Лекция № 8 Особенности построения УР и ее элементов

Состав УР

Во всех случаях системы оборудования ЗУР включают в себя информационно-вычислительные устройства, бортовые источники энергии, бортовое снаряжение и исполнительное устройство.

Информационные устройства – ГСН (РЛ и ОЭ), радиотехнические устройства, измерительные устройства, определяющие координаты и скорость ракеты, входящие в бортовую ИСУ и приемно-передающие устройства.

Вычислительные устройства предназначены для обработки информации, вырабатываемой или принимаемой на борту ракеты, и вычисления команд управления и стабилизации вычислительных устройств, бортовых цифровых вычислительных машины и аналоговых вычислительных устройств.

Бортовые источники энергии обеспечивают электропитанием бортовую аппаратуру и электрогазопитанием исполнительные устройства (РП).

Боевое снаряжение включает БЧ, неконтактный или контактный (или оба) и предохранительно-исполнительный механизм.

В дальнейшем курсе лекций будут рассмотрены следующие вопросы;

1. Корпус. Выбор калибра. Виды носовых частей. Притупление. Конструкции стыковок (на конкретных примерах). Критерии выбора. Кормовая часть.

2. Особенности аэродинамических схем планера. Формы оперения в плане. Формы профиля, критерии выбора. Типы оперения – плоское складывающееся, кольцевое, полукольцевое, решетчатое. Критерии выбора. Выбор положения оперения на корпусе.

3. Рули. Выбор формы руля, профиля, положения оси, материала. Критерии выбора.

4. Боевые части. Типы БЧ, критерии выбора. Особенности конструкции, формы (l, D_БЧ и др.). Кумулятивные, кумулятивно-осколочные, осколочно-фугасные, осколочно-стержневые, кинетические, объемно-детонирующие и т.д.

5. Особенности двигательных установок. Выбор схемы, конструкции, материалов, порохов, воспламенителей. Критерии выбора.

Рассмотрим в качестве примера устройство ракеты 9М311 комплекса «Тунгуска», принцип действия и конструкцию составных частей.

8.1. Состав и общее устройство

Ракета 9М311 (рис. 2) состоит из следующих составных частей:

1) приборного отсека 1 (рис. 3);

2) аппаратурного отсека 3;

3) боевой части 2;

4) неконтактного датчика цели 11;

5) двигательной установки 6;

6) устройства отделения двигательной установки, размещенного внутри конуса с замыкателями 5;

7) контейнера 4 (см. рис. 1).

Боевая часть, с ввернутым в нее взрывателем 9, соединяется с приборным отсеком шестью винтами 10 (см. рис. 2) и с аппаратурным отсеком разрезной гайкой 8, образуя маршевую ступень ракеты.

Маршевая ступень соединяется с двигательной установкой гайкой 7.

Два обтекателя 4 служат для улучшения аэродинамических характеристик ракеты на активном участке полета (до отделения двигательной установки).

Контейнер 4 (см. рис. 1) с ввернутой с помощью гайки 16 в его задний фланец 5 гильзой 6, служит герметичной упаковкой при эксплуатации и пусковой трубой при боевой работе. Для предотвращения соударения рулей 1 со стенками контейнера в процессе эксплуатации служит опора 2. Гильза предназначена для размещения сложенных стабилизаторов двигательной установки. Для исключения осевого перемещения ракеты внутри контейнера предназначен механизм удержания, состоящий из шпангоута 7, разрезной гайки 11, навинченной на сопловой блок 12, двигательной установки, и гайки 10. Для обеспечения герметичности ракеты на задний торец гильзы установлена обрезиненная задняя крышка 9, поджатая гайкой 8.

Электрическая связь ракеты с контейнером осуществляется стыковкой разъема 14 контейнера с бортразъемом 15 ракеты. Четыре плоскости 13 при нахождении ракеты в контейнере сложены.

2.2. 3. Устройство и работа составных частей ракеты 9М311

3.1. IIриборный отсек

В состав приборного отсека (рис. 3) входят НДЦ поз. 1, БРП поз. 3 и гирокоординатор 5. Блок рулевого привода закрепляется в корпусе 7 приборного отсека с помощью двух винтов 4 и гайки 8. С помощью этой же гайки к корпусу присоединяется НДЦ. На корпусе размещены два клапана 2, служащие для сброса пороховых газов, образующихся при работе ПАДа БРП, и два клапана 6, закрывающие места выхода пороховых газов, образующихся при раскрутке ротора гирокоординатора. Шесть резьбовых отверстий А на корпусе 7 служат для стыковки приборного отсека с боевой частью.

3.2. Аппаратурный отсек

В состав аппаратурного отсека (рис. 4) входят АВС, электронная аппаратура 15, блок питания 12 и трассер 10.

Антенно-волноводная система, состоящая из преселектора 18 и антенны 8, размещенной в плоскости 9, закрепляется на корпусе 16 аппаратурного отсека с помощью юбки 19. Юбка соединяется с корпусом аппаратурного отсека с помощью винтов 17. В основание 20 плоскости установлен ходовой винт 1. связанный через серьгу 21 с ползунами 22 преселектора АВС, электронная аппаратура 15, блок питания 12 и трассер 10 закрепляются внутри корпуса аппаратурного отсека 11, 13, 17.

Четыре плоскости 9 крепятся к корпусу с помощью винтов З и служат для придания аэродинамической устойчивости ракете в полете. При размещении ракеты в контейнере плоскости складываются при помощи механизма складывания, состоящего из рессоры 7, двух вкладышей 4 и двух фиксаторов 5 с пружинами 6. При складывании фиксаторы выводятся из зацепления с проушинами Б плоскости и плоскость, преодолевая усилие рессоры 7, вытягивается из основания 20 и складывается против часовой стрелки по направлению полета ракеты.

Для обеспечения вращения ракеты в полете плоскости установлены под углом 15 мин. к продольной оси. На корпусе расположен бортовой разъем ракеты, закрытый подпружиненной крышкой 2.

3.3. Боевая часть

Боевая часть (рис. 5) предназначена для поражения воздушных целей. Выполнена в виде самостоятельного отсека ракеты и состоит из корпуса 5 и разрывного заряда 6.

Корпус состоит из рубашки 4, стыковочных фланцев 1, 13, колец 3, 9, каркаса 8, стержней 7,втулки 12, крышки 11 и прокладок 2 и 10. Разрывной заряд, изготовленный из взрывчатого вещества типа ОКФОЛ состоит из отдельных цилиндрических шашек. Отверстия Г на фланце 1 и резьба на фланце 13 предназначены для соединения боевой части с приборным и аппаратурным отсеками.

В дно 14 ввинчивается взрыватель.

Основными поражающими элементами боевой части являются стержни 7, установленные под образующей каркаса 8, а дополнительными осколочные поражающие элементы, образующиеся при дроблении рубашки 4 и колец З и 9. Заданное дробление рубашки на поражающие элементы обеспечивается наружной винтовой насечкой, заполненной проволокой - рассекателем Б, колец - продольными канавками А.

В отверстия В устанавливаются винты, служащие для крепления обтекателя, закрывающего жгут, который осуществляет электрическую связь между аппаратурным и приборным отсеками.

Инициирование разрывного заряда происходит от детонатора взрывателя. При детонации разрывного заряда рубашка и кольца дробятся на поражающие элементы заданной массы, которые образуют осколочное поле поражения. Стержни, из-за установки их под углом, разлетаются с поворотом вокруг своего центра тяжести и образуют стержневое кольцо. Дополнительное воздействие на цель оказывает образующаяся при детонации разрывного заряда ударная волна.

3.4 Неконтактный датчик цели

Неконтактный датчик цели (рис. 6) является активным импульсным локационным устройством, работающим в оптическом диапазоне волн, и предназначен для индикации воздушных целей и приведения в действие взрывателя при полете ракеты в радиусе не более 5 м от цели.

Конструктивно НДЦ представляет собой моноблок, заключенный в головном обтекателе 1 ракеты.

НДЦ состоит из передающего устройства, фотоприемного устройства, блока логики, генератора тактовых импульсов. схем обработки команд «Включение приемника» и «Функциональная задержка» и блока питания.

Передающее устройство предназначено для формирования лазерного импульсного излучения с узкой диаграммой направленности и включает в себя четыре лазерных полупроводниковых излучателя 9, закрепленных в корпусе 10. Луч излучателя, после его фокусировки линзой 8 подается на призму 7, которая осуществляет его раздвоение и поворот на 90° относительно продольной оси ракеты.

Фотоприемное устройство предназначено для приема лазерного излучения отраженного от цели, преобразования его в электрический сигнал и усиления. Фотоприемное устройство размещено в корпусе 3 и включает в себя четыре фотоприемника 4. Фокусировку отраженного от цели излучения его попадание на фотоприемники обеспечивают линзы 6 и призма 5.

Таким образом, в Н при четырех излучателях и четырех приемных оптических устройствах, за счет деления излучаемой энергии на две части с помощью призм 7 и 5 получено по восемь каналов излучения и приема. Монтаж остальных функциональных узлов неконтактного датчика пели выполнен на печатных платах 2, с установленными на них электрорадиоэлементами. Электрическое соединение НДЦ с другими функциональными блоками ракеты осуществляется через разъем 11.

3.6. Двигательная установка

Двигательная установка предназначена для придания маршевой ступени ракеты заданной скорости и стабилизации ее на активном участке полета.

В состав двигательной установки (рис. 10) входит твердотопливный реактивный двигатель с размещенным на его сопловом блоке 13 стабилизаторами 12.

Двигатель состоит из камеры 9 с размещенным в ней пороховым зарядом 8, крышки 2, воспламенителя 23 и двух электровоспламенителей 1.

Камера двигателя состоит из стеклопластикового баллона с заармированными в нем шпангоутом 4 и сопловым блоком 13. Сопловой блок 13 имеет графитовый вкладыш 11. Пороховой заряд всестороннего горения представляет Цилиндрический моноблок с центральным каналом. В крышке 2, ввинченной в шпангоут 4, размещены два электровоспламенителя 1, которые осуществляют поджиг воспламенителя 23, и два пробойника 24.

Воспламенитель крепится к крышке через держатель 6 четырьмя винтами 5. Цилиндрические пружины 21 и 22 через опору 7 поджимают пороховой заряд к сопловому блоку. Винт 20 удерживает опору от выпадения. для обеспечения герметичности двигателя установлены уплотнительные кольца 3, 25 и мембрана 18. Четыре стабилизатора 12, предназначенные для придания ракете аэродинамической устойчивости на активном участке полета, с помощью осей 10 шарнирно соединены со шпангоутом 14, который крепится на сопловом блоке двигателя с помощью резьбового кольца 15. для фиксации стабилизаторов в открытом положении служат фиксаторы 16 и пружины 17.

В вырезы приливов А вставляются четыре ножа 19, предназначенных для придания ракете вращательного движения.

При подаче электрического напряжения на электровоспламенители 1 происходит их срабатывание. Пробойники 24, перемещаясь от давления газов электровоспламенителей, пробивают алюминиевую стенку корпуса воспламенителя 23, а форс пламени электровоспламенителей поджигает пороховой состав воспламенителя. Под действием пороховых газов воспламеняется пороховой заряд 8 и выбивается мембрана 18.Пороховые газы, истекая через сопловой блок, создают реактивную силу, движущую ракету.

3.8. Устройство отделения двигательной установки

Устройство отделения двигательной установки (рис. 12) предназначено для сбрасывания двигательной установки после окончания работы двигателя.

Устройство размещено внутри переходного конуса 9 и состоит из фланца 12, соединенного с переходным конусом решеткой 17. Фланец соединяется с двигательной установкой 14 при помощи гайки 13. Конус с замыкателями установлен на двух полукольцах 18, размещенных в проточке В, выполненной на корпусе аппаратурного отсека 19. Поджатие конуса с замыкателями к полукольцам осуществляется разрезной гайкой 6, навинченной на корпус аппаратурного отсека, через гайку 15. В приливе Б разрезной гайки 6 установлены защелка 4, электровоспламенитель 1, поршень 2 и толкатель 3. Защелка сводит торцы разрезной гайки и установлена на оси 5.

Решетка 17 соединяет конус с замыкателями 9 с фланцем 12 за счет обжатия разрезными полукольцами 11 с наружной конической проточкой ответных поверхностей конуса с замыкателями и фланца. Обжатие происходит за счет выдвижения семи пальцев 10 конической поверхностью гайки 16 при навинчивании гайки 15.

На конусе с замыкателями крепятся два обтекателя 8 и два инерционных замыкателя 7.

В корпусе 21 инерционного замыкателя размещен поджатый пружиной 20 замыкатель 22 с проточкой Г, в которую входит упор 25, контактирующий с подпружиненным штоком 24, служащим арретиром замыкателя при нахождении ракеты в контейнере. В переднем торце корпуса установлена контактная группа 26, состоящая из двух контактов и колодки.

При выходе ракеты из контейнера под действием пружин 23 выдвигаются штоки 24, упоры 25 выходят из проточек Г замыкателей, при этом происходит разарретирование замыкателей. В момент окончания работы двигателя в результате появления обратной перегрузки замыкатель 22, преодолевая усилие пружины 20, замыкает контактную группу 26, и с блока питания ракеты на электровоспламенитель 1 подается напряжение. Под действием газов сработавшего электровоспламенителя поршень 2 толкает толкатель 3, который открывает защелку 4. Разрезная гайка 6 разжимается и выходит из зацепления с резьбой на корпусе аппаратурного отсека. Под действием сил аэродинамического сопротивления конус с замыкателями 9, вместе с состыкованной с ним через фланец 12 двигательной установкой 14,начинает перемещаться в осевом направлении относительно корпуса аппаратурного отсека и, сместившись на высоту разрезной гайки 15, расстыковывается за счет сжатия разрезной гайки и опускания пальцев 10 под воздействием пружинных свойств разрезных полуколец 11.

3.9. Контейнер

Контейнер предназначен для производства направленного пуска и защиты ракеты от механических повреждений, метеорологических условий и биологических вредителей в процессе эксплуатации.

Контейнер состоит из трубы, передней крышки, переднего фланца, среднего фланца, заднего фланца и посадочного фланца.

Передняя крышка крепится на переднем фланце на оси с помощью зацепа и замка.

На среднем фланце размещены разъем, предназначенный для электрической стыковки ракеты с ЗСУ, и переключатель каналов предназначенный для переключения литерных частот антенно-волноводной системы ракеты.

4. БОРТОВАЯ АППАРАТУРА УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТЫ 9М311

4.1. Назначение и состав

Бортовая аппаратура управления предназначена для приема высокочастотной энергии команд управления, поступающих с ССЦ, преобразования ее в электрические сигналы, выработки соответствующих сигналов управления, распределения их по каналам управления БРП вращающейся ракеты, преобразования сигналов управления в соответствующие отклонения рулей и формирования команд на включение приемника НДЦ и блокировку взрывателя.

В состав бортовой аппаратуры управления входят блок питания, АВС, электронная аппаратура, гирокоординатор и БРП.

Структурная схема бортовой аппаратуры управления представлена на рис. 14.

4.4. Устройство и работа систем бортовой аппаратуры управления

4.4.1. Блок питания предназначен для обеспечения электропитанием бортовой аппаратуры управления ракеты и неконтактного датчика цели.

Блок питания состоит из батареи, электромонтажной платы, блока конденсаторов и корпуса. Батарея представляет собой герметичный металлический цилиндр с размещенными в нем электрохимическими элементами с проложенными между ними пиротехническими нагревателями.

4.4.2. Антенно-волноводная система предназначена для приема высокочастотной энергии команд управления, поступающих с передатчика ССЦ ЗСУ, и преобразования высокочастотных сигналов в видеоимпульсы во всех режимах полета ракеты.

4.4.3. Электронная аппаратура предназначена для усиления видеоимпульсов, поступающих с детекторной секции АВС, их усиления, выделения управляющих команд по курсу и высоте и выработки соответствующих сигналов управления рулевыми приводами и формирования команд на включение приемника НДЦ и блокировки взрывателя.

Электронная аппаратура выполнена на пяти печатных платах с размещенными на них радиоэлементами. Платы закрепляются в корпусе и вся конструкция заливается пенополиуретаном. На корпусе электронной аппаратуры выполнена контактная площадка Б с выведенными контактами для подсоединения бортового жгута. Отверстия служат для крепления электронной аппаратуры к корпусу аппаратурного отсека.

4.4.4. Гирокоординатор предназначен для преобразования сигналов управления, поступающих с электронной аппаратуры, из неподвижной системы координат, связанной с ЗСУ, в систему координат, связанную с вращающейся ракетой.

Гирокоординатор представляет собой трехстепенной свободный гироскоп, установленный таким образом, что ось его наружной рамки совпадает с продольной осью ракеты, а ось собственного вращения ротора перпендикулярна ей.

Гирокоординатор (рис. 25) состоит из ротора 4, внутренней рамки 3, наружной рамки 1, арретира 13, корпусов 5 и 6, датчика 7, кожуха 16, крышек 8 и 20.

Ротор 4 состоит из свинчивающихся между собой корпуса 19 и крышки 2. Во внутреннюю полость ротора вставляется пороховой заряд 18, а в ось корпуса ротора ввинчивается электровоспламенитель 15, предназначенный для воспламенения порохового заряда.

При сгорании порохового заряда внутри ротора пороховые газы истекают через три сопла А и создают вращающий момент, раскручивающий ротор до необходимого числа оборотов. Далее ротор вращается по инерции. Арретир 13 предназначен для фиксации ротора, рамок карданового подвеса и щеток 9 в начальном положении и состоит из рычага 12, скобы 10, пружины 11 и гайки 17. В эаарретированном положении ось ротора удерживается перпендикулярно плоскости рамки с по мощью гайки 17, которая укреплена на рычаге и навинчена на ось ротора. При раскручивании ротора проволока 14 разрушается и на первых 8—10 оборотах происходит свинчивание гайки с оси ротора, а рычаг под действием пружины 11 откидывается и освобождает карданов подвес.

Датчик 7 представляет собой печатную плату с двадцатью ламелями и контактными коллекторными кольцами, предназначенными для передачи напряжения с неподвижных токосъемных щеток на усилитель мощности БРП. Токосъемные щетки укреплены на оси наружной рамки. Кожух 16, корпус 6, крышки 8 и 20 служат для защиты гирокоординатора от загрязнения.

4.4.5. Блок рулевого привода является силовой исполнительной частью бортовой аппаратуры управления ракетой и предназначен для преобразования электрических сигналов, поступающих с гирокоординатора, в соответствующие угловые отклонения аэродинамических рулей. Блок рулевого привода (рис. 27) состоит из двух рулевых машин 8, порохового аккумулятора давления 4 и усилителя 9. Рулевые машины и НАД, объединенные трубопроводом 10 и тройником 11, крепятся к шпангоуту б с помощью винтов 12 и 13. В шпангоуте на осях 5 установлены две пары лопастей 2. Цапфы А рулей соединяются с осями с помощью штифтов 3. На осях установлены пальцы 7, к которым крепятся водила 1 рулевых машин.

Пороховой аккумулятор давления предназначен для питания пороховыми газами рулевых машин при полете ракеты.

Рулевые машины предназначены для перемещения рулей по командам, поступающим с усилителя мощности БРП.