Техническая подготовка командира взвода ПЗРК 9К38 «Игла» - Акулов Игорь Евгеньевич. Страница 4

1.2. Устройство и функционирование боевых средств

1.2.1. Зенитная управляемая ракета 9М39

Зенитная управляемая ракета 9М39 является боевым средством ПЗРК 9К38. Она представляет собой боевой реактивный беспилотный управляемый крылатый летательный аппарат, предназначенный для поражения реактивных, турбовинтовых, винтомоторных самолётов и вертолётов в ближней зоне на встречных и догонных курсах в условиях естественных и искусственных тепловых помех при визуальной видимости цели.

При построении ЗУР использованы:

1) планер, выполненный по аэродинамической схеме «утка» с вращающимся вокруг продольной оси корпусом ракеты и одноканальным релейным управлением: аэро— и газодинамическим на участке разгона и аэродинамическим на маршевом участке;

2) двухступенчатая тандемная твёрдотопливная двигательная установка;

3) одноканальная пассивная оптическая тепловая гироскопическая система самонаведения по методу пропорционального сближения;

4) боевая часть осколочно-фугасного действия с контактным взрывателем;

5) бортовой источник энергии на основе порохового аккумулятора давления.

Техническая подготовка командира взвода ПЗРК 9К38 «Игла» - i_019.jpg

Рис. 17. Отсеки ракеты

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

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

• В рулевом отсеке размещены: рулевая машина с рулями, дестабилизаторы, датчик угловой скорости с усилителем, бортовой источник питания (БИП), пороховой аккумулятор давления (ПАД), пороховой управляющий двигатель (ПУД).

• В отсеке боевой части размещены собственно боевая часть, контактный взрыватель, взрывной генератор и провода электрической связи с БИП.

• В отсеке двигательной установки последовательно расположены двухрежимный маршевый двигатель и стартовый двигатель. С наружной стороны на сопловой блок установлены крылья.

Таблица 5

Основные тактико-технические характеристики ракеты

1 Калибр, мм 72,2
2 Длина, мм 1639
3 Масса, кг 10,6
4 Масса боевой части, кг 1,27
5 Угол зрения ОГС, град. 2
6 Угол пеленга ОГС, град. ±38
7 Скорость выброса из трубы, м/с 28–30
8 Скорость полёта на марше, м/с 340–570
9 Скорость вращения относительно продольной оси, об/с 12–20
10 Располагаемые перегрузки до 10,2
11 Время готовности к пуску, с до 5
12 Диапазон рабочих температур, °С от –44 до +50
Планер

Планер ракеты 9М39 предназначен для решения следующих задач:

1) создания управляющей силы, изменяющей направление полёта;

2) гашения колебаний корпуса, возникающих при управлении;

3) стабилизации ракеты в направлении полёта;

4) поддержания скорости вращения ракеты в полёте;

5) создания подъёмной силы;

6) размещения бортовой аппаратуры.

Планер выполнен по аэродинамической схеме «утка» и состоит из:

• носового обтекателя с аэродинамическим насадком;

• корпуса;

• рулей;

• дестабилизаторов;

• крыльев.

Носовой обтекатель с аэродинамическим насадком предназначен для снижения лобового аэродинамического сопротивления ракеты и пропускания лучистой энергии от цели с минимальными потерями. Обтекатель выполнен из специального стекла в виде мениска. Металлический насадок, кроме снижения сопротивления, ещё и уменьшает нагрев обтекателя.

Корпус планера предназначен для создания подъёмной силы и размещения бортовой аппаратуры. Как уже отмечено, корпус состоит из скрепленных между собой цилиндрических отсеков.

Рули предназначены для создания управляющей силы, изменяющей направление полёта, и гашения колебаний корпуса, возникающих при управлении. Они представляют собой пару аэродинамических пластин из прочной стали. Их форма обеспечивает оптимальное обтекание конструкции сверхзвуковым воздушным потоком и создание управляющей силы требуемой величины. Когда ракета находится в пусковой трубе, рули сложены в отверстия в корпусе рулевого отсека и размыкают цепи блока взведения взрывателя. После выхода вращающейся ракеты из трубы рули под действием центробежных сил и пружин стопоров раскрываются, надёжно фиксируются в рабочем положении и коммутируют цепи питания взрывателя и порохового управляющего двигателя (ПУД).

При одноканальном управлении вращающейся ракетой для создания управляющей силы в любом направлении полёта рули перебрасываются рулевой машиной из одного крайнего положения в другое (на ±15°) 4 раза за один оборот вращения ракеты. Для этого ОГС, определяя ошибку наведения ракеты, формирует релейный сигнал управления рулевой машиной, задающий время нахождения рулей в каждом из 4 крайних положений.

Техническая подготовка командира взвода ПЗРК 9К38 «Игла» - i_020.jpg

Рис. 18. Создание результирующей аэродинамической силы R в соответствии с управляющим сигналом

Так как на участке разгона ракеты эффективность рулей недостаточна, то предусматривается параллельное газодинамическое управление с помощью двух сопел, расположенных в плоскости, перпендикулярной плоскости рулей, но по разные стороны корпуса. Реактивную силу создают пороховые газы ПУД, истекающие через то или другое сопло. Коммутация сопел осуществляется той же рулевой машиной синхронно с перебросом рулей.

Дестабилизаторы расположены в плоскости, перпендикулярной плоскости рулей, и имеют аналогичную им форму, но меньших размеров, складываются в углубления в корпусе и неподвижны после раскрытия. Они предназначены для оптимизации соотношения устойчивости и управляемости (располагаемых перегрузок) ракеты путём выбора положения центра давления относительно центра масс и поддержания вращения ракеты из-за их разворота относительно продольной оси.

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

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

1) отверстия для крепления блока;

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

3) 4 отверстия для установки механизма стопорения;

4) 4 отверстия для установки осей складывания крыльев.

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

Оптическая головка самонаведения

Оптическая головка самонаведения 9Э410 предназначена для формирования сигнала управления, обеспечивающего пассивное самонаведение ракеты по методу пропорционального сближения.

ОГС представляет собой оптическое приёмное устройство и решает следующие задачи:

1) пространственная селекция целей;

2) спектральная селекция инфракрасного излучения поражаемых целей, ложных тепловых целей (ЛТЦ), фоновых помех и защита от них;