Файл: Г. В. Рудианов устройство и эксплуатация пзрк 9К38 Боевые средства пзрк 9К38.pdf

87
Стартовая двигательная установка (СДУ)
Стартовая двигательная установка (СДУ) предназначена для выброса ракеты из трубы со скоростью 28 м/с и придания ей необходимой угловой скорости вращения 20 об/с.
СДУ зенитной управляемой ракеты 9М37 представляет собой РДТТ с много- сопловым блоком и зарядом, имеющим увеличенную поверхность горения.
СДУ состоит из следующих элементов (рис. 4):
 камеры;
 стартового заряда;
 воспламенителя стартового заряда;
 газоподводящей трубки;
 соплового блока.
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 по- роха.
1
3
2
4
5
6
7
8
Рис. 4. Эскиз стартового двигателя:
1 — газоподводящая трубка; 2 — сопло; 3  сопловой блок; 4 − стартовый заряд;
5 – воспламенитель стартового заряда; 6 — камера; 7 − контактная связь; 8 – разжимное кольцо
СДУ имеет следующие технические характеристики: разгон ракеты до скорости, м/с
21-25 время работы двигателя, с
0,065 скорость вращения ракеты, об/с
15-21 полный импульс тяги, кгcс
26 максимальное давление внутри камеры, кгс/см
2 175 температура продуктов сгорания, °К
2700 масса двигателя, кг
0,5

88
масса заряда, кг
0,124
Работа двигателя должна закончиться в трубе, где он должен быть улов- лен.
Основу СДУ составляет камера, изготовленная из высокопрочной легирован- ной стали.
В корпус камеры ввернут на резьбе сопловой блок, имеющий шесть сопел: пять сопел расположены под углом к продольной оси ракеты и одно сопло рас- положено в центре. За счет косопоставленных сопел достигается вращение раке- ты на начальном участке (при разгоне).
Воспламенитель представляет собой узел, включающий электровоспламени- тель и навеску пороха. В воспламенитель ввернута трубка, обеспечивающая пе- редачу форса пламени от воспламенителя на пирозадержку маршевого двигате- ля.
Электрическая связь СДУ с трубой осуществляется через контактную связь.
При подаче на электровоспламенитель электрического импульса, последний срабатывает и поджигает навеску пороха воспламенителя. В результате горения навески загорается основной заряд, при этом давление внутри камеры быстро нарастает. Частицы газа, двигаясь с большой скоростью через сопла вызывают реактивную силу. В результате чего двигатель начинает разгонять и раскручи- вать ракету, придавая ей ускорение порядка 120 g. Процесс разгона кратковре- менный, после чего двигатель тормозится и улавливается в специальном расши- ренном пространстве пусковой трубы.
После срабатывания СДУ форс пламени от его воспламенителя через га- зоподводящую трубку поджигает лучевой воспламенитель замедленного дей- ствия. Последний после сгорания его заряда воспламеняет воспламенитель
МДУ.
Маршевая двигательная установка (МДУ) с крыльевым блоком
Маршевая двигательная установка (МДУ) предназначена:
 для разгона ракеты до маршевой скорости;
 для поддержания в полете постоянной скорости ракеты.
Маршевая двигательная установка (рис. 5) представляет собой двухрежим- ный РДТТ на смесевом топливе с одним соплом.

89
1
2
3
4
5
6
Рис. 5. Маршевый двигатель:
1 – камера; 2 − проволочки; 3 — маршевый заряд; 4 — воспламенитель марше- вого заряда; 5 — сопловой блок; 6 — лучевой воспламенитель замедленного действия
Двигатель имеет два режима работы: первый режим − ракета разгоняется до маршевой скорости, что требует большой тяги; второй режим − ракета летит примерно с одинаковой скоростью, при этом тя- га меньше чем на первом режиме.
Для обеспечения безопасности стрелка-зенитчика, МДУ начинает работать примерно через 0,4 с после вылета из трубы. Тем самым обеспечивается зона безопасности не менее 5,5 м, обеспечивающая минимальное воздействие газовой струи работающего двигателя на человека.
При старте ракеты на оператора действуют следующие продукты сгорания:
 пары соляной кислоты ‒ 295 мг/м
3
;
 пары окиси углерода ‒ 20 мг/м
3
;
 пары окиси азота ‒ 15 мг/м
3
Двигатель имеет следующие характеристики: полный импульс тяги на первом режиме, кгс·с
1020 время работы первого режима, с
1,9 полное время работы, с
8,5 полный импульс тяги на втором режиме, кгс·с
85 максимальное давление в камере, кг/см²;
168 температура продуктов сгорания, °К
3260 масса двигателя, кг
5,7 масса заряда, кг
4,5
Для обеспечения двухрежимной работы заряд двигателя в передней части имеет бронировку, закрывающую наружную поверхность и обеспечивающую торцевое горение заряда, а в задней части поверхность горения увеличена за счет

90
открытой наружной части на конусе и пазов на наружной поверхности цилин- дрической части заряда.
Заряд двигателя ‒ смесевой, т. е. в качестве горючего и окислителя в нем ис- пользуются различные материалы. Окислителем в заряде является перхлорат аммония, выделяющий при нагреве кислород. В качестве горючего применяют гексоген и алюминиевую пудру. Гексоген, кроме прочего, является хорошим взрывчатым веществом, имеющим высокую скорость детонации, тем самым обеспечивается возможность подрыва остатков топлива при срабатывании БЧ.
Для обеспечения требуемого режима горения в заряд запрессованы четыре се- ребряных проволочки. Имея высокую теплопроводность, они осуществляют местный нагрев заряда, обеспечивающий увеличение площади горения.
Корпус двигателя изготовлен из листа высокопрочной легированной стали.
Толщина стенок двигателя составляет 2,5 мм. Внутренняя поверхность двигате- ля покрыта теплозащитным покрытием толщиной 10 мм.
В хвостовой части двигателя установлен сопловой блок с лучевым воспламе- нителем замедленного действия и воспламенитель МДУ.
Лучевой воспламенитель замедленного действия предназначен для обеспече- ния срабатывания маршевого двигателя на безопасном расстоянии от стрелка- зенитчика. Лучевой воспламенитель замедленного действия обеспечивает пере- дачу огневого импульса от стартового к маршевому двигателю.
Лучевой воспламенитель представляет собой пиротехническое изделие, в ко- тором запрессован заряд, состав которого и размеры подобраны таким образом, чтобы обеспечить его горение в течение 0,33-0,5 с во всем диапазоне рабочих температур. За это время ракета удаляется на расстояние до 5,5 м, что предохра- няет стрелка-зенитчика от воздействия струи пороховых газов маршевого двига- теля.
Лучевой воспламенитель замедленного действия (рис. 6) представляет собой корпус 2, в котором размещены пиротехнический замедлитель 1 и передаточный заряд 4 во втулке 3. С другой стороны во втулку впрессован детонирующий за- ряд 5. От пороховых газов СД детонирующий заряд воспламеняется, и ударная волна, образованная при детонации, передается через стенку втулки и воспламе- няет передаточный заряд, который зажигает пиротехнический замедлитель. От пиротехнического замедлителя поджигается воспламенитель маршевого заряда, который поджигает маршевый заряд.

91
Рис. 6. Лучевой воспламенитель замедленного действия:
1 − пиротехнический замедлитель; 2 − корпус; 3 − втулка; 4 − передаточный за- ряд; 5 − детонирующий заряд
Сопловой блок выполнен в виде составного узла. На внешней части соплово- го блока имеются отверстия для крепления крыльевого блока.
После срабатывания СДУ форс пламени от его воспламенителя через трубку поджигает лучевой воспламенитель замедленного действия. Последний после сгорания его заряда воспламеняет воспламенитель МДУ, от которого загорается основной заряд. Основной заряд начинает гореть по всей открытой поверхности, что создает максимальную тягу, обеспечивающую интенсивный набор скорости.
Через 1,9 с заряд выгорает до области бронировки, при этом площадь горения уменьшается, соответственно уменьшается тяга двигателя (второй режим). При этом обеспечивает поддержание скорости ракеты на заданном уровне.
В случае если при попадании ракеты в цель в МДУ останется топливо, оно подрывается вместе с БЧ от детонационного импульса взрывного генератора.
Крыльевой блок предназначен для аэродинамической стабилизации ракеты в полете, создания подъемной силы при наличии углов атаки и поддержки требу- емой скорости вращения ракеты в полете.
Крыльевой блок (рис. 7) состоит из корпуса, четырех складывающихся кры- льев и механизма стопорения.
Корпус блока выполнен из алюминиевого профиля, получаемого методом протяжки. Он имеет четыре выступа для соединения с СДУ с помощью разжим- ного кольца.
Складывающееся крыло состоит из штампованной алюминиевой пластины, которая крепится на оси, размещенной в отверстии корпуса.
Механизм стопорения состоит из двух стопоров и пружины, с помощью ко- торой стопоры разжимаются и запирают крыло при раскрытии. Поскольку раке- та вращается, то после вылета из трубы под действием центробежных сил кры- лья раскрываются и стопорятся.
Крыльевой блок крепится на сопловой блок МДУ винтами через отверстия в корпусе блока.

92
2
1
3
4
Рис. 7. Крыльевой блок:
1 − корпус; 2 − пластина; 3 − пружина; 4 − стопор
2.9.
ПУСКОВАЯ ТРУБА И НАЗЕМНЫЙ БЛОК ПИТАНИЯ
Назначение и ТХ пусковой трубы 9П39
Пусковая труба 9П39 предназначена для обеспечения прицельного и без- опасного пуска ракеты и улавливания стартового двигателя.
Пусковая труба является направляющим устройством при пуске и одновре- менно служит контейнером при переносе, хранении и транспортировании раке- ты. Для переноски ракеты стрелком имеется ремень.
Пусковая труба выполняет следующие функции:
 защита ракеты от влаги, в т. ч. при погружении в воду на глубине до 1 м в течение нескольких часов, пыли, воздействия соляного морского тумана и других агрессивных веществ, находящихся в атмосфере, и т.д.;
 обеспечение заданного направления движения ракеты при пуске и улавливание стартового двигателя;
 прицеливание стрелком-зенитчиком;
 вскрытие НИПа и подача азота в ОГСН;
 раскрутка гироскопа ОГСН и его заклон на 5° или 10° в вертикальной плоскости;
 электрическая связь пускового механизма с ракетой.
Пусковая труба имеет следующие технические характеристики: длина, мм
1699 масса, кг
3,1 запас прочности, пусков
5

93
Конструкция трубы обеспечивает пять пусков ракет без потери эксплуатаци- онных свойств. После пуска труба укладывается в укупорку, в формуляре на трубу делается соответствующая запись, труба возвращается на предприятие- изготовитель. На предприятии труба чистится, производится ее контроль, заме- няется трубка подвода азота и другие поврежденные или утерянные съемные детали. После чего на поверхность трубы наносится красная полоска, являющая- ся отметкой о пуске.
2. УСТРОЙСТВО ПУСКОВОЙ ТРУБЫ 9П39
Пусковая труба представляет собой цилиндрический контейнер с диамет- ром внутренней поверхности 72,2 мм, изготовленный из стеклоткани (рис. 1).
Рис. 1. Пусковая труба:
1 – передняя крышка; 2 – раструб; 3 – гнездо НБП; 4 – блок датчиков; 5, 6 – пе- редняя и задняя стойки прицела; 7 – ручка механизма накола; 8 – кнопка «Вдо- гон»; 9 – разъем; 10 – задняя крышка; 11 – колодка стартового двигателя
Основу пусковой трубы составляет цилиндрический контейнер, который в походном положении закрыт передней и задней крышками. В передней части ПТ размещен блок датчиков, обеспечивающий разгон ротора гироскопа. В блоке датчиков также размещена антенна НРЗ. Для подсоединения НБП к трубе преду- смотрено гнездо. Приведение в действие НБП осуществляется ручкой механизма накола. Электрическая связь ПТ и ПМ осуществляется с помощью разъема. В задней части ПТ установлена колодка стартового двигателя, через которую элек- трический импульс подается на стартовый двигатель. На ПТ установлена кнопка
«ВДОГОН», с помощью которой производится переключение коэффициентов в схеме управления полетом ракеты на начальном участке.
Рассмотрим устройство пусковой трубы.
Цилиндрический контейнер изготовлен из стеклоткани и эпоксидной смолы.
В его переднюю часть вмонтирован пластмассовый корпус блока датчиков с раструбом. Раструб (рис. 2) обеспечивает защиту аэродинамического насадка ракеты от механических повреждений и защиту ракеты от влаги и пыли благода- ря резиновой манжете. Одновременно раструб защищает ОГСН от боковых за- светок. Конструкция раструба препятствует затенению объектива при заклоне на
10° вниз благодаря впадине в нижней части. Чтобы при заклоне гироскопа
ОГСН на 10° стенки раструба не затеняли (виньетировали) оптическую систему гироскопа, в нижней части раструба выполнена впадина. Раструб внутри имеет

94
кольцевую канавку, в которую западает пружинное кольцо, при этом произво- дится улавливание стартового двигателя.
Рис. 2. Раструб ПТ:
1 – кольцевая канавка; 2 – впадина
Вся остальная поверхность представляет собой цилиндр, что является допол- нительной защитой ОГСН от боковых засветок.
Ракета входит в трубу ведущими поясками с определенным натягом. От про- дольных перемещений ракета удерживается стопором, изготовленным из проч- ной стали.
Стопор (рис. 3) устанавливается в цилиндрическую направляющую в корпус трубы, своим зубом он входит в отверстие бугеля боевой части. От вертикаль- ных перемещений стопор удерживается тягой и пружиной. Стопор имеет два положения. При транспортировании ракеты и перед пуском он глубоко входит в бугель ракеты, удерживая ее от любых продольных перемещений. При этом ра- кета остается на месте при падении ее на бетон с высоты 2 м передним или зад- ним торцом. После приведения ракеты в боевое положение стопор опускается таким образом, что ракета начинает надежно удерживаться только от перемеще- ния назад. При движении же вперед она давит на скошенную поверхность сто- пора, от чего последний уходит вниз и не препятствует движению ракеты. Таким образом, в боевом положении ракета удерживается только силами трения ракеты о стенки трубы, силами нормального давления стенок трубы на ракету, возника- ющих вследствие натяга и силой пружины. По этой причине не рекомендуется при боевой стрельбе наклонять ракету вперед более чем на минус 10° от гори- зонта.
1
7
6
4
5
2
3
Рис. 3. Механизм стопорения ракеты:
1 – корпус ракеты; 2 – бугель; 3 – стопор; 4, 5 – пружины; 6 – тяга

95
Для защиты внутренней полости трубы от влаги и пыли в передней части трубы имеется резиновая манжета.
В походном положении, при транспортировании и хранении ракета закрыва- ется передней и задней крышками. Передняя крышка (рис. 4) представляет собой пластмассовую деталь с металлическим кольцом, резиновой манжетой и замком.
Металлическое кольцо, изготовленное из специальной стали, служит транспорт- ным арретиром для ОГСН. При надетой крышке оно располагается напротив магнита гироскопа ОГСН, в результате чего гироскоп арретируется, т. е. уста- навливается в положение, когда его ось совпадает с осью трубы.
Рис. 4. Передняя крышка:
1 – металлическое кольцо; 2 – замок; 3 – резиновая манжета
Задняя крышка (рис. 5) представляет собой резиновую манжету с замком.
Для съема крышек необходимо откинуть лапки замков, после чего задняя крыш- ка снимается за специальный выступ манжеты, а передняя за скобу.
Рис. 5. Задняя крышка:
1 – резиновая манжета; 2 –замок
Для переноски ракеты на трубе имеется специальный ремень, изготовленный из лавсана. Чтобы ремень не давил на плечо стрелка при переноске ракеты, на ремне имеется мягкая накладка. Ремень крепится к трубе двумя скобами. Скобы крепятся обоймами.
Механический прицел состоит из передней стойки с мушкой, задней стойки с целиком, лампы световой индикации и диафрагмы. Стойки в походном положе- нии сложены, а в боевом — откинуты и удерживаются пружинами.
За счет наклона линии прицеливания на 10° вниз прицел обеспечивает заклон оси ракеты. С помощью прицела производится прицеливание и удержание цели