Зенитная управляемая ракета (ЗУР) 9М83 предназначена для поражения самолетов в условиях интенсивного радиопротиводействия (в том числе маневрирующих с перегрузками до 7-8g), крылатых ракет (в том числе низколетящих типа ALCM ), и баллистических ракет (БР) типа 8К14 и "Lance". ЗУР 9М82 - также и для поражения головных частей ракет "Pershing-1А", "Pershing-1Б", авиационных БР типа SRAM, самолетов-постановщиков активных помех на дальностях до 100км.
ЗУР 9М82 и 9М83 (см. схему, фото ) представляют собой двухступенчатые твердотопливные ракеты, выполненные по аэродинамической схеме "несущий конус" с газодинамическими органами управления первой ступени. Конструкция ракет в максимальной степени унифицирована, основные отличия связаны с применением более мощной стартовой ступени на ЗУР 9М82.
ЗУР снабжены осколочно-фугасной БЧ направленного действия. На хвостовом отсеке маршевой ступени размещаются четыре аэродинамических руля и четыре стабилизатора. Ракеты 9М82 и 9М83 эксплуатируются в транспортно-пусковых контейнерах 9Я238 и 9Я240. Ракеты могут эксплуатироваться в войсках не менее 10 лет без проверок и обслуживания.
В головной части ракет размещены единые для ракет блоки бортовой аппаратуры:
- аппаратура самонаведения;
- неконтактное взрывательное устройство (НВУ);
- инерциальная система управления;
- бортовое вычислительное устройство.
Пуск ЗУР производится при вертикальном положении ТПК с помощью находящегося в нем порохового аккумулятора давления. После выхода ракеты из транспортно-пускового контейнера при вертикальном старте начинается процесс склонения ракеты на заданный угол (задействованием нескольких из восьми импульсных двигателей), который завершается к моменту окончания работы стартовой ступени. При пусках в дальнюю зону по аэродинамическим целям запуск двигателя маршевой ступени производится с задержкой до 20 секунд по отношению к моменту окончания работы двигателя стартовой ступени.
Управление ракетой на маршевом и пассивном участках полета осуществляется посредством отклонения четырех аэродинамических рулей. ЗУР наводится на цель либо системой инерциального управления по методу пропорциональной навигации с переходом на самонаведение примерно за 10 секунд до подлета к цели, либо системой командно-инерциального управления с самонаведением в течение последних 3 секунд полета. Последний способ наведения используется при стрельбе по целям в условиях мощных ретранслированных (ответных) помех внешнего прикрытия. Полет ЗУР при инерциальном управлении осуществляется по энергетически оптимальным траекториям, что обеспечивает предельно большую досягаемость ракет.
Полетное задание вводится в бортовое вычислительное устройство ЗУР со специальной ЭВМПУ и корректируется в полете радиокомандами, принимаемыми аппаратурой самонаведения от передатчика ПУ. Оптимальная выборка команд перехода на самонаведение, осуществляется по информации от аппаратуры самонаведения и инерциальной системы управления ракеты 9М82, делает возможным поражение этой ЗУР таких малоразмерных целей, как головные части БР "Pershing-1А" и авиационной БР SRAM.
В ЗРС "Антей-2500" применяются новые ракеты 9М82М и 9М83М. Они обладают значительно большей дальностью действия (до 200км), более высокой эффективностью поражения всех видов тактических и оперативно-тактических баллистических и аэробаллистических ракет. При этом маневренные характеристики ракет 9М82М, 9М83М (располагаемая перегрузка до 30g) существенно увеличены, что позволяет поражать интенсивно маневрирующие цели. Максимальная скорость полета ЗУР 9М82М - 2600м/с, 9М83М - 1700м/с.
Состав
Основными элементами ракеты 9М83 являются планер, двигатели (импульсный склонения, стартовый, маршевый), газогидравлические системы, электрооборудование, система ликвидации, боевая часть, бортовая аппаратура.
Ракета состоит из второй (маршевой) ступени и отделяющейся части (стартовой ступени) стартовая ступень обеспечивает разгон маршевой до скорости порядка 1200 м/с, осуществляя одновременно склонение (разворот) ракеты в плоскости тангажа на угол, обеспечивающий полет ракеты по оптимальной траектории в заданную точку зоны, начиная с которой после отделения стартовой ступени происходит наведение ракеты. Вторая (маршевая) ступень ракеты доставляет боевую часть ракеты в район пели.
Для удобства изготовления и монтажа корпус ракеты разделен на восемь отсеков.
В первом, головном, отсеке размещаются антенна взрывательного устройства , смонтированная на антенне блока аппаратуры самонаведения .
Во втором отсеке размешаются радиоблок взрывательного устройства с антенной , бортовое вычислительное устройство , прибор управления и навигации инерциальной системы управления.
В третьем отсеке размещаются боевая часть направленного действия и предохранительно-исполнительный механизм .
Четвертый отсек - двигатель второй ступени (маршевый - МД). Он располагается в центральной части маршевой ступени с целью обеспечить приемлемые положения центра масс на всех участках траектории полета ракеты, а также нормальное функционирование бортовой аппаратуры при значительном вибрационном и силовом нагружении.
В хвостовой части маршевой ступени (пятый и шестой отсеки) расположены газотурбинный блок турбогенераторного источника питания, газогидросистема маршевой ступени, состоящая из газогенератора (ГГМ) и блока гидропитания , электрогидравлические рулевые агрегаты , соединители Ш01 и Ш02 , переключатели схода (ПКС) и переключатель разделения (ПКР). Здесь же расположена система аварийной ликвидации, состоящая из блока предельных параметров (БПП), устройства предохранения и коммутации (УПК), двух ликвидационных детонирующих удлиненных зарядов (ДУЗ) с универсальными электродетанаторами (УЭД) и система разделения, состоящая из детонирующего удлиненного заряда и универсального электродетонатора .
Электрическая связь между блоками бортовой аппаратуры и оборудованием головной и хвостовой частей маршевой ступени осуществляется через магистрали , проходящие по наружной поверхности маршевого двигателя.
На поверхности корпуса шестого отсека расположены четыре аэродинамических руля и четыре стабилизатора .
Седьмой и восьмой отсеки образуют отделяемый блок стартовой ступени ракеты. Он состоит из стартового двигателя (седьмой отсек) и хвостового (восьмого) отсека, закрывающего хвостовой блок двигателя.
Электрическая связь оборудования стартовой и маршевой ступеней осуществляется через магистраль , проходящую по наружной поверхности ДС. Совокупность отсеков 1-8 образует корпус ракеты, представляющий собой конус с заостренной носовой частью. Отсеки соединяются между собой с помощью шпилек. Гнезда гаек на стыках отсеков закрываются специальными заглушками или ленточными хомутами. Отсеки 1-6 имеют теплозащитное покрытие, а отсеки 7,8- лакокрасочное.
Ракета в контейнере крепится в осевом направлении двумя замками, в радиальном направлении удерживается в передней части контейнера четырьмя складывающишюя опорами, а в задней части - опорным поясом по торцу хвостового отсека. Электрическая связь ракеты и контейнера осуществляется через отрывной соединитель Ш01.
Тактико-технические характеристики
| Наименование | 9М83 | 9М82 |
| Длина,мм | 7898(8570) | 9913(10525) |
| Максимальный диаметр,мм | 915(930) | 1215(1460) |
| Масса,кг | 3500(3600) | 5800(6000) |
| Масса БЧ,кг | 150 | |
| Скорость полета,м/с | 1200 | 1800 |
| Максимальная перегрезка,ед | 20 | 20 |
|
Границы зоны эффективного действия,км - дальняя - верхняя - ближняя - нижняя |
72 25 6 0.025 |
100 30 13 1 |
| Потенциальная дальность захвата ГСН цели с ЭПР 0.05м2 | 30 | 30 |
| Технические данные ракеты 9М83 | |
| Тип Ракеты | Управляемая двухступенчатая |
| Аэродинамическая схема ракеты | Несущий конус |
| Тип старта | Из ГПК с помощью порохового аккумулятора давления |
| Угол возвышения, град | 90 ±5 |
| Система управления | Инициальная плюс самонаведение или командно-инерциальная плюс самонаведение |
| Стартовый и маршевый двигатели | Твердотопливные |
| Время работы стартового двигателя, с | 5,05 |
| Время работы маршевого двигателя, с | 13.86 |
| Масса ракеты с ТПК, кг | 2980 |
| Стартовая масса ракеты, кг | 2290 |
| Масса второй ступни, кг | 1213 |
| Масса боевой части, кг | 150 |
| Длина ракеты (от теоретического носка до среза сопла стартового двигателя), мм | 7900 |
| Наибольший диаметр ракеты, мм | 915 |
| Размах рулей в рабочем положении, мм | 1200 |
| Тип контейнера | Транспортно-пусковой |
| Максимальное давление в ТПК в момент старта, МПа | 1,3 |
| Время открывания крышки ТПК, с | 0,5 |
|
Габаритные размеры ТПК, мм: - длина - ширина - высота |
8560 1000 1080 |
| Масса ТПК, кг | 690 |