Устройство и функционирование боевых средств

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:

2) 3) 4) 5)

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; двухступенчатая тандемная твёрдотопливная двигательная установка; одноканальная пассивная оптическая тепловая гироскопическая система самона­ведения по методу пропорционального сближения; боевая часть осколочно-фугасного действия с контактным взрывателем; бортовой источник энергии на основе порохового аккумулятора давления.

 

 

Конструктивно ракета 9М39 состоит из скрепленных между собой отсеков (рис. 17):

-ОГС размещены три основные системы: координатор цели, следящая си­стема координатора и автопилот (формирователь сигнала управления рулями - ФСУР).

1)

-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   Калибр, мм 72,2   Длина, мм     Масса, кг 10,6   Масса боевой части, кг 1,27   Угол зрения ОГС, град.     Угол пеленга ОГС, град. ±38   Скорость выброса из трубы, м/с 28-30   Скорость полёта на марше, м/с 340-570   Скорость вращения относительно продольной оси, об/с 12-20   Располагаемые перегрузки до 10,2   Время готовности к пуску, с до 5   Диапазон рабочих температур, °С от -44 до +50

 

Планер

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.

огс Рис. 18. Создание результирующей аэродинамической силы К 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.

Крылья выполнены в виде крыльевого блока, закрепленного на корпусе сопла мар­шевого двигателя по схеме «Х-+» относительно рулей. Крыльевой блок предназначен для стабилизации ракеты в направлении полёта, поддержания скорости вращения ракеты и создания подъёмной силы при наличии углов атаки.

Крыльевой блок состоит из корпуса, четырех складывающихся крыльев и механизма их стопоре- ния. Корпус из алюминиевого сплава имеет:

1) отверстия для крепления блока;

2) 4 выступа для крепления стартового двигателя с помощью разжимного кольца;

3) 4 отверстия для установки механизма стопорения;

4) 4 отверстия для установки осей складывания крыльев.

До выхода ракеты из трубы крылья сложены против часовой стрелки. При выходе из трубы крылья под действием центробежных сил раскрываются и надёжно фиксиру­ются механизмом стопорения.