Министерство образования и науки Российской Федерации Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Тульский государственный университет» Институт высокоточных систем им. В.П. Грязева Машиностроительный факультет Кафедра «Ракетное вооружение» МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ К ЛАБОРАТОРНОЙ РАБОТЕ ПТРК II-го поколения по дисциплине УСТРОЙСТВО И ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ ЛА Специальность: 160400 Проектирование, производство и эксплуатация ракет и ракетно-космических комплексов Специализация: Ракеты с РДТТ Форма обучения: очная Тула 2012 г. 1 Методические указания разработаны д.т.н., профессором Ветровым В.В., профессором Сатаровым А.В., к.т.н., доцентом Фомичевой О.А. и обсуждены на заседании кафедры «Ракетное вооружение» факультета МС, протокол № ___ от «___»________ 2012 г. Зав. кафедрой ___________________ Н.А. Макаровец Методические указания пересмотрены и утверждены на заседании кафедры «Ракетное вооружение» факультета МС, протокол № ___от «___»____________ г. Зав. кафедрой ___________________ Н.А. Макаровец 2 Содержание 1. КРАТКИЕ ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ СВЕДЕНИЯ ..........................................................................4 2. НОСИМЫЙ ПРОТИВОТАНКОВЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС 9К115 «МЕТИС» .......6 2.1 Назначение ...............................................................................................................................6 2.2 Тактико-технические характеристики ...................................................................................6 2.3. Состав и устройство ракеты 9М115 ......................................................................................6 2.3.1. Общее устройство............................................................................................................6 2.3.2. Пусковое устройство ...........................................................................................................7 2.3.3. Особенности устройства комплекса ..............................................................................7 2.4. Устройство и работа составных частей комплекса .............................................................8 2.4.1. Ракета 9М115 ...................................................................................................................8 2.4.2. Назначение, состав и работа БАУ ................................................................................13 2.4.3. Пусковое устройство .....................................................................................................14 2.5. Принцип действия комплекса .........................................................................................15 2.6. Система наведения ...........................................................................................................17 2.7. Эксплуатация ракеты 9М115 ...............................................................................................19 2.7.1. Общие указания .............................................................................................................19 2.7.2. Указание мер безопасности ..........................................................................................20 2.7.3. Проверка технического состояния ...............................................................................21 2.7.4. Правила хранения ..........................................................................................................21 2.7.5. Транспортирование .......................................................................................................21 2.8. Заключение........................................................................................................................22 3. ПРОТИВОТАНКОВАЯ УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА 9М113 «КОНКУРС» .....................23 3.1. Список обозначений .............................................................................................................23 3.2. Назначение и боевые свойства ............................................................................................23 3.3. Тактико-технические характеристики ................................................................................23 3.3. Принцип действия, состав и общее устройство ракеты 9М113 «Конкурс» ...................24 3.3.1.Принцип действия ракеты 9М113 .................................................................................24 3.3.2. Состав и общее устройство снаряда 9М113....................................................................25 3.3.3. Состав источников электропитания ............................................................................28 3.3.4. Общие сведенья о взаимодействии элементов ракеты при пуске и в полёте ..........28 3.4. Устройство и действие составных частей ракеты 9М113 ................................................29 3.4.1. Вышибная двигательная установка .............................................................................29 3.4.2. Боевая часть с предохранительно-детонирующим механизмом ..............................30 3.4.3. Разгонно-маршевая двигательная установка ..............................................................31 3.4.4. Аппаратурный отсек .....................................................................................................33 3.5. Бортовая аппаратура управления ........................................................................................33 3.5.1. Назначение, состав и размещение, принцип подачи команд ....................................33 3.5.2. Узлы и блоки бортовой аппаратуры ............................................................................34 3.6. Действие ракеты при пуске и в полёте ...............................................................................36 4.ПРОТИВОТАНКОВАЯ УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА 9М111 «ФАГОТ» ............................38 4.1. Назначение и тактико-технические характеристики ракетного комплекса 9М111 ......38 4.2. Общее устройство и взаимодействие элементов изделия 9М111....................................38 4.2.1. Устройство изделия 9М111 ..........................................................................................38 4.2.2. Общее взаимодействие элементов комплекса ............................................................45 4.3. Вышибная двигательная установка ....................................................................................46 4.4. Разгонно-маршевая двигательная установка .....................................................................47 4.5. Аппаратурный отсек ............................................................................................................48 4.5.1. Катушка проводной линии связи .....................................................................................48 4.5.2. Инерционный замыкатель ................................................................................................49 4.6. Принцип формирования команд управления ....................................................................50 5. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ.................................................................................................52 Список литературы ......................................................................................................................54 3 Цель работы: ознакомление с составом, устройством и функционирование некоторых противотанковых ракетных комплексов (ПТРК) второго поколения. При изучении разрезных макетов ракет необходимо обращать внимание на: 1. назначение ракеты, 2. её схемное решение, 3. конструктивную реализацию выбранной схемы, 4. способы снаряжения двигателей и головных частей, 5. функционирование при пуске, полете и действии у цели. Объекты изучения: разрезные макеты ПТУР второго поколения: «Метис»; «Конкурс»; «Фагот». Порядок выполнения: 1. изучить описание и макет управляемой ракеты, 2. составить блок-схему состава комплекса управляемой ракеты, 3. составить блок-схему порядка работы механизмов и узлов ПТУР при пуске и в полете, 4. ответить на контрольные вопросы. 1. КРАТКИЕ ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ СВЕДЕНИЯ Основные особенности ПТРК второго поколения связывают с полуавтоматической системой управления. В этом случае функции оператора сводятся к обнаружению и опознаванию цели, пуску ракеты, азатем - к слежению за ней и совмещению перекрестия визира с изображением цели посредством вращения маховиков механизмов наведения, Это значительно проще, чем одновременно следить и за целью, и за ракетой и манипулировать рукояткой пульта управления. Определение угловых координат ракеты и выработка команд наведения осуществляются автоматически. За ракетой следит прибор, называемый пеленгатором ракеты. Разница угловых координат линий визирования цели и ракеты, а также время, прошедшее после пуска ракеты, являются входными сигналами для блока выработки команд наведения. Система наведения является одним из важнейших элементов комплекса вооружения, но она одна не решает всех задач. Устранить недостатки переносных ПТРК первого поколения простым добавлением полуавтоматической системы наведения не представилось возможным. Это объясняется тем, что разнесенные на местности пусковые установки и пункты управления, а также низкие аэродинамические характеристики ракет не позволили обеспечить вывод ПТУР на линию визирования на самом начальном участке траектории, т.е. исключить значительную«мертвую зону» и повысить маневренность. Поэтому принципиальное значение имело 4 решение задачи о совмещении пункта старта ракеты и пункта управления. Такая компоновка комплекса позволила объединить положительные свойства гранатомета (постоянная боеготовность, маневренность переноса огня) и управляемого вооружения (высокая вероятность попадания на всех дальностях). Однако такое решение предъявило дополнительные требования к обеспечению безопасности расчета, устойчивости пусковой установки и ее массогабаритным характеристикам. Наиболее рациональным (по эксплуатационным требованиям) оказалось размещение управляемой ракеты в пластмассовом контейнере. Являясь пусковой трубой, он одновременно служит гермоукупоркой, обеспечивающей удобство перезаряжания, переноски и транспортирования ракеты, защиту ее от механических повреждений, атмосферных воздействий, биологических вредителей и гарантирует постоянную готовность к пуску без проведения каких-либо регламентных работ на протяжении 10... 15 лет. Контейнерный пуск и нахождение оператора рядом с пусковой установкой потребовали в целях обеспечения его безопасности разделить энергетический импульс ДУ на два этапа - работу стартового двигателя в контейнере и работу разгонно-маршевой двигательной установки (РМДУ) с воспламенением заряда на безопасном от оператора расстоянии (12...15 м). Вследствие этого, принципиально новой стала схема двигательных установок, выбор которой определили следующие требования: -стартовый двигатель должен обеспечить скорость, достаточную для того, чтобы ракета за время задержки включения РМДУ не успела «просесть» больше допустимого; - разгонно-маршевый двигатель должен обеспечить быстрое нарастание скорости ракеты до расчетного значения, чтобы максимально сократить «мертвую зону» (зону неуправляемого полета). Компоновка управляемой ракеты определялась выполнением требований по бронепробитию, аэродинамическим характеристикам, технологичности, удобству и простоте эксплуатации. Впервые для управляемых ракет с кумулятивной боевой частью была выбрана аэродинамическая схема (утка), которая позволила обеспечить: - необходимое фокусное расстояние для боевой части; - удобство компоновки катушки ПЛС; - простоту компоновки рулевого привода; - высокие динамические свойства ракеты. 5 2. НОСИМЫЙ ПРОТИВОТАНКОВЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС 9К115 «МЕТИС» 2.1 Назначение Противотанковый ракетный комплекс 9К115 с полуавтоматической системой управления ракетой является носимым и предназначен для поражения видимых оператором неподвижных и движущихся под различными курсовыми углами со скоростью до 60 км/час бронированных целей на дальности от 40 до 1000 метров. Комплекс позволяет также вести эффективную стрельбу по огневым точкам и другим малоразмерным целям. Комплекс обеспечивает ведение стрельбы: –лёжа, без подготовки огневой позиции; –стоя, из окопа; –с упора на местные предметы, стоя или с колена. Ракета в контейнере имеет индекс 9М115, ракета без контейнера – 9М116. 2.2 Тактико-технические характеристики Ракета 9М115 имеет следующие ТТХ: - дальность эффективной стрельбы: максимальная, 1000 м; минимальная, 40 м; - время полёта снаряда на максимальную дальность, 5,6 с; - средняя скорость полёта снаряда, 180 м/с; - скорость вращения ракеты вокруг продольной оси, 7-12 об/с; - управление ракетой – полуавтоматическое с проводной линией связи; - габариты ракеты 9М115, мм: длина, 784; ширина, 138; высота, 145; - масса ракеты 9М115, 6 кг; - калибр контейнера, 93 мм; - длина ракеты, 733 мм; - полуразмах консоли крыла, 187 мм; - масса ракеты 9М116, 4,8 кг; Конструкция изделия 9М115 обеспечивает безопасность его использования во всех условиях боевого применения и эксплуатации. Ракета 9М115 обеспечивает надёжное поражение современных танков и других бронированных целей. 2.3. Состав и устройство ракеты 9М115 Противотанковый комплекс 9К115 состоит из управляемой ракеты в контейнере – 9М115 (рис.1) и пускового устройства 9П151. 2.3.1. Общее устройство Ракета 9М115 представляет собой сборку собственно управляемой ракеты 9М116 в цилиндрическом контейнере. 6 Ракета 9М116 – управляемая по проводам крылатая ракета с боевой кумулятивной частью. В качестве её управляющих органов используются аэродинамические рули, расположенные в носовой части ракеты. Ракета имеет двухкамерный трёхрежимный двигатель. На корпусе двигателя размещены трёхконсольное крыло и катушка проводной линии связи. Ракета в полёте совершает вращательное движение относительно своей продольной оси по часовой стрелке. Для определения положения ракеты в полёте на борту имеется пиротехнический трассер, который фиксируется на консоли крыла. Контейнер является элементом одноразового использования и служит герметической укупоркой для хранения и пусковой направляющей трубой при пуске ракеты 9М116. 2.3.2. Пусковое устройство Пусковое устройство 9П151 состоит из станка 9П152, механизма пуска, механизма фиксации и наземной аппаратуры управления. Станок 9П152 является основанием пускового устройства и включает в себя: лёгкую треногу, обеспечивающую устойчивость пускового устройства на грунте при стрельбе из положения лёжа или стоя из окопа, поворотный и подъёмный механизмы, служащие для наведения снаряда 9М115 на цель перед пуском и слежение за целью после удара. Наземная аппаратура управления закреплена на поворотной части станка. Она состоит из аппаратурного блока 9С817, а также прибора наведения 9C8I6 и предназначена для подготовки и осуществления пуска, а затем управления полётом. Механизм пуска предназначен для приведения в действие батареи Т– 457, расположенной на трубе-контейнере ракеты 9М115. Механизм фиксации предназначен для закрепления на пусковом устройстве ракеты 9M115 и стыковка при атом розетки Ш1 ракеты 9М115 с вилкой Ш3 на аппаратурном блоке, что обеспечивает электрическую связь ракеты 9М115 с наземной аппаратурой управления. 2.3.3. Особенности устройства комплекса Основной особенностью устройства комплекса 9K115 является принципиально новая схема его построения на основе полуавтоматической системы управления и упрощённой аппаратуры на борту ракеты. Такое устройство комплекса обеспечивает простоту наведения ракеты на движущуюся цель и ведение стрельба с подготовленных позиций из двух боевых положений: при установке ПУ на грунт на три разведённые ноги и при удержании ПУ со сложенными ногами на упоре, в качестве которого используются различные местные предметы. При стрельбе с треноги разворот ПУ с ракетой 9М115 на цель и последующее слежение за целью осуществляется поворотным и подъёмным механизмами ПУ с большими передаточным отношением, что обеспечивает плавность и точность отслеживание цели. Положение ПУ для стрельбы с 7 треноги является основным положением и используется для выполнения пуска лёжа и стоя из окопа. Положение ПУ для стрельбы с упора используется при выполнении пусков стоя и с колена. При стрельбе с упора разворот ПУ с ракетой 9М115 на цель и последующее слежение за целью осуществляется плечом. Стрельба в этом случае менее эффективна, так как точность отслеживания цели зависит от напряжённости позы оператора, его опыта и тренированности, что следует учитывать при подготовке операторов. Расчёт комплекса 9К115 состоит из двух человек: первый номер расчёта - старший оператор, второй номер расчёта – 1 оператор. Первый номер переносит вьюк №1 – пусковое устройство 9П151 с ракетой 9М115, второй номер расчёта – вьюк №2, в состав которого входят три ракеты 9М115. 2.4. Устройство и работа составных частей комплекса 2.4.1. Ракета 9М115 Противотанковая управляемая ракета 9М116 предназначена для поражения бронированных и других малоразмерных целей. Ракета 9M115 состоит из контейнера 1 (рис. 1) и собственно управляемой ракеты 9М116 2 (рис.1). Рис.1. Снаряд 9М115 (вид в разрезе): 1–контейнер; 2–снаряд 9М116; 3–стяжка; 4–флажок; 5–крышка; 6– зацеп; 7–стакан; 8–розетка; 9–крышка передняя Контейнер служит для производства направленного выстрела, переноски и транспортирования ракеты, защиты ракеты от механических повреждений, воздействия на неё метеоусловий и биологических вредителей при хранении и эксплуатации. Он представляет собой трубу, закрытую передней 9 (рис. 1) и задней 5 крышками. На контейнере находится батарея, розетка 8, зацеп 6. Батарея предназначена для обеспечения электрической энергией наземной аппаратуры управления. Она представляет собой комплект последовательно соединённых гальванических элементов одноразового действия на твёрдых солях с пиротехнической активацией. Через розетку осуществляется связь ракеты 9М115 с наземной аппаратурой управления. Кроме того, розетка совместно с зацепом служит для механической стыковки ракеты с пусковым устройством. 8 Ракета 9М116 представляет собой крылатую ракету, выполненную по аэродинамической схеме «утка» с одноканальной системой управления и состоит из: –блока рулевого привода (рис. 3); –боевой части (рис. 5); –двигателя (рис. 6); –крыла; –трассёра (рис. 7); –катушки (рис. 8). Рис. 2. Общий вид ракеты 9М116: 1 - электромагнитный БРП; 2 - руль; 3 - контактный взрыватель; 4 кумулятивная воронка; 5 - линза; 6 - ПДМ; 7 - бронировка; 8 - топливный заряд; 9 - ТЗП; 10 - воспламенитель; 11 - сопло; 12 - лопасть; 13 - трассер; 14 - топливный заряд; 15 - намотка провода; 16 - решетка; 17 – пиропатрон. Блок рулевого привода (БРП) предназначен для отклонения аэродинамических рулей ракеты в соответствии с командами управления, подаваемыми по двух проводной линии связи. Особенностью БРП является использование энергии набегающего потока воздуха, а также наличие одной пары аэродинамических рулей типа биплан, которые в зависимости от положения ракеты и подаваемой команды создают управляющие моменты по курсу и тангажу. В состав управляющего магнита 5 (рис. 3),закрытого кожухом 13, входят две катушки управления 8, размещенные на сердечниках 7, якорь 9, магнитопровод 10 и постоянный магнит 11. Якорь 9 соединен посредством винтов 12 с осью 17, которая установлена на подшипниках 14 в корпусе 15. Кожух 13 предназначен для защиты управляющего магнита от инееобразования и загрязнения. Пневмораспределитель содержит подвижный диск 1 и неподвижный диск 2. Подвижный диск жестко соединен с осью 17 и имеет радиальные прорези в, д и перемычки а, е; неподвижный диск — прорези г и перемычки б. 9 Основание 3 имеет два сопловых отверстия Ж и К для прохода воздушного потока к чашке 4 исполнительного пневмодвигателя. Рис. 3. Блок рулевого привода: 1- диск подвижный; 2 - диск неподвижный; 3 - основание; 4 - чашка; 5 магнит управляюший; 6 - лопасть; 7 - сердечник; 8 - катушка управления; 9 якорь; 10 - магнитопровод; 11 - магнит постоянный; 12 - винт; 13 - кожух; 14 - подшипники; 15 - корпус; 16 - колпак; 17,18 - оси; а,б,е - перемычки; в,г,д прорези; Ж,К – отверстие Чашка 4 жестко соединена с осью 18, на которой закреплены лопасти 6.Внутри конуса 8 (рис. 4), соединяющего БРП с боевой частью, находится контактное устройство БЧ. Рис.4. Блок рулевого привода (внешний вид): 10 1-диск подвижный; 2-диск неподвижный; 3-основание; 4- чашка; 5магнит управляющий; 6- кожух; 7 - дестабилизатор; 8- конус; 9 - колпак; 10сетка фильтрующая. Дестабилизаторы предназначены для устранения симметрии планера ракеты, отрицательно сказывающейся на аэродинамических характеристиках ракеты в одноканальной системе управления. Боевая часть 9Н135 предназначена для поражения цели при прямом попадании. Она размещена между блоком рулевого привода и двигателей и состоит: кумулятивного заряда (рис. 5), воронки 8, контактного устройства, предохранительно-исполнительного механизма 11. Рис. 5. Боевая часть 9Н135. 1 – конус верхний; 2 – кольцо изоляционное; 3 – конус нижний; 4 – кольцо переходное; 5 – винт; 6 – кольцо поджимное; 7 – стакан; 8 – воронка; 9 – шашка; 10 – линза; 11 – ПИМ; 12 – прокладка Предохранительно-исполнительный механизм 9Э132 – электромеханический, предохранительного типа, мгновенного действия с дальним взведением и самоликвидацией. Боевая часть крепится к двигателю с помощью накладок и винтов. Двигатель твёрдотопливный, реактивный служит для обеспечения необходимой скорости полёта ракеты и имеет трехступенчатый режим работы: стартовый, разгонный, маршевый. Двигатель состоит из (рис. 6): - разгонно-маршеной камеры 5, - стартовой камеры 11, - соплового блока 12, - заряда разгонно-маршевого 9Х917 4 с воспламенителем 9Х291-1 22, - заряда стартового 9Х916 10 с воспламенителем 9Х290-1 17, и электровоспламенителем 9Х284-1 15 , - воспламенителя лучевого замедленного действия 9Х287 19. 11 Рис. 6. Двигатель. 1 — крышка; 2 — кольцо уплотнительное; 3—опора; 4 — заряд разгонномаршевый 9Х917; 5 — камера разгонно-маршевая; 6 — экран; 7, 13 — вкладыши; 8 — заглушка; 9 — поддон; 10 — заряд стартовый 9Х916; 11 — камера стартовая; 12 — блок сопловый; 14 — мембрана; 15 — электровоспламенитель 9Х284-1; 16 — ниппель; 17 — воспламенитель 9Х290-1; 18 — штуцер; 19 — воспламенитель лучевой замедленного действия 9Х287; 20 — втулка; 21 — воспламенительный состав: 22 — воспламенитель 9Х291-1 Для обеспечения раскрутки ракеты сопла разгонно-маршевой установки расположены под углом 8°30' к продольной оси. На корпусе стартовой камеры, расположенной в хвостовой части снаряда, закреплены крыло и катушка с двухжильным проводом. Крыло состоит из трёх консолей, которые установлены под углом 2º18´ относительно продольной оси снаряда. При укладке снаряда в контейнер консоли огибают вокруг корпуса двигателя и удерживаются стяжкой с флажком. После вылета снаряда флажок и стяжка сбрасываются, консоли от крыла раскрываются и фиксируются в раскрытом положении. Консоли служат для обеспечения устойчивости снаряда в полёте и для создания подъёмной силы. Трассер 9Х434 является пиротехническим источником инфракрасного светового излучения и предназначен для индикации ракеты на траектории, крепится на консоли стабилизатора. При сложенном положении консоли трассер располагается между нею и стенкой стартовой камеры двигателя. Трассер состоит из корпуса 6 (рис. 7) с запрессованными в него основным пиротехническим составом 4 и воспламенительным составом 3. 12 Рис.7. Трассер 1 - электровоспламенитель; 2 - колпак; 3 - воспламенительный состав; 4 - переходной пиротехнический состав; 5 - основной пиротехнический состав; 6 – корпус Катушка предназначена для обеспечения дистанционной электрической связи НАУ с ракетой 9М116. Катушка состоит из каркаса 3 (рис.8), на который намотан двухжильный провод. Колодка 2, закрепленная на каркасе двумя винтами 1, служит для соединения ПЛС с проводом, по которому подается напряжение на ПИМ и БРП. Наружный вывод провода катушки выполнен в виде троса 6 (рис. 8) и заканчивается четырехконтактной вилкой 7, предназначенной для механической и электрической связи ПЛС с контейнером. Трос фиксируется на наружной поверхности катушки ниточными петлями 5, которые при смотке троса разрываются. К двум контактам вилки 7 припаяны провода жгута 4, который служит для подачи электрического импульса на поджиг электровоспламенителя 15 (рис.6). Рис.8. Катушка 1 - винт; 2 - колодка; 3 - каркас; 4 - жгут; 5 - ниточная петля; 6 - трос; 7 – вилка 2.4.2. Назначение, состав и работа БАУ 13 БАУ предназнчена для приема команд управления и преобразования в механическое перемещение рулей, выдачи информации на НАУ о положении ракеты относительно линии визирования и фазе вращения ракеты. К БАУ относятся БРП, ПЛС, трассер. Двухполярные модулированные по длительности прямоугольные импульсы напряжения U (рис. 13), выработанные НАУ и прошедшие через ПЛС, поступают на управляющий магнит 5 (рис. 3). В зависимости от полярности они вызывают отклонение якоря 9 управляющего магнита в ту или иную сторону на угол am (рис. 9) до упора якоря в сердечник 7 (рис. 3). При этом поворачивается жестко соединенный с якорем подвижный диск 1. При положительном импульсе управляющего напряжения U прорези верхней половины подвижного диска совмещаются с прорезями верхней половины неподвижного диска, а перемычки нижней половины подвижного диска перекрывают прорези нижней половины неподвижного диска. Встречный воздушный поток, проходя через фильтрующую сетку, совмещенные прорези дисков и сопловые отверстия К, воздействует на чашку 4, поворачивая ее до упора в основание 3 на угол +dт (рис. 9). При отрицательном импульсе управляющего напряжения U прорези нижней половины подвижного диска совмещаются с прорезями нижней половины неподвижного диска, а перемычки верхней половины подвижного диска перекрывают прорези верхней половины неподвижного диска. При таком взаимном положении дисков воздушный поток, проходя через совмещенные прорези дисков и сопловое отверстие, действует на другую половину чашки и поворачивает ее в противоположную сторону на угол минус dт (рис. 9). Рис. 9. Изменение импульсов напряжения, углов отклонения якоря и лопастей в БРП U - импульсы напряжения, поступающие на управляющий магнит БРП; αm – максимальный угол отклонения якоря управляющего магнита; δmмаксимальный угол отклонения лопастей; t — время 2.4.3. Пусковое устройство 14 Пусковое устройство предназначено для установки, закрепления и разворота снаряда 9М115 на цель, производства пуска и управления полётом снаряда до поражения цели. Механизм пуска состоит из ударного, спускового и предохранительного механизмов, смонтированных на одном основании. Механизм пуска предназначен для разбития капсюля батареи Т–457 и представляет собой механизм ударного типа, приводимый в действие пружиной. На механизме спуска закреплён флажок, занимающий два фиксированных положения Поход и Боев. Постановка механизма на боевой взвод осуществляется вручную отведением рычага назад до отказа, при этом флажок должен находится в положении «Боев». Для того чтобы механизм спуска сработал, необходимо нажать на спусковой крючок. При этом ударник ударного механизма под действием пружины обеспечивает разбитие капсюля батареи Т–457. Механизм пуска крепится к корпусу аппаратурного блока винтами. 2.5. Принцип действия комплекса При пуске. После установки ракеты на пусковое устройство оператор визуально или с помощью визирного устройства ведет наблюдение в выделенном секторе обстрела. Обнаружив цель, оператор взводит механизм пуска и, следя за целью в визирное устройство с помощью механизмов наведения, совмещает центральный просвет сетки с центром цели. При нажатии на спусковой крючок наносится удар по бойку на батарее питания. Боек разбивает капсюль батареи, она активируется и напряжение подается в НАУ, которая автоматически контролирует выход батареи на режим. С выходом батареи на режим НАУ подает напряжение на электрозапал передней крышки контейнера. Срабатывание электрозапала вызывает сброс передней крышки вправо вверх. Затем напряжение от НАУ подается для воспламенения заряда стартового двигателя. При воспламенении стартового заряда истекающие через сопла пороховые газы срывают заднюю крышку с контейнера, поджигают пиротехнический состав трассера и лучевой воспламенитель замедленного действия. Под действием силы тяги стартовой ступени двигателя ракета 9М116 вылетает из контейнера со скоростью 90 м/с. Стартовая перегрузка вызывает срабатывание инерционного замыкателя и включение предохранительноисполнительного механизма боевой части ракеты. Во время вылета ракеты из контейнера, под действием сил упругости, консоли стабилизатора раскрываются, отбрасывая удерживающие их стяжку и флажок. При этом хомутик с трассером перемещается по ленте на концевую кромку консоли и фиксируется на ней. После удаления ракеты от пускового устройства на расстояние около десяти метров лучевой воспламенитель замедленного действия поджигает воспламенитель разгонно-маршевого заряда, а тот, в свою очередь, срабатывая, разгоняет ракету до скорости 180 м/с. 15 Провод линии связи, закрепленный одним концом на контейнере, сматывается с катушки, установленной на ракете. В процессе полета ракеты оператор продолжает удерживать центральный просвет сетки визирного устройства на центре цели. На полете. После старта ракета попадает в поле зрения оптикомеханического координатора, который с помощью широкопольного пеленгационного канала контролирует положение светового пятна трассера относительно оптической оси объектива. Это положение соответствует текущему угловому отклонению трассера от линии визирования. При этом угловое отклонение зависит от линейного отклонения ракеты от линии визирования и текущей дальности. В соответствии с этим происходит преобразование команд управления. Команды, соответствующие линейному отклонению ракеты от линии визирования, преобразуются в суммарные команды управления по каналам курса и тангажа с учетом угла крена ракеты. Эти команды поступают на выходные каскады блока управления, усиливаются по амплитуде и передаются по проводам на ракету в виде знакопеременных импульсов поочередно: по курсу, когда аэродинамическими лопастями блока рулевого привода создается управляющий момент в горизонтальной плоскости, и по тангажу, когда этими же лопастями создается управляющий момент в вертикальной плоскости. На ракете команды управления поступают непосредственно в блок рулевого привода. Электромагнитная система блока рулевого привода, управляя распределением набегающего потока воздуха в рабочие полости привода, обеспечивает отклонение аэродинамических лопастей в одно из двух крайних положений. Направление отклонения и время нахождения в крайнем положений аэродинамических лопастей соответствует знаку и величине командного сигнала по подключенному в данный момент к блоку рулевого привода каналу управления. Отклонение аэродинамических лопастей приводят к появлению управляющих моментов относительно центра тяжести ракеты. В результате этого ракета смещается к линии визирования. Степень воздействия определяется величинами команд управления. Через 1,5 с после старта ракеты блок дальности выдает команду на переключение полосы пропускания усилителя фототока. Сужение полосы пропускания по­вышает устойчивость систем от фоновых и аппаратурных шумов. Через 2,15 с по команде с блока дальности происходит переключение усилителя фототока с широкопольного на узкопольный пеленгационный канал. Уменьшение поля зрения позволяет уменьшить фоновые засветки и исключить влияние посторонних излучателей. При встрече с преградой. При ударе ракеты о цель ее носовая часть деформируется, что приводит к срабатыванию предохранительноисполнительного меха­низма, который обеспечивает дистанацию заряда боевой части. Возникающая кумулятивная струя поражает цель. 16 2.6. Система наведения Провод линии связи, закреплённый одним концом на контейнере, сматывается с катушки, установленной на снаряде. В процессе полёта снаряда оператор продолжает удерживать центральный просвет сетки визирного устройства на центре цели. В течение полёта снаряда наземная аппаратура управления принимает и автоматически преобразует инфракрасное излучение от трассёра в электрические сигналы, соответствующие линейным координатам центра массы текущему углу крена снаряда в системе координат, связанной с пусковым устройством. В НАУ происходит формирование команд управление снарядом в подвижной, связанной со снарядом системе координат, и выдача этих команд в двухпроводную линию связи поступают непосредственно в блок рулевого привода снаряда. Для управления снарядом в полёте используется одноканальная командная полуавтоматическая система управления с упрощённой аппаратурой на борту снаряда. Командная полуавтоматическая система управления включает в себя замкнутый контур ручного отслеживания цели, основным звеном которого является оператор, и замкнутый одноканальный контур автоматического управления. Замкнутый контур ручного отслеживания цели обеспечивает постоянство наведения на цель линии визирования (оптической оси визирного устройства). При этом оператор плечом или посредством подъёмного и поворотного механизмов плавно поворачивает пусковое устройство так, чтобы центральный просвет сетки визирного устройства был совмещён с центром цели. Замкнутый одноканальный контур автоматического управления обеспечивает подачу на блок рулевого привода снаряда команд, определяющих устойчивое движение снаряда по линии визирования. Входным сигналом замкнутого контура автоматического управления является угловое отклонение трассёра Етр от линии визирования. Для передачи информации о величине и направлении углового отклонения используется оптический тракт, который включает в себя пиротехнический трассёр, воздушную среду и оптические системы оптико-механического координатора (ОМК). Излучение трассёра принимается и преобразуется оптикомеханическим координатором, входящим в состав прибора 9С816. ОМК выполняет функции чувствительного элемента контура управления. Объектив ОМК, съюстированный с визирным устройством, фокусирует излучение трассёра на подвижный модулирующий диск. Модулирующий диск имеет чередующиеся прозрачные и непрозрачные секторы, вызывающие частотную модуляцию изображения трассёра на фотоприёмнике. Фотоприёмник преобразует изменение светового сигнала в изменение электрического напряжения. Электрический сигнал с фотоприёмника, несущий информацию об угловых координатах центра масс ракеты и угла её крена в системе координат, связанной с пусковым устройством, поступает на блок координатора. 17 Блок координатора преобразует этот сигнал в два напряжения, первое из которых пропорционально линейному отклонению трассера от линии визирования цели в вертикальной плоскости (по каналу тангажа) и углу наклона крена, а второе–линейному отклонению в горизонтальной плоскости (по каналу курса) и углу крена. Из блока координатора эти напряжения поступают в блок формирования команд. Здесь сигналы управления корректируются с целью получения необходимых характеристик контура управления и с помощью выделенных сигналов крена преобразуются в широтно-импульсные команды управления по каналам курса и тангажа. Здесь же команда по тангажу суммируется с командой программной компенсации веса ракеты. Далее сигнал через блок фильтров поступает на блок управления, где вырабатываются команды управления положением центра масс ракет по курсу и тангажу с учетом текущего угла крена. В выходных каскадах блока управления команды усиливаются до мощности, необходимой для передачи по проводной линии связи и отработки блоком рулевого привода ракеты. Усиленные команды управления по курсу и тангажу в знакопеременных импульсов передаются на ракету поочередно: по курсу, в то время, когда рули занимают положение близкое к вертикальному, и по тангажу, когда рули занимают положение близкое к горизонтальному. На ракете команды управления поступают непосредственно в блок рулевого привода. Электромагнитная система БРП, управляемая распределением набегающего потока воздуха в рабочие полости привода, обеспечивает отклонение рулей в одно из двух крайних положений. При этом направление отклонения и время нахождения в данном крайнем положении соответствует знаку и величине команды по подключенному к БРП каналу управления (по курсу или по тангажу). Разностное время выдержки на упорах по каждому из каналов управления определяет величины управляющего воздействия рулей соответственно по каналам курса и тангажа. Отклонения рулей приводят ввозникновению управляющих моментовотносительно центра масс ракеты. В результате этого под действием аэродинамических сил от встречного потока воздуха и тяги маршевой ступени двигателя происходит смещение ракеты к линии визирования, т.е. уменьшения отклонения центра масс ракеты от линиивизирования. Таким образом, ракета, как объект управления, отрабатывает управляющие воздействия контура управления. Степень воздействия определяется величинами команд управления. Уменьшение отклонения центра масс ракеты вызывает соответствующее уменьшение текущего значения линейного отклонения трассера от линии визирования. Пропорционально уменьшается и текущее значение углового отклонения трассера от линии визирования (относительно объектива ОМК). 18 Оптический тракт, передающий излучение трассера ракеты, осуществляет функцию звена обратной связи контура управления. Обратная связь обеспечивает передачу на вход контура управления (оптико-механический координатор) сигнала, соответствующего текущему значению углового отклонения трассера от линии визирования. Величины же текущих отклонений трассера находятся в прямой зависимости от положения центра масс ракеты и, следовательно, от управляющего воздействия на нее. Происходит замыкание контура управления. В результате разворота линии визирования при наведении ракет на подвижные цели, а так же в результате действия на ракету различных возмущений (например, ветра, взрывной волны), снова возникают отклонения ракеты от линии визирования, которые устраняются описанным выше способом. При этом регулирующее воздействие устойчиво замкнутого контура автоматического управления направлено на быстрое уменьшение возникшего отклонения трассера от линии визирования. Таким образом, замкнутый контур управления обеспечивает устойчивый полёт ракеты по линии визирования, а система управления ракетой в целом–наведение её на цель. 2.7. Эксплуатация ракеты 9М115 2.7.1. Общие указания Хранение и сбережение ракет 9M115 организуется в строгом соответствии с требованиями настоящего технического описания, а также в соответствии с требованиями соответствующий руководств по хранению и сбережению артиллерийского вооружения и боеприпасов в войсках, на арсеналах, базах и складах. В войска ракеты поступают в окончательно снаряженном виде. Снаряжение ракета 9M1I5 производится на базах в соответствии с «Инструкцией на сборку и снаряжение» 9М115.00.000ДИ с использованием комплекта контрольно-проверочной аппаратуры 9В567. В войсках ракеты 9М115 должны содержаться в полной готовности к немедленному применению. Разборка снаряженных боевых ракет 9М115 в войсках запрещается. Постоянная готовность ракет 9М115 к стрельбе обеспечивается надлежащим уходом, своевременно проводимыми осмотрами и немедленным устранением обнаруженных неисправностей. Ракеты с неисправностями, устранение которых связано с разборкой, подлежат отправке на завод-изготовитель. Переноску и погрузку укупорочных ящиков 9Я55 с ракетами 9М115 должны производить 2 человека, не допуская падения тары с ракетами. Запрещается переносить тару крышкой вниз, кантовать и бросать ее при погрузке и выгрузке. При производстве погрузочно-разгрузочных работ допускается применение автопогрузчиков и других средств механизации, исключающих возможность падения тары с ракетами 9М115. 19 Ракеты 9M115, упавшие с высоты менее 0,5 м без тары или с высоты менее 1,5 м в таре, допускаются к боевому применению и хранению только после тщательного внешнего осмотра на отсутствие повреждений. 2.7.2. Указание мер безопасности Лица, допущение к работе с ракетами 9M115, должны хорошо знать устройство ракеты и правила обращения с ней, соблюдать все правила безопасности, установленные для работы с боеприпасами. Запрещается: –производить в войсках разборку рэкеты 9M115; –производить какие-либо монтажные работы на снаряженной ракете 9M115; –применять практические и боевые ракеты 9M115 на учебных занятиях. При проведении осмотров ракет 9M115 не разрешается присутствие посторонних лиц, не принимающих непосредственного участия в проводимых работах. Не допускается нахождение ракет 9M115, выпущенных в 1978г., на расстоянии менее 40м от излучателей мощных радиотехнических средств, том числе при хранении, транспортировании и боевом применении. Не допускается нахождение под воздействием электромагнитных полей, напряженностью, превышающей заданные для сухопутных войск уровни, ракеты 9M115 вне укупорочного ящика и комплекса 9M115. 20 2.7.3. Проверка технического состояния Ракеты 9M115 при хранении и эксплуатации должны периодически подвергаться внешнему осмотру. Для проведения осмотра необходимо извлечь ракету 9M115 из укупорочного ящика 9Я55 и осмотреть, строго соблюдая меры безопасности. При внешнем осмотре необходимо цроверить: –отсутствие повреждений контейнера; –наличие и правильность постановки крепежных деталей; –отсутствие нарушений покрытий. Проверка функционирования бортовой аппаратуры ракет 9M115 в период гарантийного срока хранения и эксплуатации проводится только на базах боеприпасов при приемке их от завода поставщика и перед отправкой в войска. Проверяются тек же падавшие и неисправные ракеты, поступившие из войск. Проверка производится с помощью пульта проверки 9В568, входящего в комплект контрольно-проверочной аппаратуры 9В567. Для ремонта ракет 9М115 на базах каждой сотне снарядов придается групповой комплект ЗИП. 2.7.4. Правила хранения Ракеты 9М115 могут храниться в отапливаемых и неотапливаемых помещениях, а так же в полевых условиях в таре под пломбами. Условия и порядок хранения ракет 9М115 должны соответствовать правилам и требованиям, установленным для хранения боеприпасов. В полевых условиях хранения ракет 9М115 производится под навесом или на специально оборудованных площадках. Нижние ряды ящиков обязательно должны быть уложены на деревянные подкладки. Штабели необходимо укрывать брезентом от непосредственного воздействия атмосферных осадков и солнечных лучей, а так же принимать меры по защите ракет от биологических вредителей. Ящики с ракетами 9М115 укладываются в штабели высотой не более 3х метров. Укладывать ящики в штабели следует таким образом, чтобы был возможен доступ к формулярам, уложенным в карманы на торцах ящиков. Между штабелями должны быть свободные проходы шириной не менее 0,75м. 2.7.5. Транспортирование Транспортирование ракет 9М115 может производиться автомобильным, железнодорожным, водным и воздушным видами транспорта. Перевозить ранеты 9М115 разрешается только в исправной таре. Запрещается одновременно с ракетами9М115перевозить взрывчатые вещества и горючие материалы. Перевозка ракет 9М115 автомобильным транспортом производится с соблюденном всех мер безопасности, указанных в действующем руководстве по хранению и снабжению артвооружения и боеприпасов в войсках. 21 Укладка ящиков с ракетами 9М115 выше борта автомобиля более чем на половину высоты ящика запрещается. Ящики должны быть плотно уложены, надёжно закреплены в кузове машины и укрыты брезентом. Транспортирование ракет 9М115 колёсным и гусеничным транспортом по всем видам дорог и бездорожью производиться с максимально допустимыми скоростями для данного вида и состояния дорог. Перевозка ракет 9М115 по железным дорогам и водным путям осуществляется в соответствии с действующими правилами по перевозке боеприпасов по железным дорогам и водным путям сообщения. При погрузке в вагон ящики с ракетами 9М115следует укладывать в штабели и надежно закреплять, предохраняя от перемещений. Автотранспортирование ракет 9MII5 может производиться в негерметизированных кабинах на высотах до 12000м. Норма нагрузки и порядок укладки ракет 9М115 определяются в зависимости от типа самолета. Авиатранспортирование на самолёте АН-12 производится согласно «Инструкции по воздушной транспортировке не самолёте АН-12 изделий комплекса 9М115 («метис»)». Транспортирование ракет 9М115 вне укупорочного ящика 9Я55 на судах ВМФ не допускается. 2.8. Заключение Противотанковый комплекс 9K115 является комплексом носимого типа. Очень удобен в эксплуатации, эффективен в ближнем бою. Снаряд 9M116 имеет мало электроники, поэтому отказ основных агрегатов маловероятен. Основными достоинствами комплекса являются: а) относительно несложная конструкция ракеты 9М116. б) простая система наведения. Основным недостатком является малая дальность полёта – только до 1000 м. Применять комплекс в бою (как показывает практика) может даже малоподготовленный солдат. 22 3. ПРОТИВОТАНКОВАЯ УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА 9М113 «КОНКУРС» 3.1. Список обозначений В Техническом описании приняты следующие обозначения и сокращения: 9М113 - индекс управляемой ракеты в контейнере (ракета без контейнера индекса не имеет); 9П148М - индекс боевой машины; 9П135М - индекс выносной пусковой установки комплекса 9К111; 9В871 - индекс контрольно-проверочной машины; 9В864 - индекс комплекта контрольно-проверочной аппаратуры для баз боеприпасов (для сборки управляемых ракет 9М111 и 9М113); 9В811 - индкс контрольно-проверочной аппаратуры для проверки управляемых ракет 9М111 и 9М113; 9Х237-1 - индекс электровоспламенителя разгонно-маршевой двигательной установки; 9Х179 - индекс порохового заряда разгонно-маршевой двигательной установки (с воспламенителем); 9Н131 - индекс боевой части с предохранительно-детонирующим механизмом; 9Э234М - индекс предохранительно-детонирующего механизма; 9Х180 - индекс порохового заряда вышибной двигательной установки (с воспламенителем); 9А684-индекс укупорочного ящика для ракеты 9М113; БРП - блок рулевого привода; ПДМ - предохранительно-детонирующий механизм; РМДУ - разгонно-маршевая двигательная установка; ВДУ - вышибная двигательная установка; НАУ - наземная аппаратура управления; КПА - контрольно проверочная аппаратура. 3.2. Назначение и боевые свойства Управляемая ракета 9М113 предназначена для поражения танков, бронированных и других малоразмерных целей на дальностях от 75 до 4000 м. Примечание: Управляемая ракета 9М113 далее по тексту будет именоваться «ракета 9М113». Стрельба ракетой 9М113 производиться из боевой машины 9П148, с выносной пусковой установки 9П135М комплекса «Конкурс» и с пусковой установки 9П135 комплекса 9К111. Минимальная дальность стрельбы определяется дальностью взведения предохранительно-детонирующего механизма (ПДМ). 3.3. Тактико-технические характеристики Ракета 9М113 имеет следующие технические характеристики: 23 -максимальная дальность эффективной стрельбы: а) из боевой машины 9П148 4000 м; б) с пусковой установки 9П134М 3000 м; в) с пусковой установки 9П135 3000 м; -минимальная дальность стрельбы 75 м; -бронепробиваемость под углом 60 от нормали 250 мм; -средняя скорость полета 208 м/с; -скорость вращения ракеты в полёте 5-7об/с; -калибр ракеты 135 мм; -длина ракеты 957 мм; -размах крыльев 468 мм; -массы ракеты 9М113 25 кг; -масса ракеты без (контейнера) 14,5 кг; -система управления полуавтоматическая с проводной линией связи: -интервал температур боевого применения ракеты 9М113 ±500С; -габариты контейнера 1260×188×230; -габарит укупорочного ящика: длина 137 мм; ширина 392 мм; высота 553 мм; -масса укупорочного ящика с одной ракетой 47 кг. 3.3. Принцип действия, состав и общее устройство ракеты 9М113 «Конкурс» 3.3.1.Принцип действия ракеты 9М113 Управляемая ракета 9М113 (или же управляемый ракетный выстрел 9М113) состоит из собственно управляемой ракеты, контейнера и вышибной двигательной установки. Контейнер служит как герметичной укупоркой, так и одновременнопусковой трубой для управляемой ракеты. В момент старта вышибная двигательная установка выбрасывает управляемую ракету из контейнера сообщая ей начальную скорость не менее 64 м/с. После выброса управляемой ракеты из контейнера на удалении 10-15 м от места старта автоматически запускается разгонно-маршевая двигательная установка ракеты, обеспечивающая её дальнейший разгон и полёт на маршевом участке траектории. Управляемая ракета, выполняемая по аэродинамической схеме «утка» (в которой аэродинамические органы управления размещены впереди центра тяжести летательного аппарата). Управляющая сила, обеспечивающая тот или иной маневр ракеты, создается за счет подъёмной силы крыльев, корпуса и рулей. Стабилизирующий момент крена в схеме «утка» может быть создан только элеронами, расположение которых на складывающихся крыльях вызвало бы много конструктивных сложностей. Поэтому в данной ракете система автоматической стабилизации по каналу крена отсутствует. 24 Вращение ракеты с произвольной скоростью может привести к совпадению частот вращения и продольных колебаний, что вызовет нежелательный резонанс. Для его исключения ракета вводиться в принудительное вращение относительно продольной оси с частотой 5….7 Гц (частота продольных колебаний 2….3 Гц). Вращение ракеты в полёте обеспечивается крыльями и соплами, установленными под углами соответственно 20 и 90 к продольной оси ракеты. Система управления ракетой в полёте полуавтоматическая с передачей команд по проводам. Принцип полуавтоматического управления заключается в том, что старший оператор с момента вылета ракеты из контейнера до момента поражения цели удерживает перекрестие сетки оптического визира на цели, при этом ракета автоматически удерживается на линии визирования цели. 3.3.2. Состав и общее устройство снаряда 9М113 Снаряд 9М113 состоит из следующих основных частей (рис. 1): - контейнера 1; - ракеты 2. - вышибной двигательной установки 3. Контейнер служит герметичной укупоркой и пусковой трубой для ракеты. Ракета стоит из следующих основных частей: - блока рулевого привода; - боевой части 9Н131; - разгонно-маршевой двигательной установки; - аппаратурного отсека. 25 Рис. 2. ПТУР 9М113 "Конкурс": 1 - контактный взрыватель; 2 - кольцо; 3 - руль; 4 - электровоспламенитель БРП; 5 - кумулятивная воронка; 6 - заряд ВВ; 7 - линза; 8 - компенсатор; 9 ПДМ; 10 - бронировка; 11 - заряд ТТ; 12 - ТЗП; 13 - электровоспламенитель; 14 - воспламенитель; 15 - сопловая бобышка; 16 - координатор; 17 - лопасть; 18 - батарея; 19 - блок управления; 20 - катушка; 21 - кожух; 22 - лампа-фара. Блок рулевого привода, входящий в состав бортовой аппаратуры управления ракетой, предназначен для управления ракетой в полёте по курсу и тангажу и представляет собой двухканальный электромагнитный механизм, приводящий в движение аэродинамические рули 7 (рис.3). Рис. 3. Блок рулевого привода: 1 - электромагнит; 2 - винт; 3 - регулятор; 4 - ползунок; 5 - рамка; 6 подшипник качения; 7 - руль; 8 - пружина; 9 - цапфа; 10 - якорь; 11 - торсион; 12 - полуось; 13 - стакан; 14 - колодка; 15 - контакт; 16 - кронштейн; 17 жгут; 18 - колпак; 19 - бортовой и контрольный разъемы. БРП (рис. 3) состоит из рамки, 4-х пар электромагнитов, 4-х якорей, каждый из которого жёстко связан с полуосью и цапфой руля. Якорь соединён с торсионом, который обеспечивает возвращение якоря в исходное (нулевое) положение при отсутствии команды управления. 26 При выходе снаряда из контейнера рули раскрываются с помощью пружины 8. Фиксация рулей в раскрытом положении осуществляется стопорами, на которые действует пружина 8. Колпак 18 и контакт 15, соприкасаясь в момент встречи снаряда с целью, обеспечивают замыкание электрической цепи электродетонатора предохранительно-детонирующего механизма (ПДМ), что вызывает подрыв БЧ. БРП соединяется с БЧ стаканом 13. Боевая часть крепиться в разгонно-маршевой двигательной установке четырьмя винтами. Разгонно-маршевая двигательная установка предназначена для обеспечения заданной скорости полёта ракеты и представляет собой однокамерный, двухрежимный реактивный двигатель, работающий на твёрдом топливе. Разгонно-маршевая двигательная установка состоит из следующих основных узлов: камеры, порохового заряда и электровоспламенителя. Пороховой заряд представляет собой цилиндрическую бесканальную шашку с глухим центральным отверстием в заднем её торце, бронированную по большей части боковой поверхности и переднему торцу. Такая конструкция заряда обеспечивает два режима работы двигательной установки: разгонный и маршевый. Аппаратурный отсек представляет собой корпус цилиндрической формы с укреплёнными на нем четырьмя крыльями. В аппаратурном отсеке размещены следующие узлы бортовой аппаратуры: координатор, блок управления, катушка, лампа-фара и бортовой источник питания. Крылья при расположении ракеты в контейнере находиться в сложенном положении и удерживаются полухомутами. После вылета ракеты из контейнера полухомуты расцепляются и отбрасываются раскрывающимися крыльями. Аппаратурный отсек крепится к разгонно-маршевой двигательной установке четырьмя винтами. Трос катушки проводной линии связи уложен вдоль снаряда от катушки до носовой его части в пазах лирок, прикреплен к обтекателю и корпусу ракеты, и закреплён колодкой на внутренней стороне передней крышки контейнера. Электрическая связь аппаратурного отсека с боком рулевого привода осуществлена с помощью кабеля, закрытого обтекателем. Вышибная двигательная установка предназначена для сообщения ракете начальной скорости полёта и представляет собой однокамерный, однорежимный реактивный двигатель, работающий на твёрдом топливе. Вышибная двигательная установка расположена в контейнере между ракетой 2 (рис. 1) и задней крышкой контейнера, состоит из камеры 10 (рис. 4), стоек 27, порохового заряда 5, порохового состава 12 и электровоспламенителя 15. Вышибная двигательная установка имеет шесть передних «в» и пятнадцать задних «а» сопел. 27 Пороховой заряд представляет собой набор цилиндрических одноканальных трубок. От продольного перемещения в камере заряд фиксируется передней 3 и задней 7 решётками. 3.3.3. Состав источников электропитания На ракете 9М113 размещены следующие источники электропитания: - бытовой источник питания, предназначенный для питания бортовой аппаратуры управления и конструктивно входящий в состав блока управления; - блок питания, предназначенный для питания наземной аппаратуры управления и размещённой на контейнере. 3.3.4. Общие сведенья о взаимодействии элементов ракеты при пуске и в полёте При стрельбе с пусковой установки 9П135М для производства пуска ракеты оператор нажимает на спусковой крючок механизма пуска, расположенного на пусковой установке. При этом в механизме пуска индуктируются импульсы ЭДС, которые подаются на электровоспламенители бортового источника питания, при достижении на зажимах батареи фазы напряжения, равного 3В, срабатывает электровоспламенитель арретира координатора, срабатывает пироболт передней крышки контейнера и электровоспламенитель первой наземной батареи, вследствии чего открывается первая крышка контейнера и начинается процесс выхода на режим первой наземной батареи. Через 0,3….0,8 с после открытия передней крышки контейнера срабатывает электровоспламенитель вышибной двигательной установки. Пороховой заряд ВДУ воспламеняется и под давлением газов управляемая ракета выбрасывается из контейнера. При движении ракеты в контейнере от действия стартовых перегрузок срабатывает инерционный замыкатель, который своими контактами замыкает цепь подачи напряжения на электровоспламенитель разгонно-маршевой двигательной установки. Электровоспламенитель срабатывает и воспламеняет пороховой заряд разгонно-маршевой двигательной установки. Запуск РМДУ приходиться на траекторию полета ракеты на расстоянии 10-15 м от места старта. Выброшенная из контейнера ракета продолжает движение под действием реактивной силы работающей РМДУ. После вылета ракеты из контейнера световое излучение лампы-фары, попадая во входной зрачок оптико-механического координатора НАУ, собирается объективом в фональной плоскости, где расположен модулирующий диск. Промоделированный диском световой сигнал преобразуется в электрический сигнал фотодиодом, расположенным непосредственно за диском. С фотодиода электрический сигнал в виде частотно-модулированного напряжения поступает в аппаратурный блок НАУ. 28 Аппаратурный блок автоматически вырабатывает управляющие напряжения по курсу и тангажу. При встрече ракеты с целью контакт и колпак, находящийся в блоке рулевого привода, соприкасаются, замыкая электрическую цепь электродетонатора предохранительно-детонирующего механизма боевой части. Электродетонатор, срабатывая, инициирует взрывчатое вещество, что приводит к подрыву кумулятивного заряда боевой части. 3.4. Устройство и действие составных частей ракеты 9М113 3.4.1. Вышибная двигательная установка ВДУ (рис. 4) предназначена для сообщения ракете начальной скорости полёта и представляет собой однокамерный, однорежимный двигатель, работающий на твёрдом топливе. Рис. 4. Вышибная двигательная установка: 1 - винт; 2 - упор; 3 - передняя решетка; 4 - связка; 5 - основной пороховой заряд; 6 - картуз; 7 - задняя решетка; 8 - сопловой блок; 9,13 уплотнительные кольца; 10 - камера; 11 - стойка; 12 - пороховой состав; 14 контактный блок; 15 - электровоспламенитель; 16, 24 - мембрана; 17,19,23,25 - кольца; 18 - вкладыш; 20 - втулка; 21,26 - штифт; 22 - передний вкладыш; а заднее сопло; б - кольцо; в - переднее сопло. Вышибная двигательная установка устанавливается в контейнере между ракетой и задней крышкой контейнера. Камера 10 (рис. 4) представляет собой сварную конструкцию. Сферическое дно камеры имеет шесть сопел «в». Каждое сопло состоит из переднего вкладыша 22, запрессованного в дно камеры, передней мембраны 24, и переднего кольца 23. В камере закреплена передняя решётка 3, имеющая упор в центре сферического дна. Упор осуществляется через штифт 21 и втулку 20 и служит для увеличения прочности решётке при работе ВДУ. Сопловой блок 8 ввинчен в камеру 10 и имеет пятнадцать сопел «а». Каждое сопло имеет задний вкладыш 18, заднюю мембрану 16 и заднее кольцо 17. В сопловом блоке закреплены задняя решётка 7 и втулка 20. Передняя 24 и задняя 16 мембрана обеспечивают герметичность ВДУ и стабильность воспламенения порохового заряда 5. Передняя 3 и задняя 7 решётки предназначены для фиксации заряда от продольного перемещения и 29 для уменьшения выброса несгоревших частиц заряда в процессе работы ВДУ. Электровоспламенитель 15 ввинчен в центральное отверстие соплового блока. Из корпуса воспламенителя выведены два провода, концы которых присоединены к контактному блоку 14, предназначенному для электрической связи ВДУ с контактами контейнера. Пороховой заряд (9Х180) 5 размещён в картузе 6 заряда и состоит из набора цилиндрических одноканальных трубок. Картуз заряда имеет двойное дно, между стенками которого помещен пороховой состав 12. Пороховой заряд 5 крепится к задней решётке двумя связками 4. Герметичность внутренней полости ВДУ обеспечивается поджатием уплотнительных прокладок 9 и 13. Для фиксирования и закрепления ВДУ в контейнере служат три упора 2 и кольцо «б» камеры. С помощью винтов 1 к упорам крепится три стойки 11 со штифтами 26. При подаче электрического напряжения на блок 14 срабатывает электровоспламенитель 15. Форс пламени зажигает пороховой состав, который воспламеняет пороховой заряд. Под действием давления пороховых газов разрушаются мембраны передних и задних сопел. Сила давления пороховых газов, истекающих через задние сопловые отверстия и через кольцевое сечение, образованное внутренней поверхностью контейнера и наружной поверхностью ВДУ, уменьшает усилие отдачи при выстреле. 3.4.2. Боевая часть с предохранительно-детонирующим механизмом Боевая часть 9Н131 (рис. 5) кумулятивного действия предназначена для поражения бронированных целей. Рис. 5. Боевая часть 9Н131: 1 - дополнительная шашка; 2 - обтекатель; 3 - линза; 4 - основная шашка; 5 - стакан; 6 - воронка; 7 - поджимное кольцо; 8 - переходное кольцо; 9 - винт; 10 - ПДМ; 11 - поджимная гайка; 12 - переходное кольцо; 13 прокладка; 14 - корпус; а - ушко; б - резьбовое отверстие. Боевая часть выполнена в виде самостоятельного отсека, расположенного между блоком рулевого привода и РМДУ, состоит из следующих основных узлов: кумулятивного заряда, корпуса и предохранительно-детонирующего механизма. 30 Кумулятивный заряд предназначен для формирования кумулятивной струи, обеспечивающей поражение цели. Он состоит из основной шашки 4 с воронкой 6 и дополнительной шашки 1 с линзой 3. Корпус служит для размещения и монтажа узлов боевой части и состоит из стакана 5 с переходным кольцом 12 и обтекателем 2, поджимной гайки 11, переходного кольца 8 и поджимного кольца 7. Стакан предназначен для размещения и закрепления в нём кумулятивного заряда. Переходное кольцо 12 служит для крепления предохранительнодетонирующего механизма и соединение боевой части с разгонно-маршевой двигательной установки и крепиться к стакану 5 восемью винтами. На переходном дне имеются четыре ушка «а» с отверстиями под винты, которыми боевая часть крепиться к разгонно-маршевой двигательной установке, а в центре окно, в котором с помощью поджимной гайки 11 крепится предохранительно-детонирующий механизм 10. Переходное кольцо 8 служит для соединения боевой части с блоком рулевого привода. Переходное кольцо имеет восемь резьбовых отверстий «б» для винтов, которыми блок рулевого привода крепиться к боевой части, и восемь резьбовых отверстий для винтов 9, которыми переходное кольцо 8 крепиться к стакану 5. Поджимное кольцо 7 служит для поджатия воронки 6 к кумулятивному заряду. Предохранительно-детонирующий механизм 9Э234М предназначен для подрыва кумулятивного заряда боевой части при встрече ракеты с целью и в случае промаха. ПДМ - донный, электромеханический, предохранительного типа, мгновенного действия с дальним взведением и самоликвидацией, основанными на пиротехническом принципе. 3.4.3. Разгонно-маршевая двигательная установка РМДУ предназначена для обеспечения заданной скорости полёта ракеты и представляет собой однокамерный двухрежимный ракетный двигатель, работающий на твёрдом топливе. РМДУ (рис. 6) расположена между боевой частью и аппаратурным отсеком и состоит из следующих основных узлов и деталей: камеры 10, воспламенителя 8, электровоспламенителя 13, порохового заряда 11, крышки 2, опоры 3 и резиновых прокладок 1,16. Камера 10 представляет собой сварную тонкостенную конструкцию. Сферическое дно камеры имеет две диаметрально противоположные сопловые бобышки. В отверстие бобышек установлены молибденовые вкладыши 6. Во вкладыше на герметике поставлены алюминиевые заглушки 7, которые обеспечивают герметичность РМДУ и стабильность воспламенения порохового заряда. Для предохранения дна и прилегающей к нему внутренней боковой поверхности камеры от нагрева при работе РМДУ в камере устанавливается пластмассовый экран 4. Воспламенитель 8 с пороховым составом 14 расположен в центральном углублении дна экрана и крепиться к экрану двумя винтами 12 через держатель 15. 31 Рис. 6. Разгонно-маршевая двигательная установка: 1,16 - прокладки; 2 - крышка; 3 - опора; 4 - экран; 5 - сопловая бобышка; 6 - вкладыш; 7 - заглушка; 8 - воспламенитель; 9 - кольцо; 10 камера; 11 - пороховой заряд; 12 - винт; 13 - электровоспламенитель; 14 пороховой состав; 15 - держатель; 17 - штуцер; 18 - вилка; 19 - лепесток; 20 стыковая бобышка. Во внутренней полости камеры размещен заряд (9Х179) 11, представляющий собой цилиндрическую шашку с глухим центральным отверстием, бронированную по большей части наружной боковой поверхности и по сферическому торцу. Такая конструкция заряда обеспечивает два режима работы двигателя: разгонный и маршевый. Плоским торцом заряд опирается на экран 4. Заряд в камере зафиксирован крышкой 2 через резиновую опору 3. Для обеспечения постоянного зазора между крышкой и опорой предназначены прокладки 21. Крышка крепится к камере с помощью резьбового соединения. Поджатием уплотнительных резинок прокладок 1,16 обеспечивается герметичность РМДУ. Четыре стойки камеры и направляющий поясок на крышке служат для соединения двигательной установки с боевой частью ракеты. Приваренные к дну камеры четыре стыковые бобышки 20 и кольцо 9 предназначенны для соединения двигательной установки с аппаратурным отсеком. Стойки кольца служат направляющими при движении ракеты по контейнеру. К лепестку 19 присоединяется провод, идущий из аппаратурного отсека. Электровоспламенитель (9Х237-1) 13 ввинчен в штуцер, приваренный ко дну камеры. Из корпуса электровоспламенителя выведены провода с подпаянной к нему вилкой 18. В корпусе размещены: зажигательный состав, воспламеняющийся от двух мостиков накаливания, замедляющий состав и пиротехнический состав. 32 Вилка 18 предназначена для подключения электровоспламенителя к цепи воспламенения РМДУ. За счет замедляющего состава электровоспламенитель обеспечивает необходимую задержку момента воспламенения порохового заряда 11 относительно момента пуска ракеты. РМДУ начинает работать на некотором расстоянии от пусковой установки, что обеспечивает безопасную работу старшего оператора. После подачи электрического напряжения на контакты электровоспламенителя, форс пламени от него, пробивая алюминиевый корпус воспламенителя, воспламеняет пороховой состав 14, который воспламеняет основной топливной заряд 11. Под действием пороховых газов выбрасываются из сопел заглушки 7. Газы, истекая через сопловые отверстия, создают реактивную силу, движущую ракету. 3.4.4. Аппаратурный отсек Аппаратурный отсек служит для размещения бортовой аппаратуры и крыльев. Он расположен в хвостовой части ракеты. Аппаратурный отсек состоит из следующих основных узлов и деталей: корпуса (рис.2), крыльев 17, катушки 20, лампы-фары 22, координатора 16, блока управления 19 и замыкателя. Корпус представляет собой цилиндр из алюминиевого сплава. В передней части корпуса имеются четыре отверстия для винтов, крепящих аппаратурный отсек к РМДУ. Крылья трапециевидной формы в плане установлены под углом к продольной оси ракеты и укреплены на корпусы аппаратурного отсека. Каждое крыло состоит из двух соединенных между собой стальных упругих гибких пластин. При сжатых до прикосновения пластинах крылья огибаются вокруг корпуса. В сложенном положении крылья удерживаются двумя полухомутами. При разжатых пластинах крыло приобретает жёсткость и в раскрытом положении удерживается защелкой и упорами. Замыкатель предназначен для замыкания цепи подачи напряжения на предохранительно-детонирующий механизм после срабатывания ВДУ. 3.5. Бортовая аппаратура управления 3.5.1. Назначение, состав и размещение, принцип подачи команд Бортовая аппаратура управления предназначена для передачи на пусковую установку информацию о месте положения ракеты относительно линии визирования, приёма сигналов управления, вырабатываемых НАУ, разделение сигналов управления по соответствующим выходным каскадом приёмника в зависимости от уголовного положения вращающейся ракеты с последующим преобразованием команд в отклонение рулей. В состав боровой аппаратуры управления входят следующие узлы (рис. 7): - проводная линия связи (катушка); - приёмник; 33 - координатор; - блок рулевого привода; - бортовой источник питания; - лампа-фара. Рис. 7. Структурная схема бортовой аппаратуры управления. Бортовая аппаратура управления размещена в аппаратурном отсеке за исключением блока рулевого привода, расположенного в главном отсеке ракеты. Команды управления, поступающие с НАУ в проводную линию связи (ПЛС), представляют собой импульсы напряжений определённой формы и знака амплитуды ± 50В или ±11,5В или их сочетание. Частота следования командных импульсов 10 Гц. Разделение команд по каналам курса и тангажа осуществляется дешифраторами приёмника. Для компенсации фазового запаздывания команд в результате вращения ракеты и инерционности работы блока рулевого привода в координаторе введён угол упреждения, равный 140 . Вследствие переключения координатором команд управления, последствие подаются только на те же пары рулей, которые занимают в пространстве соответствующие этим командам положение. В результате отработки команд обеими парами рулей ракета разворачивается в направлении равнодействующей аэродинамических сил, действующих на планер ракеты. 3.5.2. Узлы и блоки бортовой аппаратуры 3.5.2.1. Катушка проводной линии связи Катушка ПЛС предназначена для обеспечения передачи сигналов управления с пусковой установки на ракету. Она расположена в аппаратурном отсеке и является хвостовой частью ракеты. 34 3.5.2.2. Блок управления Блок управления предназначен для приёма, разделения и усиления по мощности сигналов команд управления, поступающих на ракету по двухпроводной линии связи с пусковой установки, обеспечения электрической энергией бортовой аппаратуры управления и подачи напряжения на электровоспламенитель РМДУ и лампу-фару. Блок управления размещен в аппаратурном отсеке. 3.5.2.3. Координатор Координатор представляет собой трёхстепенной свободный гироскоп и предназначен для распределения сигналов по курсу и тангажу по соответствующим входным каскадам приёмника в зависимости от углового положения вращающейся ракеты. 3.5.2.4. Лампа-фара Лампа-фара является электрическим источником инфракрасного светового излучения и предназначена для индикации снаряда на траектории. Она расположена в аппаратурном отсеке в стакане катушки. Лампа-фара состоит из следующих основных узлов и деталей: лампы 8 (рис.8), хомута 6, пружин 12 и 19, основания 4, отражателя 14, кольца 15. Рис. 8. Лампа-фара: 4 - основание; 5,7,10,13,16,20 - винты; 6 - хомут; 8 - лампа; 9 - патрон; 15 - кольцо; 11 - шайба; 12,19 - пружины; 14 - отражатель; 17 - стойка; 18 ось; 21 - прокладка; а - отверстие; б - прокладка Лампа 8 установлена в патроне 9 и зафиксирована в нем хомутом 6. Патрон с помощью развальцовки закреплен на пружине 12, которая поджата винтами к основанию 4 и укреплена на нём двумя винтами 5,10. Отражатель закреплён на опоре кожухом с помощью резьбового кольца 15. Кожух предназначен для обеспечения интенсивного обогрева отражателя газами ВДУ, проходящими через четырнадцать дренажных отверстий «а» и зазор между отражателем и кожухом, с целью предупреждения инея на отражателе при стрельбе в зимних условиях. Герметизация внутреннего объёма лампыфары со стороны отражателя обеспечивается шайбой 11, кольцом 15, прокладкой «б», запрессованной в опоре. 35 Внутренняя поверхность отражателя и лампы предохраняется от повреждения газами ВДУ двумя створками, которые опираются на опору. Герметичность места прилегания створок к опоре обеспечивается резиновой прокладкой «б», запрессованной в опоре. Створки установлены на оси 18 и в закрытом положении удерживаются прокладкой 21 из нитропленки, установленной в паз опоры и закреплённой на створках винтами 20. В открытом положении створки прижимаются к упорам стойки 17, которая соединена с опорой винтами 16, и удерживается пружинами 19. 3.6. Действие ракеты при пуске и в полёте При нажатии на спусковой крючок механизма пуска импульс тока с обмоток индуктора, расположенного на пусковой установке 9П135М, поступает на поджигэлектровоспламенителя бортового источника питания (ЭВББ), второй наземной батареи (ЭВР). Электровоспламенитель ротора срабатывает, поджигает пороховой заряд ротора координатора и за время, не превышающее 3 с, происходит раскрутка ротора до максимальных оборотов. После срабатывания пироболта крышки открывается передняя крышка контейнера. Через электровоспламенитель ВДУ протекает ток. Происходит пуск ракеты. В момент пуска форс пламени ВДУ сжигает прокладку из нитроплёнки, и створки лампы-фары под действием пружин после выхода ракеты из контейнера открываются. При срабатывании электровоспламенителя РМДУ происходит воспламенение основного порохового заряда. Газы, истекая через сопловые отверстия, создают реактивную силу, движущую ракету. Ракета входит в поле зрения оптико-механического координатора НАУ. До начала активного управления на ракету по проводной линии связи подаются программные команды по каналам курса и тангажа, улучшающие выстреливаниеракеты в поле зрения аппаратуры. После пуска ракеты роль наводчика сводиться к удержанию с помощью механизмов наведения перекрестия сетки оптического визира на цели. Выработка команд управления осуществляется НАУ. После входа ракеты в поле зрения НАУ аппаратура определяет угловые координаты лампы-фары снаряда и вырабатывает команды управления, соответствующие величине смещения ракеты относительно линии визирования. По ПЛС команды передаются на ракету. Бортовая аппаратура управления осуществляет прием, разделение, распределение и преобразование сигналов управления в механическом перемещении рулей блока рулевого привода в соответствии с вращением ракеты. Ракета автоматически выводится на линию визирования и удерживается около неё в течение всего времени полета до цели. При встрече снаряда с целью колпак 18 и контакт 15, находящиеся в блоке рулевого привода, соприкасаются, замыкая электрическую цепь электродетонатора ПДМ боевой части. Электродетонатор, срабатывая, инициирует взрывчатое вещество, что приводит к подрыву кумулятивного 36 заряда боевой части. Перед сбросом контейнера с пусковой установки подается напряжение с боевой машины 9П148 на электровоспламенитель (ЭВПЛС), при срабатывании которого происходит отстрел колодки проводной линии связи. 37 4.ПРОТИВОТАНКОВАЯ УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА 9М111 «ФАГОТ» 4.1. Назначение и тактико-технические характеристики ракетного комплекса 9М111 Переносный ракетный комплекс 9М111 предназначен для борьбы с бронированными подвижными целями (танками, бронетранспортёрами, кораблями речной флотилии, а также долговременными огневыми точками). Комплекс состоит из изделия 9M111 и переносной пусковой установки 9П135. Ракета 9M111-2 запускается с боевой машины 9П148, имеющей шесть направляющих. Основные данные комплекса 9M111: Максимальная дальность 2000 мм управляемого полёта Минимальная дальность стрельбы 70 мм Бронепробиваемость по нормали 400 мм Средняя скорость полёта 186 м/с Скорость вращения 10 об/с Калибр 120 мм Длина 871 мм Размах крыльев 369 мм Масса ракеты в боевом состоянии 7,6 кг Система управления – полуавтоматическая с проводной линией связи: Габариты контейнера 1008×150×201 Масса контейнера 4 кг Масса пусковой установки 26 кг 4.2. Общее устройство и взаимодействие элементов изделия 9М111 4.2.1. Устройство изделия 9М111 Изделие 9M111 состоит из следующих частей: собственно ракеты 3, контейнера 2 и вышибной двигательной установки 7 (рис.1). Транспортно-пусковой контейнер. ТПК предназначен для производства направленного выстрела, переноса и транспортировки изделия, защиты его от механических повреждений, воздействия метрологических факторов и биологических вредителей при хранении и эксплуатации. ТПК является изделием одноразовой использования; использованный ТПК сдается службой РАВ на склад воинской части установленным порядком. На внутренней поверхности передней крышки ТПК расположены: - колодка разъема Ш-4 15, к ней крепится колодка 13 катушки ПЛС - розетка разъема Ш-6 9 - для электрической связи ракеты с НАУ и КПА. - колодка разъема Ш-1б 1, к которой стыкуется розетка разъема Ш-1б, установленная на ракете. 38 При подаче напряжения на пироболт срабатывает эдектровоспламенитель и открывается передняя крышка перед выстрелом, концевой выключатель "КВ" , исключающий подачу напряжения на ВДУ до полного открывания передней крышки контейнера. Снизу, вдоль всего контейнера проходит трубка, внутри которой помещается жгут, соединяющий колодки электрических контактов передней крышки с розеткой. Вышибная двигательная установка (ВДУ) (рис.2) предназначена для сообщения снаряду начальной скорости полёта. Она представляет собой однокамерный однорежимный ракетный двигатель, работающий на твёрдом топливе. ВДУ размещена в контейнере между опорным стаканом и задней крышкой контейнера. Она состоит из камеры 2 с пороховым зарядом и электровоспламенителя 12. ВДУ фиксируется в контейнере в передней части тремя винтами 18, соединяющими её стойки 1 со стойками опорного стакана. С задней стороны ВДУ центрируется и крепится посредством приваренного к её обтекателю кольца 15, входящего в кольцевую выточку трубки. Рис.1. Изделие 9М111 в собранном виде: 1 — колодка разъема Ш1б; 2 — контейнер; 3 — ракета; 4 — плечевой ремень; 5 — хомут; 6 — опорный стакан; 7 — вышибная двигательная установка; 8 — задняя крышка контейнера;9 — розетка разъема Ш6; 10 и 17 — заглушки; 11 — задний зацеп контейнера; 12 — передний зацеп контейнера; 13 — колодка разъема Ш4 ракеты; 14 — передняя крышка контейнера: 15 — колодка разъема Ш4 контейнера; 16 — розетка разъема Ш1а; 39 Рис.2. Вышибная двигательная установка: 1 – три стойки, 2 – камера ВДУ, 3 – картуз, 4 – пороховой заряд, 5 – воспламеняющийся состав,6 – сопловой блок, 7 – прокладка, 8 – задняя решетка, 9 – обтекатель,10 – киппель,11 – резиновая прокладка, 12 – электровоспламенитель, 13 – провода электроцепи, 14 – задний вкладыш, 15 –кольцо, 16 – передняя решетка, 17 – сопла,18 – винты. Управляемая ракета. Управляемая ракета предназначена для поражения бронированных целей и представляет собой малогабаритную управляемую крылатую ракету, поворачивающуюся на траектории с рулями, расположенными под углом 45˚ относительно крыльев. Управляемая ракета вращается за счёт установки крыльев под углом 2˚15΄ относительно продольной оси корпуса по ходу часовой стрелки (смотреть по направлению полёта) с частотой примерно 10 об/с. Управляемая ракета состоит (рис. 3): - блок рулевого привода; - боевая часть; - разгонно-маршевая двигательная установка; - аппаратурный отсек. 40 Рис.3. Снаряд 9М111: 1 - электромагнитный блок рулевого привода; 2 - руль; 3 - контактный взрыватель; 4 - кумулятивная воронка; 5 - заряд ВВ; 6 - линза; 7 компенсатор; 8 - ПДМ; 9 - бронировка; 10 - заряд ТТ; 11 - ТЗП; 12 электровоспламенитель; 13 - воспламенитель; 14 - сопловая бобышка; 15 гирокоординатор; 16 - лопасть; 17 - батарея; 18 - блок управления; 19 намотка провода; 20 - кожух; 21 - лампа-фара. Блок рулевого привода (отсек №1) предназначен для размещения электромагнитного привода. Состоит из: - электромагнитного привода (рис. 4); - конуса. Конус защищает контактное устройство БЧ от механических воздействий и от срабатывания при прохождении ракеты через мелкие ветви кустарника и экранизирующие устройства, установленные перед целью. Электромагнитный привод предназначен для управления ракетой в полете по курсу и тангажу с помощью аэродинамических рулей. Состоит из: - электромагнитного механизма 5; - колпака 6; - бортового Ш-16 и контрольного Ш-1а разъёмов а, б. Колпак является обтекателем для электромагнитного привода. Посредством разъёма Ш-1б осуществляется электрическая связь ракеты с контейнером. Контрольный разъем Ш-1а предназначен для подключения контрольно-проверочной аппаратуры КПА. Электромагнитный механизм состоит из (рис. 5): - рамки 1; - двух пар сердечников ообмотками управления (С-1; С-2; С-3; С-4) 9; - двух якорей 8; - четырех рулей 3. 41 Рис. 4. Электромагнитный привод: 1 — кольцо; 2 — розетка разъемов Ш-1а и Ш-1б; 3 — жгут; 4 — плата; 5 — электромагнитный механизм; 6 — колпак; а — разъем Ш-1б; б — разъем Ш-1а. Сердечник с обмотками и якорями представляют собой электромагниты. Концы обмоток электромагнитов соединены с разъёмом Ш1а. Для уменьшения влияния остаточного магнетизма и для предупреждения "Залипания" якоря к полюсам сердечника приклеены немагнитные накладки 10. Электромагнитный привод работает в импульсном режиме. Рис. 5. Электромагнитный механизм: 1 — рамка; 2 — регулятор; 3 — руль; 4 — пружина; 5 — штифт; 6 —подшипник; 7 — втулка; 8 — якорь; 9—сердечник с обмоткой; 10— накладка. При обесточенных обмотках электромагнитов якоря с рулями находятся в нейтральном положении. При протекании тока по одной из обмоток возникает электромагнитное поле, которое способствует возникновению электромагнитного момента. 42 Электромагнитный момент обеспечивает притягивание якоря к полюсам сердечника. При нахождении якоря у одного из полюсов на него действует прямой электромагнитный момент и обратный момент пружины, стремящийся вернуть его в исходное положение. Переключение обмоток электромагнитов привода электромагнитного (ПЭМ) происходит с частотой 10 ± 1гц и переменной скважностью. Боевая часть 9М122 кумулятивного действия предназначена для поражения бронированных целей. Она выполнена в виде самостоятельного отсека, расположенного между отсеком №1 и РМДУ. Состоит из (рис. 6): - корпуса; - контактного узла; - кумулятивного заряда; - ПДМ. ПДМ – электрический, предохранительного типа, мгновенного действия, с дальним взведением и самоликвидацией. Боевая часть крепится к РМДУ посредством четырёх винтов. Рис.5. Боевая часть: 1 - верхний конус; 2 - изоляционное кольцо; 3 - нижний конус; 4 стакан; 5- воронка; 6 - взрывчатое вещество; 7 - линза; 8 - ПДМ; 9 - провода; 10 - розетка; б и в – лепестки. Корпус служит для размещения и монтажа узлов БЧ. Контактный узел предназначен для замыкания электрической цепи эдектродетонатора ПДМ в момент встречи ракеты с целью. Состоит из: - нижнего контактного конуса 3; - верхнего контактного конуса 1; - изоляционного кольца 2; - винта, скрепляющего конусы. Кумулятивный заряд предназначен для формирования кумулятивной струи, обеспечивающей поражение цели. Состоит из: - основной шашки 6; - дополнительной шашки; - медной воронки 5; 43 - линзы 7. ПДМ 9Э234 предназначен для подрыва кумулятивного заряда (КЗ) БЧ при встречи ракеты с преградой и для самоликвидации ракеты в случае промаха. Взведение ПДМ производится после выстрела ракеты. При встрече ракеты с целью контактное устройство замыкается, и напряжение подается на электродетонатор ЭД-0,5-9 ПДМ. Электродетонатор срабатывает и подрывает заряд ПДМ, от которого инициирует взрывчатое вещество БЧ. В случае промаха по истечении времени самоликвидации напряжение попадает на электродетонатор ПДМ, от которого инициируется взрывчатое вещество БЧ. В служебном обращении ПДМ обеспечивает безопасность в обращении с БЧ. РМДУ (рис.6) предназначенадля обеспечения заданной скорости полетаракеты и представляет собой однокамерный двухрежимный ракетный двигатель, работающий на твёрдом топливе. РМДУ расположена между боевой частью и аппаратурным отсеком. Она состоит из следующих основных узлов: камеры 4, заряда 5, и электровоспламенителя 14. Дно камеры содержит два диаметрально противоположных сопла, расположенных под углом 30° к продольной оси ракеты. Рис.6. Разгонно-маршевая двигательная установка: "а" – направляющий поясок, 1 – резиновая прокладка,2 – крышка, 3 – опора, 4 –камера, 5 – заряд,6 – пластмассовый экран, 7 – вкладыш, 8 – заглушки, 9 –сопловые бобышки, 10 – воспламенитель, 11 – термоизоляционная прокладка, 12 – штуцер, 13 – провода, 14 – контактный электровоспламенитель, 15 – обкладка, 16 – стойки, 17 – винты. Пороховой заряд 9Х145 представляетсобой цилиндрическую бесканальнуюшашку с глухим центральным отверстием в заднем торце, бронированную по большей части поверхности и переднему торцу.Такая конструкция заряда обеспечивает два режима работы: разгонныйи маршевый. Аппаратурный отсек(№3) размещён за РМДУ и является хвостовой частью ракеты (рис.7). В состав отсека входят: корпус 2, координатор 15, 44 блок управления 5, катушка 9 проводной линии связи (ПЛС), лампа-фара 10 и крылья. Блок управления состоитиз приёмника, инерционного замыкателя и бортового блока питания. На корпусе аппаратурного отсека укреплены скобами четыре складных крыла трапециевидной формы. Каждое крыло состоит из соединенных между собой упругих гибких металлических пластин. При сжатых до соприкосновения пластинах крылья сгибаются вокруг корпуса и в таком сложенном положении удерживаются хомутом. Рис. 7. Аппаратурный отсек: 1—розетка разъема Ш2; 2 — корпус; 3 — крыло; 4 — защелка 5— блок управления; 6 — кронштейн;7 — кольцо; 8 — газовый замыкатель; 9 — катушка, 10 — лампа-фара; 11 — скобы; 12 — плата КП6А: 13 — плата КП5; 14 — жгут; 15 — координатор. При разжатых пластинах крылья приобретают жесткость и в раскрытом положении удерживаются защелками. Освобождение крыльев от хомута осуществляется автоматически после вылета ракеты из контейнера. Ракета выполнена по аэродинамической схеме "утка", при этомплоскости рулей установлены относительно плоскостей крыльев под углом 45°. Рули создают управляющие моменты по курсу и тангажу. Крылья обеспечивают устойчивость ракеты в полете и создают подъёмную силу. Вращение ракеты осуществляется за счёт расположения крыльев относительно её оси под углом 2°15´. 4.2.2. Общее взаимодействие элементов комплекса Для пуска ракеты оператор нажимает на спусковой крючок механизма пуска, расположенного на пусковой установке. При этом в механизме пуска индуцируется ЭДС, которая подаётся на элекровоспламенитель бортовой батареи, первой наземной батареи и порохового заряда ротора координатора. 45 От бортовой батареи срабатывает электровоспламенитель арретира координатора. Бортовая батарея фары, первая наземная батарея и координатор выходят на режимы. Затем срабатывают электровоспламенителипередней крышки и второй наземной батареи, выходит на режим вторая наземная батарея, открывается передняя крышка контейнера и срабатывает ВДУ. Происходит пуск ракеты. При движенииракеты в контейнере от действия стартовых перегрузок срабатывает инерционныйзамыкатель, при этом замыкается цепь электровосламенителя замедленного действий (ЭВЗД) и срабатывает РМДУ. Система управления ракетой в полёте – полуавтоматическая. Оператор с момента вылета ракеты из контейнера до момента поражения цели удерживает перекрестие сетки оптического визира на цели. При этом ракета автоматически удерживается на линии визирования. После вылета ракеты из контейнера световое излучение лампы-фары, попадая во входной зрачок оптико-механического координатора наземной аппаратуры управления, собирается объективом в фокальной плоскости, где расположен модулирующий диск. Промоделированный световой сигнал преобразуется в электрический сигнал фотодиодом, непосредственно расположенным за диском. С фотодиода электрический сигнал в виде частотномодулированного напряжения поступают в аппаратурный блок наземной аппаратуры управления. Аппаратурный блок автоматически вырабатывает управляющие напряжения по курсу и тангажу, пропорциональные величине линейного отклонения ракеты от линии визирования. Сигналы управления ввиде прямоугольных ступенчатых импульсов по двухпроводной линии связи поступают на входприёмного блока управления ракеты. Там они разделяются по каналам курса и тангажа. Затем с помощью ламельного датчика гироскопического координатора эти сигналы распределяются по каналам приёмника в зависимости от углового положения ракеты. С выходных каналов управляющие сигналы, усиленные по мощности, поступают на обмотки электромагнитов блока рулевого привода, рули которого, работая в режиме широтно-импульсной модуляции, создают управляющий момент. Под действием управляющего момента ракета отклоняется относительно вектора скорости. Возникающая при этом аэродинамическая сила удерживает ракету на линии визирования цели. 4.3. Вышибная двигательная установка ВДУ (рис.2) предназначена для сообщения ракете начальной скорости. ВДУ должна вытолкнуть ракету из контейнера на достаточно безопасное удаление, чтобы газовая струя начинающей работать РМДУ не обожгла лицо и руки оператора. Основными частями ВДУ являются: камера 2, сопловый блок 6, электровоспламенитель 12, пороховой заряд 4, передняя решетка 16, задняя решетка 8 и резиновые прокладки 11. Камера 2 представляет собой сварную конструкцию. Сферическое дно камеры имеет шесть сопел 17 с мембранами. Сопловой блок ввинчен в камеру 2 и имеет шесть сопел “a”. В каждое сопло впрессован задний вкладыш 14 с мембраной. Мембраны обеспечивают герметичность вышибной установки и стабильность 46 воспламенения порохового заряда 4. В центральном отверстии блока установлен киппель 10, предназначенный для передачи форса пламени от электровоспламенителя 12 к воспламенительному составу 5. Электровоспламенитель (ЭВП-7) ввинчен в сопловой блок 6. Провода 13 через особый контакт обеспечивают электрическую связь воспламенителя с контейнером. Пороховой заряд 4 размещен в картузе 3. Он состоит из набора цилиндрических одноканальных трубок. Картуз имеет двойное дно, мужду стенками которого помещен воспламенительный состав 5. Картуз крепится двумя завязками к задней решетке 8. Решетки 8 и 16 фиксируют заряд от продольного перемещения. Они так же препятствуют выбросу недогоревших частиц заряда в процессе работы ВДУ. Герметизация внутренней полости ВДУ в местах свинчивания камеры 2 с сопловым блоком 6 и соплового блока с электровоспламенителем 12, обеспечивается резиновыми прокладками 7 и 11. ВДУ фиксируется в контейнере винтами 18 трёх стоек 1, приваренных к камере. Центрирование и крепление ВДУ осуществляется посредством кольца 15 обтекателя 9. При подаче электрического напряжения в электроцепь 13 срабатывает электровоспламенитель 12. Форс пламени, проходя через киппель 11, зажигает воспламенительный состав 5, который воспламеняет основной пороховой заряд 4. Под давлением газов разрушаются мембраны передних 17 и задних "а" сопел. Действие газов, протекающих через передние сопла, сообщат ракете скорость. Давление газов, истекающих через задние сопла и зазор между обтекателем 9 и кольцом 15, уменьшает усиление отдачи при выстреле. 4.4. Разгонно-маршевая двигательная установка РМДУ (рис.4) включает в себя: камеру 4, воспламенитель 10, электровоспламенитель 14, заряд 5, крышку 2, опору 3 и резиновую прокладку 1. Камера 4 предоставляет собой сварную тонкостенную конструкцию. Сферическое дно камеры имеет две диаметрально противоположные сопловые бобышки 9. В отверстия бобышек установлены молибденовые вкладыши 7 с алюминиевыми заглушками 8, обеспечивающими герметичность РМДУ и стабильность воспламенения порохового заряда. Для предохранения дна и прилегающей к нему внутренней боковой поверхности камеры от нагрева при работе РМДУ в камере установлен пластмассовый экран 6. В центральном углублении дна экрана помещён заряд 5, представляющий собой цилиндрическую шашку с глухим отверстием. Шашка бронирована обкладкой 15 по большей части наружной боковой поверхности и по сферическому торцу. Плоским торцомзаряд опирается на экран 6. Заряд в камере зафиксирован крышкой через резиновую опору 3. Крышка крепится к камере посредством резьбы. Плотность соединения обеспечивается резиновой прокладкой 1. 47 Для защиты аппаратурного отсека №3 от нагрева при работе двигательной установки на наружную поверхность сферического дна камеры приклеена на компаунде термоизоляционная прокладка 11. РМДУ соединяется с боевой частью ракеты четырьмя винтами 17, установленными в стойках 16, приваренных к камере. Соосность БЧ и РМДУ обеспечивается направляющим пояском “a”. В штуцер 12,приваренный к дну камеры, ввинчен электровоспламенительмарки 9×237. Последний выполнен в виде цилиндрического корпуса с наружной резьбой, из которого выведены провода дляподключения цепи воспламенения РМДУ. В корпусе электровоспламенителя размещены: зажигательный состав, воспламеняющийся от двух мостиков накаливания, замедляющий состав и пиротехнический состав. За счёт замедляющего состава электровоспламенитель обеспечивает необходимую задержку момента воспламенения заряда 5. Относительно момента пуска ракеты РМДУ начинает работать на расстоянии 10-12 метров от пусковой установки, что обеспечивает безопасную работу оператора. После подачи электрического напряжения на контакты электровоспламенителя 14, форс пламени от него, пробив алюминиевый корпус воспламенителя 10, зажигает его пороховой состав, который воспламеняет основной пороховой заряд 5. Под действием пороховых газов из вкладышей 7 сопел 9 выбрасываются заглушки 8. Газы истекают через сопловые отверстия, создают реактивную силу, движущую ракету. На разгонном режиме работы заряд 5 горит по торцу, по внешней незабронированной поверхности и по поверхности внутреннего глухого канала. После выгорания разгонного участка топливного заряда происходит переход на маршевый режим работы, на котором заряд горит только по торцу. 4.5. Аппаратурный отсек Аппаратурный отсек (см. рис.1 и З) представляет собой компактную сборку блоков и узлов, содержащих аппаратуру, посредством которой сигнал управления, выработанный наземной аппаратурой, принимается на борт ракеты, преобразуется в форму командного сигнала и передаётся на блок рулевого привода. Кроме того, в аппаратурном отсеке вырабатывается сигнал информации о положении ракеты на траектории. В состав аппаратурного отсека входят: катушка проводной линии связи (ПЛС), блок управления, координатор и лампа-фара. 4.5.1. Катушка проводной линии связи Катушка ПЛС состоит из следующихосновных деталей: стакана, обтекателя, обтюратора, колодки и намотки провода. Стакан служит для укладки провода, а так же для монтажа остальных деталей катушки. Обтекатель закрывает провод снаружи для улучшения условий сматывания. Обтекатель прикреплён к стакану шестью винтами. На стакане имеется поясок, предназначенный для направления движения в 48 контейнере хвостовой части ракеты. В канале пояса помещён обтюратор (стальное кольцо с резиновым вкладышем в месте разреза), служащий для предотвращения прорыва вперёд пороховых газов ВДУ между ракетой и внутренней поверхностью контейнера. На стакан намотан биметаллический эмальпровод, склеенный из двух жил. Намотка провода радовая, плотная, виток к витку. Внутренний конец провода выведен к колодке для соединения с приёмником. Наружный конец провода представляет собой трос, состоящий из токонесущего провода и трёх дополнительных тросов, каждый из которых состоит из двух проводов. Всё это объединено нитками и клеем. Последние витки троса, уложенные на поверхности намотки, подтянуты к предыдущим виткам троса петлями из ниток. Трос прикреплен к обтекателю нитками и выведен через отверстие к колодке. Верхний ряд намотки вместе с витками троса покрыт термозащитными составами. Фторопластовой трубкой и плотной бумагой трос защищен от воздействия газов ВДУ. При пуске ракеты колодка троса остаётся в передней крышке контейнера, трос выходит из лирок ракеты и вкладыша, разрывает бумагу, нитки и провод начинает сматываться со стакана катушки ПЛС. 4.5.2. Инерционный замыкатель Инерционныйзамыкатель предназначен для замыкания цепи поджима электровоспламенителя РМДУ и цепи канала лампы-фары после срабатывания ВДУ. Инерционныйзамыкатель смонтирован в корпусе 9, жёстко связан с корпусом ракеты. В момент движения ракеты под действием газов ВДУ возникает осевая перезагрузка. Инерционная сила, приложенная к грузику 10, перемещает его назад (рис.8) относительно корпуса 9, сжимая пружину 8. Контакт 3, жёстко связанный с корпусом, скользя по грузику 10, попадает на его металлическую часть, которая замыкает цель поджима электровоспламенителя РМДУ. Одновременно с этим шарик 6 выталкивается в ловушку 4. После прекращения действия стартовой перезагрузки упругая пружина 2 перемещает стержень с грузиком 10 вперёд относительно корпуса 9. Грузик, соприкасаясь металлической часть с контактом 11 замыкает цепь канала лампы-фары. Рис.8. Инерционный замыкатель: 49 1 - крышка; 2 и 13 - упоры; 3 и 11 - контакты; 4 - ловушка; 5 - винт; 6 шарик; 7 – стержень; 8 - пружина; 9 - корпус; 10 - грузик; 12 - изолятор. 4.6. Принцип формирования команд управления Команды управления вырабатываются бортовой аппаратурой, которая размещена в отсеках №1 и №3. Рис.9. Блок-схема бортовой аппаратуры. В целом бортовая аппаратура предназначена: –для передачи на пусковую установку сигнала-информации о месте положения ракеты относительно линии визирования; –для приёма сигналов управления, вырабатываемых наземной аппаратурой; –для разделения сигналов управления по соответствующим выходным каскадам приёмника в зависимости от углового положения вращающейся ракеты с последующим преобразованием команд в отклонения рулей. В состав бортовой аппаратуры входят следующие узлы: катушка с проводной линией связи, блок управления, состоящий из приёмника и бортового блока питания, координатор, лампа-фара, блок рулевого привода. На рисунке 9 приведена блок-схема бортовой аппаратуры. Из проводной линии связи сигнал управления поступает в приёмник, где происходит выделение сигналов по курсу и тангажу, затем эти сигналы поступают в координатор, где распределяются в зависимости от углового положения ракеты между каналами БРП, и возвращаются в приёмник на его выходные каскады. Из приёмника сигналы поступают в блок рулевого привода, приводя в действие рули. Энергоснабжение бортовой аппаратуры осуществляется блоком питания. 50 51 5. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ 1. Назначение и тактико-технические характеристики комплекса 9М111. 2. Состав комплекса 9М111. 3. Назначение и устройство ВДУ. 4. Назначение и устройство контейнера. 5. Назначение и устройство боевой части и ПИМ. 6. Состав и назначение полевой нагрузки аппаратурного отсека. 7. Последовательность срабатывания и взаимодействие элементов комплекса при пуске и полёте ракеты. 8. Способ динамической компенсации усилия отдачи контейнера при выстреле. 9. Факторы, ограничивающие дельную скорость ракеты. 10. Закон изменения скорости полёта ракеты. 11. Способ крепления ВДУ. 12. Систра запуска ВДУ. 13. Устройство проводной линии связи. 14. Назначение и устройство инерционного замыкателя. 15. Последовательность прохождения команд наведения по элементам бортовой аппаратуры. 16.Состав комплекса 9К115; 17.ТТХ ракеты 9М115; 18.Состав ракеты 9М115; 19.Состав пускового устройства; 20.Работа оператора при пуске и наведении ракеты; 21.Назначение трассёра; 22.Назначение наземной аппаратуры управления; 23.Работа системы наведения; 24.Состав и назначение двигательной установки, режим её работы; 25.Устройство и принцип; 26.Назначение, устройство и принцип действия БЧ; 27.Последовательность срабатывания элементов ракеты 9М115 при пуске и полёте; 28.Основные тактико-технические характеристики ракеты 9М113. 29.Состав комплекса ракеты 9М113. 30.Основные агрегаты ракеты 9М113. 31.Назначение и устройство контейнера. 32.Назначение и устройство ВДУ. 33.Назначение и устройство БЧ и ПДМ. 34.Назначение и устройство БРП. 35.Назначение и устройство РМДУ. 36.Состав и назначение бортовой аппаратуры системы управления. 37.Состав и назначение наземной аппаратуры системы управления. 38.Назначение и устройство крыльев. 39.Назначение и устройство рулей. 40.Действия расчета при подготовке к бою и в бою. 52 41.Последовательность срабатывания элементов ракеты при её пуске и в полёте. 53 Список литературы Рассмотрено на заседании кафедры РС. Протокол № ___ от ______________20___г. Зав. кафедрой РВ ............................... Н.А. Макаровец Нормоконтролер, ответственный за стандартизацию на кафедре ............................... С.В.Лосев «___» _____________ 20_____ г. 54
