротехнический предохранитель ПДУ и пиротехническая за­прессовка механизма самоликвидации.

В полете под действием направленного в осевом направлении ускорения создаваемого работающим маршевым двигателем, блокирующий стопор ПДУ оседает и не препятствует развороту поворотной втулки; при этом снимается первая ступень предохранения

Через 1—1,9 с после пуска ракеты прогорает пиротехнический предохранитель, поворотная втулка под действием пружины раз­ворачивается в боевое положение, ось капсюля-детонатора сов­мещается с осью детонатора ВЗ, контакты поворотной втулки замыкаются, ВЗ подключается к БИП ракеты. При этом сни­мается вторая ступень предохранения, ВЗ готов к действию. В то же время продолжает гореть пиротехническая запрессовка меха­низма самоликвидации, БИП подпитывает конденсаторы С1 и С2 взрывателя на всем протяжении полета.

5 3 8. При попадании ракеты в цель, при прохождении ГМД1 мимо среза металлической преграды, при пробитии или вдоль ее,


 

при рикошете в обмотке ГМД1 под воздействием вихревых токов, наводимых в металлической преграде при перемещении в ней постоянного магнита ГМД1, появляется импульс электрического тока. Этот импульс подается на ЭВ2, от которого срабатывает капсюль-детонатор, вызывая действие детонатора ВЗ. Детонатор ВЗ инициирует детонатор БЧ, срабатывание которого вызывает разрыв боевого заряда БЧ и взрывчатого вещества в трубке ВЗ, передающей детонацию к ВГ; происходит срабатывание ВГ и подрыв остатков маршевого заряда ДУ при их наличии.

5.3.9. При попадании ракеты в цель срабатывает, кроме того, дублирующий датчик цели ГМД2. Под действием волн упругих деформаций, возникающих в ракете при встрече с преградой, якорь ГМД2 отрывается, происходит разрыв магнитной цепи, в обмотке возникает импульс электрического тока, который подает­ся на ЭВЗ. От луча огня ЭВЗ зажигается пиротехнический замедлитель, время горения которого превышает время, необходимое для подхода основного датчика цели ГМД1 к преграде. При про­горании замедлителя срабатывает инициирующий заряд, вызывая действие капсюля-детонатора, детонатора БЧ, подрыв БЧ и остат­ков маршевого заряда ДУ при их наличии.

5.3.10. В случае промаха ракеты по цели капсюль-детонатор •срабатывает от луча огня после прогорания пиротехнической залрессовки механизма самоликвидации, вызывая действие детонатора и подрыв БЧ с ВГ для самоликвидации ракеты.

Двигательная установка

5.4.1. Твердотопливная ДУ предназначена для выброса ракеты из пусковой трубы, придания ей необходимой угловой скорости вращения, разгона до маршевой скорости и поддержания этой скорости в полете.

ДУ состоит из стартового двигателя, двухрежимного однока­мерного маршевого двигателя и лучевого воспламенителя замед­ленного действия.

Стартовый двигатель предназначен для выброса ракеты из пусковой трубы и придания ей необходимой угловой скорости вращения.

Стартовый двигатель состоит из камеры 8 (рис. 38), старто­вого заряда 6, воспламенителя 7 стартового заряда, диафраг­мы 5, диска 2, газоподводящей трубки 1 и соплового блока 4.

Стартовый заряд состоит из трубчатых пороховых шашек, свободно установленных в кольцевом объеме камеры.

Воспламенитель стартового заряда состоит из корпуса, в ко­тором помещены электровоспламенитель и навеска пороха.

Диск и диафрагма обеспечивают крепление заряда при работе и транспортировании.

5.4.2. Стартовый двигатель стыкуется с сопловой частью мар­шевого двигателя. При стыковке двигателей газоподводящая трубка надевается на корпус лучевого воспламенителя замедленного действия 7 (рис. 39), расположенного в предсопловом объеме маршевого двигателя. Такое соединение обеспечивает передачу огневого импульса на лучевой воспламенитель замедленного дей­ствия. Электрическая связь воспламенителя стартового двигателя с пусковой трубой осуществляется через контактную связь 9 (рис. 38).

5.4.3. Сопловой блок имеет семь сопел, расположенных под углом к продольной оси ракеты, для придания ей угловой ско­рости вращения на участке работы стартового двигателя. Для обеспечения герметичности камеры ДУ при эксплуатации и созда­ния необходимого давления при воспламенении стартового заряда в сопла устанавливаются заглушки 3.

5.4.4. Двухрежимный однокамерный маршевый двигатель пред­назначен для разгона ракеты до маршевой скорости на первом Режиме и поддержания этой скорости на траектории на втором

Маршевый двигатель состоит из камеры 3 (рис. 39), маршевого заряда 4, воспламенителя 5 маршевого заряда, соплового


 

блока 6 и лучевого воспламенителя замедленного действия 7. В пе­реднюю часть камеры ввинчивается дно 1 с посадочными местами для стыковки ДУ и БЧ.

Маршевый двигатель обеспечивает двухрежимную работу ДУ. Для получения требуемых режимов горения заряд бронирован по всей длине и армирован шестью проволочками 2, а часть заряда оголена по наружной поверхности. Для обеспечения герметичности камеры ДУ при эксплуатации и создания необходимого давления при воспламенении маршевого заряда на сопловом блоке уста­навливается заглушка 8, которая разрушается и сгорает от поро­ховых газов маршевого двигателя. На внешней части соплового блока имеются резьбовые отверстия А для крепления крыльевого блока к двигателю.

5.4.5. Лучевой воспламенитель замедленного действия 7 пред­назначен для обеспечения срабатывания маршевого двигателя на безопасном для стрелка-зенитчика расстоянии. За время его сго­рания ракета удаляется от стрелка-зенитчика на расстояние не менее 5,5 м, что предохраняет его от воздействия струи порохо­вых газов маршевого двигателя.

5.4.6. Лучевой воспламенитель замедленного действия состоит из корпуса 2 (рис. 40), в котором размещены пиротехнический замедлитель 1, передаточный заряд 4 во втулке 3, в которую с другой стороны впрессован детонирующий заряд 5. От пороховых газов, образующихся в камере стартового двигателя, воспламеня­ется детонирующий заряд. Ударная волна, образующаяся при де­тонации, передается через стенку втулки и воспламеняет пере­даточный заряд, который зажигает пиротехнический замедлитель. От пиротехнического замедлителя поджигается воспламенитель маршевого заряда, который воспламеняет маршевый заряд.

Двигательная установка работает следующим образом. При подаче электрического импульса на электровоспламенитель стартового заряда срабатывает воспламенитель стартового заряда, а затем — стартовый заряд.

Под действием реактивной силы, создаваемой стартовым дви­гателем, ракета вылетает из трубы с необходимой угловой ско­ростью вращения. Стартовый двигатель заканчивает работу в пус­ковой трубе и задерживается в ней. От пороховых газов, образо­вавшихся в камере стартового двигателя, срабатывает лучевой воспламенитель замедленного действия, поджигающий воспламе­нитель маршевого заряда, от которого срабатывает маршевый за­ряд на безопасном для стрелка-зенитчика расстоянии.

Реактивная сила, создаваемая маршевым двигателем, разго­няет ракету до маршевой скорости и поддерживает эту скорость на траектории.


5.5. Крыльевой блок

Крыльевой блок предназначен для аэродинамической стабили­зации ракеты в полете, создания подъемной силы при наличии углов атаки и поддержания требуемой скорости вращения ракеты на траектории.

Крыльевой блок состоит из корпуса 3 (рис. 41), четырех складывающихся крыльев и механизма их стопорения. Склады­вающееся крыло состоит из пластины /, которая крепится двумя винтами 7 к вкладышам 2 и 8, надетым на ось 4, размещенную в отверстии корпуса 3. Механизм стопорения состоит из двух сто­поров 6 и пружины 5, с помощью которой стопора разжимаются и запирают крыло при раскрытии.

Крылья раскрываются под действием центробежных сил при вылете вращающейся ракеты из пусковой трубы. Для поддержа­ния требуемой скорости вращения ракеты пластины крыльев раз­вернуты относительно продольной оси крыльевого блока на не­обходимый угол.

Крыльевой блок винтами крепится на сопловом блоке марше­вого двигателя. На корпусе крыльевого блока имеются четыре выступа Б для соединения его со стартовым двигателем с по­мощью разжимного соединительного кольца.

6. НАЗНАЧЕНИЕ И УСТРОЙСТВО ПУСКОВОЙ ТРУБЫ

Пусковая труба предназначена для обеспечения прицельного и безопасного пуска ракеты, а также улавливания стартового дви­гателя. Одновременно она является контейнером при эксплуатации и хранении ракеты.

На пусковой трубе закреплены блок 3 (рис. 42) датчиков, ме­ханический прицел с лампой световой информации, механизм 19 бортразъема, разъем 17, колодка 13, обоймы 5 и 9, плечевой ре­мень 8.

Блок датчиков совместно с электронным блоком ПМ предназ­начен для осуществления разгона ротора гироскопа ТГС. На бло­ке датчиков крепится антенна 4 НРЗ.

Механический прицел размещен на передней 21 и задней 18 стойках и предназначен для прицеливания. На передней стойке закреплена мушка В с отверстием Б. На задней стойке располо­жены целик Г с лампой 6 светового сигнала информации и диаф­рагма 7, которая закрывает лампу при пусках в сумерках во из­бежание ослепления стрелка-зенитчика.

Стойки прицела установлены таким образом, что его оптиче­ская ось наклонена по отношению к оси пусковой трубы под уг­лом 10° для придания ракете в момент пуска начального угла воз­вышения. Это имеет особенно важное значение при пусках по низколетящим целям, так как предотвращает касание ракетой местных предметов и поверхности Земли.

Треугольная метка Д служит для ориентации глаза стрелка-зенитчика относительно прицела.

Механизм 19 бортразъема состоит из корпуса 31, в котором расположены вилка 30 бортразъема, стопор 25 с пружиной 27, тя­га 29 с пружиной 28 и плата 22. В корпусе имеются две проуши­ны 33 и фиксатор 16, с помощью которых к пусковой трубе» сты­куется ПМ.

Электрическая связь пусковой трубы с ракетой осуществляет­ся с помощью вилки 30 бортразъема. Штырьевые контакты 23 и направляющие штыри 24 вилки бортразъема входят в соответст­вующие гнезда розетки ракеты.

Механическое крепление ракеты в пусковой трубе обеспечива­ется стопором 25, который входит в отверстие бугеля А (рис. 36) корпуса БЧ.

Расстыковка ракеты и пусковой трубы происходит в такой по­следовательности. При повороте оычага 35 (рис. 42) механизма накола в направлении стрелки НАКОЛ до упора (на угол 180°) поверхность Л тяги 29 нажимает на стопор 25. Перемещаясь, тяга своим скосом утапливает стопор до совмещения начала скоса К с внутренней поверхностью пусковой трубы. При движении вперед ракета давит на направляющие штыри 24, вилка 30 бортразъема по направляющим И сдвигается вперед и вниз и выходит из за­цепления с розеткой ракеты, а стопор утапливается заподлицо с внутренней поверхностью пусковой трубы и фиксируется пружи­ной 27.

Электрическая связь пусковой трубы с ПМ осуществляется с помощью разъема 17, который при транспортировании и хранении ракеты должен быть закрыт съемной крышкой 14, поджимаемой пружиной 15.

Электрическая связь пусковой трубы с наземным блоком пита­ния осуществляется с помощью платы 22. Для стыковки назем­ного блока питания с пусковой трубой в передней части корпу­са 31 имеются отверстие М, в которое входит штуцер 11 (рис.44) баллона, и паз Н (рис. 42), в котором размещается зуб штуцера запираемый фиксатором 34.

На корпусе механизма бортразъема нанесены стрелки и надпи­си ИСХОДН, и НАКОЛ, указывающие направление поворота ры­чага механизма накола при приведении в действие наземного бло­ка питания.

Механизм приведения в действие наземного блока питания ра­ботает следующим образом. При повороте рычага механизма на­кола в направлении стрелки НАКОЛ до упора тяга 29 аодвигает-ся и воздействует на боек 14 (рис. 44) баллона, в результате чего происходит прокол мембраны 10.

На пусковой трубе крепится колодка 13 (рис. 42) с тремя кон­тактами, к которым подсоединяются провода запальных цепей и провод от экрана контактной связи стартового двигателя.

Передний и задний торцы пусковой трубы закрыты соответ­ственно передней 1 и задней 12 крышками с замками 2 и 11. На пусковой трубе нанесены метки А и Е, предназначенные для ориентации замков передней и задней крышек.

Плечевой ремень 8 служит для переноса комплекса и крепится на обоймах 5 и 9. Кнопка 32 служит для переключения режимов работы ТГС (с режима НАВСТРЕЧУ на режим ВДОГОН).

В связи с тем что пусковая труба допускает многократное ис­пользование, в войска могут поступать ракеты в пусковых тру­бах, на антеннах 4 которых нанесены красные полосы. Число полос указывает на количество пусков, произведенных из данной

ПУСКОВОЙ Трубы. на трубе 9П322-1 красные полосы наносятся на блоке датчиков 3.



©2015- 2019 stydopedia.ru Все материалы защищены законодательством РФ.