При поступлении команды «К бою!» или самостоятельно после визуального обнаружения цели стрелок-зенитчик занимает стартовую позицию, принимает удобное для стрельбы боевое положение и изготавливается к стрельбе. Определив исходные данные для стрельбы и момент пуска ракеты, он приводит в действие НИП.
После производства накола НИП сжатый газ поступает в фотоприёмник ракеты для охлаждения оптической головки самонаведения. Одновременно срабатывает батарея электропитания, и напряжение с неё поступает в электронные блоки пускового механизма, ракеты и пусковой трубы. Ротор гироскопа ОГС ракеты разгоняется за 5 с до100 об/с и арретируется (электрически стопорится), т. е. происходит согласование оптической оси ОГС ракеты с осью прицела пусковой трубы.
Если стрелок точно сопровождает цель через механический прицел пусковой трубы, а сигнал цели мощнее сигнала фона и помех, то возможно проведение пуска ракеты в одном из двух режимов («Автомат» или «Ручной») путём нажатия на пусковой крючок пускового механизма.
После срабатывания стартового двигателя ЗУР вылетает из пусковой трубы со скоростью до 28 м/с и угловой скоростью вращения до 20 об/с. После удаления ЗУР на безопасное для стрелка-зенитчика расстояние (не менее 5,5 м) срабатывает маршевый двигатель ЗУР, который разгоняет её до скорости 570 м/с и поддерживает эту скорость в полёте. Дальнейшее вращение ракеты на траектории полёта обеспечивается за счёт повёрнутых относительно продольной оси ракеты крыльев и дестабилизаторов.
В момент вылета ЗУР из трубы происходит раскрытие рулей и срабатывание порохового управляющего двигателя, который осуществляет разворот ракеты на начальном участке траектории по командам ОГС. Снимается первая ступень предохранения, а через 1–1,9 с и вторая, после чего боевая часть готова к действию.
В процессе слежения за целью ОГС формирует суммарный командный сигнал, который поступает в рулевой отсек ракеты на рулевые машины и обеспечивает управление ЗУР в полёте.
При попадании ракеты в цель срабатывает взрыватель боевой части, который подрывает боевую часть, а взрывной генератор подрывает остатки топлива двигательной установки.
В случае непопадания ракеты в цель по истечении 14–17 с происходит самоликвидация ЗУР.
Наведение ракеты на цель осуществляется по методу пропорционального сближения, при котором управляющий сигнал пропорционален абсолютной угловой скорости вращения линии визирования ракета-цель. Сущность метода заключается в том, чтобы свести к нулю угловую скорость линии визирования, что обеспечит встречу ракеты с целью в упреждённой точке.
Система управления полётом предназначена для реализации выбранного метода наведения ракеты на цель. В качестве измерителя угловой скорости линии визирования используется одноканальная гироскопическая головка самонаведения. В основу построения бортовой аппаратуры заложен принцип одноканального управления вращающейся ракетой с работающими в релейном режиме рулями, позволяющими, используя вращение ракеты, создавать управляющую силу в любом направлении пространства.
На начальном участке траектории ракета летит не в упрежденную точку, а угловая скорость линии визирования не равна нулю. Оптическая головка самонаведения измеряет эту угловую скорость и пропорционально её величине формирует команду управления, исполняя которую, рули рулевого отсека создают управляющую силу в нужном направлении пространства.
Под действием управляющей силы ракета разворачивается относительно центра масс. Появляющиеся при этом углы атаки и скольжение создают результирующую подъёмную силу, которая изменяет траекторию полёта ракеты таким образом, чтобы свести к нулю угловую скорость линии визирования.
Метод пропорционального сближения обеспечивает попадание ракеты вблизи наиболее теплоконтрастных элементов конструкции цели. При пусках ракет по реактивным самолётам центр попаданий лежит в районе среза сопла двигателя. Однако, конструкция современных самолётов такова, что район среза сопла является малоуязвимой областью для ракеты с боевой частью малой мощности. Для повышения эффективности поражения в ракете предусмотрена схема смещения центра группирования попаданий в направлении полёта самолёта, т. е. в его корпус. Схема смещения вырабатывает дополнительный сигнал, который обеспечивает отклонение ракеты от среза сопла в корпус.
1.2. Устройство и функционирование боевых средств
1.2.1. Зенитная управляемая ракета 9М39
Зенитная управляемая ракета 9М39 является боевым средством ПЗРК 9К38. Она представляет собой боевой реактивный беспилотный управляемый крылатый летательный аппарат, предназначенный для поражения реактивных, турбовинтовых, винтомоторных самолётов и вертолётов в ближней зоне на встречных и догонных курсах в условиях естественных и искусственных тепловых помех при визуальной видимости цели.
При построении ЗУР использованы:
1) планер, выполненный по аэродинамической схеме «утка» с вращающимся вокруг продольной оси корпусом ракеты и одноканальным релейным управлением: аэро— и газодинамическим на участке разгона и аэродинамическим на маршевом участке;
2) двухступенчатая тандемная твёрдотопливная двигательная установка;
3) одноканальная пассивная оптическая тепловая гироскопическая система самонаведения по методу пропорционального сближения;
4) боевая часть осколочно-фугасного действия с контактным взрывателем;
5) бортовой источник энергии на основе порохового аккумулятора давления.
Рис. 17. Отсеки ракеты
Конструктивно ракета 9М39 состоит из скрепленных между собой отсеков (рис. 17):
• В отсеке ОГС размещены три основные системы: координатор цели, следящая система координатора и автопилот (формирователь сигнала управления рулями — ФСУР).
• В рулевом отсеке размещены: рулевая машина с рулями, дестабилизаторы, датчик угловой скорости с усилителем, бортовой источник питания (БИП), пороховой аккумулятор давления (ПАД), пороховой управляющий двигатель (ПУД).
• В отсеке боевой части размещены собственно боевая часть, контактный взрыватель, взрывной генератор и провода электрической связи с БИП.
• В отсеке двигательной установки последовательно расположены двухрежимный маршевый двигатель и стартовый двигатель. С наружной стороны на сопловой блок установлены крылья.
Таблица 5
Основные тактико-технические характеристики ракеты
1 Калибр, мм 72,2 2 Длина, мм 1639 3 Масса, кг 10,6 4 Масса боевой части, кг 1,27 5 Угол зрения ОГС, град. 2 6 Угол пеленга ОГС, град. ±38 7 Скорость выброса из трубы, м/с 28–30 8 Скорость полёта на марше, м/с 340–570 9 Скорость вращения относительно продольной оси, об/с 12–20 10 Располагаемые перегрузки до 10,2 11 Время готовности к пуску, с до 5 12 Диапазон рабочих температур, °С от –44 до +50 Планер
Планер ракеты 9М39 предназначен для решения следующих задач:
1) создания управляющей силы, изменяющей направление полёта;
2) гашения колебаний корпуса, возникающих при управлении;
3) стабилизации ракеты в направлении полёта;
4) поддержания скорости вращения ракеты в полёте;
5) создания подъёмной силы;
6) размещения бортовой аппаратуры.
Планер выполнен по аэродинамической схеме «утка» и состоит из:
• носового обтекателя с аэродинамическим насадком;
• корпуса;
• рулей;
• дестабилизаторов;
• крыльев.
Носовой обтекатель с аэродинамическим насадком предназначен для снижения лобового аэродинамического сопротивления ракеты и пропускания лучистой энергии от цели с минимальными потерями. Обтекатель выполнен из специального стекла в виде мениска. Металлический насадок, кроме снижения сопротивления, ещё и уменьшает нагрев обтекателя.
Корпус планера предназначен для создания подъёмной силы и размещения бортовой аппаратуры. Как уже отмечено, корпус состоит из скрепленных между собой цилиндрических отсеков.
Рули предназначены для создания управляющей силы, изменяющей направление полёта, и гашения колебаний корпуса, возникающих при управлении. Они представляют собой пару аэродинамических пластин из прочной стали. Их форма обеспечивает оптимальное обтекание конструкции сверхзвуковым воздушным потоком и создание управляющей силы требуемой величины. Когда ракета находится в пусковой трубе, рули сложены в отверстия в корпусе рулевого отсека и размыкают цепи блока взведения взрывателя. После выхода вращающейся ракеты из трубы рули под действием центробежных сил и пружин стопоров раскрываются, надёжно фиксируются в рабочем положении и коммутируют цепи питания взрывателя и порохового управляющего двигателя (ПУД).
