Лучевой воспламенитель замедленного действия представляет собой корпус 2, в котором размещены пиротехнический замедлитель 1 и передаточный заряд 4 во втулке 3. С другой стороны во втулку впрессован детонирующий заряд 5. От пороховых газов СД детонирующий заряд воспламеняется, и ударная волна, образованная при детонации, передается через стенку втулки и воспламеняет передаточный заряд, который зажигает пиротехнический замедлитель. От пиротехнического замедлителя поджигается воспламенитель маршевого заряда, который поджигает маршевый заряд.
Лучевой воспламенитель замедленного действия представляет собой корпус 2, в котором размещены пиротехнический замедлитель 1 и передаточный заряд 4 во втулке 3. С другой стороны во втулку впрессован детонирующий заряд 5. От пороховых газов СД детонирующий заряд воспламеняется, и ударная волна, образованная при детонации, передается через стенку втулки и воспламеняет передаточный заряд, который зажигает пиротехнический замедлитель. От пиротехнического замедлителя поджигается воспламенитель маршевого заряда, который поджигает маршевый заряд.
Двигательная установка функционирует следующим образом. При подаче электрического импульса с электронного блока пускового механизма на электровоспламенитель стартового заряда срабатывает воспламенитель стартового заряда, а затем стартовый заряд. Под действием реактивной силы, создаваемой СД, ракета вылетает из трубы с необходимой угловой скоростью вращения относительно продольной оси. Стартовый двигатель заканчивает работу в пусковой трубе и задерживается в ней. От пороховых газов, образовавшихся в камере сгорания СД, срабатывает лучевой воспламенитель замедленного действия, поджигающий воспламенитель маршевого заряда, от которого воспламеняется маршевый заряд на безопасном для стрелка-зенитчика расстоянии.
Первый режим работы МД обеспечивается горением заряда по наружной не забронированной поверхности и по торцу. Второй режим его работы обеспечивается торцевым кратерным горением заряда. Реактивная сила тяги, создаваемая МД, разгоняет ракету до маршевой скорости на первом режиме его работы и поддерживает эту скорость на траектории полета на втором режиме.
Крыльевой блок (рис. 4.37) предназначен для аэродинамической стабилизации ракеты в полете, создания подъемной силы при наличии углов атаки и поддержания требуемой скорости вращения ракеты относительно продольной оси.
Рис. 4.37. Крыльевой блок:
1 – пластина; 2 – передний вкладыш; 3 – корпус; 4 – ось; 5 – пружина; 6 – стопор; 7 – винт; 8 – задний вкладыш; Б – выступ
Он состоит из корпуса 3, четырех складывающихся крыльев и механизма их стопорения. Складывающееся крыло включает пластину 1, которая крепится двумя винтами 7 к вкладышам 2 и 8, надетым на ось 4, размещенную в отверстии корпуса.
Механизм стопорения состоит из двух стопоров 6 и пружины 5. С помощью пружины 5 стопоры разжимаются и запирают крыло при раскрытии. В исходном состоянии крылья находятся в сложенном положении и раскрываются под действием центробежных сил при вылете вращающейся ракеты из трубы. Для поддержания требуемой скорости вращения ракеты пластины крыльев развернуты относительно продольной оси крыльевого блока (ракеты) на необходимый угол (около 20).
Крыльевой блок винтами крепится на сопловом блоке МД. На корпусе крыльевого блока имеется четыре выступа Б для соединения его со стартовым двигателем с помощью разжимного кольца.
Особенности устройства двигательной установки ракет 9М32М (9М36)
Твердотопливная ДУ предназначена для выброса ракеты из трубы, придания ей необходимой угловой скорости вращения, разгона до средней скорости 500 м/с и поддержания этой скорости в полете. Двигательная установка состоит из выбрасывающего (стартового) и двухрежимного маршевого двигателей и лучевого воспламенителя замедленного действия. Основные отличия данной ДУ от ДУ ракет 9М39 (9М313) заключаются в следующем:
выбрасывающий двигатель (ВД) выполнен в едином блоке с МД и не отделяется от него после окончания своей работы;
сопловой блок МД имеет отличия в форме и конструкции;
изменены конструкция и форма крыльев крыльевого блока.
Контрольные вопросы
1. Назвать особенности аэродинамической схемы ЗУР ПЗРК различных модификаций и компоновку ЗУР 9М39.
2. Перечислить основные технические характеристики тепловых головок самонаведения ЗУР ПЗРК.
3. Каковы летно-технические характеристики ЗУР ПЗРК?
4. Пояснить сущность времяимпульсной модуляции лучистого потока и ее преимущество перед непрерывной модуляцией.
5. Назначение электронного блока СКЦ и его элементов.
6. Пояснить назначение и принцип действия схемы переключения СКЦ.
7. Назначение усилительно-преобразовательных элементов ТГСН 9Э410 и их функционирование в режиме “Слежение”.
8. Обосновать необходимость схемы ближней зоны СКЦ и пояснить ее функционирование.
9. Перечислить состав вспомогательных элементов СКЦ и объяснить их назначение.
10. Пояснить функционирование системы разгона ротора гироскопа СКЦ.
11. Объяснить функционирование системы электрического арретирования СКЦ.
12. Пояснить функционирование СКЦ от момента включения питания до перевода его в режим “Слежение”.
13. Назначение и задачи, решаемые УВК ЗУР 9М39.
14. Назначение, состав и функционирование схемы смещения.
15. Назначение, состав и функционирование схемы управления полетом на начальном участке.
16. Назвать состав и пояснить назначение элементов автопилота.
17. Назначение и функционирование датчика угловых скоростей ЗУР 9М39.
18. Каковы назначение, состав и технические характеристики системы энергопитания ЗУР 9М39?
19. Пояснить назначение, состав, технические характеристики и функционирование порохового аккумулятора давления.
20. Назначение, состав, технические характеристики и функционирование бортового источника питания.
21. Каковы назначение, состав и технические характеристики боевого снаряжения ЗУР 9М39?
22. Назначение, состав и функционирование взрывателя 9Э249.
23. Объяснить условия снятия ступеней предохранения взрывателя 9Э249.
24. Пояснить отличительные особенности (конструктивные и функционирования) контактных датчиков цели ГМД1 и ГМД2.
25. Назначение, состав, технические характеристики и функционирование двигательной установки ракеты 9М39.
5. ПУСКОВЫЕ СРЕДСТВА ПЗРК
К пусковым средствам комплекса "Игла" ("Игла-1") относятся: пусковая труба (ПТ) 9П39 (9П322); наземный блок питания (НБП) 9Б238; пусковой механизм (ПМ) 9П516-1 (9П519-1) с встроенным НРЗ 1Л14-1.
5.1. Пусковая труба
5.1.1. Пусковая труба 9П39 ПЗРК "Игла"
Пусковая труба 9П39 предназначена для обеспечения прицельного и безопасного пуска ракеты и улавливания стартового двигателя. Одновременно она является контейнером при переносе, хранении и транспортировании ракеты.
На пусковой трубе закреплены (рис. 5.1): блок датчиков 3; механический прицел с лампой световой информации (СИ) 13; механизм бортразъема 22; разъем пускового механизма 20; колодка 15 с контактной платой для подсоединения проводов ЭВ СД; две обоймы 5, 9 с креплением плечевого ремня и плечевой ремень 8.
Блок датчиков, включающий две катушки ГОН, четыре датчика положения полюсов магнита и обмотки заклона. Он совместно с электронным блоком ПМ предназначен для разгона ротора гироскопа ТГСН и его арретирования (совмещение оптической оси ротора с продольной осью ракеты при разгоне ротора, заклон ее вниз на 50 после окончания разгона и на 100 после нажатия на пусковой крючок). На блоке датчиков трубы закреплена антенна НРЗ 4.