- головка самонаведение;
- рули;
- рулевой отсек;
- боевой отсек;
- двигательная установка;
- крылья;
- а, б - центрирующие пояски.
Зенитная ракета состоит из четырех скрепленных между собой отсеков: головного 1, представляющего собой тепловую головку самонаведения; рулевого 3, в котором размещена аппаратура управления полетом; боевого 4, состоящего из боевой части осколочно-фугасно-кумулятивного действия, с входящими в нее взрывателем; двигательной установки 5.
Наведение ракеты осуществляется по методу пропорционального сближения, при котором управляющий сигнал пропорционален абсолютной угловой скорости вращения линии ракеты-цель.
Схема наведения ракеты методом пропорционального сближения
Сущность метода заключается в том, чтобы свести к нулю угловую скорость вращения лингии ракета-цель, что обеспечит встречу ракеты с целью в упрежденной точке.
В начале полета ракета летит не в упрежденную точку встречи, и угловая скорость вращения линии ракета-цель не равна нулю. Головка самонаведения измеряет эту угловую скорость и по ее величине вырабатывает команду управления. В результате чего рули создают управляющую силу (под управляющей силой понимается аэродинамическая сила, возникающая на рулях при их отклонении) в определенном направлении. Под действием аэродинамической управляющей силы ракета начинает разворачиваться относительно центра тяжести, появляется угол атаки (т.е. угол между вектором скорости и продольной осью ракеты), который создает подъемную силу.
Под действием возникающей подъемной силы ракета изменяет свою траекторию таким образом, чтобы свести к нулю угловую скорость вращения линии ракета-цель.
Система управления полетом ракеты предназначена для осуществления выбранного метода наведения.
В качестве измерителя угловой скорости линии ракета-цель используется одноканальная гироскопическая головка самонаведения. В основу построения бортовой аппаратуры положен принцип одноканального управления вращающейся ракетой с работающим в релейном режиме исполнительным органом (рулевая машинка с рулями). Сущность метода одноканального управления заключается в том, чтобы одним исполнительным органом, используя вращение ракеты, создать управляющую силу в любом направлении пространства.
ТЕПЛОВАЯ ГОЛОВКА САМОНАВЕДЕНИЯ (ТГС) предназначена для формирования управляющего сигнала, пропорционального угловой скорости линии визирования (линия ракета-цель), ωл.в. Она представляет собой гироскопическое следящее устройство, которое непрерывно совмещает оптическую ось объектива координатора, воспринимающего инфракрасное (ИК) излучение от цели, с направлением на эту цель. Структурно ТГС состоит из следящего координатора цели (СК) и автопилота (АП).
- Следящий координатор цели предназначен для непрерывного и автоматического определения угла рассогласования между осью координатора и линией ракета-цель. Для осуществления метода пропорционального сближения ось координатора цели в процессе наведения должна непрерывно следить за целью, т.е. автоматически устанавливаться по линии ракета-цель. Это достигается применением следящего координатора цели, состоящего из собственно координатора и гироскопической системы автоматического слежения за целью. Испонительным элементом следящего координатора цели головки самонаведения является свободный трехстепенной гироскоп. Основное свойство свободного гироскопа заключается в том, что ось собственного вращения ротора гироскопа не изменяет свое направление в пространстве. Так как оптическая ось объектива совмещена с осью вращения ротора, то при всех наклонах и поворотах корпуса ракеты поле зрения головки самонаведения остается стабилизированным в пространстве.
- Автопилот является частью замкнутого контура управления ракетой и предназначен для преобразования управляющего сигнала с выхода электронного блока следящего координатора и формирования сигнала управления для рулей ракеты. Необходимость преобразования управляющего сигнала обусловлена тем, что сигнал на частоте вращения ротора гироскопа не может непосредственно управлять рулями ракеты, так как частота сигнала управления должна быть равна скорости вращения ракеты, которая не стабилизирована и меняется в полете от 10 до 20 об/сек. В автопилоте управляющий сигнал с выхода электронного блока следящего координатора, идущий на частоте вращения гироскопа, предварительно преобразуется в сигнал управления на частоте вращения ракеты.
РУЛЕВОЙ ОТСЕК предназначен для размещения элементов аппаратуры управления полетом ракеты и бортового источника питания. В корпусе рулевого отсека размещены рулевая машинка, турбогенератор, демодулятор, датчик угловых скоростей, пороховой аккумулятор давления, стабилизатор-выпрямитель, розетка, блок взведения.
- пороховой аккумулятор давления предназначен для питания пороховыми газами турбогенератора бортового источника питания и рулевой машинки при полете ракеты. Пороховой аккумулятор давления работает следующим образом: от электрического импульса срабатывает электровоспламенитель, воспламеняющий навеску дымного пороха. Далее воспламенение передается на пиротехническую петарду и пороховой заряд. Пороховые газы проходят через фильтр и поступают на рулевую машинку и турбогенератор.
- рулевая машинка служит для переброса аэродинамических рулей из одного крайнего положения и другое в процессе полета ракеты. Она является газовым усилителем управляющих электрических сигналов, вырабатываемых ТГС.
- бортовой источник питания предназначен для электропитания бортовой аппаратуры ракеты в полете. Он состоит из турбогенератора и стабилизатора-выпрямителя.
- датчик угловых скоростей (ДУС) вырабатывает электрический сигнал пропорциональный угловой скорости ракеты относительно ее поперечных осей. Этот сигнал используется для демпфирования колебаний ракеты.
- демодулятор предназначен для преобразования амплитудно-модулированного сигнала, поступающего с датчика угловых скоростей, в низкочастотный сигнал, амплитуда которого пропорциональна углу отклонения маятника датчика.
БОЕВОЙ ОТСЕК состоит из боевой части и взрывателя.
- боевая часть осколочно-фугасно-кумулятивного действия предназначена для поражения воздушных целей.
- взрыватель предназначен для подрыва боевой части при встрече ракеты с целью или при самоликвидации ракеты. Взрыватель является устройством электромеханического типа, с ударными датчиками, с дальним взведением и механизмом самоликвидации. Он имеет две ступени предохранения, которые снимаются только в полете, чем обеспечивается безопасность комплекса при пуске, хранении и транспортировке.
ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА. Твердотопливная двигательная установка предназначена для выброса ракеты из трубы, придания ей угловой скорости вращения, разгона до средней скорости 500 м/сек и поддержания этой скорости в полете. Двигательная установка состоит из выбрасывающего и двухрежимного маршевого двигателей, который воспламеняется с помощью лучевого воспламенителя замедленного действия, срабатывающего от выбрасывающего двигателя. Камера сгорания маршевого и выбрасывающего двигателей образованы путем разделения тонкостенной стальной камеры дном стакана. Тонкостенная камера состоит из обечайки со сферическим дном. На наружной поверхности обечайки имеются пояски, являющиеся направляющими ракеты при движении по трубе.
- выбрасывающий двигатель предназначен для выброса ракеты из трубы со скоростью 28 м/сек и придания ей угловой скорости вращения 20 об/сек. Для исключения прорыва газов между камерами выбрасывающего и маршевого двигателей применено резиновое уплотнительное кольцо.
- двухрежимный однокамерный маршевый двигатель предназначен для разгона ракеты до средней скорости 500 м/сек на первом режиме и поддерживания этой скорости в полете на втором режиме. Маршевый двигатель состоит из тонкостенной камеры, упругого кольца, крепящегося к сферическому дну камеры при помощи сварки.
- лучевой воспламенитель предназначен для воспламенения двухрежимного маршевого двигателя на безопасном для стрелка-зенитчика расстояния.
ТРУБА И ИСТОЧНИК ПИТАНИЯ. Труба служит укупоркой ракеты при переноске, транспортировке и хранении комплекса для прицеливания и пуска ракеты, при этом она предохраняет стрелка-зенитчика от воздействия пороховых газов выбрасывающего двигателя. Источник питания одноразового действия энергетически обеспечивает подготовку пуска и пуск ракеты. Он питает постоянными напряжениями 22 В и 40 В электронный блок пускового механизма, головку самонаведения (до выхода на режим БИП), цепь взведения взрывателя, электровоспламенителя порохового аккумулятора давления и выбрасывающего двигателя.
| Тактико-технические характеристики | |
| Ракета 9М32М | |
| Калибр, мм | 72 |
| Длина (со сложенными крыльями), мм | 1440 |
| Вес (снаряженный), кг | 9,8 |
| Вес ВВ, кг | 0,37 |
| Вес зарядов двигателя, кг | 4,2 |
| Скорость вылета из трубы, м/сек | 28 |
| Средняя скорость полета на марше при t=+15ºС, м/сек | 500 |
| Время функционирования бортового источника питания, сек | не менее 11 |
| Метод наведения | пропорциональное сближение |
| Система управления | одноканальная с тепловой головкой самонаведения |
| Время самоликвидации, сек | 14-17 |
| Головка самонаведения | |
| Тип головки | тепловая, следящая, пассивная |
| Поле зрения, º | 1,5 |
| Максимальный угол пеленга, º | ±40 |
| Максимальная угловая скорость слежения, град/сек: | |
| на старте | 9 |
| в полете | 12 |