Техническая подготовка командира взвода ПЗРК 9К38 «Игла»
Шрифт:
Под действием управляющей силы ракета разворачивается относительно центра масс. Появляющиеся при этом углы атаки и скольжение создают результирующую подъёмную силу, которая изменяет траекторию полёта ракеты таким образом, чтобы свести к нулю угловую скорость линии визирования.
Метод пропорционального сближения обеспечивает попадание ракеты вблизи наиболее теплоконтрастных элементов конструкции цели. При пусках ракет по реактивным самолётам центр попаданий лежит в районе среза сопла двигателя. Однако, конструкция современных самолётов такова, что район среза сопла является малоуязвимой областью для ракеты с боевой частью малой мощности. Для повышения эффективности поражения в ракете предусмотрена схема смещения центра группирования попаданий в направлении полёта самолёта, т. е. в его корпус. Схема смещения
1.2.1. Зенитная управляемая ракета 9М39
Зенитная управляемая ракета 9М39 является боевым средством ПЗРК 9К38. Она представляет собой боевой реактивный беспилотный управляемый крылатый летательный аппарат, предназначенный для поражения реактивных, турбовинтовых, винтомоторных самолётов и вертолётов в ближней зоне на встречных и догонных курсах в условиях естественных и искусственных тепловых помех при визуальной видимости цели.
При построении ЗУР использованы:
1) планер, выполненный по аэродинамической схеме «утка» с вращающимся вокруг продольной оси корпусом ракеты и одноканальным релейным управлением: аэро— и газодинамическим на участке разгона и аэродинамическим на маршевом участке;
2) двухступенчатая тандемная твёрдотопливная двигательная установка;
3) одноканальная пассивная оптическая тепловая гироскопическая система самонаведения по методу пропорционального сближения;
4) боевая часть осколочно-фугасного действия с контактным взрывателем;
5) бортовой источник энергии на основе порохового аккумулятора давления.
Рис. 17. Отсеки ракеты
Конструктивно ракета 9М39 состоит из скрепленных между собой отсеков (рис. 17):
• В отсеке ОГС размещены три основные системы: координатор цели, следящая система координатора и автопилот (формирователь сигнала управления рулями — ФСУР).
• В рулевом отсеке размещены: рулевая машина с рулями, дестабилизаторы, датчик угловой скорости с усилителем, бортовой источник питания (БИП), пороховой аккумулятор давления (ПАД), пороховой управляющий двигатель (ПУД).
• В отсеке боевой части размещены собственно боевая часть, контактный взрыватель, взрывной генератор и провода электрической связи с БИП.
• В отсеке двигательной установки последовательно расположены двухрежимный маршевый двигатель и стартовый двигатель. С наружной стороны на сопловой блок установлены крылья.
Таблица 5
Основные тактико-технические характеристики ракеты
| 1 | Калибр, мм | 72,2 |
| 2 | Длина, мм | 1639 |
| 3 | Масса, кг | 10,6 |
| 4 | Масса боевой части, кг | 1,27 |
| 5 | Угол зрения ОГС, град. | 2 |
| 6 | Угол пеленга ОГС, град. | ±38 |
| 7 | Скорость выброса из трубы, м/с | 28–30 |
| 8 | Скорость полёта на марше, м/с | 340–570 |
| 9 | Скорость вращения относительно продольной оси, об/с | 12–20 |
| 10 | Располагаемые перегрузки
| 10,2 |
| 11 | Время готовности к пуску, с до | 5 |
| 12 | Диапазон рабочих температур, °С | от –44 до +50 |
Планер ракеты 9М39 предназначен для решения следующих задач:
1) создания управляющей силы, изменяющей направление полёта;
2) гашения колебаний корпуса, возникающих при управлении;
3) стабилизации ракеты в направлении полёта;
4) поддержания скорости вращения ракеты в полёте;
5) создания подъёмной силы;
6) размещения бортовой аппаратуры.
Планер выполнен по аэродинамической схеме «утка» и состоит из:
• носового обтекателя с аэродинамическим насадком;
• корпуса;
• рулей;
• дестабилизаторов;
• крыльев.
Носовой обтекатель с аэродинамическим насадком предназначен для снижения лобового аэродинамического сопротивления ракеты и пропускания лучистой энергии от цели с минимальными потерями. Обтекатель выполнен из специального стекла в виде мениска. Металлический насадок, кроме снижения сопротивления, ещё и уменьшает нагрев обтекателя.
Корпус планера предназначен для создания подъёмной силы и размещения бортовой аппаратуры. Как уже отмечено, корпус состоит из скрепленных между собой цилиндрических отсеков.
Рули предназначены для создания управляющей силы, изменяющей направление полёта, и гашения колебаний корпуса, возникающих при управлении. Они представляют собой пару аэродинамических пластин из прочной стали. Их форма обеспечивает оптимальное обтекание конструкции сверхзвуковым воздушным потоком и создание управляющей силы требуемой величины. Когда ракета находится в пусковой трубе, рули сложены в отверстия в корпусе рулевого отсека и размыкают цепи блока взведения взрывателя. После выхода вращающейся ракеты из трубы рули под действием центробежных сил и пружин стопоров раскрываются, надёжно фиксируются в рабочем положении и коммутируют цепи питания взрывателя и порохового управляющего двигателя (ПУД).
При одноканальном управлении вращающейся ракетой для создания управляющей силы в любом направлении полёта рули перебрасываются рулевой машиной из одного крайнего положения в другое (на ±15°) 4 раза за один оборот вращения ракеты. Для этого ОГС, определяя ошибку наведения ракеты, формирует релейный сигнал управления рулевой машиной, задающий время нахождения рулей в каждом из 4 крайних положений.
Рис. 18. Создание результирующей аэродинамической силы R в соответствии с управляющим сигналом
Так как на участке разгона ракеты эффективность рулей недостаточна, то предусматривается параллельное газодинамическое управление с помощью двух сопел, расположенных в плоскости, перпендикулярной плоскости рулей, но по разные стороны корпуса. Реактивную силу создают пороховые газы ПУД, истекающие через то или другое сопло. Коммутация сопел осуществляется той же рулевой машиной синхронно с перебросом рулей.
Дестабилизаторы расположены в плоскости, перпендикулярной плоскости рулей, и имеют аналогичную им форму, но меньших размеров, складываются в углубления в корпусе и неподвижны после раскрытия. Они предназначены для оптимизации соотношения устойчивости и управляемости (располагаемых перегрузок) ракеты путём выбора положения центра давления относительно центра масс и поддержания вращения ракеты из-за их разворота относительно продольной оси.