Функционирование боевого снаряжения

Принципиальная схема БЧ состоит из пусковой цепи и боевой цепи.

Пусковая цепь (между выводами 1 и 3) содержит электровоспламенитель ЭВ1 и 2 дросселя. Напряжение 40 В с конденсатора блока взведения розетки РО подает­ся на электровоспламенитель ЭВ1 при пуске ракеты в момент замыкания контактов раз­мыкателя после раскрывания рулей. Дроссели установлены для защиты от токов насы­щения.

Боевая цепь (между выводами 1 и 2) питается от БИП напряжением 40 В в течение всего полёта ракеты. В боевую цепь входят: контактная группа В1, два боевых электро­воспламенителя ЭВ2, ЭВ3, датчики цели ГМД1, ГМД2.

Контактная группа В1 представляет собой разомкнутые контакты, которые нахо­дясь на поворотной втулке замыкаются при её повороте.

При вылете ракеты из трубы и раскрытии рулей размыкатель розетки РО замыкает­ся. Напряжение с конденсаторов блока взведения поступает на электровоспламенитель ЭВ1 взрывателя. Электровоспламенитель срабатывает и воспламеняет пиротехнический стопор и механизм самоликвидации.

При условии прогорания запрессовки пиротехнического стопора (через 1—1,9 с) и оседании инерционного стопора под действием осевого ускорения (более 9д) поворот­ная втулка под действием пружины разворачивается в боевое положение. При этом кап­сюль-детонатор совмещается с детонатором взрывателя, и замыкаются контакты пита­ния боевой цепи от БИП. Снята вторая ступень предохранения. В это время продолжа­ет гореть пиротехническая запрессовка механизма самоликвидации, а БИП подпитыва­ет конденсаторы С1 и С2.

При попадании ракеты в цель в момент прохождения взрывателя через механиче­скую преграду в обмотке основного датчика цели ГМД1 возникает импульс электриче­ского тока, который поступает на электровоспламенитель ЭВ3, а от него воспламеняется капсюль-детонатор. Срабатывание капсюля-детонатора вызывает подрыв БЧ, трубка пе­редает воздействие на заряд ВГ. При этом происходит срабатывание ВГ и подрыв остат­ков топлива МД. Также срабатывает и дублирующий датчик цели ГМД2. Импульс, наво­димый в обмотке ГМД2, поступает на электровоспламенитель ЭВ2. От его срабатывания поджигается пиротехнический воспламенитель, время горения которого не превышает времени, необходимого для подхода основного датчика цели к преграде. После прогора­ния замедлителя последовательно срабатывают: инициирующий заряд, капсюль-детона­тор, БЧ. Взрывчатое вещество трубки передаёт огневое воздействие на заряд ВГ.

В случае промаха ракеты по цели после прогорания пиротехнической запрессовки механизма самоликвидации срабатывает капсюль-детонатор и вызывает срабатывание боевой части ракеты. Ракета самоликвидируется.

ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА

Двигательная установка ракеты 9М39 предназначена для решения следующих задач: выброса ракеты из пусковой трубы;

придания ракете необходимой угловой скорости вращения; разгона до маршевой скорости; поддержания маршевой скорости в полёте.

В состав двигательной установки входят:

1)стартовый двигатель;

2) маршевый двигатель;

3)лучевой воспламенитель замедленного действия.

 

Двигательная установка представляет собой РДТТ (ракетный двигатель на твёрдом топливе) тандемного расположения. Сила, приводящая ракету в движение (тяга), полу­чается в результате преобразования химической энергии твёрдого топлива при его сгора­нии в кинетическую энергию вытекающей реактивной струи. Преобразование осущест­вляется в устройстве, называемом сопловым блоком. Сопловые блоки стартового и мар­шевого двигателей выполнены раздельно и имеют различную конструкцию.

1. Стартовый двигатель предназначен для обеспечения вылета ракеты из пусковой трубы и придания ей необходимой угловой скорости вращения. Представляет собой РДТТ с многосопловым блоком и зарядом, имеющим увеличенную поверхность горения. Стартовый двигатель обеспечивает вылет ракеты из пусковой трубы на безопасное рас­стояние от стрелка-зенитчика и придание ракете вращения вследствие истекания про­дуктов горения топлива через сопла, расположенные под углом к продольной оси ракеты.

Таблица 7 Основные характеристики   Вес двигателя, кг • в том числе вес заряда, кг 0,5 0,124   Марка топлива Быстрогорящий нитроглицерированный порох (гексаген, алюминиевая пудра, перхлорид аммония)   Номинальное время работы, с 0,065   Угол поворота сопел, мин     Круговая скорость вращения, об/с 15-21   Температура продуктов сгорания, К     Давление внутри камеры сгорания, атм     Ускорение, д

 

Стартовый двигатель состоит из камеры, изготовленной из высокопрочной леги­рованной стали. В корпус уложен вкладной заряд, изготовленный из баллиститного со­става. Заряд имеет увеличенную поверхность горения за счёт сформированных внутрен­них поверхностей. В корпусе заряд от продольных перемещений удерживается диском, представляющим собой упругий элемент с лапками, которые поджимаются при установ­ке заряда в зависимости от его длины, и диафрагмой, которая при горении ещё и удер­живает крупные части горящего заряда.

Сопловой блок ввернут в корпус на резьбе. Он имеет 6(7) сопел, расположенных под углом к продольной оси ракеты, и одно центральное сопло. За счёт косопоставлен- ных сопел достигается вращение ракеты на начальном участке (при разгоне и вылете из трубы). Применение нескольких сопел обусловлено и требованиями по минималь­ным габаритам двигателя, особенно в продольном направлении. Винт, ввернутый в со­пловой блок, носит чисто технологические функции и используется при проверках дви­гателя на герметичность.

Воспламенитель топлива двигателя вставлен и закреплён в отверстие со стороны дна. Он представляет собой узел, включающий электровоспламенитель и навеску поро­ха (собственно воспламенитель). В воспламенитель ввернута трубка, обеспечивающая передачу форса пламени от воспламенителя на пирозадержку маршевого двигателя.

Электрическая связь СД (точнее его электровоспламенителя) с пусковой трубой осуществляется через контактную связь колодки, расположенной с нижней стороны трубы в задней её части.

Для обеспечения герметичности камеры СД при эксплуатации и создания необхо­димого давления для воспламенения стартового заряда от воспламенителя в соплах уста­новлены заглушки.

 

Сборка осуществляется следующим образом: в корпусе устанавливается электро­воспламенитель, затем измеряется длина заряда и регулируется высота диска, который устанавливается в корпус, после чего устанавливается заряд, диафрагма и сопловой блок. В воспламенитель вкручивается трубка. При установке в трубу СД стыкуется у со­пловой части маршевого двигателя с выступающими элементами крыльевого блока с помощью разжимного кольца и втулок. При стыковке газоподводящая трубка надева­ется на корпус лучевого воспламенителя замедленного действия, расположенного в предсопловом объёме маршевого двигателя (МД). Контактная связь подсоединяется к колодке трубы.

2. Двухрежимный маршевый двигатель предназначен для разгона ракеты до марше­вой скорости (1 режим) и поддержания этой скорости в полёте (2режим). Представляет собой РДТТ на смесевом топливе с одним соплом. Заряды первого и второго режимов выполнены из одного топлива, но имеют разные поверхности горения. Заряд первого режима имеет наружную и внутреннюю поверхности горения, что обеспечивается нали­чием продольных канавок и прошивом его серебряными проволочками по всей длине для ускорения прогрева и сгорания. Заряд второго режима бронирован по наружной по­верхности и открыт для горения с торцевой части, что обеспечивает равномерность его горения во время полёта ракеты.

Заряд смесевой, т. е. механическая смесь горючего и окислителя. Окислителем в заряде является перхлорат аммония, выделяющий при нагреве кислород. В качестве горючего применяют гексаген и алюминиевую пудру. Гексаген, кроме того, является хо­рошим взрывчатым веществом, имеющим высокую скорость детонации, тем самым обеспечивается возможность подрыва остатков топлива при срабатывании БЧ. Для обес­печения требуемого режима горения в заряд запрессованы четыре серебряные проволоч­ки. Имея высокую теплопроводность, они осуществляют местный нагрев заряда, по­следний в этом месте горит быстрее, обеспечивая так называемое кратерное горение, приводящее к небольшому увеличению площади горения.

Таблица 8 Основные характеристики   Вес двигателя, кг • в том числе вес заряда, кг 5,7 4,51   Марка топлива быстрогорящий нитроглицерированный порох (гек­саген, алюминиевая пудра, перхлорид аммония)   Номинальное время работы, с • том числе первого режима, с 8,5 1,9   Температура продуктов сгорания, К     Давление внутри камеры сгорания, атм

 

Корпус двигателя представляет собой металлическую обечайку, получаемую из ли­ста высокопрочной легированной стали путём раскатки. В хвостовой части обечайка имеет сужение и по форме напоминает бутылку с горлышком. Толщина стенок двигате­ля 2,5 мм, выбрана исходя из расчёта на прочность от воздействия внутреннего давле­ния и внешних нагрузок. Внутренняя поверхность двигателя имеет теплозащитное по­крытие толщиной до 10 мм. В передней части двигателя есть утолщение, являющееся опорной поверхностью ракеты при установке в трубе (072,2 мм).

Рис. 51. Устройство маршевого двигателя

 

Передняя часть двигателя закрыта титановым дном с элементами крепления к бое­вой части (бобышками). Дно вворачивается в корпус по резьбе.

В хвостовой части МД установлен сопловой блок с лучевым замедлителем и вос­пламенителем.

Для создания начального давления, способствующего воспламенению заряда, в со­пловом блоке установлена заглушка, которая после начала работы МД разрушается.

Сопловой блок выполнен в виде составного узла. Часть деталей изготавливается из специального прессматериала, а та часть, в которой находится зона критики сопла, из графита. На внешней части соплового блока имеются отверстия для крепления кры­льевого блока.

Сборка МД осуществляется следующим образом. В сопловой блок устанавливается лучевой воспламенитель замедленного действия, а в камеру ставят воспламенитель с за­глушкой. Устанавливают сопловой блок, после чего в камеру вставляют заряд, который поджимают с помощью прокладок вворачиваемым днищем.

3. Лучевой воспламенитель замедленного действия предназначен для обеспечения срабатывания маршевого двигателя на безопасном расстоянии от стрелка-зенитчика. Представляет собой пиротехническое изделие, в которое запрессован заряд со временем горения 0,33—0,5 с. За это время ракета удаляется на расстояние до 5,5 м, что предохра­няет стрелка-зенитчика от воздействия струи пороховых газов маршевого двигателя. Лу­чевой воспламенитель замедленного действия установлен в предсопловом объёме мар­шевого двигателя и обеспечивает передачу огневого импульса от стартового к маршево­му двигателю.

Воспламенитель, как и в СД, представляет собой навеску из пороха, обеспечиваю­щую воспламенение основного заряда.