РАКЕТНО-ПУШЕЧНАЯ «ТУНГУСКА». 9М311 ракета


РАКЕТНО-ПУШЕЧНАЯ «ТУНГУСКА» | МОДЕЛИСТ-КОНСТРУКТОР

Мы вынуждены исказить текст в ответ на заблокированную вами рекламу.Друзья! Проект modelist-konstruktor.com существует благодаря рекламе. Просьба добавить сайт в исключения блокировщика и обновить страницу.

К концу 1960-х годов резко усилился интерес к созданию высокомобильных зенитных средств войсковой ПВО малой дальности, способных действовать в составе передовых сил, которые могли быть подвергнуты нападению с использованием противотанковых вертолетов и низколетящих самолетов противника, а также могущие при необходимости отражать атаки наземного противника огнем зенитных пушек.

К тому времени боевые самолеты уверенно освоили малые и предельно малые высоты, где они могли летать с дозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями и использовать средства радиопротиводействия. В свою очередь, первые боевые вертолеты, вооруженные противотанковыми ракетами, также продемонстрировали свою высокую эффективность в борьбе с бронетехникой. Использовавшаяся ими тактика, как правило, заключалась в занятии укрытой в складках местности позиции и «подскакивании» вверх на высоту 15 — 25 метров с расходом боезапаса ПТУР в течение 15 — 20 секунд. Эта тактика привела к резкому уменьшению дальности обнаружения подобных воздушных целей и сокращению времени для подготовки данных к открытию огня.

Проведенный в те годы анализ показал, что ни одно из имевшихся на вооружении сухопутных войск средств ПВО не в состоянии противостоять подобным угрозам. Тогда же были сформулированы и основные тактико-технические требования к новому поколению зенитных средств малой дальности. В их основу положили опыт первых лет эксплуатации самоходной зенитной установки «Шипка», показавший, что зенитная артиллерия, наравне с зенитными ракетами, занимает достойное место в арсенале средств борьбы с современным воздушным противником, а также способна эффективно поражать живую

modelist-konstruktor.com

Зенитная ракета 9М342 | Ракетная техника

]]>]]>

1-головка самонаведения; 2-приборный отсек; 3-боевая часть 9Н330; 4-маршевый двигатель; 5-стартовый двигатель; 6-крыльевой блок; A-аэродинамический насадок

Зенитная ракета 9М342 предназначена для поражения реактивных, турбовинтовых и винтомоторных самолётов, вертолётов, а также малоразмерных целей типа беспилотных летательных аппаратов и крылатых ракет на встречных и догонных курсах в условиях естественных (фоновых) и искусственных помех при визуальной видимости цели.

В ракете 9М342 используется одноканальная система управления, сущность которой заключается в том, что ракете для создания управляющей силы в любом направлении пространства с помощью одной пары рулей задаётся принудительное вращение с частотой около 15 Гц относительно продольной оси. Управление осуществляется так, чтобы за каждый оборот ракеты равнодействующая управляющей силы была направлена в требуемом направлении. Сигналы управления с головки самонаведения на частоте вращения ракеты вокруг её продольной оси поступают по одному информационному каналу на электрическую машинку, обеспечивая управление ракетой в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях, чем реализуется выбранный метод наведения - пропорциональное сближение. При методе пропорционального сближения независимо от вида стрельбы (навстречу, вдогон) управляющий сигнал пропорционален абсолютной угловой скорости вращения линии визирования ракета-цель. Сущность метода заключается в сведении к нулю угловой скорости линии визирования, что обеспечивает встречу ракеты с целью в упреждённой точке. Фаза и амплитуда сигнала, поступающие на пропорциональный рулевой привод, определяют изменение направления и интенсивность разворота ракеты в полёте.

Основные характеристики ракеты

Cредняя скорость на установившемся участке полёта, м/с 600
Длина, мм 1635
Калибр, мм 72,2
Масса ракеты 9М342 (в трубе с пристыкованным НИП), кг 16,7
Масса ракеты 9М342, кг 11,7
Масса боевой части, кг 2,5
Время работы бортовых батарей, с, не менее 15,0
Тип стартового двигателя   М342.02.06.000 твёрдотопливный
Тип маршевого двигателя  М342.01.00.000 двухрежимный, твёрдотопливный
Тип боевой части осколочно-фугасная
Аэродинамическая схема утка
Скорость вылета из трубы, м/с от 19 до 22
Бортовой источник питания две тепловые батареи
Органы управления аэродинамические рули, управляющий двигатель на начальном участке траектории
Тип головки самонаведения оптическая следящая (пассивная)
Система управления одноканальная
Метод наведения пропорциональное сближение

rbase.new-factoria.ru

Зенитная управляемая ракета 9М333 | Ракетная техника

Технические характеристики
Калибр, мм 120
Длина ракеты, мм 2223
Размах крыльев, мм 360
Масса ракеты, кг 41
Масса ракеты в контейнере, кг 72
Масса ракеты с контейнером в укупорке, кг 112
Масса боевой части, кг 5
Масса взрывчатого вещества, кг 2,6
Наклонная дальность поражения цели, м от 800–1200 до 5000
На параметрах, м от 0 до 3000
Средняя скорость полета ракеты, м/с 550
Высота полета поражаемых целей, м от 10 до 3500
Скорости полета поражаемых целей, км/ч:  
                                    на встречных курсах до 1500
                                    на догонных курсах до 1100
Зона ограничения стрельбы в направлении Солнца 20°
Взрывательное устройство контактно-неконтактное предохранительного типа
Дальностью взведения от боевой машины, м, не менее 200
Время самоликвидации, с 29±5
Головка самонаведения  пассивная трехдиапазонная (оптикоинфракрасная), гироскопическая узкопольная
Время боеготовности, с 8
Условия эксплуатации:  
                                   температура окружающей среды, °С ±50
                                   относительная влажность при температуре 25 °С, % 98

rbase.new-factoria.ru

Компоновка ЗУР 9М331 | Ракетная техника

]]>]]>

  1. радиопрозрачный обтекатель;
  2. передающая антенна радиовзрывателя;
  3. передатчик радиовзрывателя;
  4. рулевая машина;
  5. заряд газогенератора системы склонения;
  6. блок источников горячего газа;
  7. бортовой электроразъем;
  8. стрингер крепления бортовой аппаратуры;
  9. автопилот;
  10. приемник радиовзрывателя;
  11. устройство для переключения литеров;
  12. предохранительно-исполнительный механизм;
  13. боевая часть;
  14. сигнализатор давления;
  15. воспламенитель;
  16. заряд твердого топлива;
  17. торсион;
  18. крыло;
  19. бугель;
  20. хвостовой отсек;
  21. бугель;
  22. ракетный двигатель твердого топлива;
  23. бугель;
  24. приемная антенна радиовзрывателя;
  25. антенна бортовой радиоаппаратуры;
  26. бортовая радиоаппаратура;
  27. приборный отсек;
  28. бортовой источник электропитания;
  29. заряд газогенератора питания рулевых машин;
  30. рычаг;
  31. руль-элерон;
  32. отсек управления;
  33. рычаг;
  34. штуцер;
  35. стопорящий механизм;

Ракета 9М331 выполнена по аэродинамической схеме "утка". Управляемый полет ракеты обеспечивается бортовой радиоаппаратурой управления (БРУ), автопилотом (АП) и блоком команд (БК), размещенными на ракете. Поражение цели обеспечивается боевым снаряжением, состоящим из активного радиовзрывателя (РВ), предохранительно-исполнительного механизма (ПИМ) и осколочно-фугасной боевой частью (БЧ). Электропитание бортового оборудования производится от химического источника тока и электромашинного преобразователя тока. Газопитание исполнительных органов управления ракетой обеспечивают два твердотопливных газогенератора. Двигательная установка ракеты представляет собой РДТТ, обеспечивающий стартовый и маршевый режимы тяги.

Корпус ракеты разделен на пять отсеков для удобства его изготовления и последующего монтажа оборудования.

Первый отсек - носовой обтекатель - изготовлен из радиопрозрачной термостойкой пластмассы для обеспечения работы передающей антенны радиовзрывателя.

Второй отсек — отсек управления. На корпусе отсека установлены четыре воздушных руля-элерона. В отсеке расположены блок источников горячего газа, четыре газовые рулевые машины с газовой проводкой для их питания, передатчик радиовзрывателя. Каждый руль приводится в движение своей рулевой машиной. Блок источников горячего газа имеет две изолированные камеры с зарядами твердого топлива: центральную с зарядом 29 для питания рулевых машин и внешнюю кольцевую с зарядом 5 для питания струйных устройств системы склонения. Из центральной камеры блока газ поступает в газовую проводку и распределяется по рулевым машинам, а с выхода рулевых машин выводится за борт ракеты через штуцер 34. Из кольцевой камеры газ выводится в приемники струйных устройств, сформированных в теле рулей 31. Струйное устройство руля имеет два приемных отверстия, прилегающих к питающему каналу. Оно работает по принципу струйного реле: при отклонении руля приемные отверстия располагаются несимметрично относительно питающего канала и принимают различное количество газа. Выходные отверстия струйных устройств выполнены в виде двух противоположно направленных сверхзвуковых сопел. При истечении газа из сопла создается тяга, по величине пропорциональная количеству поступающего в него газа и направленная перпендикулярно плоскости руля. Результирующая поперечная тяга сопел обеспечивает управление ракетой на первой секунде полета, когда скорость полета мала и аэродинамические силы, действующие на рули, недостаточны для создания требуемого управляющего момента. В передней части отсека расположен передатчик радиовзрывателя 3. закрепленный на переднем торцевом шпангоуте. Установленная на корпусе радиовзрывателя передающая антенна 2 располагается в зоне первого радиопрозрачного отсека. Воздушный руль-элерон имеет складывающуюся консоль. Для удержания в сложенном положении и раскрытия руля служит пружинный механизм, удерживаемый фигурным пазом на специальном кронштейне - наконечнике руля у задней кромки. После катапультирования ракеты из ТПК рулевые машины поворачивают рули, рули раскрываются и пружинный механизм сбрасывается с наконечника. В раскрытом положении руль фиксируется пружинным фиксатором (штифтом) 35, расположенным в плоскости руля.

Третий отсек - приборный (27) — служит для размещения бортовой аппаратуры (кроме передатчика радиовзрывателя), источников электропитания и электрокоммутационного оборудования, а также боевой части с предохранительно - исполнительным механизмом. В состав блока аппаратуры входят автопилот 9, приемник радиовзрывателя 10 и радиоаппаратура управления. Элементы блока аппаратуры, химический источник тока (две батареи) и электромашинный преобразователь тока 25 объединены в единый блок, и закреплены на стрингерах 8. Стрингеры крепятся к корпусу отсека радиальными винтами. Боевая часть 13 консольно закреплена на заднем шпангоуте отсека. Предохранительно-исполнительный механизм 12 установлен в передней части центрального канала боевой части (см. ]]>описание]]> ). В передней части третьего отсека расположен бортовой электроразъем 7 ракеты. По бортам заподлицо с корпусом установлены две приемные антенны бортовой радиоаппаратуры управления 25. В средней части отсека имеется подход к устройству для переключения литерных частот бортовой радиоаппаратуры (11). В передней части отсека, снизу, расположен поворотный рычаг 30. При пуске ракеты при повороте рычага в бортовой электросистеме срабатывают кнопочные переключатели. Снизу, в задней части отсека, второй поворотный рычаг 33 используется для дублирования запуска двигателя ракеты. На переднем и заднем стыковочных шпангоутах отсека расположены бобышки для соединения отсека с соседними - вторым (болтами) и четвертым (шпильками).

Четвертый отсек - двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива (см. ]]>описание]]> ). Заряд двигателя обеспечивает работу двигателя на стартовом и маршевом участках полета ракеты. Двигатель имеет нерегулируемое сопло, обеспечивающее нормальную работу на обоих режимах во всем диапазоне температур эксплуатации ракеты. На переднем днище двигателя установлены воспламенитель, пиропатроны для поджигания воспламенителя и сигнализатор давления в камере сгорания, используемый для поддержания цепи питания ПИМ в исходном состоянии в период катапультирования ракеты. Для дублирования запуска двигателя в переднем днище установлен электровоспламенитель с секундной задержкой. На заднем днище имеется цилиндрический посадочный поясок, на который устанавливается подшипник пятого отсека.

Пятый отсек - крыльевой блок 20, формирующий хвостовую часть ракеты. На корпусе блока закреплены четыре складывающихся крыла 18, раскрытие которых происходит с помощью торсионов 17. В транспортном положении два крыла фиксируются в сложенном положении специальной перемычкой, два других удерживаются от раскрытия зафиксированными крыльями. После запуска двигателя перемычка разрушается и крылья раскрываются. В передней части отсек имеет шариковый подшипник, внешняя обойма которого закреплена в отсеке, а внутренняя - на днище двигателя. В полете, из-за несимметричного обтекания крыльев и корпуса при отклонении рулей и маневре ракеты, возникает "момент косой обдувки" - момент крена. Под воздействием аэродинамических сил блок свободно проворачивается относительно продольной оси ракеты, исключая возникновение больших моментов крена. В условиях наземной эксплуатации отсек удерживается от проворота катапультирующим устройством, установленным на корпусе ракеты.

Ракета комплектуется катапультирующим устройством (см. ]]>описание]]> ), обеспечивающим старт ракеты из ТПК. Фиксация и крепление каждой ракеты в ТПК производится в трех местах. От поперечных перемещений ракета фиксируется бугелями и направляющими ТПК, по которым она движется при пуске. Продольное перемещение ракеты в ТПК исключается катапультирующим устройством, один конец которого закреплен на кронштейне направляющей ТПК, а другой - упирается в торец двигателя ракеты. Дополнительная фиксация осуществляется двумя срезными болтами. Ракета и катапультирующее устройство имеют электрические разъемы, которыми они через жгут и электроразъем ТПК связаны с аппаратурой автоматики БМ.

Тактико-технические характеристики

Масса, кг 167
Длина, мм 2898
Диаметр корпуса, мм 239
Размах крыльев, мм 650
Размах рулей, мм 530
Масса БЧ, кг 14.8
Максимальная скорость ракеты, м/с 700-850
Минимальная скорость маневрирования, м/с до 300
Максимальная располагаемая поперечная перегрузка 15-16
Масса катапультирующего устройства, кг 9

rbase.new-factoria.ru