Текст книги "Устройство и эксплуатация боевых средств переносных зенитных ракетных комплексов “Игла” и “Игла–1” "

Автор книги: Автор Неизвестен

сообщить о нарушении

Текущая страница: 8 (всего у книги 16 страниц)

Рис. 4.26. Предохранительно-детонирующее устройство:

1 – блокирующий стопор; 2 – поворотная втулка; 3 – детонатор; 4, 12 – подпятники; 5 – ось втулки; 6 – капсюль-детонатор; 7 – пиротехнический предохранитель; 8 – пиротехническая запрессовка; 9 – электровоспламенитель ЭВ1; 10 – стопор пиротехнического предохранителя; 11 – возвратная пружина

Предохранительно-детонирующее устройство включает в себя пиротехнический предохранитель 7, поворотную втулку 2 и блокирующий (инерционный) стопор 1. В поворотной втулке установлен капсюль-детонатор 6, который в исходном состоянии не находится на одной линии с детонатором ВЗ 3, т.е. огневая цепь срабатывания детонатора ВЗ разорвана. Кроме того, на цилиндрической поверхности втулки расположены ламели, которые во взведенном состоянии ВЗ замыкают контакты "В" взрывателя (см. рис. 4.25). Поворотная втулка закреплена на оси 5 (см. рис. 4.26) и находится под постоянным воздействием крутящего момента возвратной пружины 11, которая стремится повернуть втулку по часовой стрелке. В исходном состоянии поворотная втулка удерживается от разворота во взведенное состояние стопором пиротехнического предохранителя 10 и блокирующим стопором 1.

Механизм самоликвидации (СЛ), предназначен для формирования форса пламени для срабатывания капсюля-детонатора по истечении времени самоликвидации (14...17 с) при промахе ракеты, что приводит к подрыву боевой части. Механизм СЛ представляет собой кольцо с установленной в него пиротехнической запрессовкой, обеспечивающей требуемое время горения. Выходное отверстие механизма СЛ находится на оси капсюль-детонатор – детонатор ВЗ при взведенном положении взрывателя.

Основной датчик цели ГМД1 предназначен для формирования импульса электрического тока при попадании ракеты в цель в момент прохождения взрывателя через металлическую преграду (при ее пробитии) или вдоль нее (при рикошете). ГМД1 установлен на наружной поверхности ВЗ и представляет собой импульсный вихревой магнитоэлектрический генератор (рис. 4.27).

а) б)

Рис. 4.27. Вихревой магнитоэлектрический генератор ГМД1:

а – при пробитии преграды; б – продольный разрез ГМД1; 1 – обмотка ГМД1; 2 – кольцевой магнит; 3 – взрыватель; 4 – металлическая преграда

Конструктивно ГМД1 представляет собой постоянный кольцеобразный магнит 2, вокруг которого расположена обмотка 1. Принцип действия ГМД1 основан на воздействии на его обмотку вихревых токов, наводимых в металлической преграде при перемещении через (или вдоль) нее постоянного магнита 2. При перемещении обмотки 1 относительно магнитного поля, создаваемого вихревыми токами преграды, в обмотке индуктируется импульс ЭДС, под действием которой открывается транзистор VT1 (см. рис. 4.25), что приводит к протеканию тока через ЭВ2.

Дублирующий датчик цели ГМД2 предназначен для формирования импульса электрического тока при столкновении ракеты с целью с относительной скоростью не менее 80 м/с. ГМД2 установлен внутри взрывателя и представляет собой импульсный волновой магнитоэлектрический генератор (рис. 4.28).

Рис. 4.28. Волновой магнитоэлектрический генератор ГМД2:

а – до встречи ракеты с целью; б – при встрече ракеты с целью; 1 – постоянный магнит; 2 – выводы обмотки; 3 – ярмо; 4 – монтажная колодка; 5 - каркас катушки; 6 – обмотка катушки; 7 – якорь; 8 – сердечник; НП – направление полета ЗУР; Ф_м – цепь потока постоянного магнита

В состав ГМД2 входят: магнит 1, установленный на ярмо 3, якорь 7 с ввинченным в него сердечником 8 и катушка, состоящая из каркаса 5 и обмотки 6. Обмотка 6 имеет выводы 2 для подключения к электрической цепи ВЗ (см. рис. 4.25). Принцип действия ГМД2 заключается в следующем. До встречи ракеты с целью магнитный поток постоянного кольцеобразного магнита Ф_м замыкается через ярмо, сердечник и якорь (см. рис. 4.28, а). Так как при полете ракеты якорь удерживается около магнита силой магнитного притяжения, величина которой регулируется ввинченным в него сердечником 8, то магнитная цепь не изменяется и в обмотке ГМД2 ЭДС не наводится. Под действием волн упругих деформаций, возникающих в ракете при встрече с целью или с преградой, якорь ГМД2 отрывается в направлении противоположном направлению полета (НП), происходит разрыв магнитной цепи и в обмотке индуктируется ЭДС (см. рис. 4.28, б). Под действием этой ЭДС в обмотке протекает импульс тока, который открывает транзистор VT2 (см. рис. 4.25), что приводит к срабатыванию электровоспламенителя ЭВ3 ВЗ.

Взрывной генератор (ВГ) обеспечивает формирование детонационного импульса для подрыва несгоревшей части топлива маршевого заряда и создания дополнительного поля поражения. Он представляет собой чашку с запрессованным в нее составом взрывчатого вещества, расположенную в задней части корпуса взрывателя, непосредственно примыкающей к двигательной установке.

Основные характеристики боевого снаряжения:

масса боевого отсека, кг 1,25

масса осколков, кг 0,4

масса взрывчатого вещества, кг 0,38

масса одного осколка, кг до 0,005

общее число осколков около 860

угол разлета осколков, град 52

средняя скорость разлета осколков, м/с 2000

время взведения ВЗ после вылета ракеты из трубы, с 1...1,9

время самоликвидации ЗУР после ее вылета из трубы, с 14...17

При пуске ракеты боевое снаряжение функционирует следующим образом. После вылета ракеты из трубы замыкаются контакты размыкателя розетки (см. рис. 4.20) и напряжение с конденсатора С1 блока взведения поступает на ЭВ1, от форса пламени которого одновременно зажигаются пиротехнический предохранитель ПДУ и пиротехническая запрессовка механизма самоликвидации.

В полете под действием осевого ускорения, создаваемого маршевым двигателем, блокирующий (инерционный) стопор ПДУ проседает вниз и не препятствует развороту втулки в боевое положение (см. рис. 4.26). Этим снимается первая ступень предохранения. Если на участке дальнего взведения осевая сила инерции, действующая на стопор при полете ракеты с ускорением, значительно уменьшится, то стопор поднимается в верхнее положение и застопорит втулку. В этом случае по окончании времени дальнего взведения поворотная втулка останется в исходном положении, а огневая и электрические цепи останутся разомкнутыми.

Через 1...1,9 с после пуска ракеты прогорает пиротехнический предохранитель и поворотная втулка под действием возвратной пружины разворачивается в боевое положение. При этом замыкаются огневая (ось капсюля-детонатора совмещается с осью детонатора ВЗ) и электрическая (контакты "В") цепи. Взрыватель находится во взведенном положении и готов к действию. Этим снимается вторая ступень предохранения. В это же время продолжает гореть пиротехническая запрессовка механизма самоликвидации, а БИП подпитывает конденсаторы С1 и С2 ВЗ на всем протяжении полета.

В случае прямого попадания ракеты в цель при прохождении ГМД1 мимо среза металлической преграды, при пробитии или вдоль нее при рикошете, в обмотке ГМД1 под воздействием вихревых токов, наводимых в металлической преграде при перемещении в ней (или около нее) постоянного магнита ГМД1, формируется импульс электрического тока. Этот импульс через транзистор VT1 (см. рис. 4.25) поступает на ЭВ2, от которого последовательно срабатывают капсюль-детонатор, детонатор ВЗ, детонатор БЧ и разрывной заряд БЧ (см. рис. 4.24). Детонационный импульс детонатора БЧ, кроме того, через взрывчатое вещество трубки ВЗ передается к ВГ, происходит срабатывание ВГ и подрыв остатков маршевого заряда двигательной установки при их наличии.

При прямом попадании ракеты в цель срабатывает, кроме того, дублирующий датчик цели ГМД2 (см. рис. 4.28). Под действием волн упругих деформаций, возникающих в ракете при встрече с преградой, якорь ГМД2 отрывается от магнита, происходит разрыв магнитной цепи, в обмотке ГМД2 формируется импульс электрического тока, который через транзистор VT2 (см. рис. 4.25) подается на ЭВ3. От форса пламени ЭВ3 поджигается пиротехнический замедлитель (см. рис. 4.24), время горения которого превышает время, необходимое для подхода основного датчика цели (ГМД1) к преграде. При прогорании замедлителя срабатывает инициирующий заряд, вызывая последовательное срабатывание капсюля-детонатора, детонаторов ВЗ, БЧ, разрывного заряда БЧ и остатков топлива при их наличии.

В случае промаха ракеты капсюль-детонатор срабатывает от форса пламени после прогорания пиротехнической запрессовки механизма самоликвидации (через 14...17 с), вызывая последовательное срабатывание детонаторов ВЗ, БЧ и подрыв БЧ с ВГ для самоликвидации ракеты.

Отличительные особенности боевого снаряжения ЗУР 9М32М и 9М36

Боевое снаряжение ЗУР 9М32М и 9М36, состоящее из боевой части 9Н15М и взрывателей соответственно 9Э22М и 9Э240, имеет некоторое отличие от боевого снаряжения ЗУР 9М39 и 9М313, рассмотренного выше. В его составе отсутствуют: взрывной генератор, трубка ВЗ, ГМД1, пиротехнический замедлитель и инициирующий заряд (рис. 4.29).

Кроме того, некоторые отличия имеются в конструкции ПДУ, контактного датчика цели и наименовании элементов взрывателя.

Боевая часть 9Н15М осколочно-фугасно-куммулятивного действия не имеет существенных конструктивных отличий от БЧ 9Н312Ф.

Рис. 4.29. Структурная схема боевого снаряжения ЗУР 9М32М и 9М36

В поворотной втулке ПДУ расположен не капсюль-детонатор, а электродетонатор двойного действия (ЭД ДД), формирующий детонационный импульс для передаточного заряда, установленного вместо детонатора ВЗ. Электродетонатор двойного действия срабатывает как от импульса электрического тока, так и от форса пламени узла самоликвидации. Кроме того, на цилиндрической части поворотной втулки ПДУ расположены ламели контактной группы КП3, формирующие электрическую цепь срабатывания ВЗ при повороте втулки в боевое положение (рис. 4.30).

Рис. 4.30. Электрическая схема взрывателя 9Э22М ЗУР 9М32М

Электрическая схема взрывателя 9Э240 ЗУР 9М36 в отличии от взрывателя 9Э22М имеет дополнительный вывод 5 (КОНТРОЛЬНАЯ ЦЕПЬ), который соединен с контактом 7 контактной группы КП3 и корпусом взрывателя. В взрывателе 9Э240 отсутствует контактная группа КП2.

Контактный датчик цели представляет собой единую конструкцию, состоящую из волнового магнитоэлектрического генератора и ударного замыкателя (рис. 4.31).

Конструкция волнового магнитоэлектрического генератора не отличается от конструкции ГМД2 ВЗ ЗУР 9М39. Дополнительным элементом его является ударный замыкатель, состоящий из четырех ламелей, соединенных попарно и представляющих контактную группу КП1. Ламели контактной группы КП1 замыкаются якорем-замыкателем волнового магнитоэлектрического генератора, который перемещается в сторону ламелей при ударе ракеты о цель и разрыве магнитной цепи. Кроме того, в задней части ВЗ 9Э22М, примыкающей к двигательной установке, на монтажной колодке 7 (рис. 4.32) установлена контактная группа КП2, состоящая из двух колпачков 3 и 5 , изолированных друг от друга прокладкой 4. При встрече ракеты с целью под действием сил инерции двигательная установка разрушает втулку 2, которая сминает колпачки 3 и 5 до упора в упорную втулку 8, что приводит к замыканию цепи между колпачками 3 и 5 (контактов КП2).

Рис. 4.31. Контактный датчик цели взрывателя 9Э22М:

1 – постоянный магнит; 2 – выводы обмотки; 3 – обмотка; 4 – каркас катушки; 5 – сердечник; 6 – якорь-замыкатель; 7 – изоляционная втулка;

8 – ламели контактной группы КП1

Боевое снаряжение ЗУР 9М32М, 9М36 и 9М39 до момента взведения взрывателя функционирует одинаково.

Рис. 4.32. Контактная группа КП2:

1 – корпус двигательной установки; 2 – втулка; 3, 5 – колпачки контактной группы КП2; 4 – изоляционная прокладка; 6 – крепежные винты; 7 – монтажная колодка; 8 – упорная втулка; 9 – корпус взрывателя

При развороте втулки ПДУ в боевое положение электродетонатор двойного действия (ЭД ДД) совмещается с передаточным зарядом (см. рис. 4.29). Кроме того, выводы ЭД ДД с помощью контактной группы КП3 подключаются к электрической цепи взрывателя (см. рис. 4.30).

При встрече ракеты с целью в обмотке волнового магнитоэлектрического генератора возникает импульс электрического тока, который усиливается транзистором VT1 и подается на ЭД ДД, вызывая его срабатывание (см. рис. 4.30). От ЭД ДД последовательно детонируют передаточный заряд, детонатор БЧ, разрывной заряд БЧ. Детонация разрывного заряда вызывает разрыв стенок корпуса БЧ на осколки, поражая цель в радиальном направлении фугасным и осколочным действием. В осевом направлении образуется кумулятивная струя, которая дробит узлы и детали впереди расположенных отсеков ракеты и направляет их в виде пучка осколков на цель, нанося ей дополнительное поражение.

Во взрывателе предусмотрены еще две цепи подачи электрического импульса с конденсатора С1 ВЗ на ЭД ДД:

якорь волнового магнитоэлектрического генератора продолжая движение, замыкает ламели контактной группы КП1;

при разрушении ВЗ происходит замыкание колпачков контактной группы КП2.

По истечении 14...17 с происходит прогорание пиротехнической запрессовки кольца самоликвидации и ЭД ДД срабатывает от форса пламени.

4.6. Двигательная установка ракет 9М39 (9М313)

Твердотопливная двигательная установка (ДУ) предназначена для выброса ракеты из трубы, придания ей необходимой угловой скорости вращения относительно продольной оси ракеты, разгона ее до маршевой скорости и поддержание этой скорости в полете.

Конструктивно ДУ состоит из стартового двигателя (СД), двухрежимного однокамерного маршевого двигателя (МД) и лучевого воспламенителя замедленного действия (рис. 4.33). На сопловом блоке маршевого двигателя крепится крыльевой блок.

Стартовый двигатель предназначен для выброса ракеты из трубы со скоростью 28 м/с и придания ей необходимой угловой скорости вращения ( = 20 об/с). Он состоит (рис. 4.34) из камеры 8, стартового заряда 6, воспламенителя стартового заряда 7, диафрагмы 5, диска 2, газоподводящей трубки 1 и соплового блока 4. Стартовый заряд представляет собой трубчатые пороховые шашки, свободно установленные в кольцевом объеме камеры. Воспламенитель стартового заряда состоит из корпуса, в котором размещены электровоспламенитель и навеска пороха.

Рис. 4.33. Структурная схема двигательной установки

Диск и диафрагма обеспечивают крепление заряда при работе с комплексом и его транспортировании. Сопловой блок имеет шесть (семь) сопел, расположенных под углом около 8⁰ к продольной оси ракеты (для придания ей угловой скорости вращения при работе СД). Для обеспечения герметичности камеры ДУ при эксплуатации и создания необходимого давления при воспламенении стартового заряда в сопла устанавливаются заглушки 3.

Рис. 4.34. Стартовый двигатель:

1 – газоподводящая трубка; 2 – диск; 3 – заглушка; 4 – сопловой блок; 5 – диафрагмма; 6 – стартовый заряд; 7 – воспламенитель стартового заряда; 8 – камера; 9 – наконечники проводов

Газоподводящая трубка 1 служит для стыковки СД с сопловой частью МД. Она надевается на корпус лучевого воспламенителя замедленного действия, расположенного в предсопловом объеме МД. Такое соединение обеспечивает передачу огневого импульса на лучевой воспламенитель.

Электрическая связь электровоспламенителя СД с пусковой трубой осуществляется через наконечники проводов 9, подсоединенных к контактной плате трубы.

Двухрежимный однокамерный МД (рис. 4.35) предназначен для разгона ракеты до средней маршевой скорости 570 м/с на первом режиме работы и поддержания этой скорости на траектории полета на втором режиме. Он состоит из камеры 3, маршевого заряда 4, воспламенителя маршевого заряда 5 и соплового блока 6.

В переднюю часть камеры ввинчивается дно 1 с посадочными местами для стыковки ДУ и боевого отсека. Для получения требуемых режимов горения часть заряда бронирована по наружной поверхности, а часть оголена. Для увеличения площади горения во втором режиме работы МД часть заряда армирована шестью проволочками 2, обеспечивающими местный нагрев и кратерное горение заряда в районе проволочек. Для обеспечения герметичности камеры ДУ и создания необходимого давления газов при воспламенении маршевого заряда на сопловом блоке устанавливается заглушка 8, которая разрушается и сгорает при воздействии пороховых газов МД. На внешней части соплового блока имеются резьбовые отверстия А для крепления крыльевого блока к ДУ.

Рис. 4.35. Маршевый двигатель:

1 – дно; 2 – проволочки; 3 – камера; 4 – маршевый заряд; 5 – воспламенитель; 6 – сопловой блок; 7 – лучевой воспламенитель замедленного действия; 8 – заглушка; А – резьбовое отверстие

Лучевой воспламенитель замедленного действия (рис. 4.36) предназначен для воспламенения порохового заряда маршевого двигателя на безопасном от стрелка-зенитчика расстоянии.

Рис. 4.36. Лучевой воспламенитель замедленного действия:

1 – пиротехнический замедлитель; 2 – корпус; 3 – втулка; 4 – передаточный заряд; 5 – детонирующий заряд

За время его срабатывания, равное 0,33...0,5 с, ракета удаляется от стрелка-зенитчика на расстояние не менее 5,5 м. Это предохраняет стрелка-зенитчика от воздействия струи пороховых газов маршевого двигателя.

Лучевой воспламенитель замедленного действия представляет собой корпус 2, в котором размещены пиротехнический замедлитель 1 и передаточный заряд 4 во втулке 3. С другой стороны во втулку впрессован детонирующий заряд 5. От пороховых газов СД детонирующий заряд воспламеняется, и ударная волна, образованная при детонации, передается через стенку втулки и воспламеняет передаточный заряд, который зажигает пиротехнический замедлитель. От пиротехнического замедлителя поджигается воспламенитель маршевого заряда, который поджигает маршевый заряд.

Лучевой воспламенитель замедленного действия представляет собой корпус 2, в котором размещены пиротехнический замедлитель 1 и передаточный заряд 4 во втулке 3. С другой стороны во втулку впрессован детонирующий заряд 5. От пороховых газов СД детонирующий заряд воспламеняется, и ударная волна, образованная при детонации, передается через стенку втулки и воспламеняет передаточный заряд, который зажигает пиротехнический замедлитель. От пиротехнического замедлителя поджигается воспламенитель маршевого заряда, который поджигает маршевый заряд.

Двигательная установка функционирует следующим образом. При подаче электрического импульса с электронного блока пускового механизма на электровоспламенитель стартового заряда срабатывает воспламенитель стартового заряда, а затем стартовый заряд. Под действием реактивной силы, создаваемой СД, ракета вылетает из трубы с необходимой угловой скоростью вращения относительно продольной оси. Стартовый двигатель заканчивает работу в пусковой трубе и задерживается в ней. От пороховых газов, образовавшихся в камере сгорания СД, срабатывает лучевой воспламенитель замедленного действия, поджигающий воспламенитель маршевого заряда, от которого воспламеняется маршевый заряд на безопасном для стрелка-зенитчика расстоянии.

Первый режим работы МД обеспечивается горением заряда по наружной не забронированной поверхности и по торцу. Второй режим его работы обеспечивается торцевым кратерным горением заряда. Реактивная сила тяги, создаваемая МД, разгоняет ракету до маршевой скорости на первом режиме его работы и поддерживает эту скорость на траектории полета на втором режиме.

Крыльевой блок (рис. 4.37) предназначен для аэродинамической стабилизации ракеты в полете, создания подъемной силы при наличии углов атаки и поддержания требуемой скорости вращения ракеты относительно продольной оси.

Рис. 4.37. Крыльевой блок:

1 – пластина; 2 – передний вкладыш; 3 – корпус; 4 – ось; 5 – пружина; 6 – стопор; 7 – винт; 8 – задний вкладыш; Б – выступ

Он состоит из корпуса 3, четырех складывающихся крыльев и механизма их стопорения. Складывающееся крыло включает пластину 1, которая крепится двумя винтами 7 к вкладышам 2 и 8, надетым на ось 4, размещенную в отверстии корпуса.

Механизм стопорения состоит из двух стопоров 6 и пружины 5. С помощью пружины 5 стопоры разжимаются и запирают крыло при раскрытии. В исходном состоянии крылья находятся в сложенном положении и раскрываются под действием центробежных сил при вылете вращающейся ракеты из трубы. Для поддержания требуемой скорости вращения ракеты пластины крыльев развернуты относительно продольной оси крыльевого блока (ракеты) на необходимый угол (около 2⁰).

Крыльевой блок винтами крепится на сопловом блоке МД. На корпусе крыльевого блока имеется четыре выступа Б для соединения его со стартовым двигателем с помощью разжимного кольца.

Особенности устройства двигательной установки ракет 9М32М (9М36)

Твердотопливная ДУ предназначена для выброса ракеты из трубы, придания ей необходимой угловой скорости вращения, разгона до средней скорости 500 м/с и поддержания этой скорости в полете. Двигательная установка состоит из выбрасывающего (стартового) и двухрежимного маршевого двигателей и лучевого воспламенителя замедленного действия. Основные отличия данной ДУ от ДУ ракет 9М39 (9М313) заключаются в следующем:

выбрасывающий двигатель (ВД) выполнен в едином блоке с МД и не отделяется от него после окончания своей работы;

сопловой блок МД имеет отличия в форме и конструкции;

изменены конструкция и форма крыльев крыльевого блока.

Контрольные вопросы

1. Назвать особенности аэродинамической схемы ЗУР ПЗРК различных модификаций и компоновку ЗУР 9М39.

2. Перечислить основные технические характеристики тепловых головок самонаведения ЗУР ПЗРК.

3. Каковы летно-технические характеристики ЗУР ПЗРК?

4. Пояснить сущность времяимпульсной модуляции лучистого потока и ее преимущество перед непрерывной модуляцией.

5. Назначение электронного блока СКЦ и его элементов.

6. Пояснить назначение и принцип действия схемы переключения СКЦ.

7. Назначение усилительно-преобразовательных элементов ТГСН 9Э410 и их функционирование в режиме “Слежение”.

8. Обосновать необходимость схемы ближней зоны СКЦ и пояснить ее функционирование.

9. Перечислить состав вспомогательных элементов СКЦ и объяснить их назначение.

10. Пояснить функционирование системы разгона ротора гироскопа СКЦ.

11. Объяснить функционирование системы электрического арретирования СКЦ.

12. Пояснить функционирование СКЦ от момента включения питания до перевода его в режим “Слежение”.

13. Назначение и задачи, решаемые УВК ЗУР 9М39.

14. Назначение, состав и функционирование схемы смещения.

15. Назначение, состав и функционирование схемы управления полетом на начальном участке.

16. Назвать состав и пояснить назначение элементов автопилота.

17. Назначение и функционирование датчика угловых скоростей ЗУР 9М39.

18. Каковы назначение, состав и технические характеристики системы энергопитания ЗУР 9М39?

19. Пояснить назначение, состав, технические характеристики и функционирование порохового аккумулятора давления.

20. Назначение, состав, технические характеристики и функционирование бортового источника питания.

21. Каковы назначение, состав и технические характеристики боевого снаряжения ЗУР 9М39?

22. Назначение, состав и функционирование взрывателя 9Э249.

23. Объяснить условия снятия ступеней предохранения взрывателя 9Э249.

24. Пояснить отличительные особенности (конструктивные и функционирования) контактных датчиков цели ГМД1 и ГМД2.

25. Назначение, состав, технические характеристики и функционирование двигательной установки ракеты 9М39.

5. ПУСКОВЫЕ СРЕДСТВА ПЗРК

К пусковым средствам комплекса «Игла» («Игла-1») относятся: пусковая труба (ПТ) 9П39 (9П322); наземный блок питания (НБП) 9Б238; пусковой механизм (ПМ) 9П516-1 (9П519-1) с встроенным НРЗ 1Л14-1.

5.1. Пусковая труба

5.1.1. Пусковая труба 9П39 ПЗРК «Игла»

Пусковая труба 9П39 предназначена для обеспечения прицельного и безопасного пуска ракеты и улавливания стартового двигателя. Одновременно она является контейнером при переносе, хранении и транспортировании ракеты.

На пусковой трубе закреплены (рис. 5.1): блок датчиков 3; механический прицел с лампой световой информации (СИ) 13; механизм бортразъема 22; разъем пускового механизма 20; колодка 15 с контактной платой для подсоединения проводов ЭВ СД; две обоймы 5, 9 с креплением плечевого ремня и плечевой ремень 8.

Блок датчиков, включающий две катушки ГОН, четыре датчика положения полюсов магнита и обмотки заклона. Он совместно с электронным блоком ПМ предназначен для разгона ротора гироскопа ТГСН и его арретирования (совмещение оптической оси ротора с продольной осью ракеты при разгоне ротора, заклон ее вниз на 5⁰ после окончания разгона и на 10⁰ после нажатия на пусковой крючок). На блоке датчиков трубы закреплена антенна НРЗ 4.

Механический прицел состоит из передней 24 и задней 21 стоек и предназначен для прицеливания. На передней стойке закреплена мушка В с отверстием Б, а на задней – расположены целик Г с лампой световой информации и диафрагма 7, которая закрывает лампу при пусках в сумерках во избежание ослепления стрелка-зенитчика. Стойки прицела установлены таким образом, что его оптическая ось (линия прицеливания) заклонена вниз по отношению к оси трубы на 10⁰ для придания ракете первоначального угла возвышения в момент пуска, что особенно важно при обстреле низколетящих целей, так как предотвращает касание ракетой местных предметов и поверхности земли. Треугольная метка Д служит для ориентации глаза стрелка-зенитчика относительно прицела.

Механизм бортразъема22 состоит из корпуса 35, в котором расположены вилка бортразъема 34, стопор 30 с пружиной 31, тяга 33 с пружиной 32 и плата 27.

I _ Вид Т Вид П

Рис. 5.1 Пусковая труба 9П39:

1 – передняя крышка; 2, 11 - замки; 3 – блок датчиков; 4 – антенна; 5, 9 – обоймы; 6, 17 – крышки; 7 – диафрагма; 8 – плечевой ремень; 10 – труба; 12 – задняя крышка; 13 – лампа; 14 – винт; 15 – колодка; 16 – рычаг механизма накола; 18, 31, 32 – пружины; 19, 38 – фиксаторы; 20 – разъем; 21 – задняя стойка; 22 – механизм бортразъема; 23 – ручка; 24 – передняя стойка; 25 – обтекатель; 26 – насадок; 27 – плата; 28 – штыревые контакты; 29 – направляющие штыри; 30 – стопор; 33– тяга; 34 – вилка; 35 – корпус; 36 – кнопка; 37 – проушина; А, Е – метки; Б, М – отверстия; В – мушка; Г – целик; Д – треугольная метка; Ж – вырез; И – направляющие; К – скос; Л, У – поверхности; Н – паз; Р, С – диаметры; Ф – гнезда; Щ, Э – прокладки; Ю – накладка

На корпусе бортразъема имеется две проушины 37 и фиксатор 19, с помощью которых к трубе крепится ПМ. Электрическая связь трубы с ракетой осуществляется с помощью вилки бортразъема. Штыревые контакты 28 и направляющие штыри 29 вилки входят в соответствующие гнезда розетки ракеты.

Механическое крепление ракеты в трубе обеспечивается стопором со скосом 30, который входит в отверстие бугеля корпуса БЧ.

Расстыковка ракеты и трубы осуществляется в такой последовательности. При переводе рычага 16 механизма накола за ручку 23 в направлении стрелки НАКОЛ до упора (по ходу часовой стрелки на угол 180⁰) тяга 33 перемещается и поверхностью Л давит на стопор 30, сдвигая его до совмещения начала скоса К с внутренней поверхностью трубы. При движении вперед ракета давит на направляющие штыри 29, в результате чего вилка 34 перемещается вперед и вниз по направляющим И и выходит из зацепления с розеткой рулевого отсека, при этом стопор 30 устанавливается заподлицо с внутренней поверхностью трубы и фиксируется в этом положении пружиной.

Электрическая связь трубы с пусковым механизмом осуществляется с помощью разъема 20, который при транспортировании и хранении должен быть закрыт съемной крышкой 17, поджимаемой пружиной 18.

Электрическая связь трубы с НБП осуществляется с помощью платы 27. Для стыковки и стопорения НБП с трубой в передней части корпуса механизма бортразъема имеется отверстие М, в которое вставляется штуцер НБП, и паз Н, в который входит зуб штуцера, запираемый фиксатором 38. На корпусе механизма бортразъема нанесены стрелки и надписи ИСХОДН. и НАКОЛ, указывающие направление поворота рычага механизма накола при приведении в действие НБП. При переводе рычага 16 в положение НАКОЛ до упора тяга 33 продвигается и воздействует на боек прокола мембраны НБП.

На трубе крепится колодка 15 с тремя контактами, к которым подсоединяются провода запальных цепей и провод от экрана контактной сети стартового двигателя.

Передний и задний торцы трубы закрыты передней 1 и задней 12 легкосъемными крышками с замками 2 и 11, для ориентации которых на трубе нанесены метки А и Е. К внутренней цилиндрической поверхности передней крышки, соприкасающейся с обтекателем ТГСН ракеты 25, приклеено металлическое кольцо, являющееся арретиром ротора-магнита гироскопа, предохраняющим его от ударных нагрузок при переносе и транспортировании комплекса.

Плечевой ремень 8 служит для переноса комплекса и крепится на обоймах 6 и 9.

Кнопка ВДОГОН 36 служит для переключения режимов работы ТГСН (коэффициента передачи СКЦ) с режима «Навстречу» на режим «Вдогон».

Так как труба допускает многократное использование, в войска могут поступать ракеты в трубах, на блоке датчиков которых нанесены красные полосы. Их число указывает на количество пусков, произведенных из данной трубы.

5.1.2. Основные отличия пусковых труб других модификаций ПЗРК

Пусковая труба 9П322 ПЗРК «Игла-1» имеет следующие незначительные отличия передней части от ПТ 9П39 (рис. 5.2):

в блоке датчиков трубы кроме датчиков положения полюсов магнита, катушек ГОН и обмотки заклона размещены и катушки разгона ротора гироскопа ТГСН;

передняя крышка 1 трубы имеет вид усеченного конуса.

Остальные элементы конструкции трубы 9П322 идентичны элементам трубы 9П39. В эксплуатации в войсках могут находиться два варианта труб: 9П322 – с антенной НРЗ; 9П322-1 – без антенны НРЗ.

Пусковая труба 9П59 ПЗРК «Стрела-3» имеет следующие отличия от трубы 9П39 (рис. 5.3):

блок датчиков трубы идентичен блоку датчиков трубы 9П322-1 (без антенны НРЗ);

стойки механического прицела 3 и 7 расположены таким образом, чтобы линия прицеливания совпадала с продольной осью трубы и ракеты;

на левой стороне механизма бортразъема (в передней части) закреплен откидывающийся на 90⁰ указатель упреждений 4, представляющий собой резиновый штырь с четырьмя кольцами, служащий для придания ракете перед стартом требуемых углов упреждения и возвышения при движении цели слева направо;

на верхней части блока датчиков трубы нанесена круглая метка, служащая для придания ракете перед стартом требуемых углов упреждения при движении цели справа налево;

несколько изменена конструкция механизма бортразъема. Механизм бортразъема 8 представляет собой корпус, в котором расположены вилка бортразъема 9, стопор 40 с пружиной 45, толкатель 44 с пружиной 46, фланец 39, плата 37 и механизм стопорения и накола НБП. Нижняя часть корпуса механизма бортразъема закрыта крышкой 31. При нажатии на пусковой крючок его плечо нажимает на поверхность р толкателя 44 до совмещения начала скоса в стопора с внутренней поверхностью трубы. При движении вперед ракета давит на упор 29 и поворачивает вилку бортразъема вокруг шарнира б. Поворачиваясь, вилка выходит из зацепления с розеткой, расположенной в рулевом отсеке ракеты, а стопор 40 утапливается заподлицо с внутренней поверхностью трубы и стопорится пружиной 45.