Боевая работа комплекса Тор-М1

Заряжание ТПК в боевую машину

Заряжание ТПК в боевую машину (БМ) производится транспортно-заряжающей машиной. Перед заряжанием с ТПК снимается передняя съемная крышка, при этом защита внутренних полостей ТПК с ракетами обеспечивается защитно-герметизирующим устройством одноразового действия. ТПК устанавливаются в шахте боевой машины в вертикальном положении. ТПК в боевой машине крепится в продольном и поперечном направлениях. От продольных перемещений ТПК фиксируется закреплением переднего шпангоута ТПК захватами БМ за опорные пластины. Поперечная фиксация обеспечивается штырями боевой машины, входящими в два отверстия в переднем шпангоуте, и направляющими БМ и Т-образными пазами-бугелями в среднем шпангоуте, в которые входят направляющие БМ. При заряжании производится установка на ракетах литерных частот (адресов ракет) и стыковка электроразъемов ТПК и боевой машины.

Полет ракеты в процессе боевого применения имеет три характерных этапа: катапультирование, разворот в направлении цели (склонение) и наведение ракеты на цель по радиокомандам с наземных средств комплекса. Полету ракеты предшествует функционирование бортового оборудования в режимах «Подготовка», «Ожидание» и «Пуск». В режиме «Ожидание», который, в принципе, может отсутствовать, в течение 0.05 с после окончания режима «Подготовка» переключается питание бортовой радиоаппаратуры с наземного источника переменных напряжений на бортовое. Длительность режима «Ожидание» может достигать 60с.

Подготовка к пуску и пуск.

Подготовка ракеты к пуску производится с помощью аппаратуры стартовой автоматики, установленной на боевой машине. В процессе подготовки производится:

  • раскрутка бортового электромашинного преобразователя тока и гироскопов автопилота от наземного источника электропитания;
  • запитка бортовой аппаратуры всеми видами потребляемых напряжений;
  • введение в автопилот команд склонения, которые отрабатываются ракетой в полете автономно;
  • контроль цепи безопасности предохранительно-исполнительного механизма;
  • контроль взведения пиропатронов катапульты;
  • контроль исходного состояния бортовой автоматики;
  • с выходом на режим электромашинного преобразователя переключение на него бортовых потребителей по цепям переменного тока;
  • поступление ряда служебных команд и сигналов.

Конструкция боевой машины и пусковое устройство позволяют наводить ракеты по азимуту для совмещения плоскости склонения с направлением на цель. Если непосредственно по завершении подготовки не поступает команд "Пуск", ракета переводится в режим «Ожидание», в течение которого в любой момент времени может быть произведен пуск или отмена пуска с выключением всех питающих напряжений, команд и сигналов.

По команде "Пуск" производится:

  • задействование бортового химического источника тока (ХИТ);
  • с выходом бортового ХИТ на режим - запитка от него бортового оборудования параллельно с запиткой от наземного источника;
  • ввод, если требуется, на радиовзрыватель специальных разовых команд, вводящих режимы работы по низколетящей цели и в пассивных помехах;
  • запоминание в автопилоте введенных команд склонения;
  • разарретировка гироскопов;
  • ввод и запись адреса ракеты в блоке радиоуправления.

По завершении этих операций с аппаратуры стартовой автоматики выдается команда на подрыв пиропатрона катапульты, который поджигает пороховой заряд катапульты. При нарастании усилия на штоке катапульты, которое передается на корпус ракеты, срезаются два стопорящих болта и начинается движение ракеты по направляющим ТПК. С началом этого движения отстыковывается вилка бортового электроразъема, а затем, за счет механического контакта со специальными упорами на катапультирующем устройстве (см. описание ), поворачиваются рычаги на третьем отсеке ракеты, замыкая контакты соответствующих кнопочных переключателей. В результате происходит следующее

  • запускается газогенератор питания рулевых машин;
  • в блоке команд включается устройство формирования временных задержек, которое выдает команды на запуск газогенератора склонения и на запуск двигателя ракеты:
  • запускается дублирующий пиропатрон, имеющий односекундную задержку срабатывания. Данный пиропатрон дублирует запуск двигателя ракеты. В конце хода шток катапульты тормозится за счет сжатия газа в цилиндре и смятия специальной тормозной трубы - для уменьшения ударной нагрузки на контейнер. Ракета, набравшая необходимую скорость, продолжает движение по инерции на высоту 15-20 м.

Полет ракеты

С началом движения под действием носка ракеты происходит разрушение крышки защитно-герметизирующего устройства ТПК. Непосредственно после выхода ракеты из ТПК реле времени выдает команду на разнуление рулевых машин. Автопилот на основе информации об углах тангажа и курса, полученной из аппаратуры стартовой автоматики, формирует по заданному алгоритму управляющий сигнал н подает его на рулевые машины. Рули отклоняются, за счет их поворота происходит расстопорение пружинных механизмов и консоли рулей раскрываются, а пружинные механизмы сбрасываются на землю. К этому времени запускается газогенератор системы склонения, и газ поступает в газоструйные устройства рулей, создавая на отклоненных рулях реактивную силу. Начинается разворот корпуса ракеты (склонение) на угол, величина которого зависит от траектории последующего радиоуправляемого полета: от минимального угла при стрельбе в верхнюю ближнюю часть зоны перехвата целей до максимального угла при стрельбе по низколетящей цели на ближнюю границу зоны перехвата. Двигатель ракеты запускается по сигналу с блока команд либо, при отсутствии этого сигнала, от пиропатрона, дублирующего запуск, расположенного в блоке воспламенителя на переднем днище двигателя. Время полета ракеты с работающим двигателем 12с. За это время ракета покрывает расстояние порядка 8 км, максимальная скорость, достигаемая на стартовом участке полета, 850 м/с.

При старте ракета выбрасывается катапультой вертикально со скоростью около 25 м/с. Склонение ЗУР на заданный угол, величина и направление которого вводится перед стартом в автопилот со станции наведения, осуществляется до запуска двигателя ракеты в результате истечения продуктов сгорания специального газогенератора через четыре двухсопловых блока газораспределителя, установленного у основания аэродинамического руля. Газоходы, ведущие к противоположно направленным соплам, перекрываются в зависимости от угла поворота руля. Объединение аэродинамического руля и газораспределителя в единый блок позволило исключить применение специального привода для системы склонения. Газодинамическое устройство заклоняет ракету в нужном направлении, а затем перед включением твердотопливного двигателя, приостанавливает ее поворот.

Запуск двигателя ЗУР осуществляется на высоте 16-21 м от земли (либо по истечении заданной односекундной задержки от старта, либо по достижении угла отклонения оси ракеты от вертикали 50°). Таким образом весь импульс РДТТ расходуется на придание ракете скорости в направлении цели. После запуска начинается набор скорости ракеты, которая на дальности 1,5 км составляет 700-800 м/с. Процесс командного наведения начинается с дальности 250 м. В связи с широким разбросом линейных размеров (от 3-4 до 20-30 м) и параметров движения целей (от 10 до 6000 м по высоте и от 0 до 700 м/с по скорости) для оптимального накрытия высоколетящих целей осколками БЧ со станции наведения на борт ЗУР выдаются значения задержки срабатывания радиовзрывателя, зависящие от скорости сближения ракеты с целью. При подлете ракеты к цели по команде взведения передатчик радновзрывателя начинает облучать цель. По накоплении определенного количества отраженных от цели и принятых радиовзрывателем импульсов в исполнительной схеме радиовзрывателя формируется команда подрыва, поступающая на предохранительно-исполнительный механизм ( ПИМ ). Предохранительно-исполнительный механизм, на который выведены цели инициирования боевой части, обеспечивает надежное предохранение от ее непредусмотренного подрыва во всех условиях эксплуатации и при старте ракеты - до снятия ступеней предохранения в полете. При запуске и нормальной работе двигателя ракеты по сигналу о наличии давления в камере сгорания (от сигнализатора давления) и о наличии продольной перегрузки требуемой длительности (от инерционного стопора) происходит взведение ПИМ. После этого по команде подрыва от радиовзрывателя срабатывает огневая цепь ПИМ и происходит подрыв боевой части. На малых высотах обеспечивается селекция подстилающей поверхности и срабатывание радиовзрывателя только от цели. В случае нарушения нормального полета ракеты со станции наведения может быть прекращена передача команд управления полетом. При этом с бортовой радиоаппаратуры управления через определенный интервал времени на предохранительно-исполнительный механизм выдается команда ликвидации ракеты, по которой производится подрыв боевой части.