Контрольные вопросы
1. Перечислить модификации ПЗРК и их основные отличия.
2. Назвать основные тактико-технические характеристики ПЗРК "Игла" и "Игла-1".
3. Перечислить состав ПЗРК "Игла".
4. Дать определение зон поражения и пуска ПЗРК.
5. Пояснить чем ограничиваются границы зоны поражения ПЗРК:
дальняя граница;
ближняя граница;
верхняя граница;
нижняя граница.
7. Объяснить принцип действия бортовой аппаратуры ракеты ПЗРК "Игла" в полете.
4. ЗЕНИТНЫЕ УПРАВЛЯЕМЫЕ РАКЕТЫ ПЗРК
4.1. Общие сведения о зенитных управляемых ракетах ПЗРК
Зенитные управляемые ракеты (ЗУР) всех отечественных ПЗРК выполнены по единой аэродинамической схеме "утка" и представляют собой тело цилиндрической формы со сферическим обтекателем [9, 10, 11, 12]. Перед обтекателями ЗУР 9М313 и 9М39 ПЗРК "Игла-1" и "Игла" установлены аэродинамические конусные насадки для уменьшения лобового сопротивления ракеты. В ЗУР 9М313 конусный насадок установлен на трех "спицах", закрепленных на сужающемся патрубке координатора цели, а в ЗУР 9М39 – на штыре, приклеенном к стеклу обтекателя.
ЗУР конструктивно состоит их четырех скрепленных между собой отсеков (рис. 4.1): головного, рулевого, боевого и двигательной установки. Калибр ракеты определяется диаметром центрирующих поясков, которыми ракета опирается на внутренние стенки трубы.
Рис. 4.1. Ракеты:
а – 9М32М; б – 9М313; в – 9М39; 1 – обтекатель; 2 – ТГСН; 3,7 – центрирующие пояски; 4 – рулевой отсек; 5 – боевой отсек; 6 – маршевый двигатель; 8 – крыльевой блок; 9 – стартовый двигатель; 10 – дестабилизаторы; 11 – аэродинамический насадок
Головной отсек ракеты составляет тепловая головка самонаведения (ТГСН), которая предназначена для обеспечения захвата и автосопровождения цели по ее тепловому излучению, измерения угловой скорости линии визирования цели (л) и формирования сигналов управления полетом ракеты, в том числе и в условиях организованного противником противодействия путем постановки помех типа "ложная тепловая цель" (ЛТЦ).
Функциональная схема ТГСН 9Э410 (рис. 4.2) включает в себя:
следящий координатор цели (СКЦ);
вспомогательные системы ТГСН (системы охлаждения фотоприемника основного канала, разгона, стабилизации оборотов и электрического арретирования ротора гироскопа);
устройство выработки команд (УВК);
элементы автопилота (усилитель-ограничитель и усилитель мощности).
Основные технические характеристики ТГСН рассматриваемых комплексов представлены в табл. 4.1.
Таблица 4.1
Наименование характеристик
ТГСН
Значения характеристик ТГСН
9Э46
9Э45
9Э418
9Э410
Чувствительность ТГСН, Вт/см2:
основного канала
вспомогательного канала
Угол поля зрения, мин *
Максимальный угол пеленга, град
Максимальная угловая скорость слежения, град/с:
на старте
в полете
Частота вращения ротора гироскопа, Гц
Вид модуляции потока
3,8 10-8
-
60
40
9
11
100
ШИМ
3,810-10
-
45(12)
40
10
12
100
ЧМ
3,810-10
-
45
40
12
15
100
ЧМ
4,2510-10
3,810-8
45
38
12
15
100
ВИМ
Примечание: * – для ТГСН 9Э45 и 9Э418 45 мин в режиме арретирования и захвата, 12 мин в режиме слежения.
Конструктивно ТГСН состоит из координатора и электронного блока. Координатор представляет собой оптико-механическое устройство, состоящее из гироскопа с оптической системой и анализатором изображения и блока катушек.
Рис. 4.2. Функциональная схема головного отсека ТГСН 9Э410
Электронный блок представляет собой этажерочную конструкцию, набранную из круглых галет. Последняя галета снабжена контактными штырями и является платой для электрической стыковки ТГСН с рулевым отсеком ракеты. В состав электронного блока входят элементы следящего координатора цели, устройства выработки команд и автопилота.
Рулевой отсек служит для размещения элементов энергопитания ракеты, автопилота и коммутирующих элементов. В корпусе рулевого отсека размещены:
пороховой аккумулятор давления (ПАД), обеспечивающий питание горячими газами рулевую машинку и турбогенератор;
бортовой источник питания (БИП), состоящий из турбогенератора и стабилизатора-выпрямителя. Турбогенератор (ТГ) преобразовывает энергию горячих газов ПАД в электроэнергию. Стабилизатор-выпрямитель (СВ) обеспечивает выпрямление и стабилизацию питающих напряжений;
датчик угловых скоростей с усилителем (демодулятором);
рулевая машинка с рулями;
блок взведения, формирующий сигналы для взрывателя и порохового управляющего двигателя после вылета ракеты из трубы;
розетка бортразъема, обеспечивающая электрическую связь аппаратуры ракеты с пусковой трубой.
В ракетах 9М313 и 9М39 в рулевом отсеке дополнительно установлен пороховой управляющий двигатель (ПУД), вырабатывающий горячие газы для газодинамического управления полетом ракеты на начальном участке. Снаружи этих ракет в плоскости, перпендикулярной плоскости рулей, закреплены дестабилизаторы.
Боевой отсек является несущим отсеком ракеты, включающим боевую часть и взрыватель, а в ракетах 9М313 и 9М39 и взрывной генератор. В передней части корпуса боевой части имеется прилив с отверстием, куда входит стопор, обеспечивающий механическую стыковку ракеты с трубой.
Двигательная установка предназначена для выброса ракеты из трубы, придания ей необходимой угловой скорости вращения, разгона ракеты до маршевой скорости и поддержания этой скорости в полете. В состав двигательной установки входят:
стартовый (выбрасывающий) двигатель;
однокамерный двухрежимный маршевый двигатель;
лучевой воспламенитель замедленного действия.
На внешней части соплового блока маршевого двигателя ракет 9М313 и 9М39 закреплен крыльевой блок, который в свою очередь состоит из корпуса, четырех складывающихся крыльев и механизма их стопорения. Крыльевой блок ракет 9М32М и 9М36 закреплен на торцевой части стартового двигателя.
Основные летно-технические характеристики рассматриваемых ракет приведены в табл. 4.2.
Таблица 4.2
Наименование
характеристик
Значения характеристик ракет
9М32М
9М36
9М313
9М39
Диаметр ракеты, мм
Калибр ракеты, мм
Длина, мм
Масса снаряженной ракеты, кг
Масса боевого отсека, кг
Масса взрывчатого вещества, кг
Скорость вылета ракеты из трубы, м/с
Средняя маршевая скорость полета ракеты, м/с
Скорость вращения ракеты относительно продольной оси, об/с
Число рабочих спектральных диапазонов ТГСН
Время работы бортовых источников энергии, с
Индекс боевой части
Индекс взрывателя
Время самоликвидации ЗУР
70
72,0
1440
9,8
1,15
0,37
28