КОНСТРУКЦИЯ СРЕДСТВ ПОРАЖЕНИЯ, БОЕПРИПАСОВ, ВЗРЫВАТЕЛЕЙ И СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ СРЕДСТВАМИ ПОРАЖЕНИЯ КОНСТРУКЦИЯ И ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ ПТУР АННОТАЦИЯ Конструкция средств поражения, боеприпасов, взрывателей и систем управления средствами поражения (Конструкция и функционирование ПТУР)/ Партала С.В., Алчинов В.И., Бурлов В.В., Михалец С.В., Моисеев А.Г., Анфалова М.И: Учебное пособие. Пенза: АИИ, 2004. Рассмотрены основные принципы устройства противотанковых управляемых ракет (ПТУР), а также конструкция и действие типовых узлов и блоков, входящих в состав ракеты. Изложение материала основано на анализе конструкций штатных образцов, а также состояния и перспектив развития ПТУР в стране и за рубежом. Материал учебного пособия изложен в соответствии с тематическим планом прохождения дисциплины по кафедре Реактивных двигателей. Рекомендовано для курсантов всех специальностей подготовки, а также может быть использовано преподавателями и адъюнктами института. СОДЕРЖАНИЕ 1. КОНСТРУКЦИЯ СРЕДСТВ ПОРАЖЕНИЯ, БОЕПРИПАСОВ, ВЗРЫВАТЕЛЕЙ И СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ СРЕДСТВАМИ ПОРАЖЕНИЯ . КОНСТРУКЦИЯ И ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ ПТУР 2. ПРИЛОЖЕНИЕ 1. (РИС.1.1 – 4.2) 3. ПРИЛОЖЕНИЕ 2. (РИС. 4.3 – 6.25) 4. ПРИЛОЖЕНИЕ 4. (РИС. 7.1 – 12.8) Пензенский артиллерийский инженерный институт С.В.Партала, Алчинов В.И., В.В.Бурлов, Михалец С.В., Моисеев А.Г., Анфалова М.И. КОНСТРУКЦИЯ СРЕДСТВ ПОРАЖЕНИЯ, БОЕПРИПАСОВ, ВЗРЫВАТЕЛЕЙ И СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ СРЕДСТВАМИ ПОРАЖЕНИЯ Конструкция и функционирование ПТУР ВВЕДЕНИЕ Противотанковые управляемые комплексы являются одним из наиболее эффективных средств поражения бронированных целей противника в современном общевойсковом бою. Высокая эффективность ПТРК обусловлена их мобильностью, живучестью, автономностью, высокой вероятностью попадания в цель и бронепробиваемостью. Важнейшим элементом ПТРК, в значительной степени обеспечивающим его высокую эффективность, являются противотанковые управляемые ракеты. ПТУР представляет собой управляемую крылатую ракету с кумулятивной боевой частью, относительно невысокой скоростью (200..,500 м/с) и дальностью полета (1000...8000 м). Отличительной особенностью боевого применения является необходимость поражения относительно маневренных и хорошо защищенных целей (бронеобъектов), оказывающих огневое противодействие, в условиях искусственных и естественных помех, возникающих на поле боя. В связи с этим к ПТУР предъявляется ряд специфических требований, основными из которых являются: 1) высокая маневренность ПТУР в плоскостях управления; 2) стойкость к стартовым и полетным перегрузкам; 3) компактность бортовой аппаратуры управления и высокая помехозащищенность каналов управления; 4) высокая тяговооруженность и минимальное время работы двигательной установки; 5) высокая эффективность действия боевых частей при встрече с целью, в том числе оснащенной динамической защитой. Необходимость выполнения этих требований в значительной степени определяет конструктивную, компоновочную и аэродинамическую схемы ПТУР, а также устройство основных узлов и блоков ракеты. К настоящему времени на основе длительного опыта проектирования сформировались достаточно определенные принципы конструкции ПТУР, которые характерны для всех ракет данного класса. Рассмотрению основных принципов конструкции и действия ПТУР и посвящено учебное пособие. Изложение учебного материала основано на анализе конструкций штатных образцов, а также состояния и перспектив развития ПТУР в стране и за рубежом. Пособие содержит достаточное количество справочного материала и иллюстраций, что позволяет, по мнению авторов, самостоятельно рассматривать достаточно сложные вопросы, связанные с принципами устройства и действия ПТУР, а также самостоятельно изучать конструкцию конкретных образцов. Авторы выражают благодарность Мартыновой Т.А. и Коноплянкиной О.И. за подготовку текстовой и графической части учебного пособия. 1. ОБЩИЕ ПРИНЦИПЫ КОНСТРУКЦИИ ПРОТИВОТАНКОВЫХ УПРАВЛЯЕМЫХ РАКЕТ Противотанковые управляемые ракеты (ПТУР) являются важнейшим элементом противотанковых ракетных комплексов (ПТРК), составляющих основу единой системы противотанковой обороны подразделений, частей и соединений. Единая система противотанковой обороны (рис.1.1) представляет собой глубоко эшелонированную по рубежам систему противотанкового огня, при этом каждый рубеж обеспечивается конкретным типом противотанковых средств. В современном общевойсковом бою танки наступающего противника начинают поражаться на дальних подступах к обороне наших войск (в районах сосредоточения, на рубежах развертывания, на станциях и аэродромах выгрузки и т.п.), на удалении десятков и сотен километров от линии боевого соприкосновения. Поражение танков в этом случае осуществляется самолетами тактической авиации, оперативно-тактическими и тактическими ракетными комплексами (ОТРК и ТРК), дальнобойной артиллерией (ствольной и реактивной). Перечисленные образцы вооружения являются универсальными средствами ядерного и огневого поражения противника и непосредственно не входят в единую систему противотанковой обороны. Поражение танков наступающего противника специализированными противотанковыми средствами начинается с рубежа развертывания в ротные колонны, удаленного на 5...6 км от линии боевого соприкосновения; этот рубеж обеспечивается ПТРК, установленными на боевых вертолетах. При выходе танков противника на рубеж развертывания во взводные колонны, находящийся на удалении 2,5...3 км от линии боевого соприкосновения, в бой вступают ПТРК, установленные на самоходных носителях и танках. На удалении танков противника 1,5 ... 2 км от переднего края в бой вступает противотанковая и танковая артиллерии, а также переносные ПТРК, на удалении 1,0...1,5 км - безоткатные орудия и станковые противотанковые гранатометы (СПГ), на удалении 0,5 км - ручные противотанковые гранатометы, на удалении О,15...0,3 км - реактивные противотанковые гранатометы (РПГ), и непосредственно на переднем крае - ручные противотанковые гранаты. Подобная схема построения противотанковой обороны позволяет обеспечить эффективное поражение бронированных объектов противника и нарастание интенсивности огня от рубежа к рубежу за счет вступления в бой новых типов противотанковых средств. Обобщение опыта локальных войн и вооруженных конфликтов 1970...90 гг. позволяет сделать вывод о том, что ПТРК составляют основу единой системы противотанковой обороны частей и подразделений большинства государств. Например, во время октябрьской войны 1973 г., на Ближнем Востоке в боевых действиях принимало участие более 6000 танков, при этом за две недели боев было уничтожено более половины из них. Потери танков распределились следующим образом: уничтожены авиацией - 26%; уничтожены огнем артиллерии и танков - 22%; уничтожены огнем ПТРК - 52%. Высокая боевая эффективность ПТРК обусловлена следующими основными факторами: 1) высокой вероятностью попадания ПТУР в цель и её малой зависимостью от дальности стрельбы; 2) возможностью поражения танков противника на дальностях, существенно превышающих эффективную дальность стрельбы танковых пушек; 3) высоким уровнем бронепробиваемости боевых частей ПТУР и значительной эффективностью их заброневого действия; 4) автономностью, мобильностью и высокой живучестью современных ПТРК; 5) возможностью установки ПТРК практически на любой тип носителя (вертолет, танк, БМП и т.п.), а также возможностью создания легких переносных комплексов; 6) универсальностью решаемых задач (поражение бронированных объектов, малоскоростных низколетящих целей, живой силы и т.п.). Очевидность факта, что обладающие высокой боевой эффективностью ПТРК являются основой единой системы противотанковой обороны подразделений, частей и соединений, послужила причиной их стремительного развития и совершенствования как в нашей стране, так и за рубежом. 1.1. Назначение и состав ПТРК. Общие сведения о ПТРК, состоящих на вооружении Российской Армии В общем случае под ПТРК понимается комплекс управляемого ракетного вооружения, предназначенный для выполнения следующих задач: 1) поражения танков, БМП и других бронированных объектов противника; 2) поражения малоскоростных низколетящих воздушных целей (например, боевых вертолетов); 3) ведения огня по малоразмерным неподвижным целям (амбразурам, ДОТ, ДЗОТ и т.п.). С точки зрения принципов системного подхода ПТРК представляет собой эрготехническую систему, включающую в себя боевые средства, боевой расчет, средства технического обслуживания и регламентных работ, учебные и тренировочные средства. Боевые средства обеспечивают подготовку и пуск ракеты, а также наведение ее на цель; к ним относятся: 1) пусковая установка (носитель); 2) наземная аппаратура управления (НАУ); 3) противотанковые управляемые ракеты. ПТРК может обслуживаться как специализированным боевым расчетом (комплексы 9К111МЗ, 9К115, 9К114, «Конкурс»), так и штатным расчетом носителя: экипажем танка (комплексы 9К112-1, 9К117, 9К120), расчетом артиллерийского орудия (комплексы 9К116, 9К119), экипажем вертолета (комплекс 9К113); количество номеров боевого расчета определяется типом носителя и спецификой конструкции самого ПТРК. Средства технического обслуживания и регламентных работ предназначены для проведения комплекса мероприятий, обеспечивающих поддержание боевых средств ПТРК в постоянной боевой готовности в процессе их эксплуатации в войсках и на предприятиях ГРАУ; к ним относятся: 1) контрольно-проверочные машины (КПД); 2) комплекты контрольно-проверочной аппаратуры (КПА). Состав и задачи, решаемые этими средствами, зависят, в общем случае, от конструкции ПТРК. Учебные и тренировочные средства предназначены для обучения личного состава принципам устройства и действия ПТРК и его элементов, а также подготовки расчетов с целью привития им практических навыков, необходимых для боевой работы на комплексе; к ним относятся: 1) тренажеры; 2) учебные, учебно-разрезные, учебно-тренировочные, практические ПТУР. Все ПТРК, состоящие на вооружении Российской армии, могут быть классифицированы исходя из двух основных принципов: 1) с точки зрения тактической организационно-штатной принадлежности; 2) по типу носителя. С точки зрения тактической принадлежности ПТРК могут ротными (9К115), батальонными (9К111МЗ), полковыми («Конкурс»), дивизионными («Конкурс»), армейскими (9К114), а также состоять на вооружении в противотанковых формированиях Резерва Верховного Главного Командования (РВГК) (9К114). Отдельную категорию представляют собой ПТРК, установленные на бронеобъектах (танках и БМП); их тактическое предназначение определяется организационно-штатной принадлежностью носителя (т.е. самого бронеобъекта). По типу носителя ПТРК могут быть следующих видов: 1) носимые (9К111М3, 9К115, 9К128); 2) самоходные («Конкурс», 9К114); 3) установленные на танках и БМП (9К112-1), 9К117, 9К116-1, 9К120); 4) вертолетные (9К113). Следует отметить, что данная классификация в значительной степени условна, т.к. в ряде случаев тактическая принадлежность ПТРК однозначно определяет тип носителя, и наоборот, тип носителя оказывает влияние на тактику боевого применения комплекса. Обще сведения о ПТРК, состоящих на вооружении Российской армии, представлены в табл.1.1. Таблица 1.1 Общие сведения о штатных ПТРК Индекс комплекса Условное наименование Год принятия на вооружение Тип системы управления Способ передачи команд 9К111М3 Фагот-М 1987 1. Носимые п/а КСТУ по проводам 9К115 Метис-М 1978 п/а КСТУ 9П148 Конкурс 1974 9К114 ШтурмС 1978 Носитель Применяе- *Дальность мые ПТУР стрельбы, макс мин, м расчет расчет по проводам 2. Самоходные по прово- ПУ 9П148 п/а КСТУ дам 9М111М 9М113 2500...4000 75 9М115 9М131 1000...1500 40...80 9М111М 9М113 9М113М 2500...4000 75 9М114 9М120 5000 400 9М133 5000 100 9М112М 4000 100 ПУ 9П149 Корнет 9К112-1 9К117 9К116 Кобра Агона Кастет по радио ПУ 9П162 1998 9К128 п/а КСТУ 1976 1985 1982 п/а лаз. лазерная 3. Танковые по радио п/а КСТУ п/а КСТУ - п/а луч. лазерная - Т-64Б2 Т-80Б2 Т-64Б2 Т-80Б2 ПТП МТ-12 Т-12Н 9М112М 2 9М128 9М112М 9М112М 2 9М128 9М117 9М117М 4000 100 5000 100 9К116 Бастион 1982 п/а луч. лазерная - Т-55А 9К116-1 Шексна 1982 п/а луч. - Т-62 9М117 9М117М 4000 100 9К120 Рефлекс 1983 п/а луч. лазерная - Т-72Б 9М117 9М117М 4000 100 4000 100 9М119 9М119М 9К113 ШтурмВ 1978 4. Вертолетные п/а КСТУ по радио Ми-24Д Ми-28 Ка-50 9М114 9М120 5000 100 Примечание: * величины максимальной и минимальной дальностей стрельбы комплекса определяются типом применяемой ПТУР. Анализируя данные, приведенные в табл.1.1, можно сделать вывод, что штатные ПТРК позволяют обеспечить решение задач по борьбе с танками в современном общевойсковом бою в рамках единой системы противотанковой обороны практически на всю глубину (от 100 до 5000 м), что соответствует требованиям современного общевойскового боя к средствам поражения. 1.2. Основы построения системы управления ПТРК Наведение ПТУР на цель осуществляется при помощи системы управления (СУ), которая включает в себя НАУ и бортовую аппаратуру управления (БАУ), размещенную на борту ракеты; при этом могут использоваться два метода наведения: 1) метод трех точек (рис. 1.2 а); 2) метод параллельного сближения (рис. 1.2 б). Первый метод является основным и используется практически во всех системах управления отечественных и зарубежных ПТУР. Работа СУ по данному методу построена таким образом, чтобы в результате наведения прицельная марка (первая точка), ракета (вторая точка) и цель (третья точка) были расположены на одной прямой (линии визирования цели). Данный метод относительно прост в реализации, но требует от ракеты сравнительно больших предполагаемых перегрузок, особенно на начальном и конечном участках наведения. Метод параллельного сближения обеспечивает наведение на цель максимально возможными перегрузками, что усложняет схему СУ из-за наличия в ней дополнительных устройств, позволяющих вычислить параметры движения цели на траектории. В настоящее время в ПТРК нашли применение системы управления двух типов, работающих по методу трех точек: 1) командная система телеуправления (КСТУ); 2) система управления с телеориентированием ракеты в информационном поле лазерного луча, формируемом НАУ (лучевая система). В случае использования КСТУ наведение ракеты на цель осуществляется посредством команд управления, формируемых НАУ на основании анализа информации о положении ПТУР относительно линии визирования и передаваемых на борт ракеты по линии связи. Принципиальная схема КСТУ представлена на рис. 1.3. КСТУ включает в себя два контура: 1) контур слежения за целью; 2) контур слежения за ракетой на траектории и выработки команд управления. Контур слежения за целью включает в себя оператора, оптическое визирное устройство (прицел) механический или электромеханический привод наведения; в современных ПТРК этот контур работает в ручном режиме. Контур слежения за ракетой включает в себя оптико-механический или оптико-электронный координатор (пеленгатор), счетно-решающий прибор (СРП), линию передачи команд от НАУ на борт ракеты (проводную или радио), аппаратуру приема и преобразования команд управления, исполнительные органы СУ (рулевой привод), источник инфракрасного (ИК) излучения. Контур слежения за ракетой может работать в ручном или автоматическом режимах; в первом случае КСТУ называется ручной, а во втором - полуавтоматической. Ракеты, наводимые на цель при помощи ручной КСТУ, относятся к первому поколению, а при помощи полуавтоматической КСТУ - ко второму поколению ПТУР. К первому поколению относятся ПТУР 9М14, 9М14М, 9М17, 9М17М; ко второму поколению - ПТУР 9М14П, 9М14П1, 9М17П, 9М111М, 9М113, 9М113М, 9М112М, 9М112М2, 9М128, 9М114, 9М12О, 9М115, 9М131. Принципиально возможно создание СУ третьего поколения, в которых оба контура работают в автоматическом режиме, однако в настоящее время их реализация вызывает ряд технических трудностей. Принцип работы полуавтоматической КСТУ заключается в следующем. Оператор совмещает прицельную марку визирного устройства с центром цели и производит пуск ракеты; в дальнейшем задача оператора заключается в ручном сопровождении цели (т.е. удержании прицельной марки на центре цели). При попадании бортового источника ИК-излучения ракеты (а значит, и самой ракеты) в поле зрения координатора НАУ начинает работу автоматический контур слежения за ракетой (см. рис. 1.3). Световой поток от источника ИКизлучения ракеты принимается координатором НАУ и преобразуется в моделированное напряжение электрического тока; глубина модуляции пропорциональна угловому отклонению ракеты от линии визирования цели. Данное напряжение преобразуется в два напряжения, несущих информацию о линейном отклонении ракеты от линии визирования в плоскостях курса и тангажа (т.е. в координатах у и z); эти напряжения поступают в СРП. В СРП происходит формирование команд управления по курсу и тангажу и преобразование их в кодированный управляющий сигнал, который по линии связи передается на борт ракеты. На борту ракеты в БАУ происходит прием сигнала, разделение его по каналам курса и тангажа, согласование с системой координат вращающейся ракеты, усиление по мощности и передача на исполнительные органы системы управления (в блок рулевого привода). Ракета, отрабатывая команды управления по курсу и тангажу, перемещается в направлении линии визирования с системой координат вращающейся ракеты, усиление по мощности и передача на исполнительные органы системы управления (в блок рулевого привода). Координатор определяет новые координаты ракеты на траектории, и описанный выше цикл повторяется снова. Процесс управления продолжается до тех пор, пока ракета не будет выведена на линию визирования цели; при полете по линии визирования на борт ракеты подаются только программные команды (ко- манда компенсации веса, команда компенсации углового перемещения линии визирования и компенсации случайных отклонений ракеты, вызванных метеорологическими факторами (порывы ветра и т.п.)). В последние годы получили широкое распространение полуавтоматические СУ с телеориентированием ракеты в информационном поле лазерного луча (лучевая система). Они используются, в частности, для наведения ПТУР 9М117, 9М117М, 9М119, 9М119М и считаются перспективными, т.к. имеют следующие преимущества перед КСТУ: 1) практически снимаются ограничения по величине скорости полета ракеты; 2) отсутствие на борту ракеты источника ИК-излучения исключает ослепление оператора комплекса, что способствует повышению точности наведения ракеты в цель; 3) возможность управления ракетой на больших дальностях (более 5 км). Принципиальная схема полуавтоматической лучевой СУ представлена на рис. 1.4. В состав НАУ входят два канала, оптические оси которых с высокой степенью точности съюстированы друг с другом: 1) визирный канал; 2) информационный канал. Визирный канал предназначен для поиска цели, прицеливания и сопровождения цели. Информационный канал предназначен для формирования информационного поля управления, необходимого для автоматического наведения ракеты в цель. В состав информационного канала входят оптический квантовый генератор (лазер) ИК-диапазона, моделирующее устройство и оптическая система, обеспечивающая фокусировку и программное сужение лазерного луча с увеличением дальности наведения (т.е. расстояния между ракетой и пусковой установкой). Модуляция лазерного луча осуществляется четырьмя информационными частотами f1, f2, fз, f4 и одной тактовой f5 (cм.рис. 1.4); частота f1 показывает, что ракета находится справа от линии визирования, f2 - слева, fз - выше линии визирования, f4 - ниже. В состав БАУ входят приемник лазерного излучения, электронная аппаратура выделения координат и формирования команд управления, гироскопический координатор и блок рулевого привода (БРП). Принцип работы полуавтоматической лучевой СУ заключается в следующем. Оператор совмещает прицельную марку визирного устройства с центром цели и проводит пуск ракеты; в этот момент включается информационный канал и формируется поле управления, в котором движется ПТУР. Если ракета занимает положение, показанное на рис. 1.4, то на ее борт поступает излучение частот f1, fз, f5 время прохождения частоты f1 пропорционально времени отклонения ракеты в плоскости курса (координате z), а время прохождения частоты fз пропорционально времени отклонения ракеты в плоскости тангажа (координата у); тактовая частота f5 заполняет временные интервалы между прохождением информационных частот f1, fз. Приемник излучения принимает ИК-излучение ла- зера и преобразует его в электрические импульсы тех же частот. Эти импульсы поступают в электронную аппаратуру, где происходит выделение координат ракеты относительно линии визирования (оси информационного поля) и формируются команды по курсу и тангажу. Электрические сигналы команд управления с помощью гироскопического координатора распределяются на соответствующие рули БРП. Ракета, отрабатывая команды управления, перемещается по направлению к линии визирования цели; приемник принимает излучение в точке с новыми координатами, и описанный выше цикл повторяется. Процесс управления продолжается до тех пор, пока ракета не выйдет за линию визирования. При полете ПТУР по линии визирования команды по курсу и тангажу равны нулю, а БРП отрабатывает только команду компенсации веса, вырабатываемую электронной аппаратурой на борту ракеты. Лучевая система управления имеет также ряд существенных недостатков по сравнению с КСТУ, основными из которых являются: 1) относительная сложность БАУ; 2) сложность наведения при стрельбе с движущегося носителя. Ввиду того, что оба типа систем управления обладают рядом достоинств и недостатков по отношению друг к другу, считается перспективным применение комбинированной СУ, включающей в себя в качестве независимых каналов наведения КСТУ и лучевую систему управления. 1.3. Общее устройство ПТУР ПТУР представляет собой малогабаритную управляемую ракету и является одним из основных элементов ПТРК. В общем случае ПТУР (рис. 1.5) состоит из метательного устройства 6 и непосредственно управляемой ракеты 7. Управляемая ракета состоит из следующих основных элементов: 1) боевой части (БЧ) 1 с взрывательным устройством (ВУ) 2; 2) двигательной установки (ДУ) 3; 3) крыльевого отсека (крыльев) 4; 4) бортовой аппаратуры управления (БАУ) 5. Компоновочно ПТУР выполнена в виде отсеков, расположенных последовательно друг за другом (рис. 1.6). Компоновочная схема ПТУР в значительной степени зависит от типа системы управления, способа передачи команд управления, способа передачи команд от НАУ на борт ракеты (в случае использования КСТУ), а также от ее аэродинамической схемы. Аэродинамическая схема ПТУР характеризуется взаимным расположением несущих плоскостей (крыльев) и исполнительных органов системы управления (рулей), а также размещением относительно центра масс ракеты. Аэродинамическая схема оказывает существенное влияние на летные характеристики ПТУР, такие как устойчивость, управляемость и маневренность. Устойчивостью ПТУР называется ее свойство сохранять неизменным положение продольной оси в пространстве под действием различных возмущающих факторов; устойчивость характеризуется величиной коэффициента запаса статической устойчивости, который определяется по зависимости е ξ = ⋅ 100% , (1) L где е - эксцентриситет ракеты (расстояние между центром масс и центром давления); L - длина ракеты. Для управляемых ракет величина ξ не превышает 4...6%. Управляемостью ПТУР называется ее способность изменять положение продольной оси в пространстве в зависимости от величины команд управления; управляемость характеризуется коэффициентами поперечной балансировки в плоскостях тангажа К и курса К1, величина которых определяется зависимостями: α (2) К= ; σр К1 = β , σр (3) где α - угол атаки (проекция угла нутации на плоскость тангажа); β - угол скольжения (проекция угла нутации на плоскость курса); σр- угол поворота рулей. Таким образом управляемость является свойством, противоположным устойчивости, т.е. чем выше устойчивость ракеты, тем ниже ее управляемость. Маневренностью ПТУР называется ее способность изменять направление движения в пространстве (т.е. направление вектора скороcти) в зависимости от величины команд управления. Управляемость характеризуется радиусом кривизны траектории полета в плоскостях курса и тангажа (чем меньше радиус кривизны траектории, тем выше маневренность ракеты). Показатели маневренности ПТУР определяются по зависимостям: v2 ; (4) ry = (n y ± 1) ⋅ g v2 , (5) rz = nz ⋅ g где V - скорость полета ракеты; nу - коэффициент поперечной перегрузки (т.е. перегрузки в плоскости тангажа); nz - коэффициент боковой перегрузки (т.е. перегрузки в плоскости курса). Из всех возможных аэродинамических схем в конструкциях современных ПТУР применяются схемы "нормальная" и "утка". Основным характерным признаком нормальной аэродинамической схемы является то, что рули размещаются на корпусе ракеты позади крыльев, по одну сторону от центра масс (рис.1.7, а); данная схема реализована в ПТУР 9М14М, 9М14П, 9М112М, 9М112М2, 9М128. Аэродинамическая схема "нормальная" имеет следующие достоинства: 1) возможность придания ракете больших углов атаки без опасения срыва воздушного потока на рули; 2) поверхность крыла обтекается невозмущенным потоком воздуха; 3) относительно малая величина момента крена при маневре по курсу. Недостатками схемы являются: 1) снижение управляющей силы за счет противоположных знаков подъемной силы, создаваемой крыльями и рулями ракеты; 2) поверхность рулей обтекается возмущенным потоком воздуха, что снижает их эффективность; 3) относительная трудность компоновки БАУ, обусловленная необходимостью размещения БРП в хвостовой части ракеты. Основным характерным признаком аэродинамической схемы "утка" является то, что рули размешаются впереди крыльев по разную сторону относительно центра масс ракеты (рис. 1.7, б); данная схема применяется в ПТУР 9М11М, 9М113, 9М114, 9М120, 9М115, 9М131, 9М117, 9М117М, 9М119, 9М119М. Аэродинамическая схема "утка" имеет следующие достоинства: 1) подъемная сила крыльев и рулей направлена в одну сторону; 2) поверхность рулей обтекается невозмущенным потоком воздуха, что повышает их эффективность при прочих равных условиях; 3) большое плечо управляющего момента за счет размещения рулей в носке ракеты на значительном расстоянии от ее центра масс; 4) удобство компоновки БАУ ракеты, обусловленное размещением БРП в передней части ракеты. Основными недостатками данной схемы являются: 1) невозможность придания ракете больших углов атаки из-за возможного срыва воздушного потока на рулях; 2) значительная величина момента крена при совершенствовании маневра по курсу. Таким образом, обе аэродинамические схемы обладают рядом достоинств и недостатков, что не позволяет отдать предпочтение ни одной из них. В связи с этим обоснование аэродинамической схемы является комплексной задачей, успешное решение которой связано с изучением таких факторов, как скорость полета ракеты, характеристики управляемости и маневренности, допустимые перегрузки в плоскостях и т.п. Основываясь на результатах анализа конструкций штатных образцов, можно сделать вывод, что в сверхзвуковых высокоманевренных ПТУР наибольшее распространение получила аэродинамическая схема "утка". 2. КОНСТРУКЦИЯ БОЕВЫХ ЧАСТЕЙ И ВЗРЫВАТЕЛЬНЫХ УСТРОЙСТВ 2.1. Конструкция боевых частей Боевые части ПТУР, принципиальная конструкция которых показана на рис. 2.1, а общие сведения о них представлены в табл. 2.1, как правило, выполнены в виде самостоятельных отсеков и служат для непосредственного поражения целей за счет кумулятивного действия. Таблица 2.1 Общие сведения о боевых частях ПТУР Индекс ПТУР 9М111М Условное наименование индекс Фактория 9Н122М 9М112М 9М112М2 9М113 9М113М Кобра Агона Габой Удар 9М114 9М115 9М117 9М117М Штурм Метис Кастет Кан 9М119 Боевая часть Калибр, мм 120 9Н124 9Н138 9Н131 9Н131М1 125 125 135 135 9Н132 9Н135 9Н136М 9Н136М1 9Н142 Рефлекс 9Н142 130 93 100 100 125 Взрывательное устройство индекс ТИП 9Э234М К 9Э239 9Э285 9Э234М 9Э93 9Э93-1 9Э243 9Э132 9Э256 9Э94 9Э92-1 9Э92 ПЭ ПЭ К К 9Э92 9Э94 К ПЭ К К К К К 9М119М Инвар 9Н142М 125 9М120 Атака 9Н143 130 9М128 Зенит 9Н149 125 9Э265 9Э265-1 ПЭ 9М131 Метис- 2 9Н154 130 9Э265-1 К ПЭ Примечание с лидирующим КУ с лидирующим КУ с лидирующим КУ с лидирующим КУ с лидирующим КУ с лидирующим КУ Примечание: - в числителе для основного, в знаменателе для лидирующего кумулятивного узла (КУ); - К - конденсаторное; - ПЭ - пьезоэлектрическое. В общем случае они состоят из следующих основных узлов: 1) корпуса; 2) кумулятивного узла; 3) взрывателъного устройства. Взрывательное устройство может быть как конденсаторное (рис.2.1, а), так и пьезоэлектрическое, однако общая конструкция боевых частей остается неизменной. Поэтому рассмотрим основные элементы боевых частей ПТУР на примере боевой части с пьезоэлектрическим взрывательным устройством (рис. 2.1, б). Корпус 13 - это тонкостенная труба цилиндрической или конической формы, изготовленная из дюралюминия или пластмассы. Он служит для размещения и монтажа узлов боевой части, обеспечения герметизации кумулятивного узла и предохранения его от механических воздействий. На корпусе размещаются устройства для стыковки с другими отсеками ПТУР. Кумулятивный узел предназначен для формирования кумулятивной струи и состоит: 1) из кумулятивного заряда 11; 2) из воронки 10; 3) из инертной линзы 12. Кумулятивный заряд представляет собой шашку, спрессованную из взрывчатого вещества А-IХ-1 (флегматизированный гексоген) или окфола (флегматизированный октоген), с одного торца которой имеется выемка конической формы. Воронка является облицовкой кумулятивной выемки и изготавливается из меди или низкоуглеродистой стали. Толщина стенки воронки постоянная или переменная, увеличивается от вершины к основанию. В основании воронки имеется буртик, с помощью которого обеспечивается поджатие воронки к кумулятивной выемке поджимной гайкой 9 и фиксация кумулятивного узла в корпусе БЧ. Угол раствора воронки для различных образцов ПТУР находится в пределах от 40 до 60 градусов. Инертная линза обычно изготавливается из фенопласта или пенопласта и располагается внутри заряда перед вершиной кумулятивной выемки. Она предназначена для изменения направления движения фронта детонации с целью обеспечения оптимальных условий воздействия продуктов детонации заряда на воронку. Её применение вызвано тем, что если фронт детонации проходит по нормали к поверхности воронки, то давление продуктов детонации на воронку увеличивается более чем в 2 раза по сравнению с тем , когда фронт детонации скользит вдоль образующей воронки (рис. 2.2). Взрывателъное устройство (ВУ) предназначено для управления действием боевой части; возможные конструкции ВУ и принцип их действия рассмотрены в разд. 2.2. При встрече ПТУР с целью ее броневая защита пробивается за счет энергии, сосредоточенной в направленной кумулятивной струе. Кумулятивная струя представляет собой тонкий стержень, формирующийся из материала воронки в результате направленного действия взрыва заряда. Температура струи составляет 500...900°С, ее головная часть движется со скоростью 7-12 км/с, а хвостовая часть - 1-3 км/с. Скорость элементов кумулятивной струи зависит от скорости детонации взрывчатого вещества заряда, толщины стенки воронки и угла при ее вершине. Давление, которое возникает в зоне воздействия струи на броню, может достигать 10...15 ГПа. Под зоне воздействия струи на броню, может достигать 10...15 ГПа. Под действием такого давления материал брони переходит в жидкое или квазижидкое состояние и вытесняется из зоны контакта, образуя пробоину. Лишь при внедрении материала брони сопровождается его интенсивной пластической деформацией. Глубина пробоины в монолитной броне может быть определена по зависимости рс , (6) b = L эф р пр где Lэф - эффективная длина струи, определяемая скоростью элементов струи (Wс = 2000...2400 м/с); рс - плотность материала воронки; рпр - плотность материала преграды. Пробивная способность кумулятивной струи не зависит от скорости и угла встречи боеприпаса с броней. Однако скорость встречи не должна превышать некоторую величину, так как в противном случае возможно разрушение конструкции кумулятивного узла до момента сформирования кумулятивной струи. Современный ПТУР пробивает броню толщиной 400...600 мм, и работы по их совершенствованию продолжаются. Основными направлениями повышения эффективности кумулятивного действия являются усовершенствование конструкции и формы зарядов, а также повышение точности их изготовления, выбор оптимального расстояния между броней и кумулятивным зарядом в момент подрыва. Весьма эффективным средством повышения защищенности танков от ПТУР является применение так называемой "динамической защиты". Эта защита представляет собой набор накладок, устанавливаемых поверх основной брони корпуса и башни в наиболее опасном секторе обстрела. В этом случае накладка состоит из двух металлических пластин и находящегося между ними слоя взрывчатого вещества, которое инициируется кумулятивной струей и нечувствительно к пулями осколкам. Принцип действия такой защиты схематично показан на рис. 2.3. При ударе ПТУР о динамическую защиту происходит срабатывание его взрывательного устройства и формирование кумулятивной струи. Внедряясь с высокой скоростью в плоский заряд взрывчатого вещества ,она вызывает его детонацию. При этом кумулятивная струя подвергается интенсивному совместному воздействию продуктов взрыва и метаемой пластины, что приводит к ее разрушению, а следовательно, резкому снижению ее бронепробивающей способности. Для эффективной борьбы с танками, оснащенными "динамической защитой", применяются ПТУР, имеющие боевую часть тандемного типа. Как видно из рис 2.4, тандемная боевая часть содержит лидирующий кумулятивный узел 2 и основной кумулятивный узел 1, расположенные соосно друг за другом. Устройство этих кумулятивных узлов идентично и аналогично рассмотренному выше. Лидирующий кумулятивный узел при встрече ПТУР с целью срабатывает первым и обеспечивает инициирование динамической защиты. Через опре- деленное время задержки (200...300 мкс), соответствующее времени полного срабатывания динамической защиты, срабатывает основной кумулятивный узел, который обеспечивает максимальное пробитие основной бронезащиты. Как правило, время задержки обеспечивается электронным блоком задержки, включенным в электрическую цепь между предохранительно-исполнительном механизмом (ПИМ) лидирующего кумулятивного узла и ПИМом основного кумулятивного узла. 2.2. Конструкция электромеханических взрывательных устройств ПТУР Под электромеханическими принято понимать ВУ, в которых инициирование огневой цепи и обеспечение безопасности осуществляется механическими и электрическими устройствами. Структурная схема такого ВУ представлена на рис. 2.5. Она содержит три основные системы: огневую цепь (ОЦ), инициирующую систему (ИС) и систему предохранения (СП), а также вспомогательные узлы и механизмы, такие как механизм самоликвидации (МСЛ) и источник питания (ИП). Огневая цепь состоит из последовательно срабатывающих огневых и детонационных элементов, формирующих выходной детаноционный импульс. В электрических ВУ в состав ОЦ могут входить те же элементы, что и у механических взрывателей, а именно замедлитель (З), передаточный заряд (ПЗ) и детонатор (ДТ). Однако в качестве начального элемента ОЦ в электромеханических ВУ обязательно использование электровоспламенителя (ЭВ) или электродетонатора (ЭД), которые предназначены для преобразования электрической энергии, соответственно, в луч огня или импульс детонации. Инициирующая система - совокупность устройств, предназначенных для приведения в действие ОЦ. В электромеханических ВУ ПТУР инициирующая система представляется в виде источника энергии инициирования: пьезоэлектрического генератора (ПЭГ), магнитоэлектрического генератора (МЭГ) или совокупности заряженного конденсатора и реакционного ударного замыкателя ("С" + РУЗ). В электрических ВУ связь между ИС и СП осуществляется через боевую электрическую цепь (БЭЦ), т.е. электрическую цепь, по которой передается энергия от источника инициирования к начальному элементу ОЦ. Система предохранения - это совокупность, обеспечивающих безопасность ВУ в служебном обращении, при пуске и на траектории до момента окончания взведения. В электрических ВУ для обеспечения безопасности обязательно выполняются следующие операции: 1) электрическое шунтирование наиболее опасных его элементов (источника энергии инициирования и начального элемента ОЦ) на период служебного обращения и дальнего взведения; 2) разрыв БЭЦ на тот же период; 3) электрическое дальнее взведение. Кроме того, в них используются широко применяемые в механических взрывателях детали, устройства и механизмы, такие как: П - предохранитель (различного типа); ПМ - предохранительный механизм; ПВУ - предохранительно-воспламенительное устройство; ПДУ - предохранительно-детонирующее устройство; ПВМ - предохранительно-взводящий механизм; МДВ - механизм дальнего взведения; БМ - блокирующий механизм, обязательно осуществляется: Механизм самоликвидации, используемый в электромеханических ВУ, так же, как и в механических взрывателях, основан на пиротехническом принципе действия. Для зажжения пиротехнического состава МСЛ в электромеханических ВУ могут использоваться как обычные капсюли-воспламенители (КВ), входящие в состав накольно-воспламенительного механизма (НВМ), так и ЭВ, входящие в состав пускового воспламенительного устройства. Источники питания, применяемые для работы принципиальной электрической схемы ВУ ПТУР, отдельно не разрабатываются. В качестве ИП используются бортовые батареи ракеты. Конструкция и принцип действия штатных ВУ подробно изложены в технической документации на них. 3. КОНСТРУКЦИЯ МЕТАТЕЛЬНЫХ УСТРОЙСТВ В общем случае метательные устройства предназначены для выполнения следующих функций: 1) сообщения ракете начальной скорости полета; 2) сообщения ракете начальной скорости вращения. Конструкция метательного устройства зависит от схемы запуска ПТУР. В настоящее время используются следующие схемы запуска: 1) запуск с открытой направляющей; 2) запуск из транспортно-пускового контейнера; 3) запуск из канала ствола артиллерийского орудия. Первая схема реализована при запуске ПТУР 9М14М, П, П1, 9М17М, П, которые являются устаревшими образцами. Начальная скорость ПТУР в данном случае сообщается ракете за счет энергии ее двигательной установки, т.е. фактически метательное устройство отсутствует. В связи с вышеизложенным схема запуска ПТУР с открытой направляющей рассматриваться не будет., т.к. не представляет практического интереса. 3.1. Конструкция метательных устройств ПТУР, запускаемых из транспортно-пускового контейнера Схема запуска из ТПК реализована практически во всех ПТУР к переносным, самоходным и вертолетным ПТРК (9М111М, 9М113, 9М113М, 9М114, 9М120, 9М115, 9М131). В этом случае метательное устройство включает в себя следующие элементы (рис. 3.1.): 1) транспортно-пусковой контейнер (ТПК) I; 2) вышибную двигательную установку (ВДУ) II. В ряде случаев функции ВДУ может выполнять разгонный двигатель (9М114, 9М120) или стартовый двигатель ракеты (9М115, 9М131). Принципиальное отличие разгонного двигателя от ВДУ заключается в следующем: ВДУ жестко соединена с ТПК и при пуске остается в контейнере, а разгонный двигатель соединен с ракетой и отделяется от нее на траектории. 3.1.1. Конструкция транспортно-пускового контейнера ТПК предназначен для производства направленного пуска ракеты, ее хранения и транспортировки, а также защиты от механических повреждений, климатических факторов и биологических воздействий в процессе эксплуатации. В общем случае ТПК включает в себя следующие элементы (рис. 3.1): 1) стеклопластиковую трубу 1; 2) переднюю 2 и заднюю 3 крышки; 3) зацепы (цапфы); 4) блок питания 5; 5) транспортировочные бугели 6; 6) кабельную сеть со штепсельными разъемами. Труба изготавливается из стеклоткани (стекловолокна) на основе фенолоформальдегидной смолы или другого органического связующего. Она может иметь металлические фланцы 7 для установки крышек, в ряде случаев в трубе могут быть люки, закрытые крышками, которые обеспечивают доступ к контрольным разъемам ракеты, переключателю литерных частот, контрольному выходу волновода блока БРА и т.п. (9М114, 9М120). Задняя крышка представляет собой металлическую мембрану, которая крепится к трубе при помощи поджимной гайки 8; при пуске она выбивается газами ВДУ. Передняя крышка установлена на оси и удерживается в закрытом положении при помощи гайки, навинченной на резьбовой участок пироболта 9 (9М111М, 9М113, 9М113М). При пуске ракеты передняя крышка открывается за счет энергии пироболта и стопорится в открытом положении при помощи пружинного фиксатора. В ряде случаев передняя крышка изготавливается из пластмассы и при пуске выбивается головной частью ракеты (9М114, 9М120). С наружной стороны передней крышки могут быть металлические или резиновые буферы 10 для поглощения энергии удара при падении ПТУР (9М111М, 9М113, 9М113М, 9М131). На внутренней стороне передней крышки могут размещаться штепсельные разъемы, обеспечивающие электрическую связь ракеты с НАУ, подключение проводной линии связи и т.п., а также блокировочные устройства (концевые микропереключатели) для исключения пуска при закрытой или не полностью открытой крышке, элементы пироавтоматики взрывательного устройства (9М111М, 9М113, 9М13М). В крышке могут быть отверстия, закрытые герметизирующими заглушками для доступа к контрольным разъемам и проверки контейнера с ракетой на герметичность (9М111М. 9М113, 9М113М). Зацепы (цапфы) предназначены для установки на направляющую пусковой установки или раму боевого вертолета. Внутри цапф могут быть размещены следующие элементы (9М114, 9М120): 1) штепсельный разъем для электрической стыковки с НАУ; 2) механизм стопорения ракеты в контейнере (механический или пиротехнический). Блок питания предназначен для снабжения электроэнергией НАУ и обеспечения пуска ракеты; он является составным элементом метательных устройств ПТУР, входящих в боевой комплект носимых ПТРК (9М111М, 9М113, 9М113М, 9М115, 9М131). Питание НАУ электроэнергией от блока питания очередной ракеты необходимо из-за отсутствия в носимом ПТРК собственного источника тока. Отсутствие в НАУ автономного источника электроэнергии, способного выйти из строя, практически исключает возможность обесточки наземной аппаратуры комплекса, что в значительной степени повышает надежность и живучесть ПТРК (в случае отказа блока питания очередной ракеты достаточно заменить ее другой из состава боекомплекта и продолжать выполнение боевой задачи). В общем случае блок питания включает в себя следующие элементы (рис. 3.1): 1) корпус 11; 2) штепсельный разъем 12 (для электрической стыковки с НАУ и подключения КПА); 3) одну или несколько твердосолевых батарей 13 с пиротехническим принципом задействования. Конструкция и принцип действия батарей изложены ниже (см. п.6.5.1). Транспортировочные бугели предназначены для крепления ПТУР в механизме заряжания пусковой установки (9М113, 9М113М, 9М114, 9М120). Кабельная сеть со штепсельными разъемами обеспечивает внешнюю коммутацию элементов ПТУР и ее электрическую стыковку с НАУ или КПА. Следует отметить, что в конструкцию ТПК могут входить и другие элементы, назначение которых обусловлено спецификой конкретной ПТУР. 3.1.2. Конструкция вышибной двигательной установки (разгонного двигателя) ВДУ (РД) размещается в ТПК между его задней крышкой и донным срезом ракеты (рис. 3.1). Крепление и центровка ВДУ в контейнере осуществляются при помощи обтекателя 14 и опорного стакана 15. Обтекатель входит в кольцевую проточку ТПК, что обеспечивает жесткую связь ВДУ с контейнером. На внутренней поверхности опорного стакана имеются захваты 16, которые входят в закрепление с буртиком катушки ПЛС ракеты и являются элементом форсирования, т.к. движение ракеты в ТПК становится возможным только после их разрушения. ВДУ (РД) (рис. 3.2) представляет собой импульсный РДТТ, состоящий: 1) из корпуса 1; 2) из соплового блока 2; 3) из порохового заряда (заряда твердого топлива) 3; 4) из воспламенительного устройства; 5) из диафрагм 4. Корпус представляет собой сварную конструкцию, состоящую из сферического переднего дна и цилиндрической обечайки. В переднем дне корпуса ВДУ имеется шесть сопел, закрытых герметизирующими заглушками; при пуске ракеты пороховые газы ВДУ выбивают заглушки и через сопла поступают в заракетное пространство, создавая в нем давление, необходимое для движения ракеты в контейнере. Сопловой блок ВДУ имеет несколько отверстий (6...15) и предназначен для создания силы тяги, компенсирующей энергию отдачи (т.е. для обеспечения безоткатности системы). Следует отметить, что дополнительная тяга создается также пороховыми газами, истекающими через кольцевой зазор между корпусом ВДУ и стенками ТПК; заданная величина этого зазора обеспечивается кольцом 7, установленным на корпусе ВДУ, диаметр которого зависит от баллистических характеристик партии пороха и определяется опытным путем при пусках на полигоне. Сопловой блок РД имеет несколько сопел (9...15) и предназначен для создания силы тяги, обеспечивающей поступательное и вращательное движение ракеты в ТПК; для сообщения вращения оси со- пел наклонены в тангенсальной плоскости на угол 8...9°. Пороховой заряд ВДУ состоит из трубок пироксилинового пороха и имеет развитую поверхность горения, что позволяет получить значительные тяговые характеристики, обеспечивающие требуемую начальную скорость ракеты. Заряд твердого топлива РД состоит из 20...30 многоканальных цилиндрических шашек, изготавливаемых из баллиститного топлива. Воспламенительное устройство состоит из электровоспламенителя 5 и воспламенителя 6, представляющего собой навеску ДРП, помещенную в металлическую трубку, алюминиевый корпус или миткалевый картуз. В ряде случаев ВДУ или разгонный двигатель могут иметь дополнительные элементы, предназначенные для выполнения вспомогательных функций; таким элементом является, например, разбрызгиватель (9М114, 9М120), который ввинчивается в осевое отверстие переднего дна разгонного двигателя. Разбрызгиватель (рис. 3.3) предназначен для распыления антиобледенительной жидкости по поверхности отражателя лампы блока ответчика (см.п.6.2); он состоит из корпуса 1, поршня 2, пластмассовой ампулы с антиобледенительной жидкостью 3, жала 4, распылителя 5. При включении разгонного двигателя его газы черев отверстие в переднем дне воздействуют на поршень 2, который перемещается и воздействует на ампулу 3; ампула перемещается влево по рисунку и накладывается на жало, которое обеспечивает вскрытие ампулы. При дальнейшем перемещении поршня антиобледенительная жидкость выдавливается из ампулы и через отверстия в распылителе попадает на поверхность отражателя лампы, обеспечивая нормальное функционирование блока ответчика в зимних условиях (т.е. предотвращает выпадение инея на его отражателе). 3.2. Конструкция метательных устройств ПТУР, запускаемых из канала ствола артиллерийских орудий Схема запуска ПТУР из канала ствола реализована в ПТРК, установленных на танках, БМП, а также используемых совместно с противотанковыми пушками; к числу этих ПТУР относятся ракеты 9М112М, 9М112М2, 9М128 9М117, 9М117М, 9М119, 9М119М. Конструкция метательного устройства в значительной степени зависит от особенностей конструкции самого орудия и его баллистики; однако большинство метательных устройств ПТУР включает в себя следующие элементы (рис. 3.4): 1) гильзу 1; 2) метательный пороховой заряд; 3) воспламенительное устройство; 4) обтюрирующую крышку 2; 5) дополнительные элементы. Метательный заряд состоит, как правило, из двух навесок пороха: основной 3 и дополнительной 4, которая содержит пламегасящие добавки, устраняющие возможность появления обратного пламени. Воспламенительное уст- ройство включает в себя электрокапсюльную или индукторную втулки 5, электровоспламенитель 6 и воспламенитель 7. В общем случае втулка 5 предназначена для выработки начального огневого или электрического импульса, необходимого для пуска ракеты. Электрокапсюльная втулка срабатывает при подаче напряжения от электроспуска танка и вырабатывает начальный огневой импульс, необходимый для воспламенения порохового заряда метательного устройства. Кроме того, электрокапсюльная втулка обеспечивает электрическую связь БАУ с наземной аппаратурой после заряжания ракеты в канале ствола орудия (9М112М, 9М112М2, 9М128). Индукторные втулки предназначены для выработки начального электрического импульса и используются в ПТУР, выстреливаемых из орудий, не имеющих электроспуска (например, противотанковые пушки МТ-12, 2А45М); к числу таких ПТУР относятся 9М117, 9М117М, 9М119, 9М119М. Индукторная втулка представляет собой импульсный магнито-электричеккий генератор, срабатывающий от удара бойка орудия при выстреле; при этом в обмотках генератора индуцируется импульсная ЭДС, которая подается на элементы БАУ и электровоспламенитель метательного устройства, обеспечивая пуск ракеты. Воспламенитель 7 представляет собой навеску ДРП, помещенную в алюминиевый корпус или запрессованную в форсажную камеру. Электровоспламенитель может быть мгновенного (9М112М, 9М112М2, 9М128) или замедленного действия (9М117, 9М117М, 9М119, 9М119М); последний обеспечивает задержку выстрела 1,5...2 с, необходимую для выхода БАУ на режим и применяется совместно с индукторной втулкой. При использовании электрокапсюльных втулок аналогичная временная задержка обеспечивается элементами БАУ ПТУР (например, пороговым реле). Обтюрирующая крышка является элементом форсирования и обеспечивает необходимые условия для мгновенного воспламенения и нормального горения порохового заряда. Наличие дополнительных элементов обусловлено спецификой конструкции метательного устройства и конкретной артиллерийской системы; типовыми дополнительными элементами являются: 1) досылатель (ЗУБК14, ЗУБК20); 2) баллон с углекислым газом (ЗУБК14, ЗУБК20, ЗУБК10-1,2,3); 3) перфорированный цилиндр (ЗУБК10, ЗУБК10-1, 2, 3). Досылатель (рис. 3.4, а) состоит из штока 8 и крышки 9, шарнирно соединенных друг с другом; он используется в метательных устройствах ПТУР к орудиям раздельно-гильзового заряжания (9М119, 9М119М) и предназначен для выполнения следующих функций: 1) обеспечения гарантированного досылания ракеты в канал ствола орудия при автоматическом заряжании; 2) предотвращения сползания ракеты назад под действием вибрационных нагрузок, обусловленных движением танка по пересеченной местности; 3) обеспечения электрической связи ракеты с НАУ после заряжания в канал ствола орудия. Электрическая связь ракеты с НАУ осуществляется при помощи штепсельного разъема 10, который при заряжании взаимодействует с кольцевым контактом 11 на донном срезе ракеты; наличие шарнирного соединения штока и крышки в совокупности с пружиной обеспечивает надежность контакта при различной степени износа канала ствола. Баллон 16 с углекислым газом размещен на дне гильзы и предназначен для очистки канала ствола от пороховых газов метательного устройства при выстреле. Это обусловлено тем, что при выстреле противотанковой ракетой давление в стволе орудия относительно невелико, и эффективность эжектора танковой пушки мала (т.к. эжектор рассчитан на стрельбу штатным выстрелом). Принцип очистки канала ствола орудия углекислым газом заключается в следующем. При выстреле пороховые газы метательного устройства воздействуют на поршень 13, который перемещается и срезает мембрану 14, вскрывая баллон; однако при движении ракеты в стволе поршень 13 закрывает выходное отверстие, препятствуя выходу углекислого газа. После выхода ракеты из канала ствола орудия давление в нем резко падает и становится меньше давления в баллоне, вследствие чего поршень перемещается в противоположную сторону, открывая выпускное отверстие мембранного клапана. Углекислый газ истекает из баллона в полость гильзы и зарядную камеру орудия; происходит передача тепла от нагретых стенок гильзы и зарядной камеры к углекислому газу, вследствие чего он нагревается и многократно увеличивается в объеме в соответствии с законами термодинамики, вытесняя из канала ствола токсичные продукты горения метательного заряда. Таким образом, при открывании затвора и экстракции стрелянной гильзы (поддона) в боевое отделение танка поступают не токсичные пороховые газы, а относительно безвредный углекислый газ. Следует также отметить, что углекислый газ не поддерживает горения, т.е. препятствует возникновению обратного пламени. Перфорированный цилиндр 15 (рис. 3.4, б) предназначен для выполнения следующих функций: 1) обеспечения центровки ракеты в гильзе метательного устройства; 2) защиты корпуса ракеты от прямого воздействия пороховых газов метательного заряда. В заключение следует отметить, что метательные устройства ПТУР могут включать в себя ряд других элементов, назначение которых определяется спецификой конструкции ракеты, способа ее запуска, а также конструкцией орудия. 4. КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК Двигательные установки (ДУ) ПТУР предназначены в общем случае для разгона и поддержания требуемой скорости полета ракеты на траектории. В современных образцах ПТУР нашли применение ДУ двух основных типов: 1) маршевые (ПТУР 9М112М, 9М112М2, 9М128, 9М117, 9М119); 2) разгонно-маршевые (9М111М, 9М113, 9М113М, 9М114, 9М1120, 9М115). Тип применяемой ДУ зависит главным образом от способа запуска ПТУР. При запуске ПТУР из ТПК скорость вылета ракеты (начальная скорость) сравнительно мала и не превышает порядка 50...70 м/с. Поэтому в конструкциях таких ПТУР применяются разгонно-маршевые двигательные установки (РМДУ). При запуске ПТУР из канала ствола скорость вылета ракеты составляет порядка 300...400 м/с, то есть практически равна средней скорости полета. В этом случае в конструкциях ПТУР применяются маршевые двигательные установки (МДУ). По своему конструктивному исполнению МДУ представляют собой однокамерные однорежимные РДТТ, а РМДУ - однокамерные двухрежимные РДТТ. Два режима работы РМДУ обеспечиваются за счет применения специальной формы заряда твердого топлива, поверхность горения которого скачкообразно изменяется в процессе работы РДТТ (в процессе горения). В табл. 4.1. представлены основные параметры ТУ отечественных ПТУР. Из табл. 4.1 следует, что в ДУ современных отечественных образцов ПТУР применяется сравнительно небольшое количество марок твердых топлив: РНДСИ-5К, РНДП и НДП-2МС. Все они являются баллиститными твердыми топливами, со средней теплотой горения и сравнительно невысоким значением удельного импульса. Выбор этих марок топлив обусловлен тем, что их продукты сгорания обладают малой дымностью, а это требование является одним из важнейших для ДУ ПТУР. Это связано с тем, что при полете ПТУР необходимо обеспечить нормальное функционирование двух оптических линий связи: 1) "оператор-цель" (оператор ПТРК должен в процессе наведения ПТУР видеть цель и удерживать на ней марку прицела); 2) "бортовой источник ИК-излучения - координатор НАУ" для КСТУ (координатор НАУ по излучению бортового источника определяет координаты ракеты относительно линии визирования) или "источник лазерного излучения НАУ - приемник излучения на борту ракеты" для лучевой системы (по принимаемому лазерному излучению БАУ ПТУР определяет координаты ракеты относительно линии визирования). Таблица 4.1 Основные параметры ДУ ПТУР Наименование параметров Тип ДУ Значения параметров 9М111М 9М112М 9М113 9М114 9М128 9М113М 9М120 РМДУ Марка топлива Удельный импульс (теоретический) , Н·с/кг МДУ РМДУ РНДСИ-5К РМДУ 9М115 РМДУ РНДП РНДСИ-5К 9М117 9М119 9М117М 9М119М МДУ МДУ НДП-2МС 2044 2044 2044 2031 2044 2023 2023 450 200 _ 710 320 5500 2400 240 85 630 - Давление в камере -разгонный режим -маршевый режим 12.0 6.0 - 10.0 4.5 9.5 4.5 12.0 5.0 8.0 - Среднее время работы, с -разгонный режим -маршевый режим 1.5 8 - 2.5 13 2.0 3 1.5 4 6 6 Количество сопел 2 4(2) 2 2 3 2 2 Диаметр критического сечения сопла, мм 4,3 4,5 5,6 17,0 3,1 6,0 - 1,35 3,16 3, 16 10,0 0,57 2,0 1,6 20 20 20 - 20 15 - Сила тяги, Н -разгон. режим -маршев. режим Масса заряда ТТ, кг Угол наклона сопел к оси ракеты, град Дым, образующийся при работе ДУ, является, таким образом, пассивной оптической помехой для работы систем управления ПТУР. Он вызывает ухудшение видимости цели оператором комплекса, а также ослабляет энергию наземного или бортового источника ИК-излучения. Сильное дымообразование при работе ДУ ПТУР может привести к тому, что оператор комплекса не будет видеть цель или координатор НАУ (приемник на ракете) не будет воспринимать ИК-излучение, что вызовет срыв процесса наведения ПТУР. Поэтому, чтобы снизить влияние этой помехи на работу систем управления, в ДУ ПТУР используются только малодымные твердые топлива перечисленных марок. С точки зрения компоновки, ДУ размещаются в основном в средней части ракеты за боевой частью или за приборным отсеком. Это обусловлено тем, что в хвостовой части ракеты должны размещаться элементы БАУ, обеспечивающие связь с НАУ. Например, катушка ПЛС, лампа-фара (излучатель), антенна- волноводный блок, приемник лазерного излучения и др. Кроме того, такое размещение ДУ практически не изменяет положение центра масс ракеты (или это изменение незначительно) на полете при выгорании заряда твердого топлива, что положительно сказывается на аэродинамических качествах ПТУР. ДУ ПТУР (МДУ и РМДУ) независимо от типа имеют одинаковое общее устройство и состав из следующих основных элементов (рис. 4.1): 1) корпуса 2; 2) передней (задней) крышки 1; 3) соплового блока (сопел) 4; 4) заряда твердого топлива; 5) воспламенительного устройства; 6) элементов крепления заряда 8 и тепловой зашиты 7. Ввиду того, что ДУ размещается в средней части ракеты, то сопла имеют наклон к продольной оси ракеты порядка 15...20° (см. табл. 4.1). В некоторых образцах ПТУР, например, 9М113, они еще развернуты в тангенциальной плоскости на небольшой угол для придания и поддержания вращательного движения ракеты на траектории. 4.1. Конструкция корпуса двигательной установки Корпус двигательной установки является также частью корпуса ПТУР и представляет собой тонкостенный цилиндр, выполненный из легированной стали. Наиболее широкое применение для корпусов ДУ нашли такие стали, как 25ХГСА, ЗОХГСА, 40Х и др., имеющие достаточно большое значение предела прочности (σв > 1000 МПа). В табл. 4.2 представлены основные характеристики этих, а также и других сталей, которые могут использоваться для корпусов ДУ ПТУР. Таблица 4.2 Физико-механические характеристики сталей Марка стали Плотность кг/м3 40Х 7850 Предел прочности, σВ, МПа 1000 Условный предел текучести σТ , МПа 800 Модуль Упругости, Е⋅10-3 МПа 25ХГСА 7850 1100 800 210 ЗОХГСА 7850 1100 850 210 25ХСВНФА(ВП-25) 7740 1400 1200 201 ЗОХСВНФВ(ВП-ЗО) 7750 1500 1250 211 28ХЗСНМВФА(СП-28) 7770 1550 1300 196 - Часть внутренней поверхности корпуса ДУ, которая находится в контакте с высокотемпературными продуктами сгорания ТТ (твердого топлива), покрывается слоем теплозащитного покрытия. В основном для этого используется прессматериал АГ-4В. Ввиду того, что время работы ДУ ПТУР сравнительно велико (до 10 и более секунд), то толщина теплозащитного покрытия (ТЗП) также значительна и составляет порядка нескольких миллиметров. С одной стороны корпус ДУ имеет, как правило, резьбу для соединения с передней крышкой, с другой стороны он соединяется с помощью резьбы или сварки с задней крышкой или сопловым блоком. 4.2. Конструкция соплового блока Сопловой блок (сопла) предназначен для преобразования тепловой энергии, выделившейся при сгорании заряда ТТ, в кинетическую энергию истекающей струи продуктов сгорания, что обеспечивает создание силы тяги ДУ. Сопловой блок (сопла) может размещаться как в передней (ПТУР 9М112М, 9М117, 9М119 и их модификаций), так и в задней части ДУ (ПТУР 9М111М, 9М113, 9М114, 9М115 и их модификаций), в зависимости от формы заряда ТТ. Число сопел может быть равно двум (9М111М, 9М113, 9М114, 9М117) трем (9М115) и четырем (9М112М). Сопловой блок изготавливается в основном из того же самого материала, что и корпус ДУ, за исключением непосредственно соплового вкладыша 2, образующего профиль сопла (рис.4.2). Сопловые вкладыши как элементы наиболее сильно подверженные тепловому воздействию продуктов сгорания ТТ, изготавливаются из тугоплавких материалов, таких как вольфрам, молибден, ванадий и их сплавы, а также графит. Внутренняя поверхность соплового блока, за исключением соплового вкладыша, покрывается слоем ТЗП 4. Для герметизации ДУ в сопловые вкладыши вставляются на герметике тонкие герметизирующие мембраны 3 из алюминия либо заглушки. 4.3. Конструкция заряда твердого топлива Заряд твердого топлива является важнейшим элементом ДУ, который должен обеспечить требуемые внутрибаллистические характеристики ДУ и заданное время работы. Как уже отмечалось выше, одним из основных требований к зарядам ТТ для ПТУР является малая дымность продуктов сгорания. В связи с этим в ДУ ПТУР могут использоваться лишь немногие из баллиститных твердых топлив. В табл. 4.3 представлены основные характеристики некоторых твердых топлив, которые применяются или потенциально могут применяться в ДУ ПТУР. Таблица 4.3 Основные характеристики баллиститных твердых топлив Марка топлива Параметры ρт, кг/м3 То , К µ fо, Дж/кг QW(ж), Дж/кг Iуд Нс/кг Вt nд м2/кг НДП-2МС 1560 2181 22,47 800000 3530 2105 510 1,1 РНДП 1580 2226 23,43 790000 3603 2159 450 1,4 РНДСИ-5К 1580 2246 23,38 799000 3645 2186 395 2,0 РСТ-4К 1600 2315 24,48 786000 3722 2173 650 4,0 НДСИ-2К 1590 2712 25,67 878000 4454 2330 350 3,8 РДГ 1620 2700 25,10 894000 4475 2243 600 6,7 МДКН-3К 1700 2739 23,31 977000 4500 2315 - 6,2 Величина, обозначенная в табл. 4.3 nд, представляет собой удельную мощность дымообразования, которая характеризует дымность продуктов горения ТТ. Из табл. 4.3 видно, что по сравнению с первыми тремя марками ТТ остальные имеют значительно большее значение параметра nд и по этой причине их применение в ДУ ПТУР становятся весьма затруднительным. Форма заряда ТТ для ДУ ПТУР зависит в основном от двух факторов: 1) типа ДУ (маршевая или разгонно-маршевая); 2) скорости полета ПТУР. Для разгонно-маршевых ДУ требуется такая форма заряда, которая дает скачкообразное изменение поверхности горения в процессе работы двигателя. Это достигается, как правило, бронированием части поверхности заряда. Наиболее широкое применение для РМДУ получил заряд в виде цилиндрической шашки, бронированной по большей части наружной боковой поверхности и сферическому торцу (рис.4.3). Такая форма заряда нашла применение в ДУ ПТУР 9М111М, 9М113, 9М113М и 9М115. В разгонном режиме горение такого заряда идет по следующим поверхностям: 1) небронированной наружной боковой поверхности.; 2) внутренней поверхности канала; 3) поверхности торца. В маршевом режиме такой заряд будет гореть только по торцу, так как остальная поверхность оказывается защищенной бронепокрытием. На рис. 4.4 представлен характер зависимости давления в камере двигателя от времени при горении данного заряда. Недостатком данной формы заряда является сравнительно небольшая поверхность горения, особенно на маршевом режиме (поверхность торца), что не позволяет ее использовать для ПТУР. Например, в ПТУР 9М114 используется канально-щелевой заряд с частично бронированной наружной боковой поверх- ностью (рис. 4.5), имеющий гораздо большую поверхность горения и в разгонном, и в маршевом режимах по сравнению с зарядом, представленным на рис. 4.3. В разгонном режиме горение такого заряда идет по следующим поверхностям: 1) по наружной боковой небронированной поверхности; 2) по поверхностям щелей; 3) по внутренней поверхности канала; 4) по небронированному торцу. В маршевом режиме заряд горит по поверхности канала и торцу. Характер изменения давления в камере ДУ с таким зарядом также выражается зависимостью, представленной на рис. 4.4. Для маршевых ДУ, обеспечивающих поддержание требуемой скорости полета ракеты, используются в основном такие формы заряда, у которых поверхность горения остается постоянной или изменяется незначительно в течение всего времени работы ДУ. Поэтому для МДУ существующих образцов ПТУР применяются заряды в виде цилиндрической одноканальной шашки, поверхность горения которой частично бронируется либо по торцу (9М112М), либо по наружной боковой поверхности (9М117, 9М119) (рис. 4.6). В качестве бронепокрытия зарядов ТТ используются негорючие составы, имеющие хорошую адгезию непосредственно с ТТ. 4.4. Конструкция воспламенительных устройств и элементов крепления заряда В ДУ ПТУР нашли применение два основных типа воспламенительных устройств: 1) воспламенительное устройство, которое размещается непосредственно в камере двигателя вместе с зарядом (9М111М, 9М113,9М114 и др.); 2) воспламенительное устройство так называемого, форкамерного типа, которое размещается в отдельной от заряда ТТ камере (обычно в полости задней крышки (9М117, 9М119). В состав первого типа воспламенительного устройства входят: 1) электровоспламенитель замедленного действия (ЭВЗД); 2) воспламенитель. Исключение составляет ПТУР 9М112М (9М112М2, 9М128), у которого вместо ЭВЗД используется инерционный воспламенитель замедленного действия (ИВЗД), что обусловлено отсутствием источника энергии в головном отсеке ракеты. В состав воспламенительного устройства форкамерного типа, кроме перечисленных элементов, входит еще форсажный заряд. Электровоспламенитель (инерционный воспламенитель) замедленного действия вырабатывает начальный огневой импульс при подаче на него элек- трического импульса. Замедление (по времени порядка 1,0...1,5 с) необходимо для включения ДУ ПТУР на некотором удалении от пусковой установки (орудия). Воспламенитель представляет собой, как правило, навеску из ДРП, размещенную в алюминиевом корпусе, и обеспечивает усиление начального огневого импульса от ЭВЗД и надежное воспламенение заряда ТТ. Аналогичную функцию выполняет форсажный заряд, который состоит из одной или нескольких шашек ТТ цилиндрической формы. Воспламенение заряда ТТ при размещении воспламенительного устройства в отдельной камере осуществляется через специальные отверстия, соединяющие камеру ДУ с объектом, в котором размещается воспламенительное устройство. Что касается элементов крепления заряда, то в ДУ ПТУР они могут применяться не всегда. В ПТУР 9М117 и 9М119 ДУ не имеют специальных элементов крепления (диафрагм, вкладышей и др.), а фиксация заряда ТТ осуществляется путем его поджатия передними и задними крышками (сопловым блоком). У ПТУР 9М112М (9М112М2, 9М128) из элементов крепления имеется только диафрагма, размещенная в передней части двигателя перед сопловым блоком. У ПТУР 9М111М, 9М113 (9М113М), 9М115 (9М131) в качестве элемента крепления присутствует резиновая опора, выполняющая также роль амортизатора и температурного компенсатора. В заключение следует отметить, что в состав ДУ могут входить и другие элементы, наличие которых обусловлено особенностями конструкции и действия как самой двигательной установки, так и ракеты в целом (например, лучевой воспламенитель замедленного действия, применяемый в ДУ ПТУР 9М115, туннельная трубка, по которой прокладывается кабель, обеспечивающий электрическую связь разных отсеков ракеты у ПТУР 9М114, 9М117, 9М120). 5. КОНСТРУКЦИЯ КРЫЛЬЕВЫХ ОТСЕКОВ Крыльевой отсек является важнейшим элементом конструктивно-силовой схемы ракеты; в общем случае он предназначен для выполнения следующих функций: 1) создания подъемной силы; 2) обеспечения проворота ракеты в полете; 3) обеспечения аэродинамической устойчивости ракеты на траектории; 4) размещения элементов БАУ во внутреннем объеме. Крыльевой отсек (рис. 5.1) включает в себя следующие элементы: 1) корпус 1; 2) четыре консоли 2; 3) механизм раскрытия и стопорения консолей 3. Корпус представляет собой тонкостенную обечайку, которая изготавливается из пластмассы (9М111М), алюминиевых сплавов (9М113, 9М113М, 9М114, 9М120) или конструкционной стали (9М112М, 9М112М2, 9М128, 9М117, 9М117М, 9М119, 9М119М). В корпусе отсека имеются бобышки и кронштейны для крепления элементов БАУ, а также люки и отверстия для выхода сопел РМДУ, штепсельных разъемов и т.д. Консоли устанавливаются на корпусе отсека под углом 2...30 к оси ракеты для сообщения ей проворота на траектории за счет энергии набегающего потока воздуха. Как правило, количество консолей равно четырем; исключением являются ПТУР 9М115, 9М131, имеющие три консоли, что обусловлено особенностями их аэродинамической компоновки. В конструкциях штатных ПТУР нашли применение три типа консолей (рис. 5.2): 1) консоли с заполнителем; 2) консоли из металлических пластин, полые внутри; 3) консоли, выполненные в виде сплошных металлических пластин. Первый тип консолей нашел применение в ПТУР 9М14, М, П, П1, 9М17М, П; в этом случае консоль состоит из силового каркаса 1 и тонкой обшивки 2, внутри которого находится легкий материал-заполнитель (например, пенопласт), обеспечивающий жесткость конструкций и ее устойчивость к действию аэродинамических нагрузок в полете. Второй тип консолей применяется в ПТУР 9М111М, 9М113, 9М113М, 9М115, 9М131; в этом случае консоль представляет собой полую конструкцию, состоящую из двух металлических пластин 4, соединенных друг с другом при помощи контактной сварки. Подобная конструкция обладает значительной жесткостью и упругостью, обеспечивающей надежное раскрытие и стопорение консоли после выхода ракеты из ТПК. Рассмотренные типы консолей применяются на ракетах с дозвуковыми скоростями полета ввиду их относительно невысокой устойчивости к воздействию аэродинамических нагрузок, которые значительно возрастают с увеличением скорости полета. Третий тип консолей нашел применение в ПТУР 9М112М, 9М112М2, 9М128, 9М114, 9М120, 9М117, 9М117М, 9М119, 9М119М, т.е. имеющих сверхзвуковые скорости полета. В данном случае консоль представляет собой металлическую пластину 5 с заостренными кромками, имеющую в плане форму прямоугольника или параллелограмма. В ряде случаев пластина может иметь изогнутый профиль, что позволяет улучшить условия складывания консоли на цилиндрическом корпусе ракеты (9М112М, 9М112М2, 9М128, 9М114, 9М120). Наибольшее распространение в конструкциях современных ПТУР нашли консоли второго и третьего типов. В служебном обращении консоли складываются и могут быть удержаны в сложенном положении одним из следующих способов (рис. 5.3): 1) при помощи проволочных полухомутов 1 со стяжками 2 (9М111М, 9М113, 9М113М, 9М115, 9М131); 2) при помощи поддона 3 (9М117, 9М117М, 9М119, 9М119М); 3) при помощи стопорных винтов 4 с ослабленным резьбовым участком (9М112М, 9М112М2, 9М128). Складывание консолей обусловлено необходимостью размещения ракеты в ТПК или канале ствола орудия (т.е. ограничением калибра изделия). При выходе ракеты из ТПК или канала ствола орудия консоли раскрываются одним из следующих способов: 1) под действием сил упругости консолей (9М111М, 9М113, 9М113М, 9М115, 9М131); 2) под действием центробежных сил инерции, обусловленных вращением ракеты относительно продольной оси (9М114, 9М120); 3) под действием сил упругости пружины (9М117, 9М117М, 9М119, 9М119М); 4) при помощи пиротехнического механизма раскрытия (9М112М, 9М112М2, 9М128). После раскрытия консолей происходит их стопорение в боевом положении при помощи пружинных фиксаторов, что исключает их самопроизвольное складывание под действием аэродинамических нагрузок в полете. В заключение следует отметить, что конкретное конструктивное решение крыльевого отсека зависит от аэродинамической и компоновочной схем ПТУР, способа ее запуска, скорости полета, габаритных и массовых характеристик, а также других факторов, определяющих устойчивость, управляемость и маневренность ракеты в полете. 6. КОНСТРУКЦИЯ УЗЛОВ И БЛОКОВ БАУ Функциональная схема и приборный состав БАУ определяются типом системы управления и способом передачи команд, реализованными в конструкции ПТУР. Как отмечалось выше, в современных ПТУР нашли широкое применение полуавтоматическая командная система телеуправления и полуавтоматическая система управления с телеориентированием ракеты в информационном поле лазерного луча (лучевая система). Структурные схемы БАУ для полуавтоматических КСТУ и лучевой системы представлены на рис. 6.1. Несмотря на принципиальные различия этих типов систем управления в приборном составе БАУ в обоих случаях можно выделить следующие типовые группы элементов: 1) приемные устройства (ПУ); 2) передающие устройства (ИК-излучатели); 3) преобразователи (формирователи) команд управления (ПКУ); 4) исполнительные механизмы; 5) источники электроэнергии и рабочего тела; 6) пиротехнические элементы и узлы; 7) инерционные и газовые замыкатели. Функциональное предназначение этих элементов не зависит от реализованного типа системы управления, однако конкретная конструкция и принцип действия могут быть различны. 6.1. Конструкция приемных устройств 6.1.1. Конструкция приемного устройства для командной системы телеуправления В полуавтоматических КСТУ ПУ предназначены для приема от НАУ команд управления. Конструкция приемных устройств однозначно определяется способом передачи команд от НАУ на борт ракеты; при передаче команд по проводам приемным устройством является катушка проводной линии связи (катушка ПЛС), а при передаче команд по радио - антенно-волноводный блок (АВБ) бортовой радиоаппаратуры (БРА). Катушка ПЛС установлена на ракетах 9М14П, 9М111, 9М111М, 9М111-2, 9М113, 9М113М, 9М115, 9М131 и включает в себя следующие типовые элементы (рис. 6.2): 1) кожух 1; 2) каркас 2; 3) обтекатель 3; 4) обтюрирующее кольцо 4; 5) микрокабель 5. Конструкция кожуха и каркаса обеспечивает надежное сматывание микрокабеля в полете и исключает возможность его запутывания и обрыва. Наружные витки микрокабеля уложены "змейкой", усилены стальными тросами и проложены в резиновой и полихролвиниловой трубках; эти меры предотвращают обрыв микрокабеля в момент страгивания ракеты (т.е. когда сила натяжения максимальна) и пережигание его пороховыми газами ВДУ (стартового двигателя). При помощи штепсельных разъемов 6, 7 микрокабель соединяется с НАУ (через электрические цепи ТПК) и приемником БАУ. Обтюрирующее кольцо предотвращает прорыв пороховых газов ВДУ между корпусом ракеты и стенками ТПК при пуске. Следует отметить, что использование катушек ПЛС целесообразно в конструкциях ПТУР, имеющих относительно небольшую дальность стрельбы (до 3000 м). Перспективным считается замена катушек ПЛС на оптико-волоконные линии связи (ОВЛС), что позволит существенно повысить емкость и быстродействие каналов передачи информации от НАУ на борт ракеты. Антенно-волноводным блоком называется электронное устройство, обеспечивающее прием и частотную селекцию командных импульсов СВЧ, поступающих от НАУ на борт ракеты. АВБ структурно входит в блок БРА ракет с передачей команд управления по радиолинии связи (9М112М, 9М112М2, 9М128, 9М114, 9М120). Функционально АВБ включает в себя следующие элементы (рис. 6.3): 1) рупорную антенну; 2) волновод (коаксиальный кабель); 3) устройства частотной селекции сигналов (поляризаторы, полосовые фильтры СВЧ, детекторные селекции). Сигналы с выхода АВБ поступают в приемник блока БРА, где происходит дальнейшее преобразование командного сигнала. АВБ имеют ответвитель для ввода СВЧ - сигнала при контрольных проверках БАУ, когда рупорная антенна закрыта поддоном (9М112М, 9М12М2, 9М128) или разгонным двигателем (9М114, 9М120). 6.1.2. Конструкция приемного устройства для лучевых систем управления В полуавтоматических лучевых системах в качестве приемных устройств используются приемники лазерного излучения. Приемник лазерного излучения (рис. 6.4) представляет собой оптико-электронное устройство, предназначенное для приема от НАУ модулированного лазерного излучения и преобразования его в электрические импульсы тех же частот. Он состоит из оптической системы и электронного блока. Оптическая система включает в себя; 1) однолинзовый объектив 1; 2) диафрагму 2; 3) монохроматический ИК-светофильтр 3. Объектив и диафрагма фокусируют ИК-излучение на площадке фотодиода 4, а светофильтр предотвращает его засветку солнцем и факелом работающей двигательной установки. Электронный блок включает в себя фотодиод и усилитель 5; фотодиод преобразует электромагнитное излучение ИК-диапазона в электрические импульсы тех же частот, а усилитель обеспечивает их нормирование по длительности и амплитуде, усиление по напряжению. Сигналы с выхода приемника поступают на вход формирователя команд управления (блока электронной аппаратуры). 6.2. Конструкция передающих устройств Передающие устройства входят только в состав БАУ ракет с КСТУ, т.к. в лучевых системах отсутствует оптический канал обратной связи "ракета-НАУ". Передающие устройства обеспечивают формирование оптического сигнала информации о положении ракеты относительно линии визирования, необходимого для определения ее координат пеленгатором (координатором) НАУ. В ракетах 9М115, 9М131 передающее устройство обеспечивает также определение углового положения ракеты относительно продольной оси пеленгатором (координатором) НАУ. Передающие устройства работают в ИК-диапазоне и могут быть непрерывного действия и модулированными. К передающим устройствам непрерывного действия относятся: 1) пиротехнические трассеры (9М14П, 9М115, 9М131) или трассер-лампы (9М17П); 2) лампы-фары (9М111М, 9М113, 9М113М). Пиротехнический трассер (рис. 6.5) является наиболее простым типом устройства; он состоит: 1) из корпуса 1; 2) из электровоспламенителя 2; 3) из запрессовки пиротехнического состава (воспламенительного, переходного, основного) 3. Одним из основных недостатков трассера является высокая интенсивность излучения в видимом диапазоне спектра, что может стать причиной ослепления оператора при стрельбе в сумерках и ночью, а также на малых дальностях. Лампа-фара является электрическим источником непрерывного ИК-излучения и в значительной степени лишена данного недостатка, благодаря использованию ламп с колбой из черного стекла. В общем случае лампа-фара включает в себя следующие элементы (рис. 6.6): 1) кожух 1; 2) отражатель 2; 3) лампу накаливания 3.; 4) основание 4; 5) козырек 5; 6) створки 6 с пружиной 7. Створки предохраняют лампу и отражатель от воздействия пороховых газов ВДУ, а также совместно с основанием воспринимают силу давления пороховых газов, под действием которой происходит движение ракеты в ТПК. В служебном обращении створки удерживаются в закрытом положении при помощи ацетатной пленки 8, наклеенной по периметру отражателя. При пуске пленка сгорает в пороховых газах ВДУ, сила давления которых удерживает створки в закрытом положении; при выходе ракеты из ТПК створки под действием пружины открываются. Между кожухом и отражателем имеется кольцевой зазор "а", в который через отверстие "б" основания поступают пороховые газы ВДУ; это необходимо для обогрева отражателя, что препятствует выпаданию на нем инея при стрельбе в зимних условиях. Общим недостатком систем управления с рассмотренными выше передающими устройствами является их слабая устойчивость к световым помехам (ИК- прожектор танка, фары танка и т.п.). С целью повышения помехозащищенности ИК-каналов обратной связи систем управления ПТУР используются импульсные модулированные передающие устройства. К ним относятся: 1) импульсные ИК-излучатели (9М112М, 9М112М, 9М128); 2) импульсные блоки ответчика (9М114, 9М120). Принципиальное отличие этого типа передающих устройств от рассмотренных выше заключается в том, что ИК-излучение модулируется с определенной частотой, на которую нанесена НАУ. Таким образом координатор (пеленгатор) НАУ выделяет на фоне многочисленных источников ИК-помех только сигнал, идущий с борта ракеты, наводимый на цель. Модулированный режим работы передающего устройства обеспечивается блоком электроники (модулятором), входящим в состав БАУ ракеты. В состав БАУ ракет с лучевой системой управления входит блок связи, включающий лампу видимого диапазона для обеспечения визуального наблюдения за полетом ракеты. При стрельбе ночью и в сумерках лампа отключается либо при помощи переключателя (9М117), либо при помощи пиротехнического размыкателя (9М119, 9М119М). 6.3. Конструкция преобразователей команд управления 6.3.1. Конструкция преобразователей команд управления для полуавтоматических командных систем телеуправления ПК предназначены для выполнения следующих основных функций: 1) разделения команд управления, поступающих с ПУ, по каналам курса и тангажа (т.е. дешифрации команд управления); 2) согласования команд управления, выработанных НАУ в неподвижной системе координат, с системой координат вращающейся ракеты (т.е. преобразованием команд управления из стартовой в связанную систему координат); 3) усиления по мощности электрических сигналов команд управления с последующей передачей их на исполнительные механизмы БАУ. В ряде случаев, обусловленных спецификой конструкции БАУ конкретной ракеты, ПК могут выполнять следующие дополнительные функции: 1) формирование одноканального управляющего сигнала (9М114, 9М120); 2) автоматическая компенсация начального рассогласования систем координат ПТУР и НАУ, обусловленного угловым разворотом ракеты относительно продольной оси при заряжании ее в ствол орудия (9М112М, 9М112М2, 9М128); 3) суммирование электрических сигналов команд управления с сигналами обратной связи, поступающими с ВРП (9М112М, 9М112М2, 9М128). К ПК относятся следующие типовые элементы БАУ: 1) приемники и дешифраторы блоков БАУ; 2) гироскопические координаторы, распределители и раскладчики команд управления; 3) усилители приводов; 4) аппаратура формирования одноканального управляющего сигнала; 5) коммутационные устройства. Приемник излучения представляет собой электронный блок, предназначенный для нормирования командных импульсов по амплитуде, форме и длительности. Дешифратор представляет собой электронное устройство, обеспечивающее выполнение следующих функций: 1) разделение команд управления по каналам курса и тангажа; 2) преобразование модулированных командных импульсов СВЧ в постоянные напряжения, уровень и полярность которых определяется величиной и знаком команд управления. Кроме перечисленных выше функций дешифратор обеспечивает помехозащищенность БАУ благодаря наличию в нем схем формирования импульсов помехозащиты. Сигналы команд управления по курсу и тангажу (в стартовой системе координат) поступают на ГРК (9М112М, 9М111М, 9М113М) или на блок формирования одноканального сигнала (9М114, 9М120), или на коммутационное устройство (9М112М2, 9М128). Гироскопический координатор (гироскопический распределитель команд, гироскопический раскладчик команд) представляет собой команд- ный гироскопический прибор, предназначенный для выполнения следующих функции: 1) согласования команд управления, выработанных НАУ в неподвижной системе координат, с системой координат вращающейся ракеты (т.е. преобразование команд из стартовой в связанную систему координат); 2) выработки сигнала информации об угловом положении ракеты относительно продольной оси и автоматической компенсации запаздывания исполнительных механизмов БАУ (БРП) при уменьшении частоты вращения ракеты в полете (9М114, 9М120); 3) автоматической компенсации начального рассогласования; 4) стартовой и связанной систем координат, обусловленных угловым разворотом ракеты относительно продольной оси в процессе заряжания ее в ствол орудия (9М112М, 9М112М2, 9М128). Принцип действия ГРК основан на свойстве свободного гироскопа сохранять неизменным положение в пространстве, которое он занимал в момент разгона ротора (применительно к ПТУР - положение ракеты на направляющей, т.е. стартовую систему координат). В общем случае ГРК включает в себя следующие элементы (рис. 6.7): 1) корпус 1; 2) основание 2; 3) гироузел (ротор 3, внутренняя 4 и наружная 5 рамки); 4) датчики 6; 5) токосъемник 7; 6) арретирующее устройство 8; 7) физический маятник 9 (для ПТУР, запускаемых из ствола артиллерийских орудий). Разгон ротора может осуществляется следующими способами: 1) за счет энергии пороховых газов, образующихся при сгорании порохового заряда 10, размещенного внутри ротора, и истекающих через тангенциальные сопла 11 в корпусе ротора (9М111М, 9М112М, 9М12М2, 9М128, 9М117, 9М117М, 9М119); 2) за счет энергии струи пороховых газов, истекающих из сопла пускового двигателя на ребристую поверхность ротора (9М114, 9М120); 3) за счет энергии пружинного двигателя (9М119М). Арретирующее устройство, как правило, представляет собой подпружиненный рычаг 12, который при помощи гайки 13 крепится к оси ротора и фиксирует гироузел в исходном положении; при разгоне ротора гайка свинчивается с его оси. и пружина отбрасывает рычаг, освобождая рамки гироузла. Принцип действия типового ГРК заключается в следующем. Корпус и основание с датчиком в полете вращаются вместе с ракетой; токосъемник, закрепленный на оси гироузла, в полете не вращается (вследствие гироскопического эффекта). Щетки токосъемника обегают контакты датчика и снимают с них команды управления в системе координат вращающейся ракеты (т.е. в связанной системе координат), которые после усиления поступают на исполнительные механизмы БАУ. В ряде конструкций реализован бесконтактный съем сигналов с датчика ГРК за счет использования явления фотоэлектрического эффекта (9М112М2, 9М128, 9М119, 9М119М). В этом случае роль коммутационных устройств выполняют оптико-электронные пары (светодиод и фотодиод). Наличие физического маятника в конструкциях ГРК объясняется необходимостью устранения начального рассогласования систем координат ракеты и НАУ, обусловленного угловым разворотом ПТУР относительно продольной оси при заряжании ее в стол орудия (9М112М, 9М1128, 9М117, 9М117М, 9М119, 9М119М). В общем случае, физический маятник представляет собой груз 14, эксцентрично закрепленный на серьге 15, способной вращаться относительно оси гироузла. В служебном обращении серьга соединена с токосъемником 7; под действием силы тяжести груз 14, перемещаясь по направлению к местной вертикали, проворачивает серьгу 15 и соединенный с ней токосъемник 7 относительно датчика 6 на угол, соответствующий развороту ПТУР в стволе, т.е. происходит совмещение систем координат ракеты и НАУ перед пуском. При разарретировании ГРК токосъемник 7 выходит из зацепления с физическим маятником и фиксируется на оси гироузла. В ряде случаев возникает необходимость в обеспечении некоторого запаздывания в срабатывании исполнительных механизмов БАУ, что обусловлено значительным уменьшением частоты вращения ракеты в полете (под действием аэродинамических сил) (9М114, 9М120); для выполнения этой функции в состав ГРК вводится фазорегулятор. Фазорегулятор (рис. 6.8) представляет собой два подпружиненных груза 1, способных перемещаться под действием центробежных сил инерции от оси ГРК к его периферии. Принцип действия фазорегулятора заключается в следующем. В момент выхода ракеты из ТПК частота ее вращения максимальна, а следовательно, максимальна и центробежная сила инерции. Под действием этой силы грузы 1, преодолевая сопротивление пружин 2, перемещаются от оси ГРК к его периферии. При уменьшении частоты вращения ракеты уменьшается центробежная сила инерции и пружины 2 начинают возвращать грузы 1 по направлению к оси ГРК. Грузы, перемещаясь, через зубчатую передачу 3 разворачивают датчик 4 относительно токосъемника 5 на угол, пропорциональный уменьшению частоты вращения ракеты; тем самым обеспечивается фазовый сдвиг сигнала, снимаемого с ГРК, т.е. происходит запаздывание исполнительных механизмов БАУ. Усилители привода предназначены для выполнения следующих функций: 1) усиления по мощности электрических сигналов команд управления; 2) суммирования команд управления с сигналами обратной связи, поступающими с блока рулевого привода. Необходимость отработки второй функции будет рассмотрена далее, при изложении принципов конструкции исполнительных механизмов БАУ. По принципу действия усилитель привода является усилителем мощности; конструктивно он представляет собой электронный блок, выполненный в виде модуля для повышения устойчивости к стартовым перегрузкам. Если ПТУР имеет только одну пару рулей (9М114, 9М120), то для одновременной отработки команд управления по курсу и тангажу необходимо сформировать одноканальный управляющий сигнал. Для решения этой задачи в состав БАУ вводится электронный блок формирования одноканального сигнала (БФОС). Функциональная схема БФОС представлена на рис. 6.9. Принцип формирования одноканального управляющего сигнала заключается в логическом перемножении напряжений команд по курсу и тангажу, поступающих с блока БРА, и в сравнении амплитуды результирующего сигнала с амплитудой сигнала информации об угловом положении ракеты, поступающего с датчика ГРК. Одноканальный управляющий сигнал, в зависимости от полярности, поступает на одну из обмоток электромагнита рулевой машинки исполнительного механизма (БРП). Коммутационные устройства представляют собой электронные блоки, предназначенные для выполнения следующих функций: 1) осуществления межблочной коммутации элементов БАУ в соответствии с ее функциональной схемой (9М112М, 9М112М2, 9М128); 2) преобразования команд управления по курсу и тангажу из стартовой системы координат в систему координат вращающейся ракеты (9М12М2, 9М128). 6.3.2. Конструкция преобразователей команд управления в полуавтоматических лучевых систем управления В лучевых системах управления ПК предназначены для выполнения следующих функций: 1) выделения координат ракеты относительно оси информационного поля (линии визирования цели); 2) формирования команд управления по курсу и тангажу; 3) преобразования команд управления, выработанных в неподвижной системе координат, связанной с информационном полем(стартовая система координат), в систему координат вращающейся ракеты; 4) усиления по мощности электрических сигналов команд управления с последующей передачей их на исполнительные элементы БАУ; 5) формирования команды компенсации веса ракеты. В лучевых системах управления в качестве ПК используются следующие типовые элементы БАУ: 1) блоки электронной аппаратуры выделения координат и формирования команд управления (9М117, 9М117М); 2) гироскопические координаторы (9М117, 9М117М, 9М119, 9М119М); 3) усилители приводов (9М117, 9М117М, 9М119, 9М119М). Блок электронной аппаратуры обеспечивает, как правило, выполнение первой и второй функций. Гироскопические координаторы обеспечивают выполнение третьей функции; по конструкции и принципу действия они аналогичны рассмотренным выше. Усилители приводов предназначены для выполнения четвертой функции; по конструкции и принципу действия они также аналогичны усилителям, применяемым в КСТУ. Пятая функция ПК может выполнятся как блоком электронной аппаратуры (9М117, 9М117М), так и усилителем привода (9М119, 9М119М). Необходимость формирования команды компенсации веса в БАУ обусловлена отсутствием в лучевых системах управления канала передачи команд от НАУ на борт ракеты (в отличие от КСТУ, где команда компенсации веса формируется в НАУ и передается по линиям связи на борт ракеты вместе с командами управления). 6.4. Конструкция исполнительных механизмов бортовой аппаратуры управления Исполнительные механизмы БАУ предназначены для преобразования электрических сигналов команд управления в угловые отклонения рулей, обеспечивающие необходимые усилия для совершения ракетой маневра на траектории. В соответствии с выполняемыми функциями исполнительные механизмы БАУ принято называть блоками рулевого привода. Конструкция БРП не зависит от типа системы управления, реализованной в ПТУР, а определяется принципом формирования управляющих сил и видом рабочего тела. В конструкциях современных ПТУР нашли применение два типа БРП: 1) релейный (9М111М, 9М114, 9М120, 9М115, 9М131); 2) пропорциональный (9М112М, 9М112М2, 9М128, 9М117, 9М117М, 9М119, 9М119М). В БРП релейного типа рули проворачиваются на один и тот же постоянный угол независимо от величины команд управления; величина команды отрабатывается временем пребывания рулей в крайнем положении. В БРП пропорционального типа угол поворота рулей пропорционален величинам команд управления; величина команды отрабатывается углом поворота и временем пребывания рулей в данном положении. БРП пропорционального типа более эффективны, однако по конструкции значительно сложнее, чем БРП релейного типа. В зависимости от количества каналов управления БРП могут быть одноканальными (9М115, 9М131, 9М114, 9М120, 9М119, 9М119М) и двухканальными (9М111М, 9М113, 9М113М, 9М112М, 9М112М2, 9М128, 9М117, 9М117М). В зависимости от используемого источника энергии и вида рабочего тела БРП могут быть; 1) электромагнитными (9М111М, 9М113); 2) газодинамическими (9М112М, 9М112М2, 9М128, 9М114, 9М120); 3) воздушно-динамическими (9М113М, 9М115, 9М131, 9М117, 9М117М, 9М119, 9М119М). Электромагнитные БРП по конструкции и принципу действия являются наиболее простыми, однако основными их недостатками является относительно малая мощность и связанная с этим трудность обеспечения больших управляющих усилий. В связи с этим данный тип БРП нашел ограниченное применение на ПТУР с дозвуковыми скоростями полета и малой площадью рулей. Электромагнитный БРП (рис. 6.10) включает в себя следующие элементы: 1) корпус 1; 2) постоянные магниты 2; 3) управляющие электромагниты 3; 4) якорь 4 с аэродинамическими рулями 5; 5) пружины-регуляторы 6. Принцип работы электромагнитного БРП заключается в следующем. При отсутствии сигнала команды обмотки управляющих электромагнитов обесточены, и якорь с установленными на нем рулями находится в нейтральном положении. При поступлении сигнала команды на одну из обмоток управляющего электромагнита (например, верхнюю) магнитный поток через нее увеличивается, и якорь притягивается к ней, проворачиваясь на подшипниках 7; вместе с якорем поворачиваются и установленные на нем рули. Рули будут находиться в крайнем положении до снятия сигнала команды (это произойдет после ее отработки); после снятия сигнала команды рули под действием пружин-регуляторов возвращаются в нейтральное положение, При смене полярности управляющего сигнала осуществляется поворот рулей в противоположную сторону. Электромагнитные БРП работают, как правило, в релейном режиме. Принципиальная схема газодинамического и воздушнодинамического БРП одинакова; отличие заключается в природе рабочего тела: в первом случае им является горячий газ (например, продукты горения твердого топлива), а во втором – воздух. Источником рабочего тела в газодинамических БРП может быть газогенератор на твердом топливе (по- роховой аккумулятор давления), а в воздушно-динамических БРП - баллон со сжатым воздухом (воздушный аккумулятор давления) или воздухозаборник, В большинстве случаев БРП данных типов работают в пропорциональном режиме; каждый канал включает в себя следующие элементы: 1) струйное реле; 2) рулевую машинку; 3) рулевую группу; 4) потенциометр обратной связи. Принципиальная схема канала газодинамического (воздушнодинамического) БРП представлена на рис. 6.11. Струйное реле представляет собой электромагнитное газораспределительное устройство, предназначенное для подачи газа в соответствующий рабочий цилиндр машинки в зависимости от полярности управляющего сигнала. Принципиальная схема струйного реле представлена на рис. 6.12. Принцип действия струйного реле заключается в следующем. При отсутствии сигнала команды обмотки управляющего электромагнита обесточены, и поворотное сопло 1 находится в нейтральном положении, обеспечивая доступ газа в обе полости рабочего цилиндра 2 рулевой машинки; при поступлении сигнала команды на одну из обмоток управляющего электромагнита (в зависимости от его полярности) якорь 3 притягивается к ней и проворачивает сопло 1, при этом доступ газа обеспечивается только в одну полость рабочего цилиндра (в данном случае - в верхнюю), а в другую перекрывается. Рулевая машинка вырабатывает усилие, необходимое для поворота рулей в соответствии с командами управления. Рулевая машинка (рис. 6.13) состоит ив корпуса 1, рабочих цилиндров 2 и поршней 3. В ряде случаев рулевая машинка может включать в себя газораспределительное устройство (9М14П, 9М114, 9М120), т.е. конструктивно объединяется со струйным реле. Принцип действия рулевой машинки заключается в преобразовании разности давлений в рабочих цилиндрах в возвратнопоступательные движения поршня 3. Рулевая группа служит для преобразования возвратнопоступательного движения поршня в угловое движение рулей; в большинстве случаев рулевая группа представляет собой параллелограмм тяг, передающих усилие от поршня рулевой машинки к рулям. Потенциометры обратной связи (ПОС) применяются в БРП пропорционального типа и выполняют следующие функции: 1) обеспечивают поворот рулей на угол, соответствующий величине и знаку команды управления; 2) возвращают рули в нейтральное положение после снятия сигнала команды. Принцип работы газодинамического (воздушно-динамического) БРП пропорционального типа понятен из схемы (см. рис. 6.11). При поступле- нии сигнала команды с усилителя привода на одну из обмоток управляющего электромагнита струйного реле (в зависимости от полярности) происходит перераспределение газового (воздушного) потока между полостями рулевой машинки, в результате чего возникает усилие, вызывающее поворот рулей. При повороте руля он воздействует на движок ПОС, с выхода которого начинает сниматься сигнал обратной связи; амплитуда сигнала возрастает с увеличением угла поворота руля, а полярность всегда противоположна полярности сигнала команды управления. Сигнал обратной связи поступает в усилитель привода, где суммируется с сигналом команды; при повороте рулей на угол, соответствующий величине команды, сигнал обратной связи становится равным сигналу команды. Таким образом суммарный сигнал на выходе БРП становится равным 0, и поворот рулей прекращается; при снятии сигнала команды происходит возвращение рулей в нейтральное положение под действием сигнала обратной связи. 6.5. Конструкция источников энергии бортовой аппаратуры управления Для обеспечения функционирования БАУ необходимы два вида источников энергии: 1) источники электроэнергии; 2) источники рабочего тела. 6.5.1. Конструкция источников электроэнергии Источники электроэнергии обеспечивают электроэнергией БАУ при пуске и в полете; наибольшее распространение получили твердосолевые батареи и турбогенераторные источники питания (ТГИП). Твердосолевые батареи применяются в ПТУР 9М111М, 9М113, 9М113М, 9М112М, 9М112М2, 9М128, 9М117, 9М117М, 9М119, 9М119М. Главная особенность батарей данного типа заключается в том, что в служебном обращении электролит находится в твердом состоянии и не взаимодействует с активной поверхностью электродов; при этом батарея тока не вырабатывает и может храниться длительное время без потери работоспособности. В общем случае твердосолевая батарея (рис. 6.14) состоит: 1) из корпуса 1; 2) из электрохимических элементов 2; 3) из пиронагревателей 3; 4) из электровоспламенителей 4. Принцип работы батареи заключается в следующем. При подаче напряжения срабатывают электровоспламенители, пороховые газы которых воспламеняют состав пиронагревателей; в процессе горения состава пиронагревателей выделяется значительное количество тепла, вызывающего плавление соли электролита. Расплавленный электролит взаимодействует с активной поверхностью электродов, обеспечивая выход батареи на режим в течение 0,3...0,5 с. Время работы батареи определяется временем нахождения электролита в расплавленном состоянии и, как правило, составляет 40...60 с. Основными недостатками твердосолевых батарей являются: невозможность получения высоких напряжений (сотни и тысячи вольт) и значительные габаритно-массовые характеристики. В том случае, если для питания БАУ требуются высокие напряжения, применяются турбогенераторные источники питания (ТГИП) (9М114, 9М120). ТГИП состоит из турбогенератора и стабилизированного выпрямителя. Турбогенератор (рис. 6.15) представляет собой однофазный генератор переменного тока с возбуждением от постоянных магнитов. Приводом ротора 1 турбогенератора является одноступенчатая осевая газовая турбина 2, работающая на горячем газе, вырабатываемом пороховым аккумулятором давления. При вращении ротора в его обмотках возбуждается переменное напряжение, которое поступает на вход стабилизированного выпрямителя. Стабилизированный выпрямитель предназначен для выполнения следующих функций; 1) преобразования переменного напряжения турбогенератора в постоянные напряжения заданных номиналов, необходимые для питания БАУ; 2) стабилизации уровня выходных напряжений ТГИП при изменении частоты вращения ротора турбогенератора в диапазоне 45000...75000 об/мин. Необходимость второй функции обусловлена тем, что источником рабочего тела для ТГИП является пороховой аккумулятор давления, внутрибаллистические и расходные характеристики которого зависят от начальной температуры заряда, оказывая влияние на частоту вращения турбины, а значит и на величину напряжения турбогенератора. Следует отметить, что в ряде случаев на борту ракеты источники электроэнергии могут отсутствовать; в этом случае питание БАУ осуществляется электроэнергией, поступающей от наземного источника по проводной линии связи (9М14П, П1, 9М115, 9М131). 6.5.2. Конструкция источников рабочего тела Источники рабочего тела обеспечивают газом силовые элементы БАУ, такие как ВРП, ТГИП и др. В зависимости от природы рабочего тела могут быть воздушные аккумуляторы давления (ВАД) и пороховые аккумуляторы давления (ПАД). ВАД представляет собой баллон со сжатым воздухом, имеющий заправочный и выпускной клапаны, пиротехническую систему вскрытия, а также систему редуцирования и очистки воздуха, поступающего в магист- раль (ЭМ17П). В современных ПТУР ВАД не применяются, т.к. имеют следующие недостатки: 1) наличие на борту ПТУР воздушного баллона высокого давления повышает опасность работ с ракетой в войсках; 2) возникает необходимость в периодическом контроле давления воздуха в баллоне при длительном хранении ПТУР в войсках, что усложняет проведение регламентных работ; 3) ВАД имеет значительные массовые и габаритные характеристики, что в ряде случаев вызывает сложность компоновки ракеты. В связи с этим в настоящее время в конструкциях ПТУР широко используются ПАД, которые не имеют перечисленных выше недостатков. ПАД представляет собой РДТТ, задача которого заключается не в создании силы тяги, а в выработке необходимого количества пороховых газов с заданными параметрами (давлением, массовым секундным расходом и т.п.). В общем случае ПАД (рис. 6.16) включает в себя следующие элементы: 1) корпус 1; 2) заряд твердого топлива 2; 3) воспламенительное устройство; 4) систему дросселирования и очистки пороховых газов. Система дросселирования обеспечивает понижение давления на выходе из ПАД до уровня, необходимого для нормальной работы потребителей (БРП, ТГИП); она состоит из одной или нескольких дроссельных шайб 4, установленных в выходном штуцере 5. Система очистки пороховых газов включает в себя несколько фильтров (центробежных, сеточных, керамических), обеспечивающих задержку твердых частиц, содержащихся в пороховых газах ПАД и не допускающих их попадания в газовую магистраль. 6.6. Конструкция пиротехнических элементов бортовой аппаратуры управления Пиротехнические элементы и узлы являются элементами пироавтоматики и служат для выполнения ряда вспомогательных функций, таких как отделение поддонов, раскрытие крыльев и рулей и т.п. Типовыми пиротехническими элементами, применяемыми в ПТУР, являются: 1) механизм сброса поддона; 2) механизм раскрытия рулей; 3) механизм раскрытия крыльев; 4) механизм досылания ракеты; 5) узел обогрева отражателя излучателя; 6) пирореле; 7) инерционный замедлитель. 6.6.1. Конструкция механизма сброса поддона Поддон устанавливается на хвостовую часть аппаратурного отсека ракет, выстреливаемых из ствола артиллерийских орудий (9М112М, 9М112М2, 9М128, 9М117, 9М117М, 9М119, 9М119М). В общем случае поддон предназначен для выполнения следующих функций: 1) защиты элементов БАУ от воздействия пороховых газов метательного устройства; 2) обеспечения электрической связи ракеты с НАУ после заряжания в ствол орудия; 3) предотвращения прорыва пороховых газов метательного устройства в кольцевой зазор между стенками ствола и корпусом ракеты при выстреле; 4) удержания рулей (крыльев) в сложенном положении. В ряде случаев крепление поддона к корпусу аппаратурного отсека осуществляется при помощи цангового соединения (рис. 6.17), как, например, у ПТУР 9М112М, 9М112М2, 9М128. Цанговое соединение включает в себя следующие элементы: 1) втулку 1; 2) цангу 2; 3) резьбовую втулку 3; 4) регулировочный винт. При сборке ракеты цанга 2 входит во втулку 1; при вращении регулировочный винт 4 перемещается в осевом направлении и разжимает лепестки цанги 2, фиксируя ее во втулке 1, что обеспечивает надежное крепление поддона к корпусу аппаратурного отсека. Отделение поддона осуществляется после выхода ракеты из канала ствола орудия при помощи пиротехнического механизма сброса поддона. Механизм сброса поддона (см.рис. 8.17) состоит из электровоспламенителя 5 и толкателя 8. При поступлении команды на сброс поддона напряжение подается на электровоспламенитель, который срабатывает. Пороховые газы электровоспламенителя воздействуют на толкатель, который перемещается в осевом направлении и оказывает давление на регулировочный винт 4; возникает осевое усилие, под действием которого срезается штифт 7, фиксирующий резьбовую втулку 3 в цанге 2, и соединение разрушается, обеспечивая отделение поддона от корпуса аппаратурного отсека ракеты. 6.6.2. Конструкция механизма раскрытия рулей Этот механизм предназначен для раскрытия рулей после выхода ракеты из канала ствола орудия; он используется в конструкциях ПТУР 9М117, 9М117М, 9М119, 9М119М. Механизм раскрытия рулей (рис. 6.18) размещен в БРП и включает в себя следующие элементы: 1) основание 1; 2) толкатель 2 с пружиной 3; 3) электровоспламенители 4; 4) поршень 5. В служебном обращении рули 6 сложены и закрыты пластмассовыми герметизирующими щитками 7. При подаче напряжения на электровоспламенители 4 они срабатывают и их пороховые газы воздействуют на поршень 5, который вместе с толкателем 2 перемещается в осевом направлении, воздействует своими захватами "а" на рули 6, заставляя их раскрываться; рули раскрываются, взламывая щитки 7, и стопорятся в боевом положении. В ряде случаев механизм раскрытия рулей может выполнять дополнительные функции, например, открывание воздухозаборников воздушно-динамических БРП (9М117, 9М119, 9М119М). 6.6.3.Конструкция механизма раскрытия крыльев Пиротехнические механизмы раскрытия крыльев предназначены для раскрытия крыльев после выхода ракеты из канала ствола орудия (9М112М, 9М112М2, 9М128); как правило, данный механизм обеспечивает раскрытие двух консолей крыла, поэтому в составе БАУ их два (по одному механизму на каждую пару консолей). Механизм раскрытия крыльев (рис. 6.19) состоит из электровоспламенителя 1 и поршня 2, размещенных в "Г"образном канале корпуса 3 аппаратурного отсека. При подаче напряжения срабатывает электровоспламенитель и его пороховые газы заполняют канал и воздействуют на поршень 2, который перемещается вверх по рисунку. Поршень имеет участок "а" малого диаметра и участок "б" большого диаметра; при перемещении поршня участок "а" свободно проходит через отверстие в нижней консоли 4 и утыкается в верхнюю консоль 5, которая зафиксирована в сложном положении стопорным винтом 6, имеющим ослабленную резьбу. При воздействии поршня на верхнюю консоль по оси винта 6 возникает усилие, которое вызывает срезание резьбы и освобождение верхней консоли, которая начинает раскрываться. При дальнейшем перемещении поршня его участок "б" утыкается в нижнюю консоль 4 (т.к. его диаметр больше диаметра отверстия в нижней консоли), сообщая ей импульс, необходимый для раскрытия. 6.6.4.Конструкция механизма досылания ракеты Пиротехнический механизм досылания ракеты предназначен для устранения возможного недосыла ракеты при заряжании ее в ствол орудия; он устанавливается в корпусе поддона ПТУР 9М112М, 9М112М2, 9М128 и включает в себя следующие элементы (рис. 6.20): 1) электровоспламенитель 1; 2) форсаж-патрон 2, Форсаж-патрон представляет собой тонкостенный цилиндр с отверстиями "а", закрытыми алюминиевой фольгой, внутри которого помещена навеска пиротехнического состава. При срабатывании электровоспламенителя воспламеняется навеска пиротехнического состава, пороховые газы которого через отверстия "а" истекают в объем между донным срезом ракеты и форсажной крышкой метательного устройства, создавая в нем значительное давление, под действием которого ракета перемешается вперед до врезания обтюрирующего пояска в заходный конус ствола орудия. Подобный механизм позволяет устранить недосыл порядка 150...200 мм. 6.6.5.Конструкция узла обогрева отражателя излучателя Необходимость обогрева отражателя ИК-излучателя обусловлена возможностью выпадения на его поверхности инея при стрельбе зимой, что отрицательно влияет на надежность работы оптического канала "ракета-НАУ". Пиротехнический узел обогрева (рис. 6.21) размещается между кожухом 1 и отражателем 2; он состоит из воспламенителя 3 и пиротехнических нагревательных элементов 4. При срабатывании электровоспламенителя происходит воспламенение пиротехнических элементов, пороховые газы которых нагревают отражатель, исключая выпадение на его поверхности инея. 6.6.6.Конструкция пирореле. Пирореле предназначено для переключения лампы ИК-излучателя с непрерывного на модулированный режим работы через 0,4 с после его включения (9М112М). Наличие непрерывного режима работы излучателя необходимо для формирования устойчивого дугового разряда в лампе. Пирореле (рис. 6.22) состоит из: 1) корпуса; 2) электровоспламенителя 2; 3) навески пиротехнического замедлительного состава 3; 4) поршня 4; 5) ножа 5; 6) проволочных перемычек 6, 7, В исходном состоянии поршень 4 зафиксирован при помощи кольцевого предохранителя 8. При срабатывании злектровоспламенителя начинает гореть навеска замедлительного состава.; после выгорания навески пороховые газы воздействуют на поршень 4, который перемещается вправо по рисунку, преодолевая сопротивление предохранителя 8. При перемещении поршня нож 5 последовательно перерезает проволочные перемычки 6, 7, что приводит к снятию шунта с модулятора и переключению излучателя на модулированный режим работы, а также к отключению от бортовой ба- тареи уже сработавших электровоспламенителей. Необходимость отключения электровоспламенителей объясняется следующим образом: при срабатывании электровоспламенителя его мостик накаливания остается целым и продолжает потреблять электроэнергию от бортовой батареи, вызывая ее быструю разрядку. В конструкциях ПТУР 9М114, 9М120, 9М112М2, 9М128 переключение излучателя с непрерывного на модулированный режим работы осуществляется при помощи блока электронной задержки, входящего в состав БАУ. 6.6.7. Конструкция инерционного замедлителя Инерционный замедлитель предназначен для подачи напряжения бортовой батареи на электровоспламенители пиротехнических узлов (механизма сброса поддона, механизмов раскрытия крыльев и т.п.) с замедлением, необходимым для выхода ракеты из канала ствола орудия. По принципу действия инерционный замедлитель представляет собой накольный воспламенительный механизм с пиротехническим замедлением, срабатывающий от осевых перегрузок в канале ствола при выстреле. В общем случае инерционный замедлитель (рис. 6.23) включает в себя следующие элементы: 1) корпус 1; 2) капсюль-воспламенитель 2; 3) втулку 3 с запрессованным в нее пиротехническим замедлительным составом 4; 4) поршень 5; 5) контакт 6; 6) жало 9 с пружиной 10. В исходном состоянии поршень 5 зафиксирован при помощи кольцевого предохранителя 8 в крайнем левом положении; таким образом контакт 6 и контактная группа 7 не взаимодействует друг с другом, что обеспечивает разрыв электрической цепи питания электровоспламенителей пироузлов. При ускоренном движении ракеты в канале ствола при выстреле жало 9, преодолевая сопротивление пружины 10., накалывает капсюльвоспламенитель 2, форс огня которого воспламеняет замедлительный состав 4; время горения состава обеспечивает замедление τа = 25...60 мс, необходимое для выхода ракеты из ствола орудия. После выгорания замедлительного состава его пороховые газы воздействуют на поршень 5, который, преодолевая сопротивление кольцевого предохранителя 8, перемещается вправо по рисунку; при этом контакт 6 замыкает контактную группу 7, обеспечивая подачу напряжения на пиротехнические узлы. 6.7. Конструкция замыкателей Замыкатели выполняют функцию блокировочных выключателей и предназначены для подачи напряжения на соответствующий элемент ПТУР в заданный момент времени.; в конструкция ПТУР нашли наибольшее распространение инерционные и газовые замыкатели. 6.7.1. Конструкция инерционных замыкателей Инерционные замыкатели нашли достаточно широкое применение в конструкциях ПТУР (9М111М, 9М113, 9М113М, 9М114, 9М120), где они используются для выполнения следующих типовых функций: 1) подачи напряжения с батареи (ТГИП) на электровоспламенитель замедленного действия МДУ; 2) подключения элементов БАУ к бортовому источнику электроэнергии; 3) переключения лампы-фары с режима прогрева нити накаливания на номинальный режим работы. По принципу действия инерционный замыкатель представляет собой инерционный исполнительный механизм, срабатывающий под действием осевых перегрузок в ТПК (канале ствола) при пуске (выстреле). В общем случае инерционный замыкатель (рис. 6.24) включает в себя следующие элементы: 1) корпус 1; 2) шток 2 с пружиной 3; 3) грузик 4; 4) стопорный шарик 5. На корпусе 1 имеется две контактные группы- верхняя 6 и нижняя 7. Грузик имеет пластмассовую токоизолирующую поверхность и два контакта: верхний 8 и нижний 9. В исходном состоянии шток 2 с пружиной 3 и грузом 4 зафиксирован при помощи стопорного шарика 5 таким образом, что контактные группы 6 и 7 взаимодействуют с токоизолирующей поверхностью, т.е. все электрические цепи разомкнуты. При ускоренном движении ракеты в ТПК шток 2 с грузом 4 под действием осевых перегрузок перемещается вправо по рисунку, преодолевая сопротивление пружины 3; стопорный шарик 5 выпадает, а верхний контакт 8 замыкается с верхней контактной группой 6, обеспечивая выполнение первой функции. После выхода ракеты из ТПК прекращается действие перегрузок, и пружина 3 перемещает шток 2 с грузиком 4 влево по рисунку; т.к. стопорный шарик 5 отсутствует, то грузик 4 переместится несколько дальше того положения, которое он занимал в исходном состоянии, и нижний контакт 9 замыкается с нижней контактной группой, обеспечивая выполнение второй и третьей функций. 6.7.2. Конструкция газовых замыкателей Газовые замыкатели предназначены для подачи напряжения бортового источника на ПИМ только после срабатывания метательного устройства; таким образом, они обеспечивают блокировку электрических цепей взрывательного устройства в случае отказа ракеты при пуске, делая ее безопасной в дальнейшем обращении. Срабатывание газовых замыкателей осуществляется под действием пороховых газов ВДУ (9М111М, 9М113, 9М113М) или метательного заряда (9М117). Принцип действия газового замыкателя можно пояснить схемой (рис. 6.25). В исходное положение рычаг 1 зафиксирован таким образом, что его контакт 2 разомкнут с контактной группой 3. При срабатывании ВДУ ее пороховые газы, проходя через отверстие "а", воздействуют на левое плечо рычага 1, заставляя его поворачиваться относительно оси (У). При повороте рычага контакт 2 замыкается с контактной группой 3, обеспечивая подачу напряжения на ПИМ взрывательного устройства. В заключение следует отметить, что БАУ ПТУР может включать в себя ряд дополнительных элементов, назначение, конструкция и принцип действия которых определяются спецификой системы управления ракетой и конструкцией ее отдельных блоков. 7. КОНСТРУКЦИЯ И ДЕЙСТВИЕ ПТУР 9М111М, 9М113М 7.1. Назначение, организационно-штатная принадлежность и состав комплексов ПТУР 9М111М, 9М113М входят в состав носимого ПТРК 9К111М3 «Фагот-М» (принят на вооружение в 1987 г. взамен комплекса 9К111) и самоходного ПТРК «Конкурс» (принят на вооружение в 1974 г.) Кроме того, данные ракеты входят в боекомплекты БМП-1П (3 ед.), БМП-2 (4 ед.). Комплексы предназначены для поражения бронированных объектов противника, движущихся со скоростью не более 60 км/ч в условиях прямой оптической видимости на дальностях от 75 до 4000 м. Комплексы позволяют вести эффективную стрельбу по малоскоростным неподвижным целям (амбразуры ДОТ, ДЗОТ и т.п.) Комплекс 9К111М3 состоит на вооружении противотанкового взвода мотострелкового батальона на БТР (6 ед.), а комплекс «Конкурс» – на вооружении противотанковой батареи мотострелкового полка (9 ед.) и противотанкового артиллерийского дивизиона мотострелковой дивизии (1 батарея, 9 ед.). В состав ПТРК 9К111М3 входят: 1) ПТУР 9М111М «Фактория», 9М113 «Габой», 9М113М «Удар»; 2) ПУ 9П135М1; 3) НАУ 9С451М1; 4) тепловизорный прицел 1ПН65 (1ПН86). Использование тепловизорных прицелов позволяет вести эффективную стрельбу ночью и в условиях ограниченной видимости на дальностях до 1500 м (1ПН65) и до 3500 м (1ПН86). Для проведения контрольных проверок и регламентных работ с ракетами в войсках используются КПМ 9В871, а для работ на арсеналах и базах - комплект КПА 9В83. Для обучения операторов комплекса используются тренажеры 9Ф618М1, 9Ф660-3 (компьютерный). Комплекс обслуживается расчетом из трех человек и в походном положении переносится в трех вьюках: вьюк № 1 включает в себя ПУ 9П135М1 и НАУ 9С451М1, имеет массу 22,5 кг, переносится командиром расчета – старшим оператором; вьюк № 2 – две ПТУР 9М111М, имеет массу 26,5 кг, переносится вторым номером расчета (оператором); вьюк № 3 – тепловизорный прицел с комплектом ЗИП, имеет массу 22 кг, переносится третьим номером расчета (оператором). Боевой комплект ПТРК 9К111М3 составляет 8 ракет ПТУР М111М3. В состав ПТРК «Конкурс» входят: 1) ПТУР 9М111М «Фактория», 9М113 «Габой», 9М113М «Удар»; 2) БМ 9П148; 3) НАУ 9С451М. Расчет комплекса - 2 человека, боевой комплект – 10 ПТУР 9М111М и 10 ПТУР 9М113 (9М113М) или 15 ПТУР 9М113 (9М113М). 7.2. Характеристика, основные тактико-технические данные и общее устройство ПТУР 9М111М ПТУР 9М111М (9М113, 9М113М) представляет собой управляемую крылатую ракету (с дозвуковой скоростью полета), выполненную по аэродинамической схеме "утка", с полуавтоматической КСТУ с передачей команд по проводной линии связи, с РДТТ, с кумулятивной БЧ, вращающейся на траектории. Основные ТТХ ПТУР представлены в табл.7.1. Таблица 7.1 Основные тактико-технические характеристики ПТУР Наименование характеристики 1. Год принятия на вооружение 2. Дальность управляемого полета, м - максимальная; - минимальная 3. Средняя скорость полета, м/с 4. Частота вращения, об/с 5. Калибр ракеты, м 6. Длина, мм - максимальная; - минимальная 7. Размах крыла, мм 8. Масса ракеты, кг - в контейнере; - в полете 9. Бронепробиваемость по нормали, мм 10. Температурный диапазон боевого применения, С 9М111М 1980 9М113 1971 9М113М 1991 2500 75 173 10 120 4000 75 208 5…7 135 4000 75 208 5…7 135 1098 871 369 1263 960 468 1263 1042 468 13,2 7,8 460 ±50 25,0 14,5 550 ±50 26,6 16,5 650…700 ±50 Анализ данных, приведенных в табл.7.1, позволяет сделать вывод, что ТТХ ПТУР соответствуют требованиям современного общевойскового боя к средствам поражения. ПТУР 9М111М (рис.7.1.) состоит: 1) из метательного (стартового) устройства; 2) из непосредственно управляемой ракеты. Следует отметить, что конструкция ПТУР 9М113, 9М113М аналогична конструкции ПТУР 9М111М и будет рассмотрена далее. 7.3. Конструкция и принцип действия основных узлов и блоков ПТУР 9М111М 7.3.1. Конструкция метательного устройства Метательное устройство предназначено для сообщения ракете начальной скорости полета (v0 = 63…74 м/с). В состав метательного устройства входят (см.рис.7.1): 1) транспортно-пусковой контейнер (1); 2) вышибная двигательная установка (2). 7.3.1.1. Конструкция транспортно пускового контейнера ТПК предназначен для производства направленного пуска ракеты, ее хранения и транспортировки, защиты от механических повреждений, воздействия климатических факторов и биологических вредителей в процессе эксплуатации. ТПК состоит из (рис.7.2): 1) пластмассовой трубы с фланцем (материал АГ-4С) (2); 2) передней (1) и задней крышек (5); 3) блока питания (7); 4) переднего и заднего зацепов (9,10); 5) стяжного (3)и плечевого (4) ремней; 6) кабельной сети с электроразъемами Ш6 (8) и Ш7 (6). Передняя и задняя крышки предназначены для обеспечения герметичности контейнера. Передняя крышка (рис.7.3) крепится на оси к фланцу трубы. В закрытом положении она удерживается гайкой, навинченной на резьбовой участок пироболта (2). При пуске передняя крышка открывается под действием пороховых газов пироболта и стопорится в открытом положении при помощи фиксатора с пружиной, установленного на оси. На внутренней стороне передней крышки расположены: 1) электрический разъем Ш4 (4) для подключения катушки ПЛС; 2) контактная группа (колодка) КП3 (1), к которой подсоединяется электровоспламенитель ЭВК-3А пироболта; 3) электрический разъем Ш1б (3) для электрической стыковки с ракетой; 4) концевой выключатель КВ (5) исключающий подачу напряжения на ВДУ до полного открывания передней крышки контейнера; 5) пироболт (2). На наружной стороне передней крышки установлены два полых буфера для поглощения энергии удара при падении ПТУР (например, при аварийном сбросе ее с направляющей ПУ 9П148). Задняя крышка представляет собой металлическую мембрану, которая крепится к трубе при помощи поджимной гайки (11) (см.рис.7.2); при пуске ракеты выбивается пороховыми газами ВДУ. Блок питания предназначен для питания электроэнергией НАУ и обеспечения пуска ракеты; он состоит: 1) из пластмассового корпуса; 2) из двух батарей Т-307; 3) из вилки Ш6. Батареи имеют обозначение НБ1 и НБ2 и вырабатывают напряжение 16 В каждая. Разъем Ш6 предназначен для соединения электрических цепей ракеты с ПУ и КПА. Для защиты от механических повреждений и воздействия метеорологических факторов розетка закрыта заглушкой. Контакты разъема Ш7 обеспечивают электрическую связь контейнера (блока питания) с электровоспламенитем ВДУ. Схема электрического соединения отдельных частей ПТУР (ракетаконтейнер – ВДУ) представлена на рис.7.4. Передний и задний зацепы предназначены для установки ПТУР на направляющую ПУ. Стяжные ремни обеспечивают соединение двух контейнеров во вьюк № 2, а плечевые - их перенос. 7.3.1.2. Конструкция вышибной двигательной установки ВДУ размещена в контейнере между задней крышкой и донным срезом ракеты (см.рис.7.1). Крепление и центровка ВДУ в контейнере производится при помощи обтекателя (9) и опорного стакана (11) (рис.7.5). Основные характеристики ВДУ представлены в табл.7.2. Таблица 7.2 Основные характеристики ВДУ Наименование характеристик 1. Масса ВДУ, кг 2. Масса пороха, кг 3. Максимальное давление в камере ВДУ, МПа 4. Максимальное давление в ТПК, МПа 5. Начальная скорость ракеты, м/с 6. Среднее время работы, с 7. Диаметр критического сечения передних сопел, мм 8. Диаметр критического сечения задних сопел, мм Значение 1,4 0,290 37,0 3,3 63…74 0,018 10,0 10,5 ВДУ (рис.7.5) представляет собой импульсный РДТТ, состоящий из следующих основных частей: 1) корпуса (1); 2) соплового блока (2); 3) порохового заряда 9Х146М (3); 4) воспламенителя (4) в трубке (18) (форкамерного типа); 5) электровоспламенителя 9Х284 (5) с контактным блоком (10); 6) передней (6) и задней (7) диафрагм. Для регулировки кольцевого зазора между корпусом ВДУ и ТПК используется одно их трех колец (8) различных диаметров: № 1 - черного; № 2 - красного; № 3 - зеленого цвета. Установка того или иного кольца производится подбором на заводе-изготовителе и в дальнейшем замена его не производится. Для создания усилия форсирования при пуске ракеты на стойках (13) опорного стакана размещены зацепы (12), выступы которых упираются в буртик на катушке ПЛС ракеты; таким образом, страгивание ракеты происходит после разрушения зацепов за счет осевого усилия, возникающего под действием пороховых газов ВДУ. Корпус (1) ВДУ (материал - сталь 30ХГСА) представляет собой сварную конструкцию. Сферическое дно корпуса имеет шесть сопел, каждое из которых состоит из вкладыша (14), запрессованного в корпус, и герметизирующей мембраны (15). Сопловой блок (2) ввинчен в корпус (1) на резьбе и также имеет шесть сопел, выходные конуса которых изготовлены из прессматериала АГ-4В. Каждое сопло имеет задний вкладыш (16) и герметизирующую мембрану (17). В центральное резьбовое отверстие соплового блока ввинчен электровоспламенитель 9Х284 (5), который соединен проводами с контактным блоком (10). Контактный блок обеспечивает соединение электровоспламенителя с разъемом Ш7 ТПК. Сопловой блок предназначен для создания силы тяги, компенсирующей энергию отдачи при пуске ракеты. Пороховой заряд 9Х146М 3) из пироксилинового пороха марки 12/1 ТР размещен в картузе. Фиксация порохового заряда от продольных перемещений обеспечена передней (6) и задней (7) диафрагмами. В центральное резьбовое отверстие задней диафрагмы ввинчена трубка (18), в которой размещен воспламенительный состав (4) из ДРП. К трубке воспламенителя приварена передняя диафрагма. Для надежной передачи огневого импульса от электровоспламенителя 9Х284 к воспламенительному составу из ДРП служит ниппель (19), который ввинчен во внутреннюю резьбу на трубке со стороны задней диафрагмы. 7.3.2. Конструкция и принцип действия основных узлов ракеты Ракета (рис.7.6) состоит из следующих основных частей: 1) боевой части 9Н122М (2) с взрывательным устройством 9Э234М; 2) разгонно-маршевой двигательной установки (4); 3) бортовой аппаратуры управления ; 4) четырех крыльев (5). Перечисленные выше основные части ракеты компоновочно размещены в отдельных отсеках: 1) отсек № 1 (рулевой отсек); 2) отсек № 2 (БЧ с ВУ); 3) РМДУ; 4) отсек № 3 (аппаратный отсек). Вся БАУ ракеты расположена в отсеках № 1 и № 3. БЧ 9Н122М кумулятивного действия имеет разрывной заряд, изготовленный из ВВ "окфол". Взрывательное устройство 9Э234М - головодонное, конденсаторное, с дальним взведением, предохранительного типа, с самоликвидацией. Конструктивно оно включает в себя контактный узел (7) и предохранительно-детонирующий механизм (ПДМ) (3). 7.3.2.1. Конструкция разгонно-маршевой двигательной установки РМДУ предназначена для разгона ракеты до заданной скорости полета и поддержания ее на активный участок траектории (АУТ). Представляет собой однокамерный двухрежимный РДТТ. Основные характеристики РМДУ представлены в табл.7.3. Таблица 7.3 Основные характеристики РМДУ Наименование характеристики 1. Среднее давление в камере, МПа 2. Сила тяги, Н 3. Среднее время работы, с 4. Масса сгорающего заряда ТТ, кг 5. Диаметр критического сечения сопла, мм Режим работы Разгонный Маршевый 12,0 4,4 450 200 1,8 8,0 0,4 0,9 4,3 4,3 РМДУ (рис.7.7) состоит из следующих основных узлов и элементов: 1) корпуса; 2) заряда твердого топлива 9Х145.010 (4); 3) воспламенительного устройства; 4) соплового блока (2); 5) элементов крепления заряда. Корпус состоит из цилиндрической обечайки (1) и переднего дна (2), соединенных друг с другом при помощи резьбы; материал корпуса - сталь 30ХГСА. На внутреннюю поверхность обечайки нанесено теплозащитное покрытие (экран) (7) на основе прессматериала АГ-4В. Заряд твердого топлива (рис.7.8) представляет собой цилиндрическую шашку со сферическим передним торцом и глухим осевым отверстием со стороны заднего торца. По переднему торцу и большей части наружной поверхности нанесено бронепокрытие АЦ-5; подобная конструкция заряда обеспечивает два режима работы двигателя – режим разгона и режим марша. Заряд изготовлен из баллиститного твердого топлива марки РНДСИ-5К. Крепление и центровка заряда в корпусе двигателя производится при помощи резиновой опоры (8) и выступов теплозащитного экрана (7); резиновая опора выполняет также роль компенсатора колебаний длины заряда, обусловленных изменениями его температуры. Воспламенительное устройство предназначено для включения РМДУ на расстоянии 10...15 м от дульного среза ТПК и состоит из электровоспламенителя замедленного действия 9Х237-1 (6) и воспламенителя (5). ЭВЗД 9Х237-1 обеспечивает замедление τз ≈ 0,15 с, ввинчивается в запальный штуцер корпуса РМДУ и при помощи электроразъема Ш2 подключен к воспламенительным цепям ракеты. Воспламенитель представляет собой навеску дымного пороха ДРП-2 массой 11,7 г, помещенную в алюминиевый корпус; при помощи держателя и винтов воспламенитель крепится к выступу ТЗП соплового блока. Сопловой блок соединен с корпусом при помощи сварки и состоит из сопловой крышки и двух сопел (9), оси которых наклонены под углом 20о к оси ракеты. Крышка изготовлена из стали 30ХГСА и имеет теплозащитное покрытие АГ-7В. Каждое сопло состоит из бобышки (9), тугоплавкого молибденового окладыша (10) и герметизирующей алюминиевой заглушки (11), установленной на герметике в выходном сечении. 7.3.2.2. Бортовая аппаратура управления БАУ размещена в рулевом и крыльевом отсеках, предназначена для выполнения следующих функций: 1) приема от НАУ команд управления и разделения их по каналам курса и тангажа; 2) преобразования электрических сигналов команд управления в угловые отклонения аэродинамических рулей; 3) формирования сигнала информации о положении ракеты относительно линии визирования и передачи его в НАУ. В состав БАУ входят: 1) катушка проводной линии связи; 2) лампа-фара; 3) бортовой блок управления; 4) гироскопический координатор 9Б61М; 5) блок рулевого привода. Структурная схема БАУ представлена на рис.7.9. а) катушка проводной линии связи Катушка ПЛС предназначена для передачи сигналов управления от НАУ на борт ракеты и состоит из следующих элементов (рис.7.10): 1) каркаса (2); 2) кожуха (1); 3) обтекателя (5); 4) обтюрирующего кольца (4); 5) микрокабеля (3) с электроразъемами. Каркас (2) служит для намотки микрокабеля (3) и крепления к нему остальных деталей катушки. На каркас намотан двухжильный биметаллический эмалированный микрокабель. Внутренний вывод микрокабеля имеет разъем Ш для соединения с ББУ. Наружный вывод имеет разъем Ш4 для электрической стыковки с НАУ (через электрические цепи ТПК). Для уменьшения начального натяжения в момент страгивания ракеты при пуске наружные витки микрокабеля уложены «змейкой», усилены металлическим троссом и проложены в пластмассовой и резиновой трубках. Такая конструкция исключает обрыв кабеля и пережигание его пороховыми газами ВДУ при пуске ракеты. Кожух (1) закрывает снаружи микрокабель и улучшает условия его сматывания. Обтюрирующие кольцо (4), разрезное, с резиновым вкладышем (7), предназначено для предотвращения прорыва пороховых газов ВДУ между ракетой и стенками ТПК. В хвостовой части каркаса имеется резьба для крепления лампыфары. б) лампа фара Лампа-фара является электрическим источником непрерывного ИКизлучения, которое является сигналом информации о положении ракеты относительно линии визирования. Лампа-фара (рис.7.11) размещена в хвостовой части ракеты и состоит из: 1) лампы (РН 13,5 - 100) (8); 2) отражателя (10); 3) кожуха (11); 4) двух створок (3) с пружинами (5); 5) основания (2); 6) козырька (2). Лампа РН 13,5-100 (напряжение - 13,5 В, мощность - 100Вт) установлена в специальном патроне (9) и закреплена в нем хомутом. Створки (3) предохраняют отражатель и лампу от воздействия пороховых газов ВДУ и вместе с основанием (2) воспринимают силу давления пороховых газов. Между кожухом и отражателем имеется кольцевой зазор, в который через отверстия в основании поступают пороховые газы ВДУ, обеспечивающие обогрев отражателя для исключения выпадения на его поверхности инея при отрицательных температурах окружающего воздуха. На приливе кожуха лампы-фары ПТУР 9М111-2 и ПТУР 9М111М установлен газовый замыкатель, предназначенный для подачи напряжения на ПИМ взрывательного устройства только после срабатывания ВДУ. Газовый замыкатель (рис.7.12) состоит из: 1) корпуса (1); 2) рычага (2); 3) контактов (7, 8); 4) пружины (5); 5) резистора (6). Резистор обеспечивает возможность проверки ПИМ контрольнопроверочной аппаратурой. Принцип работы газового замыкателя состоит в следующем. При срабатывании ВДУ пороховые газы, проходя через отверстие в корпусе замыкателя, действуют на рычаг (2). Рычаг, преодолев сопротивление пружины (5), поворачивается на оси (3), контакты (7) и (8) соприкасаются и замыкают цепь подачи напряжения от бортового источника питания на ПИМ взрывательного устройства 9Э234М. в) бортовой блок управления ББУ размещен в крыльевом отсеке и включает в себя следующие элементы: 1) приемник; 2) бортовой блок питания; 3) инерционный замыкатель. Приемник выполнен в виде модуля и смонтирован на двух платах. Между платами расположены радиодетали, залитые пенополиуретаном для обеспечения герметичности и стойкости к стартовым перегрузкам. Он включает в себя дешифратор, фазоинверсные каскады выходные (усилительные) каскады. Дешифратор осуществляет прием сигналов (команд) управления, поступающих по проводной линии связи, и разделение их по каналам курса и тангажа. Он состоит из входного устройства, ключевого каскада и амплитудного селектора. Ключевой каскад выделяет команды канала тангажа (отличительный признак - полярность сигнала, а амплитудный селектор - команды канала курса (отличительный признак - амплитуда сигнала). Команды управления, поступающие от НАУ по ПЛС, представляют собой импульсы напряжения определенной формы и знака с амплитудой ±12В и ±50В и частотой следования 10±1 Гц, поэтому в канале тангажа рули отклоняются в одну сторону (вверх) при приеме импульсов -12В и - 50В, и в другую сторону (вниз) - при приеме импульсов +12В и +50В. В канале курса отклонения рулей вправо происходит при приеме импульсов ±50В и влево – при приеме импульсов ±12В. Таким образом, сигналы управления по курсу и тангажу, выделенные на дешифраторе, подаются на фазоинверсные каскады, которые в каналах курса и тангажа идентичны. Каждый фазоинверсный каскад преобразует подаваемый на него сигнал в два сигнала, противоположные по фазе, которые снимаются с раздельных выходов и поступают на токоподводы ламельного датчика координатора 9Б61М. В координаторе происходит согласование сигналов управления с угловым положением ракеты (положением рулей в пространстве). Затем импульсы поступают на выходные каскады приемника, где происходит их усиление и подача на обмотки управляющих электромагнитов БРП. Бортовой блок питания предназначен для обеспечения электроэнергией БАУ в полете. Он состоит из двух батарей (Т-307Б), аналогичных тем, что входят в состав блока питания на ТПК. Батареи имеют обозначение: БФ - батарея лампы-фары; ББ - бортовая батарея. Инерционный замыкатель (ИЗ) предназначен для выполнения следующих функций: 1) подачи напряжения на ЭВЗД 9Х237-1 РМДУ; 2) переключения лампы-фары с режима прогрева нити накаливания на номинальный режим сечения; 3) подключения ББП к общей нагрузке. Он состоит (рис.7.13) из: 1) корпуса (7); 2) крышки (2); 3) ловушки (1); 4) грузика (9)со штоком (4); 5) пружины (5); 6) шарика (8); 7) контактов (6,10). Принцип работы ИЗ заключается в следующем. В момент старта ракеты под действием стартовых перегрузок шток с грузиком перемещается относительно корпуса влево по рисунку , сжимает пружину. При этом электропроводящая часть грузика попадает на контакты, замыкается цепь электровоспламенителя 9Х237-1, а шарик под действием перегрузок выкатывается в ловушку. После прекращения действия стартовых перегрузок (после выхода ракеты из ТПК), под действием пружины шток с грузиком перемещается в обратном направлении. Отсутствие шарика (8) позволяет грузику переместиться до соприкосновения его металлической части с контактами (10). При этом ББП подключается к общей нагрузке и происходит переключение лампы-фары с режима прогрева нити накаливания на номинальный режим свечения. При прогреве нити накаливания повышается ее пластичность и, как следствие, стойкость к стартовым перегрузкам. г) гироскопический координатор Координатор размещен в крыльевом отсеке и представляет собой трехстепенной свободный гироскоп, который обеспечивает согласование команд управления, вырабатываемых НАУ в неподвижной системе координат (в системе координат ПУ), с системой координат вращающейся ракеты. Он состоит из следующих основных частей (рис.7.14): 1) корпуса (1); 2) гироузла (6); 3) ламельного датчика (14); 4) основания (15) с топоподводами (3) и токосъемниками (9); 5) арретира (16); 6) кожуха (13); 7) крышки (11); 8) деталей крепления. Гироузел состоит из ротора, внутренней и наружной рамок. В свою очередь ротор (рис.7.15) состоит из корпуса (4), крышки (3), пороховой шашки 9Х147 (2), электровоспламенителя ЭВПГ-2М (1). В корпусе ротора имеются три тангенциальных сопла (6), через которые происходит истечение продуктов сгорания шашки. Образующаяся при истечении реактивная сила производит разгон ротора. Арретир обеспечивает стопорение гироузла в нерабочем положении и освобождение его в момент разгона ротора. Он представляет собой пружинный рычаг с гайкой. В заарретированном положении гайка навинчена на ось ротора. При разгоне ротора гайка свинчивается с его оси, и пружина отбрасывает рычаг, освобождая гироузел. Ламельный датчик предназначен для распределения команд управления, поступающих на координатор, в зависимости от углового положения ракеты. Он закреплен на оси наружней рамки гироскопа. Ламельный датчик (рис.7.16) состоит: 1) из втулки (4); 2) из каркаса (9) с токопроводящими кольцами (8); 3) из четырех ламелей (5), разделенных изоляторами (2). Каждая ламель (5) соединена с соответствующим кольцом (8). Токоподводы (11) предназначены для подачи сигналов управления на кольца ламельного датчика и состоят из четырех пар щеток, охватывающих кольца. Токосъемники (1) предназначены для съема с ламелей сигнала управления. Каждый токосъемник выполнен в виде двух щеток, состоящих из контакта (6) и пружины (7). В последних образцах ПТУР 9М111М применяется несколько другая конструкция ламельного датчика, выполненного в виде печатной платы с токопроводящими дорожками в виде колец. Принцип работы координатора заключается в следующем. При подаче напряжения от ББП срабатывает электровоспламенитель ЭВПГ2М, и воспламеняется пороховая шашка ротора гироузла. За счет реактивной силы газов, истекающих из сопел ротора, он разгоняется до частоты вращения 90000 об/мин. По мере разгона ротора гайка арретира свинчивается с его оси, и гироузел разарретируется. С момента разарретирования гироузла ламельный датчик вместе с наружной рамкой не изменяет своего положения в пространстве (сохраняет систему координат ПУ), а токосъемники, вращаясь вместе с ракетой, обегают ламели датчика, снимают с них сигналы команд управления в системе координат вращающейся ракеты и передают их на выходные каскады приемника. д) блок рулевого привода БРП предназначен для преобразования электрических сигналов команд управления, поступающих с приемника в угловые отклонения аэродинамических рулей, то есть для управления ракетой в полете по курсу и тангажу. Он размещается в рулевом отсеке ракеты (отсек № 1). Блок рулевого привода (рис.7.17) состоит: 1) из электромагнитного механизма, размещенного в корпусе (1); 2)из колпака (3); 3) из бортового Ш1б (6)и контрольного Ш1а (5) электрических разъемов. Колпак является обтекателем БРП. Посредством бортового разъема Ш1б осуществляется электрическая связь ракеты с контейнером. Контрольный разъем Ш1а предназначен для подключения КПА (в настоящее время не используется). Электромагнитный механизм (рис.7.18) состоит из: 1) рамки (2); 2) двух пар сердечников с обмотками управления (11); 3) двух якорей (10); 4) четырех рулей (5). Сердечники с обмотками (11) и якорями (10) представляют собой электромагниты ЭМ1-ЭМ4. Сердечники закреплены в пазах рамки винтами (4). Каждый якорь установлен на подшипниках качения (5) между полюсами пары сердечников. На каждом якоре закреплены два руля (5). Рули - трапециевидной формы в плане имеют профиль в виде шестигранника. Электрическая связь БРП с отсеком № 3 осуществляется через контактную колодку (4), закрепленную на корпусе рулевого отсека (см.рис.7.17). Блок рулевого привода работает в релейном режиме, т.е. рули отклоняются на постоянный угол ±15о независимо от включения команд управления, а величина команды отрабатывается временем пребывания рулей в крайнем положении. При отсутствии сигналов команд управле- ния обмотки электромагнитов обесточены, и якорь с рулями находятся в нейтральном положении. При подаче сигнала команды на одну из обмоток управления магнитный поток через нее увеличивается и якорь притягивается, проворачиваясь на подшипниках; поворот якоря обеспечивается, и якорь с рулями возвращается в нейтральное положение под действием сил упругости пружин-регуляторов (6). При изменении знака команды сигнал поступает на противоположную обмотку управления и якорь притягивается к ней, обеспечивая поворот рулей в противоположном направлении. Общая функциональная схема БАУ представлена на рис.7.19. 7.3.2.3. Конструкция крыльев ракеты Крыльевой отсек предназначен для выполнения следующих функций: 1) создания подъемной силы; 2) обеспечения вращения ракеты на траектории; 3) аэродинамической стабилизации ракеты в полете; 4) размещения во внутреннем объеме элементов БАУ. Крыльевой отсек (рис.7.20) состоит: 1) из корпуса (1); 2) из четырех консолей (2); 3) из механизма стопорения консолей (3). Корпус изготавливается из армированного стеклопластика АГ-4В. Консоли установлены под углом 2о15′ к оси ракеты для сообщения ей вращения на траектории за счет энергии набегающего потока воздуха. Консоль представляет собой полую конструкцию, состоящую из двух металлических пластин, соединенных по периметру контактной сваркой. При укладке ракеты в ТПК консоли складываются и удерживаются в сложенном положении двумя полухомутами (4); при выходе ракеты из контейнера консоли под действием сил упругости раскрываются, сбрасывая полухомуты, и стопорятся в боевом положении. 7.3.3. Действие ПТУР при пуске и в полете Действие основных узлов и блоков при пуске и в полете происходит в следующей последовательности (рис.7.21). 1. При нажатии на спусковой крючок механизма пуска импульсы напряжения с обмоток индуктора, расположенного на ПУ, через разъем Ш6 поступают на электровоспламенители бортовых батарей (ББ), НБ2 и ЭВПГ-2М ротора координатора. 2. Начинается разгон ротора гироузла и происходит разарретирование координатора. Батареи ББ и НБ1 выходят на режим. При выходе на режим батареи ББ напряжение с нее подается на электровоспламенитель батареи БФ, которая начинает выходить на режим. 3. Через промежуток времени 0,3 с ротор гироузла разгоняется до максимального числа оборотов (приблизительно 90000 об/мин). При достижении на выводах батареи БФ, подсоединенных к выводам батареи НБ2, срабатывает блок контроля, находящийся в НАУ. 4. Батарея БФ выходит на режим. К ее выводам подсоединена электрическая цепь лампы-фары (через ее нить накаливания протекает слабый ток). 5. При выходе на режим батареи БФ срабатывает блок контроля, блок автоматики НАУ, и напряжение с батареи ББ подается на электровоспламенители батареи НБ2 и ЭКВ пироболта передней крышки ТПК. 6. Происходит открывание передней крышки ТПК, расстыковывается разъем Ш1б на передней крышке и ракете; срабатывает концевой включатель КВ и снимает блокировку с цепи подачи напряжения на электровоспламенитель 9Х284 ВДУ. 7. Приблизительно через 0,5 с после открывания передней крышки ТПК выходит на режим батарея НБ1, срабатывает ее блок контроля и блок автоматики НАУ. Таким образом, НАУ и БАУ к пуску ракеты готовы. 8. Напряжение от батареи НБ21 через разъемы Ш6 и Ш7 подается на электровоспламенитель 9Х284, который срабатывает и воспламеняет пороховой заряд ВДУ. 9. Под действием пороховых газов от ВДУ происходит срабатывание газового замыкателя и запитка ПДМ ВУ 9Э243М от батареи БФ. Одновременно пороховые газы, поступая в пространство между кожухом и отражателем лампы-фары, осуществляют его обогрев. 10. Ракета начинает движение в ТПК. Под действием стартовых перегрузок срабатывает инерционный замыкатель и напряжение батареи БФ подается на электровоспламенитель замедленного действия 9Х237-1 РМДУ (горит замедлительный состав). 11. После выхода ракеты из ТПК и прекращения действия перегрузок от ВДУ происходит раскрытие крыльев ракеты, открывание створок лампы-фары и срабатывание инерционного замыкателя: происходит подключение бортового блока питания (ББП) к общей нагрузке и переключение лампы-фары с режима прогрева на номинальный режим работы. 12. После выгорания замедлительного состава ЭВЗД 9Х237-1 воспламеняется заряд твердого топлива 9Х145 и начинает работать РМДУ. 13. На удалении 30… 75 м от ПУ происходит взведение ВУ 9Э234М; ракета входит в поле зрения оптико-механического координатора НАУ и начинается наведение ракеты в цель. До начала активного управления на ракету по ПЛС подаются программные команды в канале курса и команда компенсации веса в канале тангажа, улучшающие встреливание ракеты в поле зрения НАУ. С начала управления программная команда по курсу снимается, а команда компенсации веса суммируется с коман- дами управления по тангажу. Управляемый полет продолжается до попадания ракеты в цель; в случае промаха происходит самоликвидация ракеты. 7.4. Особенности конструкции и действия ПТУР 9М113М Кроме отличия в габаритно-массовых и тактико-технических характеристиках имеются следующие основные конструктивные отличия ПТУР 9М113М от 9М111М. 7.4.1. Особенности конструкции транспортно-пускового контейнера 1. На внешней стороне передней крышки и на задней торцевой поверхности контейнера имеются резиновые амортизаторные буфера, предназначенные для поглощения энергии удара при падениях ПТУР. 2. Контейнер имеет ручку для переноски ПТУР в походном положении. 3. В районе размещения ВДУ контейнер имеет уширение («заплечик») для обеспечения безоткатности системы во всем температурном диапазоне боевого применения (за счет увеличения площади кольцевого зазора между корпусом ВДУ и стенкой ТПК, необходимого для прохода пороховых газов при пуске ракеты). 4. На внутренней стороне передней крышки имеется электрический разъем Х4 для подачи напряжения на ЭВ механизма выдвижения БРП в крайнее переднее положение перед пуском ракеты (выдвижение БРП происходит через 0,1 с после открытия передней крышки ТПК). 5. В электрическом разъеме Х1 (Ш4) , размещенном на внутренней стороне передней крышки ТПК, имеется ЭВ для отстрела проводной линии связи перед сбросом стрелянного контейнера с направляющей ПУ. 7.4.2. Особенности вышибной двигательной установки Основные характеристики ВДУ ПТУР 9М113М представлены в табл.7.4. ВДУ имеет следующие конструктивные особенности: 1. Использован более мощный опорный стакан с форсирующими штифтами, входящими в пазы катушки ПЛС (при пуске ракеты срезаются под действием силы давления пороховых газов ВБУ). 2. Сопловой блок имеет 12 сопел. 3. В электрическую цепь ЭВ 9Х284 включен L-С фильтр для защиты от несанкционированного срабатывания ВДУ под действием внешних электромагнитных полей. Таблица 7.4 Основные характеристики ВДУ Наименование характеристик 1. Масса ВДУ, кг 2. Масса пороха, кг 3. Максимальное давление в камере ВДУ, МПа 4. Максимальное давление в ТПК, МПа 5. Начальная скорость ракеты, м/с 6. Среднее время работы, с 7. Диаметр критического сечения передних сопел, мм 8. Диаметр критического сечения задних сопел, мм Значение 2,9 0,67 39 40 70 0,023 16,9 10.2 7.4.3. Особенности конструкции основных узлов и блоков ракеты 1. В ракете использован двухканальный воздушно-динамический БРП, использующий энергию набегающего потока воздуха (его конструкция и принцип действия будут изложены ниже, при рассмотрении конструкции ПТУР 9М115, 9М117). Конструктивно БРП размещен внутри кумулятивной воронки основного заряда и выдвигается в крайнее переднее положение непосредственно перед пуском ракеты за счет энергии пороховых газов пиротехнического узла. 2. Боевая часть 9Н131М1 тандемного типа с телескопическим выдвижением «лидера» непосредственно перед пуском ракеты. Комплектуется двумя электрическими взрывательными устройствами конденсаторного типа: 9Э93 (основного заряда), 9Э93-1 («лидера»). 3. Сопла РМДУ развернуты в тангенциальной плоскости на угол 9о для обеспечения проворота ракеты на траектории. Основные характеристики РМДУ представлены в табл.7.5. Таблица 7.5 Основные характеристики РМДУ Наименование характеристики 1. Среднее давление в камере, МПа 2. Сила тяги, Н 3. Среднее время работы, с 4. Масса сгорающего заряда ТТ, кг 5. Диаметр критического сечения сопла, мм Режим работы Разгонный Маршевый 12,0 4,5 9000 350 2,0 13,0 0,96 2,20 5,9 5,9 4. В блоке питания ББУ установлена твердосолевая батарея Т-417, обладающая большей емкостью и состоящая из двух секций – ББ, БФ. 5. В приемнике ББУ имеется дополнительный усилительный каскад, размещенный за дешифратором; в канале курса дешифратора имеется дополнительный усилительный каскад для устранения «провала» импульса, обусловленного влиянием емкости ПЛС при стрельбе на большие дальности (> 3000 м). 6. В ББУ установлены два газовых замыкателя: один из них выполняет те же функции, что и в ПТУР 9М111М; второй - для подачи напряжения на схему электронной задержки, ПИМ «лидера». 7.4.4. Особенности действия основных узлов ПТУР при пуске и в полете 1. Выход секций батарей Т-417 на режим происходит практически одновременно при подаче напряжения с БМ или ПУ, так как ББП имеет общий электровоспламенитель для двух секций ББ и БФ. 2. Через 0,1 с после открытия передней крышки ТПК подается напряжение на ЭВ пиротехнического механизма, механизма выдвижения рулевого отсека и происходит его выдвижение и стопорение в крайнем переднем положении. 3. При движении ракеты а контейнере срабатывают газовые замыкатели и напряжение с БФ дополнительно подается на ПИМ лидера и основного заряда БЧ. 4. При попадании ракеты в цель срабатывает ПИМ лидера и подрывает его кумулятивный заряд. В момент срабатывания ПИМ лидера включается электронная задержка и через 300 ± 50 мкс подается напряжение на ПИМ основного заряда, который срабатывает и обеспечивает подрыв основного кумулятивного заряда. 8. КОНСТРУКЦИЯ И ДЕЙСТВИЕ ПТУР 9М115, 9М131 8.1. Назначение, организационно-штатная принадлежность и состав ПТУР 9М115 Противотанковый ракетный комплекс 9К115М «Метис-М» принят на вооружение в 1991 году взамен комплекса 9К115. Комплекс предназначен для поражения бронированных целей противника, движущихся со скоростями не более 60 км/ч, в условиях прямой оптической видимости на дальностях от 40 до 1500 м. Комплекс позволяет вести эффективную стрельбу по малоразмерным неподвижным целям (огневые точки, амбразуры ДЗОТ и т.п.). Комплекс состоит на вооружении противотанково-пулеметного взвода мср на БТР (три комплекса). В состав комплекса 9К115М (рис.8.1) входят: 1) ПТУР 9М115 «Метис» с кумулятивной БЧ, 9М131 «Метис-2» с тандемной кумулятивной БЧ ( 2 ), 9М131Ф с термобарической БЧ; 2) пусковое установка 9П151 (1); 3) НАУ 9С816 (прибор наведения) (3) и 9С817 (аппаратурный блок) (4); 4) тепловизорный прицел 1ПН86-ЗИ. Для проведения технического обслуживания и ремонта пускового устройства 9П151 на базах и арсеналах применяется комплект КПА 9В569. Для проведения работ с ракетой на базах и арсеналах – комплект КПА 9В567. Для проведения работ с комплексом в войсках используются КПМ 9В871-2, 9В871-6. Подготовка операторов производится с использованием тренажера 9Ф640. Комплекс обслуживается расчетом из двух человек и в походном положении переносится в двух вьюках (рис.8.2): вьюк № 1 включает в себя ПУ 9П151, НАУ и ПТУР 9М115 (9М131, 9М131Ф), имеет массу 16,5 кг (24,3 кг), переносится командиром расчета – старшим оператором; вьюк № 2 – три ПТУР 9М115 (или две 9М131, 9М131Ф), имеет массу 19 кг (28,6 кг), переносится вторым номером расчета (оператором). Если ПТРК комплектуется визорным прицелом 1ПН86-ЗИ, то он входит в состав вьюка № 1 (вместо ПТУР); в этом случае масса вьюка № 1 составляет 16 кг. Боевой комплект ПТРК 9К115М составляет восемь ракет 9М115, из них 4 - при образце вооружения (или 3 9М131, 9М131Ф). 8.2. Характеристика, основные тактико-технические данные и общее устройство ПТУР 9М115 ПТУР 9М115 (рис.8.3) состоит: 1) из транспортно-пускового контейнера; 2) из управляемой ракеты 9М116 (2). Характеристика: ракета 9М116 представляет собой управляемую крылатую ракету, выполненную по аэродинамической схеме "утка", с полуавтоматической КСТУ с передачей команд по проводной линии связи, с РДТТ, с кумулятивной БЧ, проворачивающейся на траектории. Основные тактико-технические характеристики ПТУР 9М115(9М116) представлены в табл.8.1. Таблица 8.1 Основные тактико-технические характеристики ПТУР Наименование характеристики 9М115 1. Год принятия на вооружение 2. Дальность управляемого полета, м - максимальная - минимальная 3. Средняя скорость полета, м/с - начальная - средняя 4. Частота проворота ракеты, об/с 5. Калибр, м 6. Длина ракеты, м - в контейнере - в полете 7. Масса , кг в контейнере начальная в полете 8. Толщина пробиваемой брони (под углом 60о от нормали), м 9. Температурный диапазон боевого применения, С 1978 1000 40 90 180 7...12 0,093 9М131 Милан (Франция, ФРГ) 1991 1968 1500 80 1000 30 0,130 110 0,127 0,784 0,733 1,200 0,734 6,0 4,8 0,460 13,8 0,980 10,5 6,1 0,215 ±50 ±50 - Следует отметить, что ПТУР 9М115, 9М131 принципиально отличаются по конструкции от изделий подобного класса и не имеют зарубежных аналогов. Основной особенностью ракет является предельное упрощение их бортовой аппаратуры управления. Последнее позволило существенно снизить стоимость ракет и всего комплекса 9К115М в условиях массового производства, понизить уровень требований к профессиональной подготовке операторов и вооружить комплексом самые малые подразделения, повысив их боевые возможности по борьбе с бронированными объектами противника. 8.3. Конструкция и принцип действия основных узлов и блоков ПТУР 8.3.1. Конструкция транспортно-пускового контейнера Назначение ТПК изложено выше (см. ПТУР 9М111М). Транспортно-пусковой контейнер (рис.8.4) состоит из: 1) трубы (1); 2) передней (2) и задней (3) крышек; 3) батареи Т- 457 (4); 4) электрического разъема Ш1 (5); 5) зацепа (6). Труба (10) выполнена из конструкционного, электротехнического стекловолокна марки СШР-2М и прессматериала АГ- 4С. Передняя (2) и задняя (2) крышки предназначены для обеспечения герметичности контейнера. Передняя крышка крепится на фланце трубы (1). В закрытом положении крышка удерживается штоком (7) и штифтом (8). На фланце трубы (1) также закреплены батарея Т-457 (4), электровоспламенитель (9), электрический разъем Ш2 (10). Задняя крышка (3) выбивается при пуске ракеты 9М116 струей продуктов сгорания стартового двигателя. Батарея Т-457 (4) предназначена для обеспечения электрической энергией наземной аппаратуры управления комплекса 9К115. Батарея представляет собой герметичный корпус с электрохимическими элементами, между которыми размещены пиронагреватели. Пиронагреватели после воспламенения расплавляют твердые соли электролита и приводят батарею ±2 , 8 в рабочее состояние. Батарея Т-457 выдает напряжения 28,5±5,5 и 14,25 0 , 3 В. На батарее закреплены капсюль-воспламенитель (12) с бойком (13) и мембраной (14), которые после нажатия на спусковой крючок механизма пуска пусковой установки 9П151 срабатывают и воспламеняют пиронагреватели батареи (4). Разъем Ш1 (5) предназначен для электрической стыковки ракеты 9М115 с пусковой установкой 9П151; для защиты от влаги, пыли и механических повреждений он закрыт крышкой (15). Для предохранения ракеты 9М115 от повреждений при случайном падении на ТПК имеются резиновые буферы (16). Для соединения ПТУР 9М115 во вьюки на контейнере с двух сторон установлены резиновые буферы (17). 8.3.2. Конструкция управляемой ракеты 9М116 Управляемая ракета 9М116 (рис.8.5) состоит из: 1) рулевого отсека (4); 2) боевой части 9Н135 (1) с взрывательным устройством 9Э132 (2); 3) двигательной установки (3); 4) бортовой аппаратуры управления (БАУ); 5) крыльев (крыльевого отсека) (5). Боевая часть 9Н135 кумулятивного действия, имеет разрывной снаряд из ВВ «скфол». Взрывательное устройство 9Э132 головодонное, элек- тромеханическое конденсаторное, предохранительного типа, с дальним взведением и самоликвидацией. БЧ 9Н135 с ВУ 9Э132 (1) установлена между рулевым (4) отсеком и двигательной установкой (3). Рулевой отсек (1) представляет собой корпус, внутри которого размещен блок рулевого привода (6), а на наружной поверхности закреплены фальшрули (для устранения аэродинамической асимметрии ракеты для улучшения управляемости при использовании одноканальной системы управления). 8.3.2.1. Конструкция двигательной установки Двигательная установка ПТУР 9М116 предназначена для сообщения ракете начальной скорости полета, разгона ее до заданной скорости полета и поддержания этой скорости на всем протяжении активного участка траектории. Двигательная установка (рис.8.6) состоит: 1) из стартового двигателя (а); 2) из разгонно-маршевого двигателя (б). Стартовый двигатель (а) предназначен для сообщения ракете 9М116 начальной скорости полета (v0 = 90 v/c). Стартовый двигатель представляет собой импульсный РДТТ с зарядом щеточного типа. Двигатель заканчивает свою работу до выхода ракеты из ТПК. Стартовый двигатель (см.рис.8.6) состоит из: 1) корпуса (1); 2) порохового заряда 9Х916 (2); 3) воспламенителя 9Х290-1 (3); 4) электровоспламенителя 9Х264 (4); 5) соплового блока (5); 6) клапана сброса давления (6). Корпус (1) изготовлен из стали 30ХГСА. В стенке корпуса размещен штуцер (7), служащий для передачи огневого импульса пиротехническому составу трассера 9Х434, размещенного на одной из консолей крыла. На наружной поверхности корпуса (1) размещены консоли крыла и катушка ПЛС. Заряд пороховой 9Х916 (2) выполнен из одноканальных трубок пироксилинового пороха 7/1 ТР в/а, приклеенных консольно к пластине (8) герметиком «Виксинт У-3-28». Применение в заряде пироксилинового пороха обусловлено главным образом его высокими прочностными характеристиками, что повышает стойкость к воздействию давления и стартовых нагрузок. В частности, при нормальной температуре предел прочности при сжатии равен 137 МПа, а ударная вязкость – 2,26⋅104Дж/м2. Для сравнения: у баллиститного топлива НДСИ-2К эти характеристики соответственно имеют значения 25...33 МПа и (0,30...0,35)⋅104Дж/м2 /45/. Пластина соединена с экраном (9), изготовленным из прессматериала АГ-4В и выполняющим вместе с пластиной роль переднего дна стартового двигателя. Корпус (1) на резьбе соединен с сопловым блоком (5), имеющим шесть сопел, закрытых герметизирующими заглушками, которые обеспечивают стабильность воспламенения заряда 9Х916, уменьшают время выхода на режим и герметизируют Стартовый двигатель (СД). Характер распределения давления по длине сопла изображен на эпюре (см.рис.8.6), откуда следует, что для максимального расчетного давления, равного 63,7 МПа, величина давления на срезе сопла составляет почти 40 МПа, и при работе стартового двигателя возникает интенсивная ударная волна, воздействующая на расчет. В сопловом блоке (5) установлены клапан сброса давления (6), воспламенитель (3) и электровоспламенитель 9Х284 (4). Клапан сброса давления предназначен для уменьшения предельного давления в двигателе и представляет собой мембрану (10) с кольцевым локализатором напряжений, поджатую вкладышем (11). При повышении давления в камере сгорания СД до уровня 48...52 МПа в мембране (10) срезается и через расходное отверстие вкладыша (11) сбрасывается излишек пороховых газов. Использование клапана обеспечивает безопасность расчета при пуске ракеты 9М116 за счет аварийного сброса давления, что исключает возможность разрыва корпуса стартового двигателя в ТПК. Электровоспламенитель 9Х284 (4) предназначен для воспламенения дымного ружейного пороха ДРП-2 воспламенителя 9Х290-1 (3) и установлен в сопловой блок (5) через ниппель (12). Ниппель имеет радиальные отверстия, направленные в сторону воспламенителя 9Х290-1, что обеспечивает его стабильное срабатывание. Воспламенитель 9Х290-1 (3) предназначен для воспламенения порохового заряда 9Х916 (2) и представляет собой пластмассовый корпус, соединенный с сопловым блоком (5), в котором размещается ружейный дымный порох марки ДРП-2. Основные характеристики стартового двигателя ракеты 9М116 в сравнении с аналогичными зарубежными образцами импульсных РДТТ приведены в табл.8.2. Разгонно-маршевая двигательная установка (РМДУ) предназначена для разгона ракеты 9М116 до заданной скорости полета, поддержания этой скорости и для сообщения ракете проворота относительно продольной оси на всем протяжении активного участка траектории. РМДУ (рис.8.6) представляет собой однокамерный двухрежимный РДТТ, состоящий из: 1) корпуса (13); 2) заряда твердого топлива 9Х917 (14); 3) лучевого воспламенителя замедленного действия (ЛВЗД) 9Х287 (15); 4) воспламенителя 9Х291-1 (16); 5) соплового блока (17); 6) резиновой опоры (18). Конструкция РМДУ ракет 9М116 идентична конструкции разгонномаршевой двигательной установки ПТУР 9М111М и имеет следующие отличия: 1) сопловой блок (17) имеет три сопла, установленные под углом о ′ 8 30 к продольной оси ракеты 9М116 для сообщения ей проворота на траектории; 2) для включения РМДУ в заданный момент времени используется лучевой воспламенитель замедленного действия 9Х287 (15); 3) теплозащитный экран (9), размещенный на части внутренней поверхности корпуса (13), одновременно является задним дном РДТТ. Основные характеристики РМДУ ракеты 9М116 приведены в табл.8.3. Таблица 8.2 Основные характеристики стартовых двигателей Наименование характеристик 1. Тяга, кН 2. Время работы, мс 3. Давление в камере, МПа 4. Удельный импульс тяги, Нс/кг 5. Масса двигателя снаряженного, кг 6. Длина двигателя, м 7. Диаметр камеры, м 8. Заряд пороховой: масса, кг толщина горящего свода, м⋅ 10+3 длина шашки, м диаметр шашки, м⋅10+3 диаметр канала шашки, м⋅10+3 9. Сопло: диаметр критического сечения, м⋅10+3 диаметр выходного сечения, м⋅10+3 угол полураствора, град количество, шт. ракеты 9М116 75 10 48 1880 1,0 0,2 0,071 Стартовый двигатель гранатомета ПТРК «ДраМ72А (США) кон» (США) 29 1,5 9 12 50 2160 0,33 0,21 0,0395 - 0,2250 0,350...0,385 0,150 3,7...4,0 2,30...2,46 0,0670 0,47 0,139 5,8 3,90 0,085 0,45 рулон - 14 23 18 6 22 55 17,5 1 - Таблица 8.3 Основные характеристики РМДУ ракеты 9М116 Наименование характеристик 1 1. Тяга, Н в режиме разгона в режиме марша 2. Время работы, с: общее в режиме разгона в режиме марша 3. Давление в камере максимальное, МПа 4. Диаметр камеры, м 5. Толщина стенки камеры, м 6. Сопло: площадь критического сечения, м2 количество, шт. 7. Заряд твердого топлива: марка топлива марка бронировки масса, кг диаметр, м: заряда топлива канала длина, м : общая небронированного участка топлива канала Величина 2 240 85 6,6...10,0 не более 1,9 не менее 3,4 20,0 0,075 0,63⋅10-3 0,49⋅10-5 3 РНДСИ-5К АЦ-5 0,566 0,071 0,0665 0,005 0,102 0,030 0,040 8.3.2.2. Конструкция крыльевого отсека Крыльевой отсек имеет три консоли, размещенные под углом 120о друг к другу по окружности корпуса двигательной установки и закрепленные с помощью хомута в опорах (см.рис.8.3). Каждая консоль установлена под углом 2о18’ против часовой стрелки относительно продольной оси ракеты для поддержания ее проворота на траектории. Конструкция консолей, их крепление, способ укладки, раскрытия и стопорения в боевом положение аналогичны изученным выше (см. ПТУР 9М111М). Материал, из которого выполнены консоли -стальная лента марки ЭП-410-Н-0,2. Особенностью конструкции крыльевого отсека ракеты 9М116 является наличие на одной из консолей направляющей (9) (см.рис.8.5), расположенной на ее образующей. Эта направляющая служит для перемещения трассера 9Х434 к концевой хорде после раскрытия консолей. Размещение трассера 9Х434 в районе концевой хорды консоли крыльевого отсека обусловлено необходимостью определения углового положения ракеты. 8.3.2.3. Конструкция бортовой аппаратуры управления Бортовая аппаратура управления предназначена для выполнения следующих функций: 1) приема от НАУ команд управления по курсу и тангажу; 2) преобразования электрических сигналов команд управления в угловые отклонения аэродинамических рулей; 3) формирования сигнала информации об отклонении ракеты от линии визирования и ее угловом положении относительно продольной оси. Бортовая аппаратура управления (см.рис.8.5) включает: 1) блок рулевого привода (6); 2) катушку проводной линии связи (7); 3) трассер 9Х434 (8). Блок рулевого привода предназначен для преобразования команд управления в угловые отклонения аэродинамических рулей. БРП (рис.8.7) представляет собой одноканальный воздушнодинамический исполнительный механизм релейного типа, включающий в себя: 1) управляющий электромагнит; 2) пневмораспределитель; 3) исполнительный пневмодвигатель. Управляющий электромагнит содержит две катушки управления (1) с сердечниками (2), магнитопровод (3), якорь (4), постоянный магнит (5) и кожух (6). Пневмораспределитель имеет подвижный (7) и неподвижный (8) диски. На дисках выполнены прорези и перемычки. Подвижный диск жестко связан с осью (9) и соединен с якорем (4) управляющего магнита. Давление воздуха на диск (7) при полете ракеты составляет 0,03 МПа. Исполнительный пневмодвигатель включает основание (10) с двумя соплами для прохода воздушного потока и чашку (11), жестко соединенную с осью (13), на которой закреплены аэродинамические рули (12). Рули (12) создают управляющую аэродинамическую силу порядка 10Н; они выполнены по схеме «биплан», что позволяет обеспечить их значительную эффективность действия при относительно малых габаритах. На корпусе рулевого отсека в плоскости, перпендикулярной плоскости рулей, установлены два фальшруля. Фальшрули предназначены для устранения аэродинамический асимметрии планера ракеты и снижения запаса статической устойчивости, что способствует повышению управляемости ПТУР на всех режимах полета. Принцип работы БРП заключается в следующем. Выработанные НАУ двухполярные модулированные по длительности прямоугольные импульсы напряжения команд управления по проводной линии связи поступают на управляющий электромагнит БРП. В зависимости от полярности они вызывают отклонение якоря управляющего магнита в ту или иную сторону на постоянный угол - до упора якоря в сердечник. Одновременно проворачивается относительно своей оси жестко соединенный с якорем подвижный диск (7). При положительном импульсе управляющего напряжения прорези верхней половины подвижного диска (7) совмещаются с прорезями верхней половины неподвижного диска (8), а перемычки нижней половины подвижного диска (7) перекрывают прорези нижней половины подвижного диска (8). Набегающий воздушный поток, проходя через фильтрующую сетку (15) и совмещенные прорези дисков и сопловых отверстий (а), воздействует на чашку (11), проворачивает ее до упора в основание (10) на постоянный угол +δm; вместе с чашкой на этот же угол проворачиваются угловые рули. При отрицательном импульсе управляющего напряжения прорези нижней половины подвижного диска (7) совмещаются с прорезями нижней половины неподвижного диска (8), а перемычки верней половины подвижного диска 97) перекрывают прорези верхней половины неподвижного диска (8). При таком взаимном положении дисков воздушный поток, проходя через совмещенные прорези дисков и сопло (а), действует на другую половину чашки и проворачивает ее на угол -δm в противоположную сторону. Катушка проводной линии связи предназначена для передачи команд управления от НАУ на борт ракеты. Катушка ПЛС (рис.8.8) представляет собой каркас (1), на который намотан двухжильный микрокабель (2) диаметром 0,14 мм и длиной 1250 м. На каркасе закреплена колодка (3), соединяющая провод ПЛС с блоком рулевого привода и предохранительно-исполнительным механизмом взрывательного устройства 9Э132. Наружный вывод провода катушки усилен металлическим тросом и заканчивается четырехконтактной вилкой разъема Ш4 (4), предназначенной для механической и электрической стыковки ПЛС с транспортно-пусковым контейнером. Трос фиксируется на наружной поверхности катушки ниточными петлями, которые при смотке троса разрываются. К двум контактам вилки припаяны провода жгута (5), которые служат для подачи электрического импульса на электровоспламенитель 9Х284 стартового двигателя ракеты. Трассер 9Х434 является пиротехническим источником инфракрасного излучения и предназначен для индикации ракеты на траектории, т.е. определения наземной аппаратуры управления ее координатами относительно линии визирования и углового положения по крену. Трассер 9Х434 (рис.8.9) состоит из: 1) корпуса (1); 2) воспламенительного состава (2); 3) переходного пиротехнического состава (3); 4) основного пиротехнического состава (4); 5) герметизирующего колпачка (5). До пуска ракеты трассер находится между сложенными консолями крыльевого отсека и двигательной установкой. В этом положении происходит воспламенение трассера форсом пороховых газов, истекающих через запальный штуцер (7) стартового двигателя (см.рис.8.6). Затем, при раскрытии консолей крыльевого отсека, трассер под действием центробежных сил инерции перемещается по направляющей в направлении от корневой к концевой хорде консоли и фиксируется на ней. Размещение трассера на концевой хорде консоли позволяет НАУ определять угловое положение ракеты относительно продольной оси (т.е. разворот ракеты по углу крена). Это обусловлено спецификой работы одноканальной НАУ, которая, в зависимости от углового положения ракеты, передает на ее борт попеременно команды по курсу или тангажу. 8.4. Действие ПТУР при пуске и в полете Порядок действия узлов и блоков ПТУР 9М115 при пуске и в полете показан на схеме (рис.8.10). 1. Пуск ракеты производится с пускового устройства 9П151 нажатием на спусковой крючок механизма пуска. Ударник механизма пуска бьет мембрану (14) (см.рис.8.4) по бойку (13), который накалывает капсюль (12) батареи (4). Происходит активизация батареи (4), и на клеммах Б 1-3 появляется напряжение, которое через контакты 1 и 8 разъема Ш1 подается в НАУ. 2. При достижении на клеммах Б 1-3 напряжения 23,0...26,5 В срабатывает схема контроля батареи (СКБ), которая своими нормально разомкнутыми контактами включает схему первой временной задержки (СВЗ1) и реле Р1 по цепи: клемма 1 батареи Б, контакт 8 разъема Ш1, электровоспламенитель Пт2, клемма 2 батареи Б; напряжение 14В подается на электровоспламенитель Пт2 передней крышки. Электровоспламенитель Пт2 срабатывает и отстреливает переднюю крышку контейнера в направлении вперед-вправо-вверх. 3. По истечении времени задержки 0,38...0,46с с момента срабатывания СКБ срабатывает СВЗ1 и своими нормально разомкнутыми контактами включает схему второй временной задержки (СВЗ2) и реле Р7. Реле Р7 срабатывает и размыкает цепь задействования электровоспламенителя Пт2 и своими нормально разомкнутыми контактами замыкает цепь электровоспламенителя Пт1 стартового двигателя. По цепи: клемма 1 батареи Б, контакт 8 разъема Ш1, контакты Р1, резистор R, замкнувшиеся нормально разомкнутые контакты реле Р7, контакт 3 разъема Ш1, контакты Ш2/2 и Ш4/2, клемма 2 опорного кольца П1, электровоспламенитель Пт1, клемма опорного кольца П1, контакты Ш4/4 и Ш2/4, клемма 3 батареи Б напряжение подается на ПТ1, он срабатывает и воспламеняет заряд 9Х916 стартового двигателя. Продукты сгорания заряда 9Х916 воспламеняют пиротехнический состав лучевого воспламенителя замедленного действия (ЛВЗД) 9Х287 РМДУ, вышибают заднюю крышку ТПК и сообщают ракете 9М116 начальную скорость полета. Одновременно форсом пламени через запальный штуцер в корпусе стартового двигателя происходит воспламенение пиротехнического состава трассера 9Х434. 4. При выходе ракеты 9М116 из ТПК происходит сброс стяжки и раскрытие консолей крыла. При этом трассер 9Х434 перемещается по направляющей от корневой к концевой кромке консоли и фиксируется на ней. 5. Через 0,25...0,38 с после срабатывания СВЗ1 срабатывает СВЗ2, которая размыкает свои нормально замкнутые контакты и отключает реле Р1, в результате чего размыкается цепь электровоспламенителя Пт1. Для ограничения тока и исключения длительного короткого замыкания источника питания при случайном соединении проводов жгута катушки ПЛС, в цепь электровоспламенителей Пт1, Пт2 включены ограничивающий резистор и нормально замкнутые контакты СВЗ2. После срабатывания СВЗ2 с наземной аппаратуры управления по ПЛС начинают поступать знакопеременные управляющие импульсы на обмотки управляющего электромагнита магнита блока рулевого привода. Управляющий электромагнит в зависимости от полярности импульса открывает один из каналов рабочих полостей привода и закрывает другой. Набегающий поток воздуха, проходя через пневмораспределитель, поворачивает чашку (11) и связанные с ней рули (12) блока рулевого привода. Команды управления по курсу и тангажу подаются на борт ракеты поочередно, в зависимости от углового положения ее относительно продольной оси (определяется НАУ по угловому положению трассера 9Х434). 6. После удаления ракеты на безопасное расстояние ЛВЗД воспламеняет заряд твердого топлива 9Х917 РМДУ, которая разгоняет ракету до заданной скорости, сообщает ей проворот относительно продольной оси и в дальнейшем поддерживает скорость полета и угловую скорость проворота на траектории. Проворот поддерживается также консолями крыльевого отсека, установленными под углом к оси ракеты. При пуске ракеты под действием осевых перегрузок срабатывает инерционный замыкатель В1 и накольный механизм ВУ 9Э132, которые задействуют его электрическую схему, механизм дальнего взведения, самоликвидатор и при удалении ракеты на 15-40 м от пускового устройства обеспечивается взведение ВУ 9Э132. При встрече ракеты с преградой конус головного отсека прикасается к конусу БЧ 9Н135, замыкается цепь электродетонатора Пт3, срабатывают ВУ 9Э132 и БЧ 9Н135, которая поражает цель. В случае промаха ракета самоликвидируется. 8.5. Особенности конструкции ПТУР 9М131 Кроме отличий в тактико-технических и габаритно массовых характеристиках имеют место следующие конструктивные отличия ПТУР 9М131 от ПТУР 9М115. 8.5.1. Особенности конструкции транспортно - пускового контейнера Передняя и задняя крышки ТПК представляют собой металлические мембраны, которые крепятся к стеклопластиковой трубе при помощи поджимных гаек. В задней крышке имеется отверстие для проверки контейнера на герметичность, которое в служебном обращении закрыто заглушкой. При пуске ракеты передняя крышка выбивается головной частью ракеты, а задняя разрушается струей пороховых газов стартового двигателя. 8.5.2. Особенности конструкции управляемой ракеты Управляемая ракета состоит из: 1) рулевого отсека; 2) боевой части 9Н154 с двумя взрывательными устройствами 9Э96; 3) двигательной установки, включающей в себя стартовый двигатель и разгонный двигатель; 4) крыльевой отсек; 5) бортовую аппаратуру управления. Боевая часть 9Н154 кумулятивного действия, тандемного типа, включает в себя лидирующий и основной заряды. Взрывательное устройство 9Э96 предназначено для подрыва лидирующего заряда, а 9Э96 – основного; работа взрывательных устройств синхронизирована при помощи схемы электронной задержки (τз = 3000…330 мкс). Взрывательное устройство 9Э96 электромеханическое, конденсаторное, предохранительного типа с дальним взведением. Особенностью данного ВУ является отсутствие в его составе механизма самоликвидации, т.к. подрыв БЧ производится при любом угле падения ракеты за счет колокольчиковых замыкателей. Исключение подрыва БЧ на дистанции дальнего взведения обеспечивается наличием в составе ВУ блокирующего устройства, срабатывающего при аномальном полете ракеты. Стартовый двигатель состоит из: 1) корпуса; 2) порохового заряда 9Х979; 3) воспламенительного устройства; 4) соплового блока. Корпус состоит из обечайки и переднего дна, соединенных друг с другом при помощи кольцевого соединения. В корпусе установлен запальный штуцер для воспламенения пиротехнического состава трассера. Пороховой заряд 9Х979 щеточного типа изготавливается из пироксилинового пороха 16/1 ТР в/а. Крепление зарядов в корпусе двигателя осуществляется при помощи стопорного кольца. Воспламенительное устройство состоит из электровоспламенителя 9Х284, воспламенителя 9Х545 и форсажный трубки (обеспечивает передачу форса огня от электровоспламенителя к воспламенителю). Электровоспламенитель 9Х289 установлен в осевом отверстии переднего дна стартового двигателя. Воспламенитель 9Х545 установлен в центральной части соплового блока. Сопловой блок соединяется с корпусом при помощи резьбы и имеет 8 сопел закрытых герметизирующими заглушками. Разгонный двигатель предназначен для увеличения скорости полета ракеты на траектории и состоит из корпуса, заряда ТТ 9Х978, воспламенительного устройства, соплового блока и тоннельной трубы (для прохождения кумулятивной струи основного заряда). Корпус состоит из переднего дна и камеры сгорания, соединенного друг с другом при помощи резьбы. Внутренняя поверхность корпуса имеет ТЗП (пластмасса ДСВ-Р). Топливный заряд представляет собой одноканальную цилиндрическую шашку бронированную по наружной поверхности. Воспламенительное устройство предназначено для включения разгонного двигателя после выхода на ракеты из ТПК. Оно состоит из электровоспламенителя замедленного действия 9Х57 и воспламенителя 9Х544. ЭВЗ 9Х57 установлен в переходнике переднего дна корпуса двигателя и представляет собой двухмостиковый электровоспламенитель с пороховым замедлением ( τз = 0,9 с). Воспламенитель 9Х544 размещен в углублении переднего дна и представляет собой навеску ДРП, помещенную в полиэтиленовый пакет. Сопловой блок имеет 3 сопла, оси которых наклонены под углом 20о к оси ракеты и развернуты в тангенциальной плоскости на угол 2о для сообщения ракете вращения на траектории. БАУ выполняет те же функции, что и на ракете 9М115 и включает в себя: блок рулевого привода, катушку ПЛС и пиротехнический трассер 9Х493. БРП- одноканальный, воздушно-динамический , по принципу действия аналогичен ракете 9М115. Катушка ПЛС имеет длину кабеля 1600 м. 9. КОНСТРУКЦИЯ И ДЕЙСТВИЕ ПТУР 9М112М, 9М112М2, 9М128 9.1. Назначение, организационно-штатная принадлежность и состав ПТРК 9К112-1, 9К117 ПТРК 9К112-1 «Кобра» принят на вооружение в 1976 г. и установлен на основных боевых танках Т-64Б, Т-80Б, Т-64БВ, Т-80БВ. ПТРК 9К117 «Агона» принят на вооружение в 1985 г., установлен на основных боевых танках Т-64Б2, Т-80Б2 и является дальнейшим развитием комплекса 9К112-1. Комплексы предназначены для поражения бронированных целей противника, движущихся со скоростями не более 75 км/ч, при стрельбе с места и с ходу в условиях прямой оптической видимости на дальностях от 100 до 4000 м. Комплексы позволяют вести эффективную стрельбу по малоразмерным неподвижным целям (амбразуры, ДОТ, ДЗОТ и т.п), а также по низколетящим малоскоростным (v = 300 км/ч) воздушным целям (боевые вертолеты). Комплексы функционально связаны с узлами и блоками системы управления вооружением танка 1А33. В состав комплексов входят: 1) ПТУР 9М112М, 9М112М2 «Агона», 9М128 «Зенит»; 2) НАУ 9С461-1; 3) блок цепей управления 9В387 (для обеспечения работы комплекса в соответствии с требуемой циклограммой); 4) преобразователь напряжения ПО-900 с регулятором РЧНЗ/5 (для питания электроэнергией элементов комплекса). Для проведения контрольных проверок и регламентных работ с ракетами в войсках используется КПМ 9В862; для работ с ракетами на арсеналах и базах используется комплект КПА 9В885. Для обучения операторов комплексов используется тренажер 9Ф68М. ПТРК обслуживаются штатным экипажем танков. Боевой комплект комплекса составляет шесть ПТУР, размещенных в лотках механизма заряжания (МЗ) танков. Следует отметить, что танки Т-64Б и Т-80Б, Т-64Б2, Т-80Б2 специальной организационно-штатной принадлежности не имеют; они состоят на вооружении танковых подразделений и частей. 9.2. Характеристика, основные тактико-технические данные и общее устройство ПТУР 9М112М, 9М112М2, 9М128 ПТУР 9М112М представляет собой управляемую крылатую ракету, выполненную по нормальной аэродинамической схеме, со сверхзвуковой скоростью полета, с полуавтоматической КСТУ с передачей команд по радиолинии, с РДТТ, с кумулятивной БЧ, проворачивающуюся на траектории. Сверхзвуковая скорость полета позволяет существенно снизить время полета ПТУР на максимальную дальность, повысив тем самым скорострельность комплекса и вероятность поражения цели с первого пуска (чем меньше время полета ПТУР, тем меньше у цели возможность принять защитные меры или совершить уклоняющийся маневр). Основные ТТХ ПТУР в сравнении с аналогичными зарубежными образцами представлены в табл.9.1. Таблица 9.1 Тактико-технические характеристики ПТУР Наименование характеристики Год принятия на вооружение 1. Дальность управляемого полета, м: - максимальная - минимальная 2. Средняя скорость полета, м/с 3. Калибр ракеты, мм 4. Длина в полете, мм 5. Стартовая масса, кг 6. Начальная масса в полете, кг 7. Толщина пробиваемой брони по нормали, мм 8. Температурный диапазон боевого применения, оС 9. Скорострельность комплекса (техническая), выст./мин 9М112 М 1976 9М112М 2 9М128 «Шинелла» США 4000 100 400 125 968 31,1 24,0 4000 100 400 125 968 31,1 23,7 1967 (в настоящее время снят с вооружения) 3000 200 689 152 1140 26,9 - 4000 100 400 125 968 33,7 25,9 500 550…600 650…700 500 -40-+50 ± 50 ± 50 - 3-5 3-5 3-5 - Анализ данных, представленных в табл. 9.1, позволяет сделать вывод, что ПТУР 9М112М, 9М112М2, 9М128 по своим тактико-техническим характеристикам не имеет зарубежных аналогов. ПТУР 9М112М состоит из двух раздельно-транспортируемых в боеукладке танка и штатной таре частей (рис.9.1): 1) головного отсека 9Н45М; 2) хвостового отсека. Стыковка отсеков осуществляется на лотках механизма заряжания танка в процессе досылания ракеты в канал ствола орудия. Для соединения отсеков служит механизм стыковки (рис.9.2), состоящий: 1) из пружинного разрезного кольца (1); 2) из клина-выключателя (2). При выходе лотков на линию заряжания клин-выключатель (2) заходит в направляющие пазы «г» и «в» в передней крышке (3) хвостового отсека, осуществляя предварительную угловую ориентацию отсеков. Клоц (4) МЗ сообщает хвостовому отсеку поступательное движение; головной отсек удерживается в этот момент от перемещения вперед упором (5), упирающимся в выступ нижнего полутока (6). При соприкосновении торцов отсеков кольцо (1) попадает в проточку «а» головного отсека, соединяя отсеки в единое целое. В этот же момент нож (7) срезает винт (8), при этом упор (5) выпадает из корпуса головного отсека. Состыкованная ракета ускоренно досылается в канал ствола орудия, и я клин затвора закрывается. 9.3. Конструкция и принцип действия основных узлов и блоков ракеты 9.3.1. Конструкция головного отсека 9Н45Н Головной отсек 9Н45Н (см.рис.9.1) состоит: 1) из БЧ 9Н124М (1) с ВУ 9Э239 (2); 2) из РМДУ (3). БЧ 9Н124М кумулятивного действия, снаряжена окфолом; ВУ 9Э239 электромеханическое головодонное, пьезоэлектрическое, предохранительного типа, с дальним взведением и самоликвидацией. РМДУ (рис.9.3) предназначена для разгона ракеты до заданной скорости полета и поддержания этой скорости на активном участке траектории (АУТ). Предоставляет собой однокамерный двухрежимный РДТТ, состоящий из: 1) корпуса; 2) заряда твердого топлива 9Х155М (9); 3) форсажного заряда (15); 4) соплового блока (5); 5) диафрагмы (6); 6) инерционного воспламенителя замедленного действия 9Х240 (8). Корпус РМДУ состоит из цилиндрической обечайки (10), переднего и заднего (13) доньев, соединенных с обечайкой при помощи упорных резьб. Материал корпуса – сталь 30ХГСА. Внутренняя поверхность корпуса имеет ТЗП марки ДСВ-Р (11, 16). Заряд твердого топлива 9Х155М представляет собой одноканальную цилиндрическую шашку с сферическим задним торцом, бронированную по переднему плоскому торцу. Со стороны переднего торца в канале заряда имеется коническая расточка. Заряд изготовлен из баллиститного твердого ракетного топлива РНДСИ-5к; центровка заряда в корпусе двигателя обеспечивается при помощи 4 выступов «г» на поверхности ТЗП обечайки. Осевое перемещение заряда твердого топлива ограничено диафрагмой (6) и набором картонных прокладок, количество которых подбирается в процессе сборки двигателя. Диафрагма представляет собой стальную или пластмассовую решетку, закрепленную в переднем дне двигателя при помощи резьбы. Форсажный заряд (15) обеспечивает надежное воспламенения заряда 9Х155М и получение ступенчатой диаграммы тяги двигателя. В начальный момент работы РМДУ совместно горят форсажный заряд и заряд 9Х 155М - реализуется режим разгона; после сгорания форсажного заряда горит только заряд 9Х155М – реализуется режим марша. Форсажный заряд представляет собой бесканальную цилиндрическую шашку из топлива РНДСИ5к, приклеенную к ТЗП заднего дна двигателя. Сопловой блок (5) расположен в передней части двигателя и состоит из четырех сопел, оси которых наклонены под углом 20о к оси ракеты. Сопла находятся в плоскости, расположенной под углом 45о к плоскости крыльев, поэтому в полете реактивные струи не попадают на поверхности крыльев, т.е. крылья обтекаются невозмущенным потоком воздуха, что является положительным с точки зрения создания подъемной силы и обеспечения управляемости ПТУР на траектории. Переднее расположение соплового блока не является желательным с точки зрения газовой динамики РДТТ, так как в этом случае существенно растут газодинамические и тяговые потери удельного импульса тяги двигателя; однако такое расположение сопел обусловлено компоновочной схемой ракеты. Для защиты от нагрева в процессе работы двигателя сопла имеют тугоплавкие вкладыши (4) из вольфрамомолибденового сплава ЦНДМ; в служебном обращении сопла закрыты герметизирующими заглушками, которые, в то же время, являются элементами форсирования, обеспечивающими надежное воспламенение заряда и выход двигателя на режим. Инерционный воспламенитель замедленного действия 9Х240 (8) предназначен для включения РМДУ с замедлением, τ = 0,08...0,15 с, необходимым для выхода ракеты из канала ствола орудия. По принципу действия он представляет собой накольный воспламенительный механизм с пиротехническим замедлением, срабатывающий от осевых сил инерции, действующих на ракету при движении ее в канале ствола орудия. Состоит (см.рис.9.3) из: 1) корпуса (20); 2) втулки с капсюлем-воспламенителем (21); 3) предохранительной пружины (22); 4) жала (3); 5) втулки с замедлительным составом (24); 6) навески пиротехнического состава воспламенителя (25). Инерционный воспламенитель замедленного действия 9Х240 размещен в осевом углублении переднего дна и крепится в ней при помощи резьбы. На наружной поверхности корпуса РМДУ установлены три ограничителя заднего хода ракеты (26), предназначенные для устранения возможного сползания ракеты назад после досылания ее в канал ствола орудия. Сползание ПТУР назад ведет к уменьшению свободного объема зарядной каморы и, как следствие, к увеличению давления в момент выстрела и повреждению ракеты; кроме того, при сползании ПТУР нарушается обтюрация кольцевого зазора между корпусом ракеты и стенкой канала ствола орудия. Принцип действия ограничителя заднего хода ракеты заключается в следующем. При заряжании ракеты ролик (27), преодолевая сопротивление штока с пружиной (28), перемещается вниз по поверхности клина (29) и утапливается в корпусе РМДУ, не препятствуя движению ракеты вперед (в ствол орудия). При сползании ракеты назад шток с пружиной выталкивает ролик вверх по поверхности клина; ролики выходят из пазов в корпусе РМДУ и заклинивают ракету в канале ствола орудия, препятствуя ее дальнейшему сползанию назад (максимальное возможное сползание не превышает 2....3 мм). На стыковочный шпангоут головного отсека в служебном обращении устанавливается устройство комплектной укладки отсеков (см.рис.9.1). Это устройство предотвращает ошибочную укладку в механизм заряжания танка головного отсека совместно с боевым зарядом штатного артиллерийского выстрела к орудию Д-81. После размещения в механизме заряжания отсеков ПТУР устройство комплексной укладки снимается и укладывается в штатную тару 9Я678; при извлечении отсеков из механизма заряжания и укладки их в тару устройство комплектной укладки снова устанавливается на стыковочный шпангоут головного отсека. 9.3.2. Конструкция хвостового отсека Хвостовой отсек ракеты (см.рис.9.1) состоит: 1) из аппаратурного отсека 9Б47М (4); 2) из метательного устройства 9Д129-2 (5). 9.3.2.1. Конструкция аппаратурного отсека 9Б47М Аппаратурный отсек (рис.9.4) предназначен для размещения элементов БАУ и крепления крыльев. БАУ предназначена для выполнения следующих функций: 1) приема от НАУ команд управления; 2) преобразования электрических сигналов команд управления в угловые отклонения аэродинамических рулей; 3) выработки сигнала информации о положении ракеты относительно линии визирования цели и передачи его в НАУ. В аппаратном отсеке размещены следующие элементы БАУ: 1) блок бортовой радиоаппаратуры 9Б59М (1); 2) гироскопический раскладчик команд (ГРК) 9Б611М (2); 3) бортовая батарея 9Б145 (3); 4) пороховой аккумулятор давления 9Б144 (4); 5) усилитель привода (5); 6) блок рулевого привода (6); 7) излучатель (7); 8) модулятор (8); 9) коммутационная колодка (9); 10) пиротехнические узлы. Структурная схема БАУ представлена на рис.9.5. Блок бортовой радиоаппаратуры 9Б59М предназначен для приема от НАУ команд управления, разделения их по каналам курса и тангажа (дешифрации) и преобразования их в постоянные напряжения, уровень и полярность которых определяются величиной и знаком команд. Блок БРА состоит: 1) из антенно-волнового блока; 2) из приемника; 3) из дешифратора. Блок БРА представляет собой электронное устройство, выполненное в виде отдельных модулей, смонтированных на общую кроссплату; подобная конструкция блока обеспечивает его ремонтопригодность в условиях завода-изготовителя. Для защиты блока от воздействия стартовых перегрузок он размещен внутри стального стакана, который выполняет также функции радио- маскировочного экрана при проверках ПТУР на КПА. Помехозащитность блока БРА обеспечивается следующими конструктивными мерами: 1) возможностью работы блока на одной из пяти литерных частотах и на одном из двух кодов; 2) узкой диаграммой направленности передающей антенны и ее пространственной поляризацией; 3) работой блока в СВЧ-диапазоне радиоволн; 4) наличием в дешифраторе схемы форсирования строб-импульсов помехозащиты. Переключение литерных частот производится при помощи механического переключателя (10) непосредственно перед укладкой ПТУР в МЗ танка, а переключение кодов – тумблером на блоке ГТН-1 в НАУ перед выстрелом. Напряжения команд управления по курсу и тангажу с выхода блока БРА поступают на ламельный датчик ГРК 9Б611М. ГРК 9Б611М (рис.9.6) предназначен для согласования систем координат ракеты и командного телеуправления после заряжания ПТУР в ствол орудия, а также раскладки команд по курсу и тангажу на органы управления ракетой. ГРК состоит из: 1) корпуса (1); 2) гироузла (2); 3) арретирующего устройства (3); 4) ламельньного датчика (4); 5) диска с токосъемниками (5); 6) физического маятника (6). Конструкция гироузла аналогична изученной ранее (см. ПТУР 9М111). Разгон ротора осуществляется за счет энергии продуктов горения порохового заряда 9Х157, размещенного внутри ротора, и истекающих через тангенциальные сопла в корпусе ротора пороховых газов. В служебном обращении внутренняя рамка гироузла (2) зафиксирована при помощи арретирующего устройства (3). Арретирующее устройство состоит из: 1) рычага (7); 2) пружины (8); 3) электропиротолкателя ТМ-1 (9); 4) пружины рычага (10); 5) стакана (11). При подаче напряжения на электровоспламенитель электропиротолкателя ТМ-1 он срабатывает, пороховые газы воздействуют на поршень (12), который перемещается и, преодолевая усилие пружины (8), выводит из зацепления с пружиной рычага зуб стакана (11) и освобождает рычаг (7) арретира. Под действием пружины (10) рычаг отбрасывается в крайнее положение, освобождая гироузел. Физический маятник предназначен для компенсации углового разворота ракеты в канале ствола, который может иметь место при заряжании (т.е для согласования системы координат НАУ с системой координат ракеты после ее заряжания в канале ствола орудия); это необходимо для обеспечения нормальной работы системы управления. Принцип действия физического маятника состоит в следующем. В служебном обращении при обесточенном электромагните якорь (13) под действием пружины (14) и зубчатого зацепления (15) жестко соединяет диск (5) с внешней осью наружней рамки (16) гироузла и, упираясь в плечо держателя (17), обеспечивает необходимое условие поджатия токосъемников (18) к ламельному датчику (4). При пуске ракеты подается импульсное напряжение на электромагнит. Якорь (13), преодолевая усилие пружины (14) , притягивается к обмотке (19) электромагнита, снимая давление с плеча держателя (17), который под действием пружины (20) поворачивается на угол и отводит токосъемники (18) от ламельного датчика (4). Тем самым снимается момент трения на оси диска (5), и освобождает диск (5), который под действием эксцентрично закрепленного груза (21) начинает вращательное движение по направлению к местной вертикали и поворачивает укрепленные на нем токосъемники (18) на угол рассогласования между системами координат ПТУР на НАУ; тем самым компенсируется разница в условиях заряжания ракеты и обеспечивается однообразие работы системы управления от выстрела к выстрелу. В полете ламельный датчик, расположенный на оси наружной рамки гироузла, не вращается; диск (5) с токосъемниками (18), жестко соединенный с корпусом ГРК, в полете вращаетс, и токосъемники, обегая контакты ламельного датчика, снимают с них напряжения управляющих сигналов с коэффициентом команды, соответствующим угловому положению ракеты относительно продольной оси. Напряжения команд управления с ГРК поступают на вход усилителя привода. Бортовая батарея 9Б145 предназначена для питания электроэнергией элементов БАУ в течение всего времени полета. Конструкция батареи аналогична изученным ранее (см. ПТУР 9М111М). Батарея имеет следующие характеристики: 1) время выхода на режим 1,8 с; 2) время работы τ - 20...30 с; 3) вырабатываемое напряжения ± 12 В при токе потребления 0,6 А и – 28,58 В при токе потребления 17 А. Пороховой аккумулятор давления (ПАД) 9Б144 предназначен для питания пороховыми газами рулевых машинок блока рулевого привода и состоит из: 1) корпуса (1); 2) заряда твердого топлива 9Х156 (2); 3) форсажного заряда (3); 4) электровоспламенителя 9Х241 (4); 5) системы дросселирования и очистки пороховых газов. Заряд твердого топлива - торцевого горения, что обеспечивает постоянство расходных характеристик ПАД в течение всего времени его работы. Форсажный заряд обеспечивает надежное воспламенение заряда 9Х156, а также увеличение расходных характеристик ПАД в начальный период его работы; это необходимо для обеспечения быстрого заполнения газового тракта БРП пороховыми газами. Система дросселирования и очистки пороховых газов предназначена для выполнения следующих функций: 1) понижения давления пороховых газов до уровня, обеспечивающего нормальную работу блока рулевого привода; 2) очистки пороховых газов от твердых частиц (в продуктах горения твердого топлива содержится до 7 % твердой фазы). В состав системы входят фильтр (5) и дроссель (6); диаметр отверстия дросселя определяет внутрибаллистические и расходные характеристики ПАД. Усилитель привода УП-2 с корректирующими цепями и генератором линеаризации предназначен для коррекции и усиления по мощности сигналов управления, поступающих с ГРК, суммирования их с сигналами обратной связи, поступающими с БРП. Генератор низкой частоты обеспечи- вает улучшение динамических характеристик к БРП. Нагрузкой для УП-2 являются полуобмотки струйных реле блока рулевого привода. Блок рулевого привода предназначен для преобразования электрических сигналов команд управления в угловые отклонения аэродинамических рулей, пропорциональные величинам команд. Блок рулевого привода представляет собой двухканальный газодинамический системный механизм пропорционального типа; рабочим телом являются пороховые газы ПАД. Каждый канал БРП включает: 1) струйное реле; 2) рулевую машинку; 3) потенциометр обратной связи; 4) пару аэродинамических рулей. Струйное реле (рис.9.8) предназначено для распределения газового потока газа между полостями рабочих цилиндров рулевой машинки. Представляет собой электромагнитное газораспределительное устройство, состоящее из: 1) корпуса (1); 2) крышки (2); 3) управляющего электромагнита (3); 4) поворотного якоря с заслонкой (4); 5) газораспределителя (5); 6) контактной колодки (6). Рулевая машинка (рис.9.9) состоит из: 1) корпуса (1); 2) двух рабочих цилиндров (2); 3) поршня (3); 4) поворотной оси (4); 5) втулки (5); 6) рычага (6). Работу рулевого привода легко понять, рассмотрев его газодинамическую схему (рис. 9.10). При отсутствии сигнала команды на обмотках струйного реле его заслонка (1) находится в нейтральном положении, открывая доступ газа в оба рабочих цилиндра (2), (3). Давление в них уравнивается и поршень (4), а, следовательно, и рули ракеты находятся в нейтральном положении. При поступлении сигнала команды на одну из полуобмоток электромагнита происходит поворот якоря в магнитном поле, и заслонка перекрывает доступ газа в один из рабочих цилиндров (например, в цилиндр (2)). Давление в цилиндре (3) превысит давление в цилиндре (2) и поршень (4) переместится вверх. Осевое перемещение поршня (4) через втулку (5) (см.рис. 3.51) и рычаг (6) преобразуется в угловой поворот оси (4) с жестко закрепленными на ней аэродинамическими рулями (7). Как было отмечено выше, в данной ракете рули поворачиваются на угол, пропорциональный величине команды управления. В связи с этим возникает необходимость решения следующих задач: 1) остановки и удержания рулей в угловом положении, соответствующем величине сигнала команды; 2) возвращения рулей в нейтральное положение после отработки команды ракетой. Решение этих задач обеспечивается наличием в каждом канале БРП потенциометра обратной связи (ПОС); сигнал с ПОС поступает на выход УП-2 вместе с сигналом команды управления, однако имеет противоположную полярность. По мере поворота рулей под воздействием сигнала команды управления растет сигнал ПОС и в определенный момент времени он по величине станет равным сигналу команды. Таким образом, на входе УП-2 присутствуют два сигнала одинаковой величины и противоположной полярности; суммарный сигнал становится равным 0, и рули останавливаются в угловом положении, соответствующем величине данной команды. После отработки ракетой сигнала команды он снимается и на входе УП-2 остается сигнал с ПОС, под действием которого рули возвращаются в нейтральное положение. Излучатель (рис.9.11) является модулированным источником ИКизлучения, необходимого для определения положения ракеты относительно линии визирования цели оптико-электронным координатором НАУ. Излучатель состоит: 1) из пластмассового кожуха (1); 2) из отражателя (2); 3) из дуговой ксеноновой лампы ДКСМ-600-2 (3). Между анодом и катодом лампы установлена перемычка (4) из ниобия, которая сгорает при включении лампы; ионы ниобия ионизируют пространство между катодом и анодом, что способствует образованию устойчивого дугового разряда. Отражатель имеет позолоченную поверхность (желтого цвета); это позволяет повысить интенсивность ИК-излучения, необходимого для работы НАУ и снизить яркость свечения в области видимого спектра, т.е. снизить ослепляющее воздействие лампы на оператора. Между кожухом и отражателем расположен пиротехнический узел обогрева излучателя, состоящий из пиротехнических элементов (5) и двух электровоспламенителей МБ-2Н (6). Он предназначен для обогрева отражателя, что препятствует выпадению на нем инея при стрельбе в зимних условиях. Модулятор обеспечивает модулированный режим свечения лампы излучателя для повышения помехозащитности ИК-канала обратной связи «Ракета –НАУ». Представляет собой электронное устройство, выполненное в виде модуля для защиты от воздействия стартовых перегрузок. Коммутационная колодка предназначена для коммутации всех блоков, размещенных в аппаратурном отсеке, в соответствии с функциональной схемой БАУ. Пиротехнические узлы включают в себя: 1) узел обогрева излучателя; 2) механизм сброса поддона; 3) механизм раскрытия крыльев (по одному на каждую пару консолей); 4) механизм досылания ракеты; 5) инерционный замедлитель 9Б617; 6) пирореле 9Х420М. Узел обогрева рассмотрен выше. Механизм сброса поддона предназначен для сброса поддона (11) (см.рис.9.4) после выхода ракеты из канала ствола орудия. Поддон предназначен для выполнения следующих функций: 1) защиты донной части аппаратурного отсека и элементов БАУ (излучателя, рупорной антенны, БРП) от воздействия пороховых газов метательного устройства при выстреле; 2) электрической связи БАУ с НАУ перед выстрелом (через контакты электроразъема Ш1 (12), микрокабель (13), электрические цепи электрокапсюльной втулки 9Х510, контакты клина затвора орудия); 3) обтюрации кольцевого зазора между корпусом ракеты и стенками канала ствола при выстреле (за счет обтюрирующего пояска (14)); 4) удержания рулей (15) в сложном состоянии. Крепление поддона к корпусу аппаратурного отсека осуществляется с помощью цангового соединения (рис.9.12). На корпусе поддона закреплена цанга (30. внутри которой при помощи штифта (4) крепится втулка (5), имеющая внутреннюю резьбу; во втулку (5) ввинчивается регулировочный винт (6). При сборке ракеты лепестки цанги (3) входят внутрь втулки (7), закрепленной на корпусе аппаратурного отсека (1). При вращении регулировочного винта (6) он перемещается вперед, раздвигает лепестки цанги (3) и заклинивает их внутри втулки (7), обеспечивая тем самым надежное соединение поддона с корпусом аппаратурного отсека. Регулировка осевого зазора между поддоном и корпусом аппаратурного отсека производится вращением регулировочного винта (6). Механизм сброса поддона размещен в корпусе аппаратурного отсека и состоит: 1) из электровоспламенителя 9Х242 (8); 2) из толкателя (9). При подаче напряжения срабатывает ЭВ 9Х242, пороховые газы которого воздействуют на толкатель, перемещая его вниз по рисунку. Толкатель воздействует на регулировочный винт (6), при этом осевое усилие через резьбовое соединение передается на штифт (4), который срезается, и цанговое соединение демонтируется, освобождая поддон; набегающий поток воздуха, затекая в полость поддона, производит его сброс. Механизмы раскрытия крыльев предназначены для раскрытия консолей после выхода ракеты из канала ствола орудия. Крылья ракеты складываются попарно (рис.9.13), встречно друг другу таким образом, что од- на из консолей является нижней (1), а другая - верхней (2). В сложенном положении консоли удерживаются стопорным винтом (3). Механизм раскрытия крыльев состоит: 1) из корпуса (4); 2) из ЭВ 9Х244 (5); 3) из поршня (6). Поршень имеет участок «а» малого диаметра и участок «б» большого диаметра. При срабатывании ЭВ 9Х244 пороховые газы воздействуют на поршень (6), заставляя его перемещаться вверх по рисунку. Участок «а» свободно проходит через отверстие «в» в нижней консоли (1) и упирается в верхнюю консоль (2), создавая усилие, за счет которого открывается. В открытом положении консоли стопорятся механизмом стопорения. Механизм досылания ракеты (16) (см.рис.9.4) предназначен для устранения возможного недосыла ракеты в канал ствола орудия при заряжании и размещен с наружной стороны корпус поддона. Механизм (рис.9.14) состоит: 1) из форсаж-патрона (1); 2) из электровоспламенителя ЭВ-26-1 (2). При подаче напряжения срабатывает ЭВ-26-1 (2) и воспламеняет навеску ДРП-2 (3) форсаж-патрона; при горении этой навески в заракетном объеме создается определенное давление, сила которого воздействует на поддон, досылает ракету в ствол до полного врезания обтюрирующего пояска в заходный конус ствола орудия. Механизм досылания способен устранить максимальный недосыл ракеты до 180 мм. Инерционный замедлитель 9Б617 (рис.9.15) предназначен для подачи напряжения на ЭВ механизма сброса поддона, механизмов раскрытия крыльев, ПАД и пирореле с замедлением 0,025…0,060 с, необходимым для выхода ракеты из канала ствола орудия. Он состоит из следующих основных частей: 1) корпуса (7) , крышки (6), гильзы (1); 2) втулки с капсюлем-воспламенителем (2); 3) пружины (6); 4) жала (4); 5) пиротехнического замедлителя (5); 6) поршня (8); 7) контактной шины (14); 8) контактов (16); 9) стопорного кольца (15). При ускоренном движении ракеты в канале ствола жало (4) под действием осевых сил инерции, преодолевая сопротивление пружины (3), накалывает капсюль-воспламенитель (2), форс огня которого воспламеняет пиротехнический состав замедлителя (5). После выгорания пиротехнического состава его пороховые газы воздействуют на поршень (8), который перемещается вправо по рисунку, разжимая стопорное кольцо (15). Кон- тактная шина (14) замыкает контакты (16), и напряжение с бортовой батареи подается на перечисленные выше ЭВ. Пирореле 9Х420 М (рис.9.16) предназначено для переключения лампы излучателя с непрерывного на модулированный режим свечения через 0,2…0,4 с после срабатывания инерционного замедлителя 9Б617. Пирореле размещено в блоке модулятора и состоит из следующих основных частей: 1) корпуса (1); 2) контактной колодки (2); 3) электровоспламенителя замедленного действия ЭВ-ЭД-6 (3); 4) поршня (4); 5) перемычек («а», «б»). При подаче напряжения срабатывает электровоспламенитель ЭВ-ЭД6, и начинает гореть замедлительный состав, обеспечивая необходимое время замедления. После выгорания замедлительного состава пороховые газы воздействуют на поршень, заставляя перемещаться его вправо по рисунку. При этом поршень последовательно перерезает перемычки «а» и «б»; при перерезании перемычки «а» размыкаются цепи уже сработавших электровоспламенителей (во избежание короткого замыкания и разрядки бортовой батареи через мостики сработавших ЭВ), а при перерезании перемычки «б» снимается шунт с модулятора, и лампа начинает работать в модулированном режиме свечения. 9.3.2.2. Конструкция метательного устройства 9Д129-2 Метательное устройство 9Д129-2 (рис.9.17) предназначено для сообщения ракете начальной скорости полета. Состоит из следующих основных частей: 1) стальной гильзы (9); 2) навески пороха (5); 3) электроконтактной втулки 9Х510 (14); 4) воспламенительного устройства форкамерного типа; 5) пластмассовой крышки-обтюратора (2). Электрокапсюльная втулка 9Х510 (рис.9.18) предназначена для воспламенения пороха и для обеспечения электрической связи ракеты с НАУ. Стабилизаторы Д1 и диод Д2 исключают срабатывание воспламенителя 9Х230 при подаче напряжений +27В и –27В от НАУ, предназначенных для задействования пиротехнических узлов ракеты и переключения кода БАУ. При подаче импульса +115В f = 400 Гц на НАУ стабилизаторы Д1 и диод Д2 открываются и происходит срабатывание ЭВ 9Х230. Воспламенительное устройство форкамерного типа представляет собой камеру (6), в которую с высокой плотностью запрессован пиротехнический состав (7); в стенках камеры имеются отверстия «а» для передачи форса огня в навеску пороха (5). При срабатывании электрокапсюльной втулки 9Х510 (14) форс огня через отверстия «б» передается пиротехническому составу (7), который сгорает практически в замкнутом объеме (отверстия «а» в стенках камеры очень малы). Образовавшиеся при этом продукты горения с высокой скоростью истекают через отверстия «а» в стенках камеры (6) и «пронизывают: навеску пороха (5), вызывая практически одновременное воспламенение пороховых элементов. 9.4. Действие ракеты при пуске и в полете Предусмотрено три режима стрельбы комплекса 9К112-1, 9К117 ; реализация этих режимов задается режимом работы НАУ 9С461-1. Схемы режимов стрельбы представлены на рис.9.19. Режим «Основной» устанавливается на заводе-изготовителе НАУ и применяется на дальностях до цели более 1000 м. Режим «Вспомогательный» применяется на дальностях до цели менее 1000 м. Режим «Стрельба с повышением» применяется на дальностях 2000…4000 м при наличии между танком и целью дымопылевой помехи, затрудняющей наведение ПТУР. Стрельба в данном режиме возможна только при точном определении дальности по цели при помощи лазерного прицела-дальномера 1Г42. Порядок действия узлов и блоков ПТУР 9М112М при пуске и в полете (рис.9.20) заключается в следующем. 1. Установить переключатель баллистик на лицевой панели лазерного прицела-дальномера 1ГЧ2 в положении «У» (задается режим стрельбы управляемой ракетой). При нажатии кнопки «М3» орудие автоматически устанавливается на угол заряжания и открывается клин затвора. Включается конвейер механизма заряжания и подает на линию досылания лотки с отсеками ракеты. Производится ускоренное досылание ракеты в ствол, закрывается затвор и орудие автоматически устанавливается на угол стрельбы. В поле зрения прицела загорается сигнал готовности к стрельбе (круглая отметка зеленого цвета). 2. При нажатии кнопки «Пушка» импульс напряжения +27В продолжительностью 1,1 с от НАУ передается на ЭВ бортовой батареи; от ротора ГРК, форсаж-патрона, узла обогрева излучателя - на электромагнит ГРК, и с задержкой 0,15…1 с – на ЭВ пиротолкателя ТМ-1 арретира ГРК. Происходит выход на режим батареи, разгон ротора ГРК, досылание ракеты в канал стола, обогрев отражателя излучателя, разворот токосъемников ГРК на угол рассогласования и разарретирование ГРК. При необходимости переключения кода БРА с НАУ дополнительно подается в дешифратор импульс напряжения –27 В длительностью 0,6 с. 3. Через 1,8 с после нажатия кнопки «Пушка» срабатывает блок задержки НАУ и подает импульс ±115В, f = 400 Гц от бортовой сети танка на электрокапсюльную втулку 9Х510, вызывая ее срабатывание; происходит выстрел. 4. При движении ракеты в канале ствола под действием осевых перегрузок инерции срабатывают инерционный замедлитель 9Б617 и инерционный воспламенитель замедленного действия 9Х240 РМДУ; начинается горение замедлительного состава и отсчет времени замедления. Начинается взведение ВУ 9Э239. 5. После выхода ракеты из канала ствола и по истечении времени замедления (τ =25…60 мс) инерционный замедлитель обеспечивает подачу напряжения от бортовой батареи на ЭВ механизма сброса поддона, механизмов раскрытия крыльев, ПАДа, пирореле. Происходит сброс поддона, раскрытие и стопорение крыльев, выход на режим ПАДа, начинается горение замедлительного состава пирореле. 6. После сброса поддона под действием пружин раскрываются и стопорятся рули, освобождается кнопка переключателя (4) (рис.9.21), поджатия в служебном обращении одним из рулей, замыкаются контакты (5) и (6), и напряжение с батареи подается на лампу излучателя, которая начинает работу в режиме непрерывного горения. За счет угла установки крыльев ракета в течение 0,5 с получает необходимую скорость проворота (15…25 об/с). 7. Через 0,2…0,4 с после срабатывания инерционного замедлителя срабатывает пирореле, переключая лампу на модулированный режим работы и отключая цепи всех сработавших ЭВ от батареи. После выгорания замедлительного состава срабатывает ИВЗД 9Х240, включая РМДУ. 8. На расстоянии 4…100 м от дульного среза орудия взводится ВУ 9Э239. При пропадании изображения излучателя в поле зрения оптикоэлектронного координатора НАУ включается КСТУ, и начинается управляемый полет. При попадании в цель срабатывает ВУ, вызывая подрыв БЧ; в случае промаха подрыв БЧ производится от пиротехнического самоликвидатора. 9.5. Особенности конструкции ПТУР 9М112М2, 9М128 9.5.1. Особенности конструкции головного отсека В состав головных отсеков ПТУР 9М112М2, 9М128 входят боевая часть с ВУ и двигательная установка, индексы которых представленны в табл. 9.2. Таблица 9.2 Индексы головных отсеков, БЧ, ВУ и ДУ ПТУР 9М112М2 и 9М128 ПТУР 9М112М2 9М128 Отсек головной 9Н146 9Н255 Боевая часть 9Н138 9Н149 Взрывательное Двигательная устройство установка 9Э265 9Д166 9Э265-1 9Д178 1. БЧ 9Н149 выполнена по тандемной схеме, состоит из предварительного (9Н243) и основного (9Н254) модулей, соединенных по резьбе. Подрыв зарядовй осуществляется одинаковыми взрывательными устройствами. Временную задержку срабатывания основного заряда обеспечивает метаемый продуктами взрыва лидирующего заряда, который нагружает пьезогенератор основного заряда. Лидирующий заряд подрывает динамическую защиту. Основной заряд пробивает бронепреграду, расположенную за динамической защитой. 2. Двигательная установка 9Д178 включает в свой состав камеру с двумя соплами и пороховой заряд 9Х971, представляющий собой одноканальную цилиндрическую шашку с двумя лысками, с передним небронированным плоским и задним торосферическим торцами. В полости заднего торца заряда размещен воспламенитель 9Х516 инерционного типа, который состоит из корпуса, в котором размещается пиротехническая шашка. Корпус имеет восемь радиальных отверстий для выхода пороховых газов. 3. Двигательные установки 9Д178, 9Д166 не имеют в своем составе форсажного заряда, на наружной поверхности корпуса отсутствуют ограничители заднего хода ракеты. 4. На корпусе двигательной установки имеются ограничители переднего хода ракеты, исключающие чрезмерное досылание ракеты в изношенный канал ствола. 5. В конструкции ракет используется ГРК с бесконтактным съемом команд управления, основанном на применение оптико-электронных пар, каждая их которых состоит из двух светодиодов и одного фотодиода. 6. В БАУ вместо коммутационной колодки используется коммутирующее устройство, а вместо пирореле – блок электронной задержки. 10. КОНСТРУКЦИЯ И ДЕЙСТВИЕ ПТУР 9М114 10.1 . Назначение, организационно-штатная принадлежность и состав ПТРК 9К113, 9К114 ПТРК 9К113, 9К114 принят на вооружение в 1978 году. Комплекс 9К113 установлен на боевом вертолете МИ-24Д, МИ-28, Ка-50, а комплекс 9К114 - на наземном носителе. Комплексы предназначены для поражения бронированных целей противника, движущихся со скоростью не более 80 км/ч в условиях прямой оптической видимости на дальностях 400...6000 м. Комплексы позволяют вести эффективную стрельбу по малоразмерным неподвижным целям, а также по малоскоростным низколетящим воздушным целям. Комплекс 9К113 состоит на вооружении отдельной вертолетной эскадрильи мсп (тд), а комплекс 9К114 - на вооружении противотанкового артиллерийского полка (птпп) общевойсковой армии и противотанковой артиллерийской бригады (птабр) РВГК. В состав комплекса 9П114 входят: 1) ПТУР 9М114 «Штурм» с кумулятивной БЧ; 9М114Ф с термобарической БЧ; 9М120 «Атака» с кумулятивной БЧ тандемного типа; 9М120Ф с термобарической БЧ; 2) пусковая установка 9П149 (на базе гусеничного тягача МТЛ-Б); 3) НАУ 9С484 (оптико-электронный пеленгатор и аппаратура формирования команд управления), 9С485 (передающий блок). Для проведения контрольных проверок и регламентных работ с ракетой в войсках используется КПМ 9В 94, а для работы с ракетой на арсеналах и базах - комплект КПА 9В540. Для подготовки операторов используется тренажер 9Ф618. Боевой комплект комплексов: 1) 9К113 - 8 ПТУР (на внешней подвеске вертолета); 2) 9К114 - 12 ПТУР (в механизированной боеукладке пусковой установки). В состав боекомплекта включены 2 ракеты 9М114Ф (9М1120Ф). 10.2. Характеристика, основные тактико-технические данные и общее устройство ПТУР 9М114, 9М120 Характеристика ПТУР 9М114 представляет собой управляемую крылатую ракету, выполненную по аэродинамической схеме «утка», со сверхзвуковой скоростью полета, с полуавтоматической КСТУ с передачей команд по радиолинии, с РДТТ, с кумулятивной БЧ, вращающейся на траектории. ПТУР 9М114 (рис.10.1) состоит: 1) из транспортно-пускового контейнера (ТПК) (1); 2) из разгонного двигателя (2); 3) из управляемой ракеты (3). Основные ТТХ ПТУР 9М114 , 9М120 представлены в табл.10.1. Таблица 10.1 Тактико-технические характеристики ПТУР Наименование характеристик Год принятия на вооружение Дальность управляемого полета, м - максимальная - минимальная Скорость полета, м/с - начальная - средняя - максимальная Частота проворота, об/с Калибр, мм Длина, мм - в контейнере - в полете Размах крыла, мм Масса в контейнере, кг Масса начальная в полете, кг Толщина пробиваемой брони, мм Температурный диапазон боевого применения, оС 9М114 1978 9М120 1990 5000 400 6000 400 55-70 350-400 550 8-20 130 55-70 350-400 550 8-20 130 1830 1613 325 46,5 31,5 550-600 ±50 1830 19 325 48,5 33,5 750-800 ±50 10.3. Конструкция и принцип действия основных узлов и блоков ПТУР 10.3.1. Конструкция транспортно-пускового контейнера Контейнер предназначен для производства направленного пуска, хранения и транспортировки ракеты, защиты ее от механических повреждений, воздействия метеорологических факторов и биологических вредителей в процессе эксплуатации. ТПК состоит из: 1) стеклопластиковой трубы (4); 2) передней (5) и задней (6) крышек; 3) передней (7) и задней (8) цапф; 4) двух транспортировочных бугелей (9); 5) связи (10). Передняя крышка изготовлена из пластмассы и крепится к трубе при помощи поджимной гайки (11). При пуске передняя крышка контейнера выбивается головной частью ракеты. Задняя крышка изготовлена из пластмассы и крепится к трубе при помощи резьбы. Дополнительный казенный срез трубы закрыт полиэтиленовой мембраной. При пуске ПТУР с ПУ 9П149 задняя крышка выбивается струей разгонного двигателя. Перед установкой на раму вертолета МИ-24Д задняя крышка снимается, что позволяет существенно снизить импульс отдачи при пуске. Передняя (7) и задняя (8) цапфы предназначены для крепления ТПК с ракетой на раме вертолета или в люльке механизма заряжания боевой машины. Внутри задней цапфы размещен штепсельный разъем (12), предназначенный для электрической стыковки ракеты с пусковыми цепями боевой машины (вертолета). Внутри передней цапфы размещен механизм стопорения ракеты в контейнере, состоящий из фиксатора с пружиной (13) и двух штифтов (14); фиксатор и штифты входят в радиальные отверстия корпуса ракеты, удерживая ее в контейнере. После установки контейнера с ракетой на раму вертолета или люльку механизма заряжания боевой машины фиксатор утапливается вглубь цапфы, освобождая ракету; дальнейшее стопорение ракеты осуществляется двумя штифтами. Бугели (9) предназначены для крепления ПТУР в боеукладке МЗ боевой машины 9П149. Труба (4) изготавливается из композитного материала (стеклоткань ТС 8/3-250 на основе эпоксидного связующего ИФ-ЭД-6). Для доступа к ракете труба имеет три люка (№ 1, № 2, № 3), закрытых крышками. Люк № 1 обеспечивает доступ к переключателю литерных частот (15) и контрольному выходу волновода (16) блока БРА. Люк № 2 обеспечивает доступ к высоковольтному разъему (17), через который осуществляется запитка БАУ электроэнергией при контрольных проверках ракеты. Люк № 3 обеспечивает доступ к контрольному разъему (18), необходимому для подключения КПА при контрольных проверках. Связь (10) предназначена для соединения контактных колодок (19, 20) с разъемом (12). Колодка (19) стыкуется с запальными цепями электровоспламенителей ПАДа и пускового двигателя, а колодка (20) - с запальными цепями электровоспламенителя 9Х262 разгонного двигателя. 10.3.2. Конструкция разгонного двигателя Разгонный двигатель (рис.10.2) предназначен для сообщения ракете начальной скорости полета и начальной скорости проворота. Разгонный двигатель размещен в ТПК между донным срезом ракеты и задней крышкой контейнера. От перемещения назад он удерживается стопорным кольцом (21) (рис. 10.2). Разгонный двигатель ракеты соединяется следующим образом. В стыковочном шпангоуте (9) (рис. 3.66) разгонного двигателя имеется три пропила «а», при укладке ракеты в контейнер в эти пазы входят штифты (15), установленные на стыковочном шпангоуте (16) ракеты. При пуске ракеты разгонный двигатель толкает ее в ТПК, т.е. ракета и двигатель двигаются как единое целое; крутящий момент от разгонного двигателя через штифты передается ракете, сообщая ей необходимую скорость вращения. При выходе ракеты из ТПК включается РМДУ, ракета получает мощный импульс поступательного движения, а разгонный двигатель за счет разности скоростей отделяется и падает на землю. Разгонный двигатель является импульсным РДТТ и состоит из: 1) корпуса (2); 2) заряда твердого топлива 9Х184 (4); 3) электровоспламенителя 9Х262 (12); 4) соплового блока (1); 5) передней (5) и задней (3) диафрагм. Корпус представляет собой цельноштампованную конструкцию, состоящую из полусферического переднего дна и тонкостенной цилиндрической обечайки. К переднему дну приварен стыковочный шпангоут (9). Корпус двигателя изготавливается из стали 28Х3 СНМВФА (СП-28); ТПЗ отсутствует ввиду малого времени работы. Заряд твердого топлива 9Х184 состоит из 28 многоканальных цилиндрических шашек (17), изготовленных из баллиститного твердого топлива НДСИ-2К. Подобная конструкция заряда с развитой поверхностью горения позволяет получить значительную силу тяги за малые промежутки времени, что особенно важно для разгонных и стартовых двигателей, работающих на ограниченном по длине участке ТПК. Электровоспламенитель 9Х262 (12) размещен в передней части двигателя; он состоит из навески дымного ружейного пороха массой 0,007 кг, помещенной в алюминиевый корпус кольцевой формы, и двух электрозапалов МБ-2Н. Выводы электрозапалов соединены с контактной колодкой (20) (рис.10.1). Сопловой блок (1) состоит из сопловой крышки, одного центрального и 8 периферийных сопел. Оси периферийных сопел развернуты на угол 9о30′ в тангенциальной плоскости для сообщения ракете начальной скорости проворота. В служебном обращении сопла двигателя закрыты герметизирующими заглушками, которые разрушаются струей продуктов горения при пуске. Сопловой блок соединяется с корпусом двигателя при помощи упорной резьбы. Передняя (5) и задняя (3) диафрагмы представляют собой стальные решетки, покрытые резиной (ТЗП). Основные технические характеристики разгонного двигателя приведены в табл.10.2. В переднем дне двигателя имеется осевое отверстие, в которое ввинчивается разбрызгиватель (18), предназначенный для распыления антиоб- леденительной жидкости (спирт с глицирином) по поверхности отражателя лампы блока ответчика. Разбрызгиватель состоит из: 1) корпуса (19); 2) поршня (20); 3) пластмассовой ампулы с антиобледенительной жидкостью (21); 4) жала (22); 5) распылителя (23). При включении разгонного двигателя пороховые газы через отверстие в переднем дне воздействуют на поршень (20), перемещая его влево по рисунку (см.рис.10.2). Поршень воздействует на ампулу (21), которая вскрывается, накалываясь на жало (22). При дальнейшем перемещении поршня антиобледенительная жидкость вытесняется из ампулы и через отверстия в распылителе (23) разбрызгивается по поверхности отражателя лампы, покрывая его тонким слоем; тем самым исключается образование инея на отражателе в зимних условиях боевого применения ПТУР. Таблица 10.2 Характеристики разгонного двигателя ПТУР 9М114 Наименование характеристик Сила тяги двигателя, Н Максимальное давление газов в камере сгорания, МПа Время работы двигателя, с Масса топлива, кг Диаметр критического сечения сопла, м Параметр заряжания κ Удельный импульс тяги двигателя, Н⋅с/кг - при начальной температуре заряда - 50°С - при начальной температуре заряда + 50°С Полный импульс тяги двигателя, Н⋅с - при начальной температуре заряда - 50°С - при начальной температуре заряда + 50°С 10.3.3. Конструкция управляемой ракеты Управляемая ракета (рис.10.3) состоит из: 1) БЧ 9Н132 с ВУ 9Э243 (1); 2) рулевого отсека (3); 3) РМДУ (4); 4) приборного (аппаратурного) отсека (6); 5) БАУ. Численное значение 45000-61000 22-27 0,030-0,065 1,1 19,63⋅10-3 140 1748 1748 1922,8 1957,1 БЧ 9Н132 кумулятивного действия; ВУ 9Э243 электромеханическое головодонное, пьезоэлектрическое, предохранительного типа, с дальним взведением и самоликвидацией. 10.3.3.1. Конструкция разгонно-маршевой двигательной установки РМДУ предназначен для разгона ракеты до заданной скорости полета на АУТ и поддержания данной скорости. Представляет собой однокамерный двухрежимный РДТТ (рис.10.4), состоящий из: 1) корпуса (1); 2) заряда твердого топлива 9Х183 (2); 3) воспламенителя 9Х261 93); 4) электровоспламенителя замедленного действия ЭВ-ЗД-8 (9Х57) (4); 5) соплового блока (5); 6) узла крепления заряда (6); 7) туннельной трубки (7). Корпус представляет собой сварную конструкцию, изготовленную из стали 28Х3СНМВФА и состоящую из цилиндрической обечайки и переднего дна. В местах контакта с продуктами горения корпус имеет ТЗП на основе пластмассы ДСВ-Р. Заряд твердого топлива имеет канально-щелевую форму. По переднему торцу и части наружной поверхности заряд имеет бронепокрытие; со стороны заднего торца в заряде имеются 4 щелевых пропила. Подобная конструкция заряда обеспечивает получение ступенчатой диаграммы тяги, т.е. реализацию режимов разгона и марша. Заряд изготовлен из баллиститного твердого топлива марки РНДП. Применение данного топлива обусловлено, главным образом, его малой дымностью, что очень важно с точки зрения надежной работы оптической линии связи КСТУ при пуске. Крепление заряда в камере двигателя обеспечивается узлом крепления, представляющим собой набор пластмассовых колец и прокладок. Воспламенитель размещен в передней части РМДУ и представляет собой навеску ДРП-2, помещенную в алюминиевый корпус. Электровоспламенитель замедленного действия ЭВ-ЭД-8 (9Х57) предназначен для включения РМДУ на расстоянии 8...10 м от дульного среза ТПК; принцип замедления пиротехнический, время замедления 0,09 с. Электровоспламенитель замедленного действия состоит из: 1) корпуса (9); 2) контактной колодки (10); 3) электрозапала (11); 4) втулки (12) с конусом (13); 5) диафрагмы (14); 6) втулки с пиротехническим составом (15). Воспламенитель и электровоспламенитель замедленного действия отделены от заряда защитным экраном (16), который предохраняет поверхность топлива от газодинамического воздействия струи продуктов горения ЭВ-ЭД-8 и воспламенителя при пуске. Сопловой блок состоит из сопловой крышки и двух ввинченных в нее сопловых патрубков, оси сопел составляют угол 15° с осью ракеты. Сопловая крышка изготовлена из титанового сплава, внутренняя поверхность покрыта ТЗП ДСВ-Р. Туннельная трубка предназначена для прокладки кабеля, соединяющего рулевой и приборный отсеки. Наличие трубки в канале заряда нежелательно по следующим причинам: 1) ухудшается газодинамика РДТТ; 2) возникают чисто конструктивные трудности, связанные с теплозащитой кабеля и герметизацией мест стыка трубки с корпусом двигателя. Однако прокладка кабеля по поверхности корпуса ракеты потребовала бы значительного увеличения калибра ТПК и вызвала бы дополнительное аэродинамическое сопротивление на сверхзвуковых скоростях полета. Основные технические характеристики РМДУ представлены в табл.10.3. Таблица 10.3 Характеристики РМДУ Наименование характеристики Сила тяги, Н в режиме разгона; в режиме марша Максимальное давление газов в камере двигателя, МПа в режиме разгона; в режиме марша Среднее время работы двигателя, с в режиме разгона ; в режиме марша Масса топлива, кг Диаметр критического сечения сопла, м Численные значения 5500-7000 1800-3600 10-16 4-6 3 2 9,82 0,017 10.3.3.2. Конструкция бортовой аппаратуры управления БАУ предназначена для выполнения следующих функций: 1) приема от НАУ команд управления, разделения их по каналам курса и тангажа; 2) формирования сигнала информации об угловом положении ракеты относительно продольной оси; 3) преобразования напряжений команд по курсу и тангажу в одноканальной управляющий сигнал; 4) преобразования напряжения одноканального управляющего сигнала в угловые отклонения аэродинамических рулей; 5) формирования сигнала информации о положении ракеты относительно линии визирования цели. Элементы БАУ размещены в рулевом и приборном отсеках ракеты и соединены друг с другом кабелем, проложенным в туннельной трубке через канал заряда РМДУ. В состав БАУ входят (рис.10.5): 1) блок бортовой радиоаппаратуры (БРА) 9Б611М (1); 2) гироскопический распределитель команд (ГРК) (2); 3) блок формирования одноканального сигнала (БФОС) (3); 4) блок рулевого привода (БРП) (4); 5) пороховой аккумулятор давления (ПАД) (5); 6) пусковой двигатель (ПД) (6); 7) турбогенераторный источник питания (ТГИП) (7); 8) блок ответчика (8). Блок БРА предназначен для приема от НАУ высокочастотных кодированных сигналов команд управления, дешифрования их и преобразования сигналов команд с время-импульсной модуляцией в управляющие напряжения по курсу и тангажу, уровень и полярность которых определяется величиной и знаком принимаемой команды. Сигналы с выхода БРА поступают на раздельные входы компараторов курса и тангажа БФОС. Блок БРА состоит: 1) из антенно-волнового блока; 2) из приемника; 3) из дешифратора. Помехозащищенность блока БРА обеспечивается теми же методами, что и у ПТУР 9М112М. Блок выполнен по модульной схеме, что обеспечивает его ремонтопригодность в условиях завода-изготовителя. Блок БРА имеет схему управления излучателем блока ответчика. ГРК расположен в рулевом отсеке и выполняет следующие функции: 1) вырабатывает сигнал информации об угловом положении ракеты относительно продольной оси; 2) обеспечивает автоматическую компенсацию запаздывания БРП при изменении частоты вращения ракеты в диапазоне 20...8 об/с. Сигнал информации на частоте вращения ракеты необходим для формирования одноканального управляющего сигнала. Он представляет собой два импульса пилообразного напряжения, смещенных по фазе относительно друг друга на 90°, которые поступают с датчика ГРК на соответствующие входы компаратов БФОС. ГРК (рис.10.6) состоит из следующих узлов: 1) трехстепенного свободного гироскопа (гироузла)(9); 2) датчика (1); 3) токосъемника (2); 4) фазорегулятора (3); 5) арретирующего устройства (8); 6) корпуса (4). Трехстепенной гироскоп состоит из ротора (6), внутренней (7) и наружней (12) рамок. Разгон ротора осуществляется за счет струи пороховых газов, истекающих из сопла ПД на чашки «а» ротора (так называемый газодинамический способ разгона ротора). Датчик представляет собой пластмассовый диск с кольцевым потенциометром (13) и токосъемными кольцами (10). Он установлен на фланце (16) фазорегулятора и в полете вращается вместе с ракетой. Токосъемник представляет собой пластмассовый диск с закрепленными на нем четырьмя попарно закороченными контактными щетками (17). Токосъемник установлен на оси наружной рамки гироузла и в полете не вращается. Одна пара щеток сдвинута относительно другой на угол 90°. В полете щетки токосъемника обегают токосъемные кольца датчика, снимая с них за один оборот ракеты два пилообразных импульса сигнала информации, смещенных по фазе относительно друг друга на угол 90°. Фазорегулятор предназначен для осуществления разворота фланца (16) с датчиком гироскопа (1) относительно токосъемника на угол, пропорциональный уменьшению частоты проворота ракеты в диапазоне n = 8...20 об/с. (Это позволяет обеспечить опережающий фазовый сдвиг снимаемого сигнала информации и тем самым внести в контур управления ракетой автоматическую компенсацию запаздывания рулевого привода (т.е. обеспечить выполнение второй функции ГРК). Таким образом, по мере уменьшения частоты вращения ракеты будет автоматически увеличиваться период нахождения рулей в одном из крайних положений и производится коррекция момента «переброса» их из одного крайнего положения в другое. Фазорегулятор представляет собой инерционный механизм центробежного типа, состоящий из двух грузов, соединенных осью (11) при помощи пружин (19), и зубчатой передачи (20). При пуске ракеты, когда частота ее проворота максимальна, грузы под действием центробежных сил инерции перемещаются от оси ГРК к периферии, преодолевая сопротивление пружин. По мере удаления ракеты от ПУ частота ее проворота уменьшается, центробежные силы инерции уменьшаются, и пружины перемещают грузы от периферии к оси ГРК. Грузы, перемещаясь, через зубчатую передачу разворачивают датчик относительно токосъемника на угол, пропорциональный уменьшению частоты вращения ракеты, тем самым осуществляется автоматическая компенсация запаздывания рулевого привода. Арретирующее устройство выполнено в виде пружинной рессоры, состоящей из двух плоских пружин. В служебном обращении рессора входит в зацепление с осью внутренней рамки гироузла, обеспечивая тем самым его неподвижность. При пуске ракеты рессора под действием центробежных сил инерции, обусловленных вращением ракеты в ТПК с большими угловыми ускорениями (n = 900 об/c2), отбрасывается, освобождая внутреннею рамку, т.е. происходит разарретирование гироузла. БФОС размещен в рулевом отсеке и предназначен для преобразования электрических сигналов команд управления по курсу и тангажу в одноканальный управляющий сигнал, подаваемый на БРП (на одну из обмоток управляющего электромагнита РМ). Необходимость формирования одноканального управляющего сигнала связана с тем, что команды по курсу и тангажу отрабатываются всего одной парой аэродинамических рулей БФОС представляет собой электронный блок, выполненный в виде модуля, залитого пенопластом. Функциональная схема блока представлена на рис.10.7. Блок рулевого привода размещен в рулевом отсеке; предназначен для преобразования одноканального сигнала управления в угловые отклонения аэродинамических рулей. БРП состоит из рулевой машинки (РМ) и рулевой группы. РМ (рис.10.8) работает на пороховых газах ПАД и состоит из: 1) корпуса (2); 2) управляющего электромагнита (4); 3) газораспределительного золотникового устройства (3); 4) рабочего цилиндра (1) с поршнем (13); 5) фильтра (6,7). Принцип действия РМ легко пояснить по ее газодинамической схеме (см.рис. 10.8). При подаче напряжения одноканального управляющего сигнала на правую обмотку электромагнита якорь (10) золотникового устройства притягиваться к ней, открывая доступ газа в левую полость рабочего цилиндра, благодаря чему поршень перемещается в крайнее правое положение. Одновременно газ поступает в рабочую полость «а» под втулку (12) с правой стороны, создавая усилие, стремящееся вернуть золотник (17) с якорем (10) в нейтральное положение. Но это усилие меньше силы притяжения якоря электромагнитом и пока по правой катушке проходит ток, золотник с якорем будет удерживаться электромагнитом в правом положении. При подаче напряжения управляющего сигнала на левую обмотку электромагнита происходит повторение описанного выше процесса, но в противоположном направлении. Таким образом, при работе РМ поршень (13) занимает одно из крайних устойчивых положений. Поступательные перемещения поршня через поводок (16), входящий в паз поршня, и рычажный механизм рулевой группы, преобразуются в угловые отклонения аэродинамических рулей. Таким образом, рули отклоняются на постоянный угол ±15°, т.е. работают в релейном режиме; «переброс» рулей из од- ного крайнего положения в другое происходит при смене полярности одноканального управляющего сигнала, поступающего с БФОС. При укладке ракеты в ТПК рули складываются в прорези корпуса и удерживаются в сложенном положении при помощи пластмассовой ленты. При выходе ракеты из ТПК рули под действием центробежных сил инерции и усилий пружин раскрываются, разрывая ленту, и стопорятся в боевом положении механизмом стопорения. ПАД размещен в рулевом отсеке ракеты и предназначен для питания пороховыми газами РМ и ТГИП в течение всего времени полета. ПАД (рис. 10.9) состоит из следующих основных элементов: 1) корпуса (1); 2) заряда твердого топлива 9Х181 (2); 3) воспламенителя 9Х259 (12); 4) электровоспламенителя 9Х226 (9); 5) системы очистки и дросселирования газа. Заряд 9Х181 торцевого горения бронирован по наружной поверхности и переднему сферическому торцу; марка топлива НДП-2МК. Система очистки и дросселирования газа выполняет те же функции, что и аналогичная система на ПТУР 9М112М. В ее состав входят фильтры (5), (6) (очиститель и решетка) и дроссель (4). Основные параметры ПАД приведены в табл. 10.4. Таблица 10.4 Основные параметры ПАД Наименование характеристик Давление газов в камере сгорания, МПа максимальное среднее Минимальный массовый секундный расход газа, кг/с Минимальное время работы ПАД, с Численные значения 24,0 6...10 5,5⋅10-3 12,5 ПД (рис. 10.10) размещен в рулевом отсеке и конструктивно объединен с ГРК. Предназначен для разгона ротора ГРК струей пороховых газов, истекающих из сопла на чашки «а» ротора. Представляет собой импульсный РДТТ, состоящий из: 1) корпуса (1); 2) заряда твердого топлива 9Х182 (4); 3) воспламенителя (8); 4) электровоспламенителя 9Х226 (9); 5) диафрагмы (5); 6) пружинной шайбы (3); 7) сопла (10). Основные параметры ПД представлены в табл.10.5. Таблица 10.5 Основные параметры ПД Наименование характеристики Максимальное давление газов в камере сгорания, МПа Время работы двигателя, с Средний массовый секундный расход газов, кг/с Численные значения 20 0,24...0,53 16⋅10-3 ТГИП размещен в рулевом отсеке; он предназначен для питания электроэнергией элементов БАУ в полете. ТГИП обеспечивает получение постоянных напряжений следующих номиналов: +1700 В; -27В; ± 12,6 В; + 26 В; время выхода его на режим не превышает 0,65 с. Функционально ТГИП состоит из двух блоков: 1) турбогенератора (ТГ); 2) стабилизированного выпрямителя (СВ). ТГ (рис.10.11) - однофазный, переменного тока, синхронный, коммутационного типа, с возбуждением от постоянных магнитов. Приводом генератора является осевая одноступенчатая газовая турбина (12), жестко закрепленная на общем валу с ротором (8). Газовая турбина вращается под действием струи пороховых газов ПАД, поступающих на ее лопатки через сопло (10); отработанные газы через дренажное отверстие выбрасываются в атмосферу. При вращении ротора (8) в обмотках статора (9) возникает переменный ток частотой 4,5...5 кГц, поступающий на вход СВ. СВ выполняет следующие функции: 1) преобразует напряжение переменного тока ТГ в постоянные напряжения требуемых номиналов; 2) обеспечивает стабилизацию выходных напряжений ТГПИ при изменении частоты вращения ротора в ТГ в диапазоне 45000...75000 об/мин (т.к. ПАД является РДТТ, то скорость горения топлива и давление в камере сгорания зависят от начальной температуры заряда, а следовательно, выходные параметры ТГ могут изменяться в достаточно широком диапазоне). СВ представляет собой электронный блок , выполненный в виде отдельного модуля (т.е. залитый пенополиуретаном) для защиты от воздействия стартовых перегрузок. Блок ответчика размещен в аппаратурном отсеке; он предназначен для создания импульсного модулированного ИК-излучения, необходимого для определения координат ракеты на траектории оптико-электронным пеленгатором НАУ. Блок ответчика состоит: 1) из электронного блока (блока модулятора и блока задержки); 2) из прожекторного блока (импульсного излучателя). Источником ИК-излучения является импульсная лампа ИСК-200. Для повышения помехозащищенности ИК-канала «ракета-НАУ» работа блока ответчика синхронизирована с НАУ: приемное устройство пеленгатора (электронные ключи) открывается точно к моменту прихода ИК- импульса от ракеты. Тактовые импульсы синхронизации излучаются блоком 9С485 НАУ и принимаются блоком БРА ракеты, а затем с выхода схемы управления излучателем поступают на электронный блок блока ответчика. Электронный блок имеет электронную схему управления прожекторным блоком, которая обеспечивает образование импульса ИКизлучения на каждый второй импульс запуска, поступающий с БРА. Блок задержки формирует дополнительную задержку импульсов ИК-излучения на строго определенное время относительно выходного импульса с БРА; эта задержка необходима для обеспечения готовности пеленгатора НАУ к приему сигнала с борта ракеты. К корпусу приборного отсека крепятся четыре серповидные консоли, необходимые для создания подъемной силы, стабилизации ракеты и поддержания ее вращения на траектории. В служебном обращении консоли сложены; при выходе ракеты из ТПК консоли под действием центробежных сил инерции раскрываются и стопорятся в боевом положении механизмом стопорения. Основные характеристики крыла ПТУР представлены в табл.10.6. Таблица 10.6 Основные характеристики крыла Наименование характеристики Площадь крыла, м2 Удельная нагрузка на крыло (две консоли), Н⋅м2 Длина средней аэродинамической хорды, м Удлинение крыла Расстояние от носка ракеты до передней кромки крыла, м Численное значение 0,0246 12600 0,126 1,55 1,3675 10. 4. Действие ракеты при пуске и в полете Предусмотрено два режима стрельбы комплекса 9К114 - режим «Основной» и режим «Пыль»; реализация этих режимов задается режимом функционирования НАУ. Режим «Основной» аналогичен одноименному режиму стрельбы ПТРК 9К112-1, а режим «Пыль» аналогичен режиму «Стрельба с превышением». При стрельбе в режиме «Пыль» расстояние до цели определяется по шкале дальности оптического внутреннего устройства НАУ 9С464. Порядок действия узлов и блоков ПТУР 9М114 при пуске и в полете показан на схеме (рис.10.12). 1. При нажатии кнопки «Пуск» напряжение с НАУ подается на ЭВ ПАД и на электронный переключатель кода в блоке БРА в случае необходимости переключения кода. Пороховые газы ПАД поступают в ТГИП и РМ. За время 0,7 с ТГИП выходит на режим и запитывает электроэнергией элементы БАУ. Ввиду того, что на обмотках электромагнита РМ отсутствует сигнал управления и рули находятся в сложенном положении, РМ работает в режиме «нулевой команды», т.е. пороховые газы транзитом проходят через рабочий цилиндр, не вызывая перемещения поршня. Пороховые газы ПД за время 0,3...0,4 с разгоняют ротор ГРК. 2. Через 1 с после нажатия кнопки «Пуск» срабатывает блок задержки НАУ, и постоянное напряжение с НАУ подается на ЭВ разгонного двигателя; происходит включение и выход на режим разгонного двигателя. Пороховые газы разгонного двигателя выбивают заднюю крышку ТПК и истекают в пространство, обеспечивая системе безоткатность. При страгивании ракеты выбивается передняя крышка ТПК, сгибаются штифты механизма стопорения, происходит расстыковка бортразъема и обрыв запальных цепей разгонного двигателя, срабатывание разбрызгивателя. Ракета получает принудительное вращение в ТПК с большими угловыми ускорениями, возникают центробежные силы инерции, под действием которых происходит разарретирование ГРК. Под действием осевых перегрузок срабатывает инерционный замыкатель и напряжение с ТГИП подается на БРА и электровоспламенитель замедленного действия РМДУ; начинает гореть замедлительный состав. Начинается взведение ВУ 9Э243. 3. После выхода ракеты из ТПК раскрываются крылья и рули, происходит их стопорение в боевом положении. На расстоянии 8...10 м от дульного среза ТПК включается РМДУ; отделяется разгонный двигатель и падает на землю. На расстоянии 20...100 м от пусковой установки взводится ВУ. Как только блок БРА начинает принимать тактовые синхронизирующие импульсы с НАУ, происходит запуск блока ответчика. Через 0,2 с после выхода ракеты из ТПК включаются следящие системы пеленгатора НАУ, обеспечивающие «захват» пеленгатором светового пятна блока ответчика. Одновременно с НАУ на борт ракеты передаются программные команды компенсации веса (в канале тангажа), поправок на скорость ветра и угловую скорость разворота линии визирования ( в канале курса). Через 0,55 с (после «захвата» ракеты пеленгатором НАУ) включается КСТУ, и на борт ракеты начинают поступать с НАУ команды управления, т.е. начинается управляемый полет. При попадании в цель срабатывает ВУ, при промахе подрыв ракеты обеспечивается самоликвидатором. 10.5. Особенности конструкции ПТУР 9М120 «Атака» Особенностью конструкции ПТУР 9М120, принятой на вооружение в 1991 г., является то, что она имеет тандемную кумулятивную БЧ с двойным выдвижением «лидера» с помощью телескопической штанги для увеличения фокусного расстояния кумулятивной струи. Взрывательное устройство БЧ имеет схему электронной задержки (τз ≈ 300 мкс) подрыва основного заряда. Разгонный двигатель имеет сопловой блок с 15 соплами, размещенными по периферии. 11. КОНСТРУКЦИЯ И ДЕЙСТВИЕ ПТУР 9М117, 9М117М 11.1. Назначение, организационно-штатная принадлежность и состав ПТРК 9К116 ПТРК 9К116 принят на вооружение РА в 1982 г. и модернизирован в 1991 г. Комплекс предназначен для поражения бронированных целей противника, движущихся со скоростями не более 60 км/ч, в условиях прямой оптической видимости на дальностях от 100 до 5000 м. Комплекс позволяет вести эффективную стрельбу по малоразмерным неподвижным целям (амбразурам, ДОТ, ДЗОТ и т.п.) и малоскоростным низколетящим воздушным целям (боевые вертолеты). ПТРК 9К116 применяется совместно с противотанковой пушкой (ПТП) МТ-12 (Т-12Н); в состав комплекса входят: 1) выстрелы 3УБК10 «Кастет» с ПТУР 9М117; 3УБК10М «Кан» с ПТУР 9М117М, имеющий кумулятивную БЧ тандемного типа; 2) НАУ 9С53. Для проведения контрольных проверок и регламентных работ с комплексом в войсках используется КПМ 9В871-3; для работ с выстрелами на арсеналах и базах ГРАУ используется пульт проверки 9В892. Комплекс обслуживается штатным расчетом ПТП МТ-12 (Г-13Н); элементы комплекса транспортируются в кузове тягача МТЛ-Б (штатного тягача орудия). Организационно-штатная принадлежность комплекса соответствует организационно-штатной принадлежности пушки МТ-12 (Т-12Н); боевой комплект составляет 8 выстрелов. На базе ПТРК 9К116 разработаны следующие комплексы 1) ПТРК 9К116 «Бастион» – установлен на танках Т-55М, Т-55АМ (100-мм ТП Д-10Т2С, выстрелы 3УБК10-1, 3УБК10М-1); 2) ПТРК 9К116-1 «Шексна» установлен на танке Т-62М (115-мм ТП У-5ТС, выстрелы 3УБК10-2, 3УБК10М-2) 3) ПТРК «Басня» – установлен на БМП-3 ( 100-мм пушка 2А70, выстрелы 3УБК10-3, 3УБК10М-3). 11. 2. Характеристика, основные тактико-технические данные и общее устройство выстрела 3УБК10 с ПТУР 9М117 Выстрел 3УБК10 (рис.11.1) состоит из управляемой ракеты 9М117 (1) и метательного устройства (2). ПТУР 9М117 представляет собой управляемую крылатую ракету, выполненную по аэродинамической схеме «утка», со сверхзвуковой скоро- стью полета, с полуавтоматической системой управления, с телеориентированием ракеты в информационном поле лазерного луча, с РДТТ, с кумулятивной БЧ, вращающейся на траектории. Выстрелы 3УБК10-1, 3УБК10-2, 3УБК10-3 отличаются конструкцией метательного устройства, которая определяется размерами зарядной каморы и баллистическими особенностями соответствующих орудий. Основные тактико-технические характеристики перечисленных выше выстрелов приведены в табл.11.1. Таблица 11.1 Основные характеристики противотанковых выстрелов Наименование характеристики 3УБК10 3УБК10-1 3УБК10-2 3УБК10-3 Дальность управляемого полета, м - максимальная 5000 4000 4000 4000 - минимальная 100 100 100 100 Максимальная скорость поле400 370 370 та, м/с Длина выстрела, м 1,098 1,098 1,098 1,098 Длина ракеты, м 1,084 1,084 1,084 1,084 Калибр выстрела, м 0,100 0,100 0,100 0,100 Калибр ракеты, м 0,100 0,100 0,100 0,100 Размах крыла, м 0,255 0,255 0,255 0,255 Масса выстрела, кг 25 24,4 28 Время работы двигателя, с 17,6 17,6 17,6 17,6 Бронепробиваемость, м 0,275 0,275 0,275 0,275 Температурный диапазон, °С ±50 ±50 ±50 ±50 11.3. Конструкция и принцип действия основных узлов и блоков выстрела 3УБК10 11.3.1. Конструкция ПТУР 9М117 ПТУР 9М117 (рис. 11.2) состоит из: 1) рулевого отсека (1); 2) БЧ 9Н136М с ВУ 9Э256 (2); 3) РМДУ (3); 4) приборного (аппаратурного) отсека (4); 5) БАУ. БЧ 9Н136 кумулятивного действия, снаряжена окфолом; ВУ 9Э256 головодонное, электромеханическое, конденсаторное, предохранительного типа, с дальним взведением и самоликвидацией. Назначение РМДУ анало- гично изложенному выше ( см.ПТУР 9М111М). РМДУ (рис.11.3) представляет собой однокамерный двухрежимный РДТТ, состоящий из: 1) корпуса (1); 2) соплового блока (2); 3) заряда твердого топлива 9Х919 (3); 4) воспламенителя форкамерного типа 9Х296 (4); 5) электровоспламенителя замедленного действия 9Х436 (5); 6) туннельной трубки (6). Корпус изготовлен из стали 30ХГСА, состоит из цилиндрической обечайки (трубы) (7), переднего (8) и заднего (9) доньев. Переднее дно крепится к трубе при помощи колец (10), заднее дно крепится при помощи сегмента к крышке форкамеры. В переднем дне имеется технологическое отверстие, закрытое заглушкой (11) и предназначенное для проверки собранной РМДУ на герметичность. Переднее дно закрыто пластмассовым теплозащитным экраном (12); герметичность соединений элементов корпуса обеспечивается прокладками (13). Сопловой блок расположен в передней части РМДУ, имеет два сопловых отверстия, оси которых наклонены к оси ракеты под углом 15°. Сопла имеют вкладыши из тугоплавкого материала для защиты от разгара в процессе работы двигателя. В служебном обращении сопла закрыты герметизирующими заглушками (14), которые разрушаются при пуске струей продуктов горения заряда. Заряд изготовлен из топлива РНДСИ-5К и представляет собой одноканальную цилиндрическую шашку, бронированную по большей части наружной поверхности составом АЦ-5. Со стороны наружной поверхности в заряде имеются два скоса, обеспечивающих размещение сопловых бобышек (15). В канале заряда проложена пластмассовая туннельная трубка (6) с кабелем, соединяющим аппаратурный и рулевые отсеки. Воспламенитель форкамерного типа 9Х296 предназначен для воспламенения заряда 9Х919; состоит из корпуса (форкамеры) и форсажного заряда. Корпус образован задним дном РМДУ и крышкой (16), соединенными друг с другом при помощи сегментов (17). В крышке имеются отверстия для прохода продуктов горения ЭВЗД 9Х436. Форсажный заряд состоит из четырех одноканальных цилиндрических шашек (18), размещенных по окружности корпуса воспламенителя, и навески ДРП-2. При пуске ракеты пороховые газы форсажного заряда через отверстия «а» в заднем дне РМДУ истекают в полость двигателя и воспламеняют заряд 9Х919. 11.3.2. Конструкция и принцип действия элементов бортовой аппаратуры управления БАУ размещена в рулевом и приборном отсеках ракеты: электрическая связь рулевого и приборного отсеков осуществляется при помощи кабеля, проложенного в туннельной трубке через канал заряда РМДУ. БАУ предназначена для выполнения следующих функций: 1) приема модулированного лазерного излучения и преобразования его в электрические импульсы тех же частот; 2) выделения координат ракеты относительно линии визирования (оси информационного поля управления); 3) формирования команд управления по курсу и тангажу; 4) преобразования электрических сигналов команд управления в угловые отклонения аэродинамических рулей; 5) формирования сигнала компенсации веса ракеты. Функциональная схема БАУ представлена на рис.11.4. В состав БАУ входят (см.рис.11.2): 1) приемник излучения (5); 2) блок электронной аппаратуры выделения координат и формирования команд управления (6); 3) гироскопический координатор 9Б827 (7); 4) батарея Т-444 (8); 5) блок связи (лампа-фара) (9); 6) замыкатель (10); 7) блок рулевого привода с механизмом раскрытия рулей (11); 8) усилитель привода (12). Приемник представляет собой оптико-электронное устройство, предназначенное для приема модулированного лазерного излучения, выделения полезного оптического сигнала и преобразования его в электрическое напряжение uпи той же частоты, что и принимаемое излучение. Фокусировка принимаемого лазерного излучения производится при помощи линзы (13). Фильтр (14) с диафрагмами пропускает только длину волны излучения лазера и тем самым обеспечивает надежную работу БАУ в условиях засветки фотодиода солнцем и пламенем работающей РМДУ. Фотодиод ФД-14К преобразует излучение лазера в электрическое напряжение uпи . Амплитуда uпи пропорциональна энергетической освещенности поля управления в данной точке (определяющей удаленность ракеты от ПУ), а его частотная характеристика зависит от положения ракеты относительно линии визирования цели. Если ПТУР удалена от центра поля управления вверх на расстояние hy (рис.9.1) и вправо на расстояние hz , то напряжение uпи имеет частоту f1 в течение времени τ1 , которое пропорционально величине hz, и частоту f3 в течение времени τ3, которое пропорционально величине hy . В течение времени (Т-τ1-τ3) приемник излучения вырабатывает напряжение частотой f5, позволяющее исключить влияние собственных шумов БАУ на точность выделения координат ракеты относительно линии визирования цели. Напряжение Uпи, усиленное выходными каскадами приемника излучения, поступает в блок электронной аппаратуры. Блок электронной аппаратуры предназначен для выделения координат ракеты относительно линии визирования цели и формирования команд управления по курсу и тангажу. В состав блока входят: 1) блок выделения координат; 2) блок формирования команд управления. На выходе блока электронной аппаратуры присутствуют два напряжения, определяющие величины команд в плоскостях курса и тангажа. Эти напряжения через электрические цепи координатора поступают на вход усилителя привода. Гироскопический координатор 9Б827 предназначен для согласования команд управления, выработанных блоком электронной аппаратуры в неподвижной системе координат поля управления, с системой координат вращающейся ракеты. Принцип работы координатора аналогичен принципу работы координатора ПТУР 9М111М. Гироскопический координатор (рис.11.5) состоит из: 1) гироузла (внутренняя и наружная рамки, ротор) (1); 2) ламельного датчика (2); 3) арретирующего устройства (3); 4) физического маятника (4); 5) корпуса (5); 6) основания (6); 7) щеткодержателя (7) с токоподводами (8) и токосъемниками (9). Разгон ротора гироузла осуществляется за счет энергии пороховых газов заряда твердого топлива (10), размещенного внутри ротора, истекающих через тангенциальные сопла в корпусе ротора. Разарретирование рамок гироузла осуществляется по аналогии с ПТУР 9М111М. Физический маятник обеспечивает предстартовую ориентацию координатора после заряжания ракеты в ствол орудия. Физический маятник представляет собой серьгу (11), закрепленную на оси (12); серьга при помощи пальца (13) и пружинной защелки (14) соединена с щеткодержателем (7). При угловом развороте ракеты в канале ствола серьга под действием силы тяжести проворачивается относительно оси (12) по направлению к местной вертикали и разворачивает щеткодержатель относительно ламельного датчика (2). При угловом развороте ракеты в канале ствола серьга под действием силы тяжести проворачивается относительно оси по направлению к местной вертикали и разворачивает щеткодержатель относительно ламельного датчика, осуществляется согласование систем координат ракеты и НАУ, тем самым обеспечивая предстартовую ориентацию координатора. При разарретировании гироузла отбрасывается арретир (3), освобождая стопор (16), который перемещается вниз по рисунку, освобождая, в свою очередь, штырь (15). Штырь (15) и вилка (17) с зубчатым колесом перемещаются. При этом вилка входит в зацепление с осью наружной рамки, а палец (13) выходит из пружинной защелки (14). Пружинная защелка входит в зацепление с зубчатым колесом (18) и блокирует щеткодержатель (7) относительно вилки (17). Ламельный датчик (2) установлен на основании (6) и в полете вращается вместе с ракетой; щетки щеткодержателя обегают ламели датчика, снимая с них электрические сигналы команд управления в системе координат ракеты (по аналогии с ПТУР 9М111М) и подавая их на вход усилителя привода. Усилитель привода размещен в рулевом отсеке и предназначен для усиления по мощности электрических сигналов команд управления, поступающих с гироскопического координатора, и суммирования их с сигналами обратной связи, поступающими с БРП. БРП размещен в рулевом отсеке и предназначен для преобразования электрических сигналов команд управления в угловые отклонения аэродинамических рулей, пропорциональные величинам команд по курсу и тангажу. БРП воздушно-динамического типа, использующий энергию набегающего потока воздуха. Принципиальная схема БРП представлена на рис.11.6. БРП двухканальный, каждый канал включает в себя: 1) два струйных реле (воздухораспределитель) (1); 2) две рулевые машинки (2); 3) потенциометр обратной связи (3); 4) пару аэродинамических рулей (4). Струйные реле предназначены для распределения воздушного потока, поступающего через отверстие воздухозаборника в носке ракеты, между рулевыми машинками. Представляют собой электромагнитное воздухораспределительное устройство, состоящее из курса (5) управляющего электромагнита (6), якоря (7) с пружиной (8), клапана (9). Рулевая машинка состоит из корпуса (10), рабочего цилиндра (11) с поршнем (12). Поршни рулевых машинок через параллелограмм рулевого привода (13) связаны с парой аэродинамических рулей (4) и движком потенциометра обратной связи (3). Принцип работы БРП состоит в следующем. При подаче напряжения управляющего сигнала на обмотку одного из струйных реле (например, верхнего) якорь, преодолевая усилие пружины, перемещается в магнитном поле и открывает отверстие клапана, обеспечивая доступ воздуха в рабочий цилиндр верхней РМ. Воздушный поток, воздействуя на поршень, перемещает его в осевом направлении; перемещение поршня через параллелограмм рулевого привода преобразуется в угловое отклонение аэродинамических рулей. Обмотка управления нижнего реле при этом обесточена; якорь, поджатый пружиной, закрывает отверстие клапана, перекрывая доступ воздуха в рабочий цилиндр нижней РМ. При повороте рулей поршень нижней РМ перемещается влево, вытесняя воздух из рабочего цилиндра в полость БРП. Аэродинамические рули поворачиваются на угол, пропорциональный величине команды управления, что обеспечивается наличием в БРП потенциометра обратной связи. Принцип снятия сигнала обратной связи аналогичен ПТУР 9М112М. После отработки ракетой команды управления сигнал обратной связи, поступающий на вход усилителя привода, возвращает рули в нейтральное положение. В служебном обращении рули находятся в сложенном положении и закрыты щитками (16) (см. рис. 11.2). Открытие рулей производится при помощи пиротехнического механизма раскрытия рулей (рис.11.7), который состоит из: 1) двух ЭВ 9Х284 (1); 2) основания (2); 3) поршня (3); 4) толкателя (4). При срабатывании ЭВ 9Х284 пороховые газы действуют на поршень, который перемещается в осевом направлении вмести с толкателем. Толкатель, воздействуя на рули, сообщает им начальный импульс раскрытия, под действием которого взламываются щитки; рули под действием пружин раскрываются и стопорятся в боевом положении. При перемещении поршня пружина (6) отжимает заглушку (5) вправо по рисунку, открывая отверстие воздухозаборника. Батарея размещена в аппаратурном отсеке и предназначена для питания электроэнергией элементов БАУ в течение времени полета. По конструкции и принципу действия аналогична рассмотренным выше (см. ПТУР 9М111М). Блок связи предназначен для обеспечения визуального наблюдения за полетом ракеты; состоит из отражателя и лампы. Замыкатель (10) (см. рис.11.2) обеспечивает подачу напряжения с бортовой батареи на ЭВЗД РМДУ, ЭВ механизма раскрытия рулей и лампу блока связи при сбросе поддона после выхода ракеты из канала ствола орудия. Корпус приборного отсека представляет собой тонкостенную цилиндрическую оболочку; к нему крепится крестовина (1) (рис. 11.8) с 4 консолями (2). В служебном обращении консоли попарно сложены и удерживаются в сложенном состоянии корпусом поддона. Раскрытие консолей происходит после сброса поддона за счет силы упругости пружин (3) Консоли установлены под углом к оси ракеты для сообщения ей проворота на траектории за счет энергии набегающего потока воздуха. В крестовине имеются два отверстия «а» для доступа пороховых газов метательного устройства к двум газовым замыкателям (4), закрепленным на ее внутренней стенке. Газовые замыкатели обеспечивают подачу напряжения с бортовой батареи на ПМД ВУ, а также замыкание контрольной точки приемника излучения на корпус (в целях снижения собственных шумов по цепи питания) после срабатывания метательного устройства. Хвостовая часть приборного отсека защищена от воздействия пороховых газов метательного устройства поддоном (1) (рис.11.9), который при помощи проволочных тяг (2) соединен с поршнем (3). Поршень удерживает кнопку (4) замыкателя в утопленном положении, тем самым размыкая запальные цепи ЭВЗД РМДУ, ЭВ механизмов раскрытия рулей и электрическую цепь лампы блока связи. Крепление поддона к корпусу ракеты осуществляется при помощи трех винтов. Отделение поддона происходит следующим образом. При выстреле пороховые газы метательного устройства через дроссели (5) затекают в полость между поршнем (3) и стенкой поддона. После выхода ракеты из канала ствола окружающее давление сравнивается с атмосферным, и поддон сбрасывается избыточным давлением ∆p = pг - pатм, где pг - давление газов внутри поддона. Поддон, отделяясь от ракеты, при помощи тяг (2) сбрасывает поршень (3) , который, отделяясь, освобождает кнопку замыкателя (4). В донной части корпуса поддона закреплена индукторная втулка (6), предназначенная для выработки начального импульса напряжения, необходимого для пуска ракеты. Снаружи поддона установлены воспламенитель 9Х295 и ЭВЗД 9Х436 (7), предназначенный для воспламенения заряда метательного устройства с замедлением τ = 1,6 с, необходимым для выхода на режим БАУ ракеты. Индукторная втулка (рис.11.10) состоит из: 1) корпуса (1); 2) толкателя индуктора (2); 3) сердечника индуктора (3); 4) катушки (4); 5) постоянного магнита (5); 6) изолятора (6). 11.3.3. Конструкция метательного устройства Метательное устройство предназначено для сообщения ракете начальной скорости полета. При сборке выстрела соединение ПТУР с метательным устройством осуществляется посредством патронирования ракеты в гильзу (по аналогии с артиллерийскими выстрелами унитарного заряжания). Метательное устройство (рис.11.11) состоит из: 1) гильзы (1); 2) порохового заряда 9Х918 (2); 3) опорного кольца (3) с гайкой (4); 4) дополнительного заряда (5); 5) перфорированного цилиндра (6); 6) втулки с поршнем (7). Гильза (стальная или латунная) состоит из корпуса и дна, соединенных друг с другом при помощи резьбы. В осевое отверстие дна ввинчивается втулка с поршнем (7), предназначенная для передачи импульса движения от бойка ударно-спускового механизма орудия к толкателю индукторной втулки. Опорное кольцо с гайкой и перфорированный цилиндр обеспечивают центровку ракеты в гильзе метательного устройства. Заряд 9Х918 размещен в кольцевом зазоре между корпусом гильзы и перфорированным цилиндром; представляет собой навеску трубчатого пороха, помещенную в секционный картуз. Дополнительный заряд предназначен для усиления форса огня ЭВЗД 9Х436 и передачи его пороховому заряду 9Х918. Метательное устройство выстрелов 3УБК10-1, 3УБК10-2, 3УБК10-3 отличается конструкцией гильзы и порохового заряда. Кроме того, оно имеют баллоны с двуокисью углерода, которые предназначены для очистки канала ствола после выстрела; конструкция и принцип действия которых изложены ниже (см. ПТУР 9М119). 11.4. Действие ракеты при пуске и в полете Схема действия узлов и блоков ПТУР 9М117 при пуске и в полете представлена на рис.11.12. 1. При нажатии на рукоятку спуска ударник орудия через поршень втулки, расположенный в дне гильзы, воздействует на толкатель индуктора. Толкатель, в свою очередь, воздействует на сердечник, который перемещаясь в осевом направлении, индуцирует в обмотках индуктора импульсную эдс , которая поступает на ЭВЗД 9Х436 метательного устройства и ЭВ бортовой батареи Т-444. 2. Батарея выходит на режим, и напряжение с нее поступает на ЭВ ротора гирокоординатора, а также на элементы БАУ. Происходит разгон ротора и разарретирование рамок гирокоординатора, а также запитка элементов БАУ электроэнергией. 3. Через 1,6 с срабатывают ЭВЗД и воспламенитель 9Х295, воспламеняя дополнительный заряд, от которого воспламеняется пороховой заряд 9Х819 метательного устройства. Начинается движение ракеты в канале ствола орудия. Пороховые газы метательного устройства затекают в полость поддона, а также вызывают срабатывание газовых замыкателей. При срабатывании газовых замыкателей напряжение с бортовой батареи подается на ПИМ взрывательного устройства, начинается его взведение. 4. При выходе ракеты из канала ствола происходит сброс поддона и отделение поршня, раскрываются крылья и стопорятся в боевом положении. За счет угла установки крыльев ракета получает необходимую скорость проворота (∼ 25 об/с) относительно продольной оси. В момент отделения поршня срабатывает замыкатель в блоке связи, и напряжение с ба- тареи подается на ЭВ РМДУ, ЭВ механизмов раскрытия рулей, лампу блока связи. Включается РМДУ, раскрываются и стопорятся в боевом положении рули, открывается клапан воздухозаборника БРП, загорается лампа блока связи. При встреливании ПТУР в информационное поле, формируемое НАУ, приемник начинает принимать излучение лазера, и начинается управляемый полет ракеты в информационном поле до попадания в цель или самоликвидации (в случае промаха). 11.5. Особенности конструкции и действия ПТУР 9М117М (выстрел 3УБК10М-3) В конструкцию снаряда введены вновь: 1. Лидирующий заряд (ЛЗ), предназначенный для инициирования и разрушения элементов динамической защиты (ДЗ) до подхода кумулятивной струи основного заряда (ОЗ). 2. Блок электронной задержки (БЭЗ), предназначен для обеспечения временного интервала между срабатыванием ЛЗ и ОЗ. В ракете 9М117М для размещения ЛЗ в носовой части снаряда доработан БРП, при этом длина блока и соответственно ракеты, увеличилась на 40 мм по сравнению с ракетой 9М117. В МДУ заменена для стыковки с ленточными кабелями ОЗ и БЭЗ. В БРП имеется дополнительный электровоспламенитель для вскрытия клапана воздухозаборника после выхода ракеты из ствола орудия. В аппаратурном отсеке установлен только один газовый замыкатель, т.к. в ракете используется взрывательное устройство 9Э94, взведение которого осуществляется за счет осевых сил инерции (т.е. не требуется подача напряжения с ББП на взрывательное устройство). При встрече ракеты 9М117М с целью сжимается обтекатель БРП и происходит замыкание его с головным контактом снаряда, в результате чего происходит срабатывание предохранительно-исполнительного механизма (ПИМ) 9Э94, который вызывает детонацию ЛЗ. Образовавшаяся кумулятивная струя инициирует и разрушает ДЗ. Одновременно с замыканием обтекателя и контакта, подается сигнал на запуск БЭЗ, обеспечивающий срабатывание ОЗ через 270…330 мкс. В результате ОЗ срабатывает, и образовавшаяся кумулятивная струя пробивает незащищенную броню. 12. КОНСТРУКЦИЯ И ДЕЙСТВИЕ ПТУР 9М119 12.1. Назначение, организационно-штатная принадлежность и состав ПТРК 9К120 ПТРК 9К120 принят на вооружение в 1983 г. установлен на основных боевых танках Т-72Б, Т-80У, Т-90. Комплекс предназначен для поражения бронированных целей противника, движущихся со скоростями не более 70 км/ч, при стрельбе с места и сходу в условиях прямой оптической видимости на дальностях от 100 до 4000 м. Комплекс позволяет вести эффективную стрельбу по малоразмерным неподвижным целям (амбразуры, ДОТ, ДЗОТ и т.п.), а также по низколетящим малоскоростным атакующим воздушным целям (боевые вертолеты). В состав комплекса входят: 1) выстрелы 3УБК14 с ПТУР 9М118, 3УБК20 с ПТУР 9М119М; 2) 125-мм ТП Д-81 (2А46М); 3) прицел-прибор наведения (ППН) 1К13; 4) преобразователь напряжения. Для проведения регламентных работ с комплексом в войсках используется КПМ СО1МО2. Для обучения операторов комплекса используется тренажер 9Ф618 М-3. ПТРК обслуживается штатным экипажем танков. Боевой комплект комплекса составляет 6 выстрелов, размещенных в лотках механизма заряжания танка. Организационно-штатная принадлежность – см. ПТУР 9М112М. 12.2. Общее устройство выстрела 3УБК14 (3УБК20) Выстрел 3УБК14 (3УБК20) (рис.12.1) состоит: 1) из противотанковой управляемой ракеты 9М119 (9М119М) (1); 2) из метательного заряда 9Х949 (2). ПТУР 9М119 представляет собой управляемую крылатую ракету, выполненную по аэродинамической схеме «утка», со сверхзвуковой скоростью полета, с полуавтоматической системой управления с телеориентированием ракеты в информационном поле лазерного луча, с РДТТ, с кумулятивной БЧ, проворачивающейся на траектории. Основные ТТХ выстрелов представлены в табл.12.1. Таблица 12.1 Тактико-технические характеристики ПТУР Наименование характеристики Дальность управляемого полета, м - максимальная - минимальная Скорость полета, м/с - начальная - средняя Калибр, мм Длина ракеты, мм Масса, кг - выстрела - ракеты - метательного устройства Толщина пробиваемой брони (по нормали), мм Температурный диапазон боевого применения, оС Максимальная дальность стрельбы комплекса 9К120, м Численные значения 9М119 9М119М 5000 100 5000 100 422...445 350...360 125 695 422...445 350...360 125 695 23,8 16,5 6,5 6,5 650...700 700…750 ±50 ±50 4000 4000 12.3. Конструкция и принцип действия основных узлов и блоков выстрела 3УБК14 (3УБК20) 12.3.1. Конструкция ПТУР 9М119 ПТУР 9М119 (рис. 12.1) состоит из: 1) рулевого отсека (3); 2) МДУ (4); 3) БЧ 9Н142 (5) с ВУ 9Э92 (6); 4) приборного отсека (7); 5) БАУ. БЧ 9Н142 кумулятивного действия, снаряжена окфолом; ВУ 9Э92 головодонное, электромеханическое, конденсаторное, предохранительного типа, с дальним взведением и самоликвидацией. Следует отметить, что ракета выполнена по обратной компоновочной схеме, т.е. БЧ размещена позади МДУ. Подобная компоновка ракеты позволила повысить Бронепробиваемость БЧ за счет обеспечения оптимального фокусного расстояния для формирования кумулятивной струи, а также улучшить продоль- ную балансировку ПТУР за счет размещения МДУ в районе центра масс ракеты (выгорание топлива практически не вызывает перемещения центра масс ракеты). 12.3.1.1. Конструкция маршевой двигательной установки Маршевая двигательная установка предназначена для поддержания скорости полета ракеты на АУТ. МДУ (рис.12.2) состоит из: 1) корпуса (1); 2) заряда твердого топлива 9Х947 (2); 3) форсажного заряда (3); 4) воспламенителя 9Х320 (4); 5) электровоспламенителя замедленного действия 9Х436-1 (5); 6) соплового блока (6); 7) диафрагмы (7); 8) туннельной трубки (8). Корпус изготовлен из стали 30ХГСА, состоит из тонкостенной обечайки, переднего и заднего доньев. Переднее дно крепится к обечайке при помощи стопорного кольца (9), герметичность стыка обеспечивается резиновыми прокладками (10). Заднее дно крепится к обечайке при помощи резьбового соединения. Внутренняя поверхность корпуса в местах контакта с продуктами горения заряда имеет ТЗП марки ДСВ-Р. Заряд твердого топлива представляет собой одноканальную цилиндрическую шашку, имеющую в передней части скосы «б», бронированную практически по всей наружней поверхности составом АЦ-5; марка топлива - НДП-2МС. От осевых перемещений заряд удерживается при помощи прокладок (11) и диафрагмы (12), которая крепится к заднему дну при помощи резьбы. Сопловой блок имеет два сопловых отверстия, расположенных в передней части двигателя и закрытых в служебном обращении герметизирующими заглушками. Электровоспламенитель замедленного действия 9Х436-1 установлен в приливе заднего дна МДУ; воспламенитель 9Х320 размещен в полости заднего дна. Форсажный заряд состоит из 7 одноканальных цилиндрических шашек (13), наклеенных на внутреннюю поверхность заднего дна. Туннельная трубка выполнена как единое целое с передним дном и предназначена для выполнения следующих функций: 1) для прокладки гибких проводников (14), обеспечивающих электрическую связь элементов БАУ, расположенных в рулевом и аппаратурном отсеках; 2) для прохода кумулятивной струи, образующейся при подрыве БЧ; 3) для прохода воздуха из полости БРП к дренажным отверстиям «а» (см.рис. 12.2), через которые он выходит в атмосферу. 12.3.1.2. Конструкция бортовой аппаратуры управления БАУ предназначена для выполнения следующих функций: 1) приема лазерного излучения информационного поля и преобразования его в электрические импульсы тех же частот; 2) определения координат ракеты относительно оси информационного поля (линии визирования); 3) формирования одноканального управляющего сигнала и преобразования его в угловые отклонения аэродинамических рулей; 4) формирования сигнала компенсации веса ракеты. Узлы и блоки БАУ размещены в рулевом и приборном отсеках ракеты и соединены друг с другом при помощи гибких проводников (см. рис. 12.2). В состав БАУ входят: 1) приемник 9Н244 (15); 2) гироскопический координатор 9Б175 (16); 3) БРП (17); 4) усилитель привода (18); 5) бортовая батарея Т-493 (19); 6) блок связи (20). Функциональная схема БАУ представлена на рис.12.3. Приемник 9Н244 представляет собой оптико-электронное устройство, предназначенное для приема лазерного излучения, выделения полезного оптического сигнала, преобразования его в электрическую форму, выделения координат ракеты относительно оси информационного поля, фильтрации полосы частот, несущих информацию, и предварительного усиления сигнала. Представляет собой оптико-электронное устройство, состоящее из: 1) фильтра; 2) оптической системы; 3) фотодиода; 4) аппаратуры выделения координат. Фильтр пропускает только длину волны ОКГ и обеспечивает надежную работу БАУ в условиях засветки фотодиода солнцем и пламенем работающей МДУ. Фотодиод преобразует световые импульсы информационного поля в электрические импульсы той же частоты. Аппаратура выделения координат преобразует электрические сигналы, поступающие с фотодиода в два напряжения, пропорциональных координатам ПТУР относи- тельно оси информационного поля; эти напряжения усиливаются выходными каскадами приемника и поступают на выход усилителя привода. Гироскопический координатор 9Б175 (рис. 12.4) предназначен для согласования системы координат поля управления с системой координат вращающейся ракеты (вместе с корректирующим фильтром усилителя привода). Представляет собой трехстепенной свободный гироскоп с разгоном ротора газом от порохового заряда 9Х942, размещенного внутри ротора (см. ПТУР 9М117). С датчика гирокоординатора в усилитель привода поступает сигнал информации об угловом положении ракеты относительно продольной оси. Для предстартовой ориентации координатора после заряжания ракеты в ствол орудия в его конструкции предусмотрен физический маятник, устройство и принцип действия которого в целом аналогичен физическому маятнику ПТУР 9М117. Основными особенностями конструкции координатора 9Б175 являются: 1) использование бесконтактного датчика, состоящего из растра (1), двух пар излучающих диодов (2), двух пар фотодиодов (3); 2) между серьгой (4) и растром (1)расположен демпфер (5), уменьшающий погрешность предстартовой ориентации датчика при стрельбе из движущегося танка. Усилитель привода размещен в рулевом отсеке и предназначен для выполнения следующих функций: 1) преобразования напряжений, пропорциональных координатам ракеты относительно оси информационного поля, и сигнала информации об угловом положении ракеты относительно продольной оси в одноканальный АМ- и ФМ- сигнал; 2) формирования сигнала компенсации веса ракеты; 3) суммирования одноканального управляющего сигнала с сигналом обратной связи, поступающим с ПОС БРП; 4) усиления по мощности одноканального управляющего сигнала, поступающего на одну из обмоток струйного реле БРП. 5) согласования работы рулевого привода с частотой вращения ракеты. БРП одноканальный; представляет собой воздушно-динамические устройство, использующее энергию набегающего потока воздуха. БРП (рис.12.5) состоит из: 1) двух воздухозаборников (1) с воздуховодами (2); 2) фильтра (3); 3) струйного реле (4); 4) рулевой машинки (5); 5) пары аэродинамических рулей (6); 6) потенциометра обратной связи (7). Принцип действия БРП аналогичен принципу действия БРП ПТУР 9М117. Раскрытие рулей и воздухозаборников осуществляется при помощи пиротехнического механизма раскрытия рулей. Бортовая батарея Т-493 предназначена для питания элементов БАУ в течение всего времени полета; по конструкции и принципу действия аналогична изложенной в ПТУР 9М111М. +3 , 5 +3 , 5 Батарея вырабатывает напряжения + 12 −1, 0 В и − 12 −1, 0 В в течение 19 с; время выхода батареи на режим не превышает 1 с. Блок связи предназначен для обеспечения визуального наблюдения за полетом ракеты на траектории. Он состоит из: 1) лампы; 2) отражателя; 3) переключателя ползункового типа; 4) пиротехнического размыкателя; 5) блока сопротивлений (резисторы R1; R2; R3; R4). Лампа имеет два режима свечения: сильный и слабый. Режим сильного свечения используется при стрельбе днем, а режим слабого свечения при стрельбе ночью. Переключение режимов свечения осуществляется тумблером «У-ДЕНЬ-У-НОЧЬ», расположенным на кронштейне индикатора количества выстрелов автомата заряжания танка. Если тумблер находится в положение «У-НОЧЬ», то на борт ракеты при пуске подается напряжение 27В, вызывающее срабатывание пиротехнического размыкателя, отключающего в цепи лампы резисторы R1, R2; при этом реализуется режим слабого свечения, что препятствует ослеплению наводчика орудия. Пиротехнический размыкатель (рис.12.6) состоит из: 1) электропиротолкателя ТМ-1 (1); 2) резьбовой втулки (2); 3) пружины (3); 4) поршня (4), через который проходит провод (5), соединяющий резисторы. При подаче напряжения 27В от цепей танка срабатывает электропиротолкатель ТМ-1, продукты горения пиросостава воздействуют на поршень (4), который, перемещаясь, перерезает провод (5); при этом отключаются резисторы R1, R2 и происходит уменьшение тока в цепи лампы, что приводит к снижению яркости ее свечения. Переключатель обеспечивает подключение лампы, ЭВЗД МДУ, ЭВ механизма раскрытия рулей, ЭВ ПИМ к бортовой батареи после сброса поддона. Конструкция и принцип действия переключателя аналогичны изложенным выше (см. ПТУР 9М117). Хвостовая часть аппаратурного отсека закрыта поддоном, который выполняет те же функции, что и аналогичный поддон у ракеты 9М117. Отделение поддона происходит после выхода ракеты из канала ствола ору- дия за счет избыточного давления пороховых газов метательного устройства, затекающих в полость поддона при выстреле через отверстия в винтах (9) (см. рис.3.91). К корпусу аппаратурного отсека крепятся консоли крыльев; раскрытие консолей происходит за счет сил упругости и энергии пластинчатых пружин, закладываемых под каждую консоль при сборке ракеты. На дне поддона имеется контактная плата (8) (см.рис.3.90), обеспечивающая связь БАУ с НАУ после заряжания ракеты в ствол орудия. 12.4. Конструкция метательного устройства Метательное устройство 9Х949 (рис.12.7) предназначено для сообщения ракете начальной скорости полета; оно состоит из: 1) стальной гильзы (1); 2) порохового заряда (2); 3) индукторной втулки (3); 4) воспламенительного устройства форкамерного типа (4); 5) баллона с двуокисью углерода (углекислым газом) (5); 6) досылателя (6); 7) крышки-обтюратора (7); 8) ЭВЗД 9Х436 (8). Пороховой заряд представляет собой навеску пироксилинового пороха 7/1ОП и 7/80К. Конструкции индукторной втулки и воспламенительного устройства форкамерного типа аналогичны изложенным в ПТУР 9М112М, 9М117. Баллон с двуокисью углерода предназначен для вытеснения пороховых газов из канала ствола орудия после выстрела до момента экстракции гильзы. При выстреле сила давления пороховых газов метательного устройства воздействует на поршень (9), который перемещается и своей кромкой продавливает корпус баллона. После выхода ракеты из канала ствола давление газов в стволе падает, за счет разности давлений в баллоне и гильзе поршень перемещается в противоположную сторону, при этом открывается отверстие «г», через которое двуокись углерода вытекает из баллона в полость гильзы. В процессе теплообмена между двулокисью углерода и разогретыми стенками гильзы температура двуокиси углерода повышается; это приводит к увеличению ее объема и, как следствие, вытеснению токсичных продуктов сгорания пороха из полости гильзы и канала ствола. Таким образом, при открывании затвора в боевое отделение танка из канала ствола попадают не токсичные продукты сгорания пороха, а относительно безвредная двуокись углерода. Подобный способ очистки канала ствола обусловлен тем, что при относительно низких давлениях в канале ствола, имеющих место при выстреле ракетой (р = 50...72 МПа), эффективность эжектора орудия мала. Досылатель предназначен для выполнения следующих функций: 1) обеспечения досылания ракеты в канал ствола при заряжании; 2) устранения возможности сползания ракеты назад после досылания в ствол орудия; 3) обеспечения электрической связи ПТУР с НАУ перед пуском. Досылатель состоит из конуса (10) и штока (11), соединенных друг с другом при помощи телескопического шарнира. Телескопическое соединение обеспечивает постоянный контакт пусковых цепей ракеты и метательного устройства при различном износе ствола орудия. ЭВЗД 9Х436 предназначен для воспламенения заряда метательного устройства с замедлением τ = 1,1...1,8 с, необходимым для выхода на режим бортовой батареи и координатора; принцип замедления - пиротехнический. 12.5. Действие ПТУР при пуске и в полете Схема функционирования узлов и блоков ПТУР при пуске и в полете представлена на рис.12.8. 1.При нажатии кнопки стрельбы боек ударно-спускового механизма орудия наносит удар по поршню индукторной втулки, который, перемещаясь в осевом направлении, воздействует на сердечник индуктора. Сердечник, перемещаясь, индуцирует в обмотках индуктора эдс, которая подается на ЭВ бортовой батареи Т-493 и на ЭВЗД 9Х436 метательного устройства. Одновременно, при стрельбе ночью, через цепи индукторной втулки от пусковых цепей танка подается напряжение 27В на пиротехнический размыкатель, который, срабатывая, переводит лампу блока связи на режим слабого свечения. Выходит на режим бортовая батарея, напряжение с нее подается на ЭВ ротора координатора; происходит разгон ротора и разарретирование рамок гироскопического координатора. 2. По истечении времени замедления срабатывает ЭВЗД 9Х436 и воспламеняет заряд метательного устройства. Происходит выстрел. Пороховые газы метательного устройства через отверстия затекают в полость поддона, а также, воздействуя на поршень, вскрывают баллон с двуокисью углерода. 3. При выходе ракеты из канала ствола происходит сброс поддона (за счет избыточного давления пороховых газов метательного устройства, затекших в полость поддона при выстреле), раскрываются крылья и стопорятся в боевом положении. Ракета получает необходимую скорость проворота за счет угла установки крыльев. 4. При сбросе поддона срабатывает переключатель и замыкает цепь подачи напряжения с бортовой батареи на ЭВ ПИМ ВУ, ЭВЗД МДУ, ЭВ механизма раскрытия рулей, лампу, элементы БАУ. Включается МДУ, взводится ВУ, раскрываются и стопорятся рули, выходит на режим БАУ. БАУ, принимая лазерное излучение информационного поля, обеспечивает выделение координат ракеты в поле управления, формирование команд управления и отработку их рулевым приводом. При этом ракета перемещается в направлении к оси поля управления (т.е. выводится на линию визирования цели). При попадании в цель срабатывает ВУ, подрывая БЧ; в случае промаха подрыв БЧ производится от пиротехнического самоликвидатора ВУ. 12.6. Особенности конструкции и действия ПТУР 9М119М 1. Боевая часть выполнена по схеме тандема и состоит из ЛЗ, размещенного в рулевом отсеке и ОЗ, размещенного позади МДУ. 2. Для подрыва БЧ используются взрыватели 9Э92 (для подрыва ОЗ) и 9Э92-1 (для подрыва ЛЗ). 3. В ракете используется ГРК, в котором разгон ротора осуществляется при помощи пружинного двигателя. 4. В связи с том, что в рулевом отсеке размещен ЛЗ, гироскопический координатор установлен в аппаратурном отсеке, что стало возможным за счет значительного уменьшения габаритов приемник лазерного излучения, выполненного на современной элементной базе электроники. Приложение1 (рис.1.1 – 4.2) Рис 1.1. Единая система противотанковой обороны Ц2 → Vц Ц5 Ц4 → Ц1 Vц Ц1 Ц2 Ц3 Ц3 Р4 Ц4 В Р3 Р4 Р2 Р1 Р3 Р2 Р1 a) a a VЦ б) Рис. 1.2. Методы наведения ПТУР: а) метод трех точек; б) метод параллельного сближения Рис. 1. 3. Принципиальная схема полуавтоматической КСТУ Рис. 1.4. Принципиальная схема полуавтоматической лучевой СУ Рис 1.5. Общее устройство ПТУР: 1 – боевая часть; 2 – взрывательное устройство; 3 – двигательная установка; 4 – крыльевой отсек; 5 – БАУ; 6 – метательное устройство; 7 – управляемая ракета Рис. 1.6. Компоновка ракеты: 1 – рулевой отсек; 2 – боевая часть; 3 – двигательная установка; 4 – аппаратурный отсек; 5 – рули; 6 - крылья а) б) Рис. 1.7. Аэродинамические схемы ПТУР: а) нормальная схема; б) схема «утка» Рис.2.1. Принципиальная конструкция боевых частей: а) с конденсаторным взрывательным устройством: 1 – втулка; 2 – прокладка; 3,4 – кольцо; 5 – кумулятивная воронка; 6 – корпус; 7 – кумулятивный заряд; 8 – инертная линза; 9 – ПИМ; 10 – провод; 11- нижний контактный конус; 12-верхний контактный конус; 13 – винт; б) с пьезоэлектрическим взрывательным устройством: 1 – верхний контакт; 2 – кольцо; 3, 6, - изолятор; 4 – пьезоэлемент; 5 – нижний контакт; 7 – гайка; 8 – конус; 9 – поджимная гайка; 10 – воронка; 11 – кумулятивный заряд; 12 – инертная линза; 13 – конус; 14 – крышка; 15 – ПИМ; 16, 17, 19 – втулка, 18 – удлинитель, 20 - обтекатель Рис. 2.2. Принцип действия инертной линзы: а) заряд без линзы; б) заряд с линзой; 1 – взрывательное устройство; 2 – кумулятивная воронка; 3 – инертная линза; 4 – фронт детонации Рис. 2.3. Принцип действия “динамической защиты”: 1 – снаряд; 2 – броня; 3 – контейнер “динамической защиты” 3 3 1 2 Рис. 2.4. Схема боевой части тандемного типа: 1- основной кумулятивный узел; 2 – лидирующий кумулятивный узел; 3- предохранительно-исполнительный механизм Электромеханическое взрывательное устройство ОЦ ЭВ(ЭД) ИС ПЭГ («С»+РУЗ) П СП МЛС ИП З ПМ ПЗ ПДУ ПВУ МДВ ПВМ Электрические шатуны КВ(ЭВ) Д Разрыв БЭЦ БМ τ=RC ПТС Рис. 2.5. Структурная схема электромеханического взрывательного устройства 9 10 2 7 I 1 4 12 11 6 16 15 II 14 8 3 5 13 Рис.3.1. Метательное устройство: I - ТПК; II– ВДУ; 1 – труба; 2,3 – крышки; 4 – зацеп; 5 – блок питая; 6 – бугель; 7 – фланец; 8 – гайка; 9 – пироболт; 10 – буфер; 11 – корпус; 12 – разъем; 13 – батарея; 14 – обтекатель; 15 – опорный стакан; 16- захват 1 3 6 7 4 2 5 Рис. 3.2. Вышибная двигательная установка: 1 – корпус; 2 – сопловой блок; 3 – пороховой заряд; 4 – диафрагма; 5- электровоспламенитель; 6 – воспламенитель; 7 - кольцо 4 3 1 2 5 3.3. Разбрызгиватель: 1 – корпус; 2 – поршень; 3 – ампула; 4 – жало; 5 - распылитель 9 12 8 2 6 1 3 5 10 дно ракеты 11 1 15 13 14 16 a) А I Вид А б) 7 5 3 I 15 4 6 Рис.3.4. Метательное устройство: а) разделительно-гильзового заряжания; б) унитарного заряжания; 1 – гильза; 2 – обтюрирующая крышка; 3,4 – навески пороха; 5 – индукторная втулка; 6 – электровоспламенитель; 7 – воспламенитель; 8 – шток; 9 – крышка досылателя; 10 – разъем; 11 – кольцевой контакт; 12 - пружина; 13 – поршень; 14 - мембрана; 15 – цилиндр; 16 – баллон 1 5 6 2 3 8 9 I 7 4 II I ____________ увеличено II увеличено Рис 4.1. Двигательная установка: 1 – крышка; 2 – корпус; 3 - заряд твердого топлива; 4 - сопловой блок; 5 – электровоспламенитель замедленного действия; 6 – воспламенитель; 7 – теплозащита; 8 – элементы крепления заряда; 9 – туннельная трубка 4 1 2 3 Рис. 4.2. Сопловой блок: 1- сопловая крышка; 2 – сопловой вкладыш; 3 – мембрана; 4 – теплозащитное покрытие Приложение 2 (рис. 4.3 – 6.25) 1 2 Р Pp Рm 0 Рис.4.3. Заряд твердого топлива для РМДУ: 1 – топливо; 2 - бронепокрытие τp Рис.4.4. Зависимость p = f (τ) τk τ 2 1 Рис.4.5. Канально-щелевой заряд для РМДУ: 1 – топливо; 2 - бронепокрытие 1 1 2 а) 1 2 б) Рис. 4.6. Заряды твердого топлива к МДУ: a) с бронировкой по торцу; б) с бронировкой по боковой поверхности; 1 – топливо; 2 - бронепокрытие 3 1 2 a) 1 3 4 5 б) 2 в) Рис.5.2. Типы консолей: а) консоль с заполнителем; б) полая консоль; в) сплошная консоль; Рис.5.1. Крыльевой отсек: 1 – корпус; 2 – консоль; 3 – механизм 1 – каркас; 2 - обшивка; 3 – заполнитель; 4,5 - пластмассы стопорения 1 2 5 5 5 А 4 Вид А уменьшено Рис.5.3. Способы удержания консолей: 1- полухомут; 2 – стяжка; 3 – поддон; 4 – винт; 5 - консоль 3 5 4 Катушка от ПЛС НАУ к Лампа-фара НАУ (трассер) Приемник Гироскопический координатор Блок питания Блок рулевого привода Управление по ПЛС от НАУ Бортовая радиоаппаратура Излучатель к (лампа) НАУ Блок рулевого привода Гироскопический координатор Модулятор Блок питания Пороховой аккумулятор давления Управление по радио Лазерное излучение Приемник излучения к оператору Излучатель (лампа) Электронная аппаратура Гироскопический координатор Блок питания Управление в информационном поле Рис. 6.1. Структурная схема БАУ: a) полуавтоматическая КСТУ; б) полуавтоматическая лучевая СУ Блок рулевого привода 6 5 2 3 4 1 6 I увеличено 7 I 4 Рис.6.2. Катушка ПЛС: 1 – кожух; 2 – каркас; 3 – обтекатель; 4 – обтюрирующее кольцо; 5 – микрокабель; 6,7 – штепсельные разъемы контроль на КПА импульсы СВЧ рупорная антенна Поляризатор от НАУ Волновод контрольного входа Переходной волновод У1 (антенный блок) 1 Волновод основного тракта У2 (ответвитель контроля) Частота 1 1 Переключатель лазерных частот У3 (полосовой фильтр) Частота 2 Частота 3 Волновод Коаксиальный кабель Частота 4 Частота 5 У4 (детекторная секция) Рис. 6.3. Функциональная схема антенно-волнового блока Диод на вход приемника 4 3 2 1 5 Рис. 6.4. Приемник лазерного излучения: 1 – объектив; 2 – диафрагма; 3 – светофильтр; 4 – фотодиод; 5 - усилитель 3 1 Рис. 6.5. Пиротехнический трассер: 1 – корпус; 2 – электровоспламенитель; 3 – пиротехнический состав 2 “а” 1 2 “б” 4 5 3 7 Вид А 7 А 6 8 Рис. 6.6. Лампа-фара: 1 – кожух; 2 – основание; 3 – лампа; 4 – основание; 5 – козырек; 6 – створка; 7 – пружина; 8 – пленка; “a” – кольцевой зазор; “б” - отверстие 1 4 3 11 2 6 7 5 15 9 10 13 8 12 14 Рис.6.7. Гироскопический координатор: 1 – корпус; 2 – основание; 3 – ротор; 4,5 – рамка; 6 – датчик; 7 – токосъемник; 8 – арретирующее устройство; 9 – физический маятник; 10 – пороховой заряд; 11 – сопло; 12 – рычаг; 13 – гайка; 14 - груз; 15 - серьга 1 3 5 2 4 Рис.6.8. Фазорегулятор: 1 – груз; 2 – пружина; 3 – зубчатая передача; 4 – датчик; 5 - токосъемник с блока БРА Uк курс Uком.I Компаратор курса (I) Uлин.к (с ГРК) Uт тангаж Компаратор тангажа ЭВМ I БРА А Uупр Логическая схема Uлин.т Оконечный усилитель (ОУ 1) С Фазоинверсный каскад В Uком.II Оконечный усилитель (ОУ 2) Рис.6.9. Функциональная схема БФОС ЭВМ II БРА 3 2 1 6 4 7 5 Рис 6.10. Схема электромагнитного БРП: 1 – корпус; 2 – постоянный магнит; 3 – управляющий электромагнит; 4 – якорь; 5 – руль; 6 – пружина-регулятор; 7 - подшипник Горячий газ (воздух) Uк Усилитель привода UЕ Струйное реле Рулевая машинка Рулевая группа Uб Потенциометр обратной связи Рис. 6.11. Принципиальная схема газодинамического (воздушно-динамического) БРП Рули ±δр 4 3 1 2 Рис. 6.12. Принципиальная схема струйного реле: 1 - сопло; 2 – рабочий цилиндр; 3 - якорь; 4 – управляющий электромагнит 1 2 3 Рис.6.13. Рулевая машинка: 1 - корпус; 2 – рабочий цилиндр; 3 - поршень 3 2 4 1 Рис.6.14. Твердосолевая батарея: 1 - корпус; 2 – электрохимический элемент; 3 - пиронагреватель; 4 - электровоспламенитель 2 1 Рис.6.15. Турбогенератор: 1 - ротор; 2 - турбина 1 2 5 4 3 Рис.6.16. Пороховой аккумулятор давления: 1 - корпус; 2 – заряд твердого топлива; 3 – воспламенительное устройство; 4 – дроссельная шайба; 5 - штуцер 3 7 4 2 1 6 5 Рис.6.17. Механизм сброса поддона: 1 - втулка; 2 - цанга; 3 – резьбовая втулка; 4 - винт; 5 - электровоспламенитель; 6 - толкатель; 7 - штифт 7 3 5 4 1 2 6 “a” Рис.6.18. Механизм раскрытия рулей: 1 - основание; 2 - толкатель; 3 - пружина; 4 - электровоспламенитель; 5 – поршень; 6 - руль; 7 - щиток; “a” - захват 4 5 6 1 3 “a” 2 “б” Рис.6.19. Механизм раскрытия крыльев: 1 - электровоспламенитель; 2 - поршень; 3 - корпус; 4 – нижняя консоль; 5 – верхняя консоль; 6 - винт “a” 2 1 Рис.6.20. Механизм досылания ракеты: 1 - электровоспламенитель; 2 – форсаж патрона; “a” - отверстие 2 1 4 3 Рис.6.21. Узел обогрева отражателя: 1 - кожух; 2 - отражатель; 3 – электровоспламенитель; 4 – нагревательный элемент 1 2 3 4 8 5 6 7 Рис.6.22. Пирореле: 1 - корпус; 2 - электровоспламенитель; 3 – замедлительный состав; 4 - поршень; 5 - нож; 6,7 - перемычка; 8 - предохранитель 2 10 9 3 1 4 5 8 6 7 Рис.6.23. Инерционный замедлитель: 1 - корпус; 2 – капсюль-воспламенитель; 3 - втулка; 4 – замедлительный состав; 5 поршень; 6 - контакт; 7 – контактная группа; 8 - предохранитель; 9 – жало; 10 -пружина 4 8 7 6 3 1 2 5 9 Рис. 6. 24. Инерционный замыкатель: 1 – корпус; 2 – шток; 3 – пружина; 4 – груз; 5 – стопорный шарик; 6,7 – контактные группы; 8 – верхний контакт; 9 – нижний контакт 1 4 1 2 3 пороховые газы Рис. 6.25. Газовый замыкатель: 1 – рычаг; 2 – контакт; 3 – контактная группа; 4 - ось 3 Приложение 3 (7.1 – 12.8) Рис.7.1. Общее устройство ПТУР 9М111М: 1-транспортно-пусковой контейнер; 2-вышибная двигательная установка; 3-ракета; 4-опорный стакан; 5-задняя крышка; 6-передняя крышка Рис.7.2. Транспортно-пусковой контейнер: 1-передняя крышка; 2-труба с фланцем; 3-стяжной ремень; 4-плечевой ремень; 5-задняя крышка; 6-контакты разъема Ш7; 7-блок питания; 6-розетка разъема Ш6; 9-задний зацеп; 10-передний зацеп; 11-гайка Рис.7.3. Передняя крышка: 1-колодка КПЗ; 2-пироболт; 3-колодка разъема Ш1б; 4-колодка разъема Ш4; 5-концевой включатель КВ Ракета Контейнер ББП ЭВ ББ Ш1Б Ш7 ЭВ ВДУ Ш6 БП контейнера Ротор ГРК ЭВ КВ Ш4 Катушка ПЛС НАУ ЭВ пироболта КПЗ Передняя крышка Рис.7.4. Система электрического соединения (ракета-контейнер-ВДУ) Рис.7.5. Вышибная двигательная установка: 1-корпус; 2-сопловой блок; 3-пороховой заряд 9Х146М; 4-воспламенитель; 5-электровоспламенитель 9Х284; 6-передняя диафрагма; 7-задняя диафрагма; 8-кольцо; 9-обтекатель; 10-контактный блок; 11-опорный стакан; 12-зацеп; 13-стойка; 14-вкладыш; 15,17-мембраны; 16-вкладыш задний; 18-трубка; 19-ниппель Рис. 7.6. Управляемая ракета: 1-отсек №1; 2-боевая часть 9Н122М; 3-предохранительно-детонирующий механизм; 4-РМДУ; 5-крыло; 6-отсек №3; 7-контактный узел Рис. 7.7. Разгонно-маршевая двигательная установка: 1 - корпус; 2 - крышка; 3 - сопло; 4 - заряд твердого топлива 9Х145-010 (9Х145-1.010); 5 – воспламенитель 9Х1.5-020; 6 – электровоспламенитель 9Х237-1; 7 - экран; 8 – опора резиновая; 9 - бобышка; 10 – вкладыш; 11 – заглушка 1 2 Рис. 7.8. Заряд твердого топлива для РМДУ: 1 – топливо; 2 - бронепокрытие Блок управления Лампа-фара Бортовой блок питания Привод электромагнитный (БРП) Проводная линия связи Приемник Координатор Рис.7.9. Структурная схема БАУ Рис. 7.10. Катушка проводной линии связи: 1 - обтекатель; 2 – каркас; 3 – микрокабель; 4 – обтюрирующее кольцо; 5 – обтекатель; 6 – колодка Ш4; 7 – резиновый вкладыш “а” 1 2 “б” 4 5 3 7 Вид А 7 А 6 8 Рис. 7.11. Лампа-фара: 1 – кожух; 2 – основание; 3 – лампа; 4 – основание; 5 – козырек; 6 – створка; 7 - пружина; 8 – пленка; “a” – кольцевой зазор; “б” - отверстие 1 4 1 2 3 пороховые газы Рис. 7.12. Газовый замыкатель: 1 – рычаг; 2 – контакт; 3 – контактная группа; 4 - ось 3 Рис.7.13. Инерционный замыкатель: 1 – ловушка; 2 – крышка; 3 – изолятор; 4 – шток; 5 – пружина; 6 – контакты; 7 – корпус; 8 – шарик; 9 – грузик; 10 – контакты Рис. 7.14. Координатор 9Б6I: 1 - корпус; 2. 3, 4 - токопроводы; 5 - колодка; 6 – карданов подвес; 7, 8 – подшипники; 9 – токосъемники; 10, 11 – крышки; 12 – контактная группа КП; 13 – кожух; 14 – ламельный датчик; 15 – основание; 16 – арретир Рис.7.15. Ротор координатора: 1-электровоспламенитель ЭВПГ-2М; 2-пороховая шашка 9х147; 3-крышка; 4-корпус; б-сопло Рис.7.16. Ламельный датчик с токосъемниками и токоподводами: 1-токосъемник; 2-изолятор; 3-ламельный датчик; 4-втулка; 5-ламель; 6-контакт; 7-пружина; 8-кольцо; 9-каркас; 10-щетка; 11-токоподвод Рис.7.17. Блок рулевого привода: 1-корпус; 2-руль аэродинамический; 3-колпак; 4-колодка КП12А; 5-розетка разъема Ша; 6- розетка разъема Шб Рис.7.18. Электромагнитный механизм: 1,4-винт; 2-рамка; 3-регулятор; 5- консоль руля; 6-пружина; 7-штифт; 8-подшипник; 9-втулка; 10-якорь; 11-сердечник с обмоткой Блок рулевого привода якорь якорь Ламельный датчик координатора 1 3 I IV III 4 II 2 Выходной каскад Выходной каскад Фазоинверсный каскад Блок управления Дешифратор Амплиту Входное Ключедный устройствой во селектор каскад от НАУ Катушка ПЛС Фазоинверсный каскад Выходной каскад Выходной каскад Рис.7.19. Функциональная схема БАУ Бортовая батарея Рис. 7.20. Крыльевой отсек: 1 – корпус; 2 – консоль крыла; 3 – механизм стопорения; 4 – полухомут; 5 – лирка Координатор ПУ 9П135М1 Спусковой крючок Разарретирова ние координатора ЭВЛГ-2М τ=0,3 Раскрутка ротора ротора Индуктор ТМ-1 3В ББ ЭВ ББ 3В Лампа-фара слабый ток ЭВ БФ 1 Лампа-фара полный ток Подключение ББП к БАУ 2 2 НАУ 9С451М1 Блок контроля ЭВ НБ2 БП на контейнере Блок авто матики ЭВ НБ1 ЭКВ-3А пироболта Открывание передней крышки Срабатывание КВ Срабат. инерционного замыкателя (вперед) Раскрытие крыльев Передняя крышка ЭВ 9х284 Рис.7.21. Действие ПТУР 9М111М при пуске и в полете Срабатывание газового замыкателя Запитка ПДМ ВУ 9Э234 М Обогрев лампы фары 1 Движение ракеты Срабат. инерц. замыкателя (назад) 1 Взведение ВУ Включение РМДУ ЭВ 3Д 9х237 РМДУ Вылет ракеты Рис.8.1. Комплекс 9К115 в боевом положении: 1 – ПУ 9П161; 2 – ПТУР 9М115; 3 – прибор наведения 9С816; 4 – блок 9С817 Рис. 8.2. Комплекс 9К115 в походном положении: а) – первый номер расчета; б) – второй номер расчета; 1 – вьюк №1; 2 – вьюк №2 Рис. 8.3. Противотанковая управляемая ракета 9М115: 1 – транспортно-пусковой контейнер; 2 – ракета 9М116 Рис. 8.4. Транспортно-пусковой контейнер: 1 – труба стеклопластиковая; 2 – передняя крышка; 3 – задняя крышка; 4 – батарея Т-457; 5 – штепсельный разъем Ш1; 6 – зацеп; 7 – шток; 8 – штифт; 9 – электровоспламенитель; 10 – штепсельный разъем Ш2; 11 – винт; 12 – капсюль-воспламенитель; 13 – боек; 14 – мембрана; 15 – крышка; 16,17 – буферы Рис. 8.5. Управляемая ракета 9М116: 1 – БЧ 9Н135; 2 – взрывательное устройство 9Э132; 3 – двигательная установка; 4 – рулевой отсек; 5 – крыло (консоль); 6 – блок рулевого привода; 7 – катушка ПЛС; 8 – трассер 9Х434; 9 – направляющая Рис. 8.6. Двигательная установка: а – стартовый двигатель; б – РМДУ №1; 1 – корпус; 2 – заряд 9Х916; 3 – воспламенитель 9Х290-1; 4 – электровоспламенитель 9Х284; 5 – сопловой блок; 6 – клапан сброса давления; 7 – штуцер; 8 – пластина; 9 – экран; 10 – мембрана; 11 – вкладыш; 12- ниппель; 13 – корпус РМДУ; 14 – заряд 9Х917; 15 - ИВЗД 9Х 287; 16 –воспламенитель; 17 – сопловой блок; 18 – опора Рис. 8.7. Блок рулевого привода: 1 – катушка управления; 2 - сердечник; 3 - магнитопровод; 4 - якорь; 5 – постоянный магнит; 6 – кожух; 7 – подвижный диск; 8 – неподвижный диск; 9, 13 – ось; 10 – основание; 11 – чашка; 12 – аэродинамический руль; 14 – фальшруль; 15 – сетка; «а» – сопло Рис. 8.8. Катушка ПЛС: 1 – каркас; 2 – провод; 3 – колодка; 4 – разъем Ш4; 5 – жгут Рис.8.9. Трассер 9Х434: 1 – корпус; 2 – воспламенительный состав; 3 – переходный состав; 4 – основной состав; 5 – герметизирующий колпачок спусковой крючок 1 задействование батареи питания 1 схема контроля батареи выход батареи на режим 2 U=23…26,5 τ =0,38…0,46с (после скб) движение в ТПК вылет из ТПК срабатывание воспламенителя РМДУ ЭВ крышки ТПК срабатывание ЛВЗД горит замедлительный состав открывание крышки зажжение трассера взведение ВУ р управляемый полет НАУ реле Р1 схема СВ3-1 схема СВ3-2 перемещение трассера к концевой хорде U=14B 2 раскрытие и стропение консолей реле Р7 р размыкание цепи ЭВ крышки ТПК р ЭВ стартового двигателя включение стартового двигателя начало взведения ВУ τ3 =0,25…0,38с (после CВ3-1) Рис.8.10. Действие ПТУР 9М115 при пуске и в полете включение РМДУ Рис. 9.1. ПТУР 9М112М: а) - аэродинамическая схема; б) – устройство комплексной укладки отсеков; в) – общий вид ракеты; 1 – БЧ 9Н124М; 2 – ВУ 9Э239; 3 – РМДУ; 4 – аппаратурный отсек 9Б47М; 5 – метательное устройство 9Д129-2; 6 - консоль; 7 – руль Рис. 9.2. Механизм стыковки отсеков: 1 – разрезное кольцо; 2 – клин-выключатель; 3 – передняя крышка; 4 – клоц; 5 – упор; 6 – полулоток; 7 – нож; 8 – винт; а – проточка; в, г – направляющие пазы Рис. 9.3. Разгонно-маршевая двигательная установка: а) инерционный воспламенитель замедленного действия 9Х240; б) механизм ограничения заднего хода ракеты; 1 – переднее дно; 2, 11, 16 – ТЭП; 3,7,12 – прокладка; 4 – вкладыш; 5 – сопло (сопловой блок); 6 – диафрагма; 8 – ИВЗД 9Х240; 9 – заряд 9Х155М; 10 – обечайка; 13 – заднее дно; 14 – клин-выключатель; 15 – заряд форсажный; 20 – корпус; 21 – втулка; 22 – пружина; 23 - жало; 24 - замедлительный состав; 25 – пиротехнический состав; 26 – механизм ограничения заднего хода; 27 – ролик; 28 – шток с пружиной; 29 – клин; г – выступы Рис. 9.4. Аппаратурный отсек 9Б47М: 1 – блок бортовой радиоаппаратуры 9Б59М; 2 – ГРК 9Б611М; 3 – батарея 9Б145; 4 – ПАД 9Б144; 5 – усилитель привода; 6- блок рулевого привода; 7 – излучатель; 8 – модулятор; 9 – коммутационная колодка; 10 – переключатель литерных частот; 11 – поддон; 12 – штепсельный разъем Ш1; 13 – макрокабель; 14 – обтюрирующий поясок; 15 – руль; 16 – механизм досылания ракеты от НАУ к НАУ БОРТОВАЯ РАДИОАППАРАТУРА ПРИЕМА КОМАНД 9Б59М ИЗЛУЧАТЕЛЬ ГИРОСКОПИЧЕСКИЙ РАСКЛАДЧИК КОМАНД 9Б611М МОДУЛЯТОР УСИЛИТЕЛЬ ПРИВОДА УП-2 БОРТОВАЯ БАТАРЕЯ 9Б145 Рис.9.5. Структурная схема БАУ БЛОК РУЛЕВОГО ПРИВОДА ПОРОХОВОЙ АККУМУЛЯТОР ДАВЛЕНИЯ 9Б144 Рис. 9.6. Гироскопический распределитель команд 9Б611М: 1 – корпус; 2 – гироузел; 3 – арретирующее устройство; 4 – ламельный датчик; 5 – диск с токосъемниками; 6 – физический маятник; 7 – рычаг; 8 – пружина; 9 – электровоспламенитель ТМ-1; 10 – пружина рычага; 11 – стакан; 12 – поршень; 13 – якорь; 14 – пружина; 15 – зубчатое зацепление; 16 – наружная рамка; 17 – держатель; 18 – токосъемник; 19 – обмотка; 20 – пружина; 21- груз Рис. 9.7. Пороховой аккумулятор давления 9Б144: 1 – корпус; 2 – заряд 9Х156; 3 – форсажный заряд; 4 – ЭВ 9Х241; 5 – фильтр; 6 –дроссель Рис. 9.8. Струйное реле: 1 – корпус; 2 – крышка; 3 – управляющий электромагнит; 4 – поворотный якорь с заслонкой; 5 – газораспределитель; 6 – контактная колодка Рис. 9.9. Рулевая машинка: 1 – корпус; 2 – рабочий цилиндр; 3 – поршень; 4 – ось;5 – втулка; 6 – рычаг; 7 - аэродинамический руль Рис. 9.10. Газодинамическая схема БРП: 1 – заслонка; 2, 3 – рабочий цилиндр; 4 – поршень Рис. 9.11. Излучатель: 1 – кожух; 2 – отражатель; 3 – лампа ДКСМ-600-2; 4 – перемычка; 5 – пиротехнический элемент; 6 – ЭВМБ-2Н Рис. 9.12. Механизм сброса поддона: 1 – корпус аппаратурного отсека; 2 – поддон; 3 – цанга; 4 – штифт; 5,7 – втулки; 6 – винт; 8 – электровоспламенитель; 9 – поршень Рис. 9.13. Механизм раскрытия крыльев: 1 – консоль нижняя; 2 – консоль наружная; 3 – стопорный винт; 4 – корпус; 5 – ЭВ 9Х244; 6 – поршень; 7 – корпус аппаратурного отсека; а – участок поршня малого диаметра; б – участок поршня большого диаметра; в - отверстие Рис.9.14. Механизм досылания ракеты: 1 – форсаж-патрон; 2 – ЭВ 26-1; 3 – навеска ДРП-2 Рис. 9.15. Инерционный замедлитель 9Б617: 1- гильза; 2 – втулка с КВ; 3 – пружина; 4 – жало; 5 – пиротехнический замедлитель; 6 – крышка; 7 – корпус; 8 – поршень; 9, 10 – прокладка; 11- 13 – изолятор; 14 – контактная шина; 15 – стопорное кольцо; 16 – контакт Рис. 9.16. Пирореле 9Х420М: 1 – корпус; 2 – контактная колодка; 3 – ЭВ ЗД-6; 4 – поршень; а, б – перемычка Рис. 9.17. Метательное устройство 9Д129-2: 1 – гайка; 2 – крышка-обтюратор; 3, 12 – втулка; 4 – фиксатор; 5 – навеска пороха; 6 – камера; 7 – пиротехнический состав; 8 – обтюрирующее кольцо; 9 – гильза; 10, 11, 16 – прокладка; 13 – кольцо; 14 – втулка 9Х510; 15 – колпачок; 17 – контакт; а, б – отверстия Рис. 9.18. Электрическая схема втулки 9Х510: Д1, Д2 – стабилитрон; У1 –ЭВ 9Х230 Рис. 9.19. Режимы стрельбы комплекса 9Х112-1: а) режим «основной»; б) режим «стрельба с превышением»; в) режим «вспомогательный» ЭВ ротора ГРК излучатель (модулированный режим) электромагнит ГРК БЛОК ЗАДЕРЖКИ ЭВ форсажпатрона ЭВ узла обогрева отражателя ЭВ толкателя арретира ЭВ бортовой батареи 9Б145 выход на режим ББ 9Б145 сброс поддона и раскрытие рулей ЭВ механизЭВ механиз- пирореЭВ ПАД ма сброса ма раскрытия ле 9Б144 поддона крыльев 9х420 U=-27B переключение кода τ=0,6c U=+115B, f=400Гц τ=1,8c ЭКВ 9х510 τ=0,2…-0,4с U=+27B ПУШКА τ=1,1c излучатель (непрерывный режим) инерционный τ=0,025…0,060с замедлитель 9Б617 метательное устройство 9Д129-2 движение в канале ствола Рис.9.20.Схема действия ПТУР 9М112М при пуске и в полете ИВЗД РМД 9х240 начало взведения ВУ9Э239 вылет из включеканала ние ствола РМДУ управляемый полет Рис. 9.21. Переключатель: 1 – корпус аппаратурного отсека; 2 – пружина; 3 – шток; 4 – кнопка; 5,6 – контакт Рис.10.1. ПТУР 114: 1 – ТПК; 2 – разгонный двигатель; 3 – управляемая ракета; 4 – труба; 5,6 – крышка; 7, 8 – цапфа; 9 – бугель;10 – связь; 11- поджимная гайка; 12 – штепсельный разъем; 13 – фиксатор с пружиной; 14 – штифт; 15 – переключатель литерных частот; 16 – контрольный выход волновода; 17 – высоковольтный разъем; 18 – контрольный разъем; 19, 20 – контактная колодка; 21 – стопорное кольцо Рис. 10.2. Разгонный двигатель: а) общий вид; б) донный срез ракеты; в) поперечное сечение шашки; г) разбрызгиватель; 1 – сопловой блок; 2- корпус; 3, 5 – диафрагма; 4 – заряд 9Х184; 6, 10 – изолятор; 7 – стакан; 8, 11 – контакт;9 – стыковочный шпангоут двигателя; 12 – 3В 9Х262; 13 – прокладка; 14 – мембрана; 15 – штифт; 16 - стыковочный шпангоут ракеты; 17 – шашка; 18 – разбрызгиватель; 19 – корпус; 20 - поршень; 21 – ампула; 22 – жало; 23 – распылитель; “а” – пропил Рис. 10.3. Управляемая ракета: 1 – БЧ 9Н132 с ВУ 9Э243; 2 – аэродинамический руль; 3 – рулевой отсек; 4 – РМДУ; 5 – консоль; 6 – приборный (аппаратный) отсек; 7 – контрольный выход волновода БРА; 8 – переключатель литерных частот БРА; 9 – контрольный разъем; 10 – контрольная колодка; 11 – штифт; 12 – лампа; 13 – отражатель Рис. 10.4. Разгонно-маршевая двигательная установка: а) общий вид; б) задний торец заряда; в) ЭВЗД 9Х57; 1- корпус; 2 – заряд; 3 - воспламенитель 9Х261; 4 – заряд 9Х57; 5 – сопловой блок; 6 – узел крепления заряда; 7 – туннельная трубка; 8 – ТМП; 9 – корпус; 10 – контактная колодка; 11 – электрозапал; 12 – втулка; 13 – корпус; 14 – диафрагма; 15 – втулка с пиротехническим составом; 16 – экран Рис. 10.5. Размещение элементов БАУ: а) рулевой отсек; б) приборный отсек; 1 – блок БРА; 2 – ГРК; 3 – блок ФОС; 4 – блок рулевого привода; 5 – ПАД; 6 – пусковой двигатель; 7 – ТГИП; 8 – блок ответчика Рис. 10.6. Гироскопический распределитель команд: 1 – датчик; 2 – токосъемник; 3- фазорегулятор; 4 – корпус; 5 – крышка; 6 – ротор; 7 – внутренняя рамка; 8 – арретирующее устройство; 9 – гироузел; 10 – токосъемное кольцо; 11 – ось; 12 – наружная рамка; 13 – кольцевой потенциометр; 14, 15 – кольцо; 16 – фланец; 17 – контактная щетка; 18 – диск; 19 – пружина; 20 – зубчатая передача; «а» - чашка (с БРА) Компаратор курса UKI Логическая схема Uлин. курса (с ГРК) (с БРА) Компаратор тангажа Uлин. Тангажа (с ГРК) ОУ1 UЭМ.1(на БРП) Фазоинвертор UKI ОУ2 Стабилизатор напряжения +12B -27B Рис.10.7. Функциональная схема БФОС UЭМ.2(на БРП) Рис. 10.8. Рулевая машинка: а) конструкция; б) газодинамическая схема; 1 – рабочий цилиндр; 2 – корпус; 3 – золотниковое устройство; 4, 9 – электромагнит; 5, 8,14 – крышка; 6,7 – фильтр; 10 – якорь; 11, 12 – втулка; 13 – поршень; 15 – контактная колодка; 16 – поводок; 17 – золотник Рис. 10.9. Пороховой аккумулятор давления: 1 – корпус; 2 – заряд 9Х181; 3 – корпус фильтра; 4 – дроссель; 5, 6 – фильтр; 7 - основание; 8, 11 – прокладка; 9 – электровоспламенитель 9Х226; 10 – крышка; 12 – воспламенитель 9Х259 Рис. 10.10. Пусковой двигатель: 1 – корпус; 2 – мембрана; 3 – пружинная шайба; 4 – заряд 9Х182; 5 – диафрагма; 6 – крышка; 7 – прокладка; 8 – воспламенитель; 9 – ЭВ 9Х229; 10 – сопло Рис. 10.11. Турбогенератор: 1 – крышка; 2, 5 – корпус; 3 – статор; 4, 9 – обмотка статора; 6, 11 – подшипник; 7 – подпятник; 8 – ротор; 9, 10 – сопло; 12 – турбина переключатель кода БРА рулевая машинка пульт управления «ПУСК» ЭВ ПАД выход на режим ПАД НАУ ЭВ пускового двигателя разгон ротора ГОК блок задержки ЭВ пиростопора τ=1с ЭВ разгонного двигателя ТГИП расстопорение ракеты в ТПК выход на режим разгонного двигателя τ=0,7 сгибание штифтов страгивание ракеты расстыковка бортразъемов обрыв запальных цепей РА отделение разгонного двигателя запитка элементов БАУ инерционный замыкатель движение ракеты в ТПК проворот ракеты в ТПК запитка БРА τ=0,09с ЭВ-ЗД РМДУ горит замедлительный состав начало взведения ВУ раскрытие крыльев и рулей разарретирование ГРК ГРК к работе готов включение РМДУ взведение ВУ срабатывание воспламенителя полет ракеты прием программных команд запуск блока ответчика управляемый полет срабатывание разбрызгивателя выбивание задней крышки ТПК Рис.10.12. Схема действия ПТУР 9М114 при пуске и в полете Рис. 11.1. Выстрел ЗУБК10: 1 – ПТУР 9М117; 2 – метательное устройство Рис. 11.2. ПТУР 9М117: 1 – рулевой отсек; 2 – БЧ 9Н136М с ВУ 9Э256; 3 – РМДУ; 4 – приборный отсек; 5 – приемник излучения; 6 – блок электронной аппаратуры; 7 – гироскопический координатор 9Б827; 8 – батарея Т-444; 9 – блок связи; 10 – замыкатель; 11- блок рулевого привода; 12 – усилитель привода; 13 – линза; 14 – фильтр; 15 – фотодиод; 16 – щиток Рис. 11.3. Разгонно-маршевая двигательная установка: 1 – корпус; 2 – сопловой блок; 3 – заряд 9Х919; 4 – воспламенитель 9Х296; 5 – заряд 9Х436; 6 – туннельная трубка; 7 – обечайка; 8 – переднее дно; 9 – заднее дно; 10 – кольцо; 11, 14 – заглушка; 12 – экран; 13 – прокладка; 15 - бобышка; 16 – крышка; 17 – сегмент; 18 – шашка. Борт ракеты (БАУ) Гироскопический координатор НАУ Излучатель (ИК-лазер) Луч ОКГ (инф. поле) Приемник излучения Uли Блок выделения координат Uy Uz Uт Uк Блок формирования команд Блок электронной аппаратуры Uт′ Uк′ Uос Усилитель привода Uкомп. БРП δy δz Планер ракеты новое положение ракеты относительно линии визирования Рис.11.4. Функциональная схема БАУ 1 4 3 11 2 6 7 5 15 9 10 13 8 12 14 Рис. 11.5. Гироскопический координатор: 1 – корпус; 2 – основание; 3 – ротор; 4,5 – рамка; 6 – датчик; 7 – токосъемник; 8 – арретирующее устройство; 9 – физический маятник; 10 – пороховой заряд; 11- сопло; 12 – рычаг; 13 – гайка; 14 – груз; 15 - серьга Рис. 11.6. Принципиальная схема БРП: 1 – струйное реле; 2 – рулевая машинка; 3 – потенциометр обратной связи; 4 – аэродинамический руль; 5 – корпус; 6 – управляющий электромагнит; 7 – якорь; 8 – пружина; 9 – клапан; 10 – корпус; 11 – рабочий цилиндр; 12 – поршень; 13 – параллелограмм рулевого привода Рис. 11.7. Механизм раскрытия рулей: 1 – ЭВ 9Х284; 2 – основание; 3 – поршень; 4 – толкатель; 5 – заглушка Рис. 11.8. Крыльевой отсек: 1 – крестовина; 2 – консоль; 3 – пружина; 4 – газовый замыкатель; а – отверстие Рис. 11.9. Поддон: 1-поддон; 2-тяга; 3-поршень; 4-кнопка замыкателя; 5-дроссель; 6-индукторная втулка; 7-ЭВЗД 9х436; 8-воспламенитель 9х296 Рис.11.10. Индукторная втулка: 1-корпус; 2-толкатель индуктора; 3-сердечник индуктора; 4-катушка; 5-постоянный магнит; 6-изолятор Рис.11.11. Метательное устройство: 1-гильза;2- заряд 9Х18; 3-спорное кольцо; 4-гайка; 5-дополнительный заряд; 6-перфорированный цилиндр; 7-втулка с поршнем ЭВ бортовой батареи Индукторная втулка Ударник спускового механизма ЭВЗД 9х436 метательного устройства τ3=1,6с Срабатывание метательного устройства Попадание в цель Самоликвидация Выход на режим ЭВ ротора координатора Разгон ротора Запитка БАУ Выход на на режим 1 Движение ракеты в стволе Управляемый полет Разарретир. координатора 1 Срабатывание газовых замыкателей Попадание ракеты в информационное поле лазерного луча Промах Рис. 11.12. Схема действия выстрела Запитка ПИМ 1 Выход ракеты из канала ствола Сброс поддона Проворот ракеты Раскрытие крыльев Включение РМДУ ЭВЗД РМДУ τ=1,6с ЭВ механизма Раскрыраскрытия тие рулей рулей Включение лампы Срабатывание замыкателя Рис.12.1. Выстрел ЗУБК 14: 1-ПТУР 9М119; 2-метательное устройство 9х949; 3-рулевой отсек; 4- МДУ; 5-БЧ 9Н142; 6-ВУ 9Э92; 7-приборный отсек; 8-контактная плата; 9-дроссель Рис.12.2. ПТУР 9М119: 1-корпус; 2-заряд 9х947; 3-форсажный заряд; 4-воспламенитель 9х320; 5-ЭВ 9х436-1; 6-сопловой блок; 7-диафрагма; 8-туннельная труба; 9-стопорное кольцо; 10,11-прокладка; 12-диафрагма; 13-шашка; 14-проводник;15приемник; 16-гироскопический координатор 9Б175; 17-БРП; 18-усилитель привода; 19-батарея Т-493; 20-блок связи; 21-винт; а-дренажное отверстие; б-скос заряда Борт ракеты (БАУ) Гирокоординатор 9Б175 НАУ Излучатель (ИК лазер) луч ОКГ (инф. поле) Приемник 9Н244 Uy Усилитель Uz U Рулевой привод Uк Новое положение ракеты Относительно линии визирования цели Рис.12.3. Функциональная схема БАУ δ Планер ракеты Рис.12.4. Гироскопический координатор: 1-растр; 2-излучающий диск; 3-фотодиод; 4-серьга; 5-демпфер Рис.12.5. Блок рулевого привода: 1-воздухозаборник; 2-воздуховод; 3-фильтр; 4-струйное реле; 5-рулевая машинка; 6-аэродинамический руль; 7-потенциометр обратной связи Рис.12.6. Пиротехнический размыкатель: 1-электропиротолкатель ТМ-1; 2-резьбовая втулка; 3-пружина; 4-поршень; 5-провод Рис.12.7. Метательное устройство: 1-гильза; 2-пороховой заряд; 3-индукторная втулка; 4-воспламенительное устройство; 5-баллон; 6-досылатель; 7-крышка обтюратор; 8-ЭВЗД 9х436; 9-поршень; 10-конус; 11-шток Блок ЭО танка Переключ. «день-ночь» ЭВ батареи Т-493 Ударник орудия Индукторн втулка ЭВЗД 9х436 метат.устройства Срабатывает метат. устройство 9х949 Движение ракеты в стволе Вылет ракеты из ствола Выход на режим ЭВ ротора координат Лампа слабый режим Разгон ротора и разарретирование рамок гироузла Включение лампы Вскрытие баллона с СО2 Срабатывание перекл. Сброс поддона Раскрытие крыльев Проворот ракеты Рис.12.8.Схема действия выстрела ЭВЗД РМДУ Включение РМДУ ЭВ механизма раскрытия рулей Раскрытие рулей ЭВ ПИМ 9Э92 Взведение ПИМ 9Э92 Запитка БАУ Попадание ракеты в информацион ное поле Управляемый полет Попадание в цель или самоликвидация
