Что за зверь "Игла"

Странно...украинцы стреляют по украинцам,а виноваты как всегда московиты..Вот это менталитет,вот это жизненное кредо

ВАУ. Мдаааа... Система.... Нужно пойти покурить, подумать

в городе на берегу Урала)
ну и на Лавочкина бывал

там же нет мозга она траекторию меняет, относительно положения цели к гироскопу я так понил

Тема 2. 1 Зенитная управляемая ракета.

Общие сведения о ЗУР 9М39

1. Назначение и тактико-технические характеристики ЗУР 9М39.

ЗУР 9М39 предназначена для доставки взрывчатого вещества к цели.
Основные летно-технические характеристики ракет приведены в таблице:



2. Общее устройство ракеты.

Зенитные управляемые ракеты (ЗУР) ПЗРК Российской Федерации выполнены по единой аэродинамической схеме «утка» и представляют собой тело цилиндрической формы со сферическим обтекателем. Перед обтекателями ракет ПЗРК ИГЛА-1 и ИГЛА установлены аэродинамические конусные насадки для уменьшения лобового сопротивления ракеты. В ЗУР 9М313 конусный насадок установлен на трех «спицах», закрепленных на сужающемся патрубке координатора цели, а в ЗУР 9М39 - на штыре, приклеенном к стеклу обтекателя.
ЗУР конструктивно состоит из четырех скрепленных между собой отсеков:
• головного;
• рулевого;
• боевого;
• двигательной установки.
Калибр ракеты определяется диаметром центрирующих поясков, которыми ракета опирается на внутренние стенки трубы.
Головной отсек ракеты составляет тепловая головка самонаведения (ТГСН) 9Э410 (9Э418). ТГСН конструктивно состоит из координатора и электронного блока.
Координатор представляет собой оптико-механическое устройство, состоящее из трехстепенного гироскопа с оптической системой и модулирующим устройством, и блока катушек.
Электронный блок представляет собой этажерочную конструкцию, набранную из круглых галет.
Последняя галета снабжена контактными штырями для электрической стыковки ТГСН с ракетой.
В состав электронного блока входят элементы:
• следящего координатора цели;
• устройства выработки команд;
• автопилота.
Рулевой отсек служит для размещения элементов энергопитания ракеты, автопилота и коммутирующих элементов.
В корпусе рулевого отсека размещены:
• пороховой аккумулятор давления (ПАД), обеспечивающий питание горячими газами рулевую машинку и турбогенератор;
• пороховой управляющий двигатель (ПУД), вырабатывающий горячие газы для газодинамического управления полетом ракеты на начальном участке;
• бортовой источник питания (БИП), состоящий из турбогенератора и стабилизатора-выпрямителя;
• датчик угловых скоростей с усилителем;
• рулевая машинка с рулями;
• блок взведения, формирующий сигналы для взрывателя и порохового управляющего двигателя после вылета ракеты из трубы;
• розетка бортразъема, обеспечивающая электрическую связь аппаратуры ракеты с пусковой трубой;
• на боковой поверхности отсека, в плоскости перпендикулярной плоскости рулей, закреплены дестабилизаторы.
Боевой отсек является несущим отсеком ракеты, включающим:
• боевую часть;
• взрыватель;
• взрывной генератор.
В передней части корпуса боевой части имеется прилив с отверстием, куда входит стопор, обеспечивающий механическую стыковку ракеты с трубой.
Двигательная установка предназначена:
• для выброса ракеты из трубы;
• придания ей необходимой угловой скорости вращения;
• разгона ракеты до маршевой скорости;
• поддержания этой скорости в полете.
В процессе эксплуатации ракета находится в трубе и покидает ее при пуске.
Ракета выполнена по аэродинамической схеме «утка», т.е. органы управления - рули - находятся впереди центра масс ракеты.
Подъемная сила ракеты создается корпусом ракеты и крыльями. Дестабилизаторы обеспечивают требуемые устойчивость и располагаемые перегрузки и создают дополнительный крутящий момент относительно продольной оси ракеты. При нахождении ракеты в трубе пластины дестабилизаторов находятся в сложенном состоянии; после вылета ракеты из трубы они фиксируются в раскрытом состоянии и имеют постоянный угол наклона относительно продольной оси ракеты.
Крыльевой блок, установленный на сопловом блоке маршевого двигателя, предназначен для аэродинамической стабилизации ракеты в полете, создания подъемной силы при наличии углов атаки и поддержания требуемой скорости вращения ракеты.
В исходном состоянии (ракета в трубе) крылья находятся в сложенном состоянии и раскрываются под действием центробежных сил при вылете ракеты из трубы. Для поддержания требуемой скорости вращения ракеты пластины крыльев развернуты относительно продольной оси крыльевого блока на угол около 1,5о.

3. Метод наведения ракеты на цель.

Наведение ракеты на цель осуществляется по методу пропорционального наведения, при котором управляющий сигнал пропорционален абсолютной угловой скорости вращения линии визирования ракета-цель.
Устройство выработки команд (УВК) предназначено для формирования команд управления рулями ракеты в соответствии с принятым методом наведения.
В связи с жесткими ограничениями на габариты, массу и объем бортовой аппаратуры ЗУР ПЗРК в основу ее построения положен принцип одноканального управления. В одноканальной бортовой аппаратуре ЗУР изменение положения центра масс ракеты осуществляется с помощью одной пары рулей, работающих в релейном режиме, т.е. отклоняющихся от упора до упора. При этом направление отклонения рулей зависит от полярности сигнала, сформированного устройством выработки команд. Сигналу положительной полярности соответствует отклонение рулей в одну сторону, а отрицательной - в другую.
Принятый в системе самонаведения ЗУР ПЗРК метод пропорционального сближения предполагает прямую пропорциональную зависимость между управляющей силой ракеты и ошибкой наведения в виде:
Y = k1*л, (1.1)

где: Y - управляющая сила ракеты;
л - угловая скорость линии визирования ракета-цель;
k1 - коэффициент пропорциональности.
Для реализации управления по методу пропорционального сближения при одноканальном релейном рулевом приводе необходимо:
• принудительно вращать ракету относительно продольной оси (для создания управляющей силы в любом поперечном направлении);
• иметь сигнал управления с информацией об ошибке наведения л в виде сигнала переменного тока на частоте вращения ракеты, т.е. дважды менять знак за оборот ракеты;
• кроме сигнала управления на вход УВК подавать сигнал линеаризации стабильной амплитуды и частоты, равной средней удвоенной частоте вращения ракеты.
Рассмотрим схему УВК для одноканального релейного рулевого привода.
С выхода электронного блока СКЦ на один вход фазового детектора поступает синусоидальный сигнал управления на частоте вращения ротора гироскопа, содержащий информацию о величине (амплитуда сигнала) и направлении (фаза сигнала) угловой скорости линии визирования цели. На второй вход фазового детектора поступает сигнал с катушек генератора опорных напряжений (ГОН) на суммарной частоте вращения ротора гироскопа и ракеты (г + р), так как они вращаются в разные стороны. Сигнал на выходе фазового детектора содержит две составляющие: одну - на суммарной (2г+р), а другую - на разностной частоте (р) вращения ракеты и ротора гироскопа. Первая составляющая отфильтровывается с помощью фильтра фазового детектора, а вторая, содержащая информацию о величине и направлении вектора угловой скорости линии визирования цели на частоте вращения ракеты, поступает на вход сумматора, где складывается с синусоидальным сигналом генератора линеаризации. Сигнал линеаризации имеет постоянную амплитуду (примерно вдвое меньшую амплитуды максимального сигнала управления) и частоту, равную удвоенной средней частоте вращения ракеты.
Если с выхода УВК на автопилот (АП) подать постоянный сигнал, то рули отклонятся на максимальный угол и не будут менять знак при вращении ракеты. В этом случае годограф вектора управляющей силы опишет окружность, а средняя за оборот ракеты управляющая сила будет равна нулю.
Далее, если с выхода УВК на АП подать синусоидальный сигнал наведения на частоте вращения ракеты (без суммирования с сигналом линеаризации), то рули будут перебрасываться из одного крайнего положения в другое через каждую половину оборота ракеты. Как видно из годографа вектора управляющей силы для этого случая средняя за оборот ракеты управляющая сила равна максимальной и не зависит от амплитуды сигнала наведения.
Далее, если с выхода УВК на АП подать синусоидальный сигнал линеаризации, то рули будут перебрасываться из одного крайнего положения в другое через каждые четверть оборота ракеты. Как видно из годографа вектора управляющей силы для этого случая средняя за оборот ракеты управляющая сила равна нулю и не зависит от амплитуды сигнала линеаризации.
Если на вход АП подать суммарный сигнал (наведения и линеаризации), то рули ракеты будут менять знак четыре раза за оборот ракеты. При этом моменты смены знака рулей зависят от соотношения амплитуд сигналов наведения и линеаризации. Чем больше амплитуда сигнала наведения, тем ближе момент смены знака рулей к полуобороту ракеты, и наоборот - чем меньше амплитуда сигнала наведения, тем ближе момент смены знака рулей к четверти оборота ракеты. Отсюда нетрудно убедиться, что величина средней за оборот ракеты управляющей силы зависит от соотношения амплитуд сигналов U и Uгл, а ее направление определяется фазой сигнала наведения (U). Так как сигнал линеаризации имеет постоянные амплитуду и частоту, то в конечном итоге величина и направление средней за оборот ракеты управляющей силы зависит от амплитуды и фазы сигнала наведения, несущего информацию о величине и направлении угловой скорости линии визирования ракета-цель.
Необходимо отметить, что непостоянство скорости вращения ракеты и отсутствие синхронизации генератора линеаризации сигналом наведения приводит к нарушению линейной зависимости между амплитудой сигнала наведения и средней за оборот ракеты управляющей силой, что приводит к дополнительным ошибкам наведения. Кроме того, работа рулевого привода в релейном режиме (рули постоянно отклонены в одну или другую сторону) приводит к возрастанию лобового сопротивления ракеты и, как следствие, к уменьшению скорости и максимальной дальности полета ракеты.

Это сообщение отредактировал RVstrax - 23.06.2014 - 00:17

Тепловая следящая головка самонаведения 9Э410.


Головной отсек ЗУР 9М39 составляет тепловая головка самонаведения (ТГСН) 9Э410 (9Э418).
ТГСН предназначена:
- для обеспечения захвата;
- автосопровождения цели по ее тепловому излучению;
- измерения угловой скорости линии визирования цели (л);
- формирования сигналов управления полетом ракеты, в том числе и в - условиях организованного противником противодействия путем постановки помех типа «ложная тепловая цель» (ЛТЦ).
ТГСН конструктивно состоит из координатора и электронного блока.
Координатор представляет собой оптико-механическое устройство, состоящее:
из:
- трех степенного гироскопа с оптической системой;
- модулирующего устройства;
- блока катушек.
Электронный блок представляет собой этажерочную конструкцию, набранную из круглых галет.
Последняя галета снабжена контактными штырями для электрической стыковки ТГСН с ракетой.
В состав электронного блока входят элементы:
следящего координатора цели;
устройства выработки команд и автопилота.
ТГСН и АП включает:
- следящий координатор цели (СКЦ);
- вспомогательные системы ТГСН (системы разгона, стабилизации оборотов и электрического арретирования ротора гироскопа и систему охлаждения фотоприемника основного канала);
- устройство выработки команд управления (УВК);
- элементы автопилота (усилитель-ограничитель и усилитель мощности).
Технические характеристики ТГСН представлены в табл.1
Технические характеристики ТГСН представлены в табл. 1:
Таблица 1.

Наименование характеристик:
Тип ТГСН 9Э418, 9Э410
Чувствительность ТГСН, Вт/см2:
основного канала
вспомогательного канала
угол поля зрения, минут
Максимальный угол пеленга, градус
Максимальная угловая скорость слежения, град/с:
- на старте
- в полете
Частота вращения ротора гироскопа, Гц
Вид модуляции лучистого потока
Примечание:* 45( - в режиме арретирования и захвата;
( 12 - в режиме слежения.



2. Устройство следящего координатора цели.
Следящий координатор цели (СКЦ) предназначен:
для непрерывного автоматического определения угла рассогласования между оптической осью координатора и линией ракета-цель;
слежения за целью;
выработки сигнала, пропорционального угловой скорости визирования цели (л).
СКЦ состоит из собственно координатора и электронного блока.
Координатор включает в себя два основных узла:
- статор;
- ротор.
Статор обеспечивает вращение ротора гироскопа, его электрическое арретирования и электромагнитную коррекцию и состоит из фланца и приклеенных к нему катушек - коррекции, разгона, вращения, пеленга (арретира) и ГОН.
Ротор представляет собой вращающийся с частотой (г- постоянный кольцеобразный магнит с явно выраженными полюсами, установленный на карда новом подвесе, обеспечивающим ротору возможность прокачиваться на углы пеленга. На роторе закреплены детали оптической системы, два фотоприемника (основного и вспомогательного каналов) и два предусилителя сигналов с них.
Для извлечения информации об ошибке рассогласования времяимпульсная модуляция лучистого потока осуществляется путем вращения фотоприемников основного (ФП-ОК) и вспомогательного (ФП-ВК) каналов. Они расположенных в фокальных плоскостях каналов, с нанесенными на них масками определенной конфигурации, обеспечивающими обратную зависимость длительности импульсов от угла рассогласования ((.
Применение вращающихся фотоприемников позволяет заметно уменьшить площадь их чувствительного слоя и за счет уменьшения внутреннего шума повысить их чувствительность.
Сущность процесса времяимпульсной модуляции заключается в следующем:
Чем меньше ошибка рассогласования (угол между оптической осью гироскопа и направлением на цель), тем ближе к оси вращения ФП фокусируется изображение источника излучения в виде пятна рассеяния малых размеров, т.е. ошибка рассогласования (( пропорциональна радиусу окружности (положения Ц1 и Ц2), по которой «засвечивается» ФП изображением цели. Так как угловая скорость вращения ФП с масками постоянна (г), то время «засветки» ФП будет обратно пропорционально радиусу окружности «засветки» . Направление рассогласования будет определяться угловым положением ротора-магнита с ФП и маской при котором изображение цели «засвечивает» ФП.
Электронный блок СКЦ предназначен для преобразования модулированного лучистого потока в электрический сигнал управления синусоидальной формы на частоте вращения гироскопа, амплитуда которого пропорциональна углу рассогласования, а фаза определяет направление рассогласования.
В состав электронного блока СКЦ входят:
ФП-ОК и ФП-ВК;
предусилители основного (ПУ-ОК) и вспомогательного (ПУ-ВК) каналов;
усилитель с АРУ;
схема переключения;
усилительно-преобразовательные элементы;
усилитель коррекции;
схема ближней зоны.
ФП обеспечивают преобразование модулированного лучистого потока в модулированный электрический импульс, длительность которого обратно пропорциональна углу рассогласования, а его положение (фаза) определяет направление рассогласования.
Предусилители обеспечивают предварительное усиление сигналов с ФП до уровня, превышающего наводки «паразитных»сигналов во вращающемся контактном устройстве, и достаточного для работы последующих схем. ПУ представляет собой операционный усилитель на микросхеме, коэффициент усиления которого изменяется в широких пределах сигналом со схемы АРУ.
Усилитель с АРУ производит нормирование импульсного сигнала с предусилителя основного канала и вырабатывает сигнал АРУ для регулировки коэффициентов усиления предусилителей (одинакового для ОК и ВК) в широких пределах, в зависимости от мощности лучистого потока падающего на ФП. Схема АРУ работает только по сигналу с ПУ-ОК. При этом форма сигнала, полученная после его обработки в ПУ, в общем, сохраняется.
Схема переключения предназначена для селекции целей от организованных и фоновых помех и включает в себя логические элементы, срабатывающие при выполнении определенных условий. Входными сигналами схемы переключения являются сигналы с ПУ-ОК, ПУ-ВК, пускового механизма и усилителя коррекции.
Усилительно-преобразовательные элементы, включающие:
схему управления;
избирательный усилитель;
амплитудный детектор с фильтром;
нелинейный элемент;
фазовращатель;
избирательный усилитель огибающей –
обеспечивают преобразование импульсного сигнала с ПУ-ОК в сигнал управления переменного тока на частоте вращения ротора гироскопа и усиление этого сигнала до требуемого уровня.
Усилитель коррекции предназначен для усиления сигнала управления (или сигнала с катушки пеленга) по мощности, что необходимо для осуществления коррекции положения ротора гироскопа (его арретирования) с требуемой скоростью. Нагрузкой усилителя служит катушка коррекции и последовательно соединенные с ней активные резисторы, сигнал с которых поступает в УВК.
Схема ближней зоны служит для компенсации падения крутизны модуляционной характеристики сигнала коррекции в районе встречи ракеты с целью и определения момента начала работы схемы смещения в УВК. Входным сигналом схемы ближней зоны является сигнал с ФП-ОК (не усиленный пред усилителем), поступающий через дополнительный контакт ВКУ.
Система стабилизации оборотов ротора гироскопа представляет собой замкнутую следящую систему, предназначенную для поддержания постоянной скорости вращения ротора гироскопа по отношению к земной системе координат. Входными сигналами для ССО являются сигналы с катушек пеленга и ГОН. Сигнал с катушки пеленга имеет частоту вращения ротора гироскопа (г), а сигнал с катушек ГОН суммарную частоту вращения ротора гироскопа и ракеты ((г +(р). Выходной сигнал ССО поступает на катушки вращения координатора.
Система охлаждения ФП-ОК предназначена для глубокого (до -200о С) охлаждения ФП-ОК с целью повышения его чувствительности. В качестве хладагента используется сжиженный газ, получаемый в системе охлаждения из газообразного азота, хранящегося в НБП, путем его дросселирования.
3. Работа координатора по функциональной схеме.
При функционировании СКЦ можно выделить следующие режимы:
режим разгона ротора гироскопа;
режим электрического арретирования;
режим автосопровождения цели.
В режим разгона ротора гироскопа СКЦ переводится сразу же после включения наземного блока питания.
Для разгона ротора гироскопа перед пуском ракеты используется специальная схема разгона и синхронизации, электронный блок которой размещен в пусковом механизме (ПМ), датчики положения полюсов магнита ротора - на передней части трубы, а исполнительные элементы (катушки разгона) - в координаторе СКЦ. В это же время хладагент с наземного блока питания поступает в микрохолодильник СКЦ для охлаждения фотоприемника основного канала. Время разгона ротора гироскопа и охлаждения ФП-ОК до требуемой температуры составляет около 5 с. Для поддержания оборотов ротора гироскопа в полете используется система стабилизации оборотов ротора гироскопа (ССО), размещенная в ТГСН, нагрузкой которой являются катушки вращения координатора СКЦ. Принцип действия схемы разгона аналогичен схеме разгона ракеты 9М37.
Для поддержания скорости вращения ротора гироскопа после отключения схемы разгона служит схема стабилизации оборотов ротора гироскопа, размещенная в ТГСН.
Принцип действия ССО заключается в измерении ошибки скорости вращения с помощью схемы ФАПЧ, усилении сигнала ошибки и его модуляции суммарной частотой ((г + (р). После усиления по мощности сигнал ошибки подается на исполнительные элементы - катушки вращения ТГСН.
В режим арретирования СКЦ переводится с началом вращения ротора гироскопа с помощью системы электрического арретирования.
Она обеспечивает совмещение оптической оси гироскопа с продольной осью ракеты при разгоне ротора гироскопа и с линией прицеливания, которая заклонена в вертикальной плоскости вниз на 10о относительно продольной оси ракеты и трубы, после окончания разгона и перевода пускового крючка пускового механизма в среднее положение (разрешение разарретирования - РР) или в положение «до упора» (разрешение пуска - РП).
В режиме арретирования (пусковой крючок не нажат) с катушки пеленга снимается сигнал переменного тока, амплитуда которого пропорциональна углу пеленга, а фаза однозначно характеризует направление отклонения оптической оси гироскопа от продольной оси ракеты. Этот сигнал через тракт арретира пускового механизма подается на усилитель коррекции, где усиливается по мощности и поступает на катушку коррекции. Катушка коррекции создает момент коррекции, под действием которого ротор гироскопа прецессирует в сторону уменьшения угла пеленга.
При переводе пускового крючка в положение РР или РП (после отключения схемы разгона) вместо сигнала с катушки пеленга к усилителю коррекции подключается сигнал с обмотки заклона трубы. В результате отработки этого сигнала оптическая ось гироскопа совмещается с линией прицеливания (отклоняется вниз на 100 относительно оси ракеты и трубы).
Для перевода СКЦ в режим автосопровождения цели необходимо обеспечить прицеливание с точностью не хуже 1,50 и нажать на пусковой крючок ПМ до первого упора (РР) при пуске ракеты в режиме РУЧНОЙ или до упора (РП) при пуске в режиме АВТОМАТ.
Изображение цели, сфокусированное оптической системой, попадает в фокальные плоскости вращающихся ФП-ОК и ФП-ВК, которые формируют импульсные сигналы, длительность и фаза которых характеризует величину и направление ошибки рассогласования. Эти сигналы усиливаются предусилителями ОК и ВК, коэффициент усиления которых определяется схемой АРУ, работающей по сигналам с ОК, и поступают на схему переключения.
Схема переключения анализирует уровень сигналов с ПУ-ОК и ПУ-ВК и селектирует сигналы цели от сигналов фоновых или организованных помех, формируя пропускающий строб, обеспечивающий прохождение импульсного сигнала ОК на усилительно-преобразовательные элементы.
Усилительно-преобразовательные элементы обеспечивают преобразование длительности импульсов в амплитуду сигнала переменного тока на частоте (г. При этом амплитуда сигнала переменного тока обратно пропорциональна длительности импульсов, а фаза определяется фазой импульсного сигнала. Выходной сигнал огибающей на частоте вращения гироскопа поступает на усилитель коррекции.
Усилитель коррекции усиливает сигнал огибающей по мощности и подает его на катушку коррекции. Катушка коррекции создает внешний момент, под действие которого ротор гироскопа прецессирует в сторону уменьшения ошибки рассогласования. Т.к. цель перемещается, то вновь появляется ошибка рассогласования, а следовательно и сигнал коррекции, величина которого пропорциональна угловой скорости линии визирования цели.
Далее сигнал Uл поступает в ПМ для анализа и в УВК, где преобразуется в сигнал управления рулевым приводом на частоте вращения ракеты.
Принцип действия схемы помехозащиты ТГСН 9Э410
Помехозащищенность ТГСН 9Э410 обеспечивается схемой переключения СКЦ.
Входными сигналами схемы переключения (СП) являются импульсные сигналы с ПУ-ОК и ПУ-ВК, ПМ и усилителя коррекции.
Отличительными признаками излучения целей, по сравнению с излучением организованных высокотемпературных помех типа ЛТЦ и отраженной фоновыми образованиями солнечной энергии, является спектральная плотность излучения. Поэтому, если в поле зрения ТГСН попадает излучение цели, то отношение сигнала с ПУ-ОК к сигналу с ПУ-ВК будет больше единицы и схема переключения сформирует пропускающий строб на схему управления СКЦ. Если же в поле зрения ТГСН попадает излучение ЛТЦ, то это отношение будет меньше единицы и пропускающий строб схемой переключения не формируется.
Защита ТГСН от собственного излучения протяженных фоновых образований обеспечивается самим видом модуляции (формой маски ФП) - чем больше длительность импульса, тем меньше ошибка рассогласования.
С ПМ на схему сравнения поступает сигнал.


Это сообщение отредактировал RVstrax - 23.06.2014 - 00:19

"бахним, обязательно бахним, и не раз"

Тема 2.3 Зенитная управляемая ракета.


Рулевой отсек.

1. Назначение и общее устройство рулевого отсека.

Рулевой отсек служит для размещения элементов энергопитания ракеты, автопилота и коммутирующих элементов.
В корпусе рулевого отсека размещены:
• пороховой аккумулятор давления (ПАД), обеспечивающий питание горячими газами рулевую машинку и турбогенератор;
• пороховой управляющий двигатель (ПУД), вырабатывающий горячие газы для газодинамического управления полетом ракеты на начальном участке;
• бортовой источник питания (БИП), состоящий из турбогенератора и стабилизатора-выпрямителя;
• датчик угловых скоростей с усилителем;
• рулевая машинка с рулями;
• блок взведения, формирующий сигналы для взрывателя и порохового управляющего двигателя после вылета ракеты из трубы;
• розетка бортразъема, обеспечивающая электрическую связь аппаратуры ракеты с пусковой трубой.
• на боковой поверхности отсека, в плоскости перпендикулярной плоскости рулей, закреплены дестабилизаторы.

2. Бортовой источник питания.

Система энергопитания ракеты предназначена для питания бортовой аппаратуры ракеты энергией горячих газов и электроэнергией.
В состав бортовых источников энергии входят:
• пороховой аккумулятор давления (ПАД);
• розетка;
• пороховой управляющий двигатель (ПУД);
• бортовой источник питания (БИП).
Бортовой источник питания (БИП) предназначен для электропитания бортовой аппаратуры ракеты в полете.
Источником энергии для БИП являются пороховые газы с ПАД.
БИП состоит из двух самостоятельных блоков:
• турбогенератора (ТГ);
• стабилизатора-выпрямителя (СВ).
Турбогенератор ТГ является синхронным однофазным генератором с возбуждением от постоянных магнитов и приводом от одноступенчатой активной турбинки.
ТГ состоит из:
• статора 1;
• ротора; на оси которого установлена турбинка 3;
• двух крышек 4 и 8.
Статор состоит из:
• корпуса;
• двух постоянных магнитов 9 и 10;
• двух секций электротехнической стали с обмотками 11 и 12.
Ротор 6 представляет собой ось с набором штампованных звездочек из листовой электротехнической стали.
Ось установлена на двух радиальных шарикоподшипниках 5 и 7.
Турбинка 3 крепится на оси ротора.
Принцип действия ТГ основан на прерывании и коммутации магнитного потока Ф, пересекающего витки обмотки статора.
Коммутатором магнитного потока является ротор ТГ, приводимый во вращение рабочим колесом турбинки при воздействии газов ПАД. При повороте ротора на половину его полюсного деления направление магнитных потоков, проходящих через обмотки статора ТГ, изменится на обратное. Индуктированная ЭДС пропорциональна величине изменения магнитного потока и обратно пропорциональна времени, в течение которого происходит это изменение.
Стабилизатор-выпрямитель (СВ) служит для преобразования напряжения переменного тока ТГ в заданные номиналы постоянных напряжений БИП и поддержания их стабильности как при изменении скорости вращения ротора ТГ, так и при изменении тока нагрузки, а также регулирования скорости вращения ротора при изменении давления газа на входе в сопло путем создания дополнительной электромагнитной нагрузки на валу турбинки.

Основные характеристики БИП:

• время выхода на режим 0,6...0,7с
• время работы БИП 10...11с
• частота переменного тока с ТГ 12...17кГц
• постоянное напряжение на выходе СВ 80В;
• постоянное стабилизированное напряжение на выходе СВ ±20В.

БИП функционирует следующим образом.
Пороховые газы с ПАД через сопло подаются на лопатки турбинки и приводят ее во вращение вместе с ротором. За счет прерывания магнитного потока статора в его обмотках индуктируется переменная ЭДС, которая подается на вход СВ. С выхода СВ постоянные напряжения подаются в ТГСН и усилитель ДУС. На взрыватель напряжения с БИП поступает после вылета ракеты из трубы и раскрытия рулей рулевой машинки (после срабатывания размыкателя блока взведения).

3. Рулевая машинка и пороховой управляющий двигатель.

Рулевая машинка (РМ) служит для аэродинамического управления ракетой в полете. В ЗУР 9М39, 9М313 РМ одновременно служит распределительным устройством для газодинамического управления ракетой на начальном участке ее полета, когда аэродинамические рули еще не эффективны. Она является газовым усилителем управляющих электрических сигналов, вырабатываемых УВК.
Рулевая машинка (РМ) состоит из обоймы 4, в приливах которой расположены:
• рабочий цилиндр с поршнем 6; 7
• фильтр тонкой очистки 5.
В обойму запрессован корпус 2, с золотниковым распределителем.
Золотниковый распределитель состоит из четырехкромочного золотника 5, двух втулок 4 и якорей 3.
Обойма имеет две проушины, в которых на подшипниках 9 расположена стойка 8 с пружинами (рессорой) и напрессованным на нее поводком 12. В пазах поводка и стойки расположены рули 6, которые в полете удерживаются в раскрытом положении подпружиненными стопорами 7 и пружинами 10 и 11.
Рабочий цилиндр имеет прорезь в средней части, а поршень выточку 8, в которую при сборке вставляется поводок стойки рулей, что обеспечивает поворот рулей на угол ±15о от среднего положения при перемещении поршня в цилиндре влево или вправо до упора.
В приливе обоймы между проушинами размещается распределитель газа, распределительная втулка 2 которого жестко закреплена с помощью фиксатора 4 на стойке рулей 1. На втулке имеется паз с отсечными кромками для подвода газа, поступающего от порохового управляющего двигателя к соплам 3.
РМ работает от газов порохового аккумулятора давления (ПАД), которые по трубке через фильтр тонкой очистки поступают к золотнику и от него по каналам в кольцах, корпусе и обойме под поршень.
Командные сигналы с УВК поступают поочередно в катушки электромагнитов РМ. При протекании тока через правую катушку электромагнита 2 якорь 3 с золотником 5 притягиваются в сторону этого электромагнита и открывают проход газа в левую полость цилиндра 7 под поршень 6. Одновременно золотник 5 сообщает с атмосферой правую полость цилиндра. Под действием газа поршень перемещается в крайнее правое положение до упора в крышку. Перемещаясь поршень увлекает за собой выступ поводка и поворачивает поводок и стойку, а вместе с ними и рули в крайнее положение.
При протекании тока через левую катушку электромагнита 1 золотник перемещается влево и открывает проход газа от ПАД в правую полость цилиндра 7. Одновременно золотник сообщает с атмосферой левую полость цилиндра для выхода из нее газа. Под давлением газа поршень 6 перемещается в крайнее левое положение до упора в крышку. Перемещаясь, поршень увлекает за собой выступ поводка и поворачивает поводок и стойку, а вместе с ними и рули в другое крайнее положение.
Одновременно со стойкой рулей поворачивается и газораспределительная втулка, при этом отсечная кромка открывает доступ газа от ПУД к соответствующему соплу для газодинамического управления ракетой.
При прохождении тока через правую катушку электромагнита правый клапан перекрывает доступ газа в правую полость и соединяет ее с атмосферой, а левый клапан открывает доступ газа в левую полость рабочего цилиндра, что приводит к отклонению рулей на 15о от нейтрального положения в противоположную сторону.
Пороховой управляющий двигатель (ПУД) предназначен для газодинамического управления ракетой на начальном участке траектории.
ПУД состоит из:
• корпуса 2, представляющего собой камеру сгорания;
• переходника 1.
Внутри корпуса расположены:
• пороховой заряд 3;
• воспламенитель 7, состоящий из электровоспламенителя 6;
• навески пороха 4;
• пиротехнической петарды 5.
Расход газа и параметры внутренней баллистики определяются дроссельным отверстием в переходнике.
ПУД функционирует следующим образом.
После раскрытия рулей РМ электрический импульс с конденсатора С2 блока взведения поступает на электровоспламенитель, воспламеняющий навеску пороха и петарду, форс пламени которых воспламеняет пороховой заряд. Пороховые газы, проходя через распределительную втулку и одно из сопел, расположенных перпендикулярно плоскости рулей РМ, создают управляющую силу требуемых величины и направления.

К сбитию НЛО готов!

Ага только с наведением там не все так просто ,
Я иглу , ни разу не применял но изучал , я стрелок , но на всякий случай могу стрелять со всего что стреляет .
Так вот в песочно пыльных странах мудаку промахнувшемуся с ПЗРК обычно пулю в голову пускают , не стоит его существование выстрела из ПЗРК
По этому добровольцев не очень много кто иглу таскает , оператора охраняют 4 человека, а выстрелы и коробку носят другие , не дай бог ебнут оператора ,
это и к ПТУРам относится , и к РЛС и к прочим технарям.

Тема 2.4 Зенитная управляемая ракета.

Боевой отсек.

1. Назначение, характеристики и общее устройство боевого отсека.

Боевой отсек является несущим отсеком ракеты, в котором размещается боевое снаряжение.
Боевое снаряжение предназначено для поражения воздушной цели или нанесения ей повреждений, приводящих к невозможности выполнения ею боевой задачи.
Конструктивно в состав боевого отсека ракет 9М39, 9М313 входят:
• боевая часть (БЧ) типа 9Н312Ф;
• взрыватель (ВЗ) типа 9Э249
• взрывной генератор (ВГ);
• остатки топлива двигательной установки (ДУ).
Основные характеристики:
• масса боевого отсека, кг 1,25
• масса осколков, кг 0,4;
• масса взрывчатого вещества, кг 0,38;
• масса одного осколка, кг до 0,005;
• общее число осколков около 860;
• угол разлета осколков, град 52;
• средняя скорость разлета осколков, м/с 2000;
• время взведения ВЗ после вылета ракеты из трубы, с 1...1,9;
• время самоликвидации ЗУР после ее вылета из трубы, с 14...17


2. Устройство боевой части.

В состав боевого снаряжения ракет 9М39, 9М313 входят:
• боевая часть (БЧ) типа 9Н312Ф;
• взрыватель (ВЗ) типа 9Э249
• взрывной генератор (ВГ);
• остатки топлива двигательной установки (ДУ).
Боевая часть 9Н312Ф осколочно-фугасного действия предназначена для создания заданного поля поражения, воздействующего на цель, после получения от взрывателя инициирующего импульса.
Она состоит из:
• корпуса 1;
• боевого (разрывного) заряда 2;
• детонатора 4;
• трубки 3, в которую уложены провода от рулевого отсека к взрывателю.
В передней части корпуса боевой части имеется прилив с отверстием, куда входит стопор, обеспечивающий механическую стыковку ракеты с трубой.
Взрыватель 9Э249 предназначен для выдачи детонационного импульса на подрыв БЧ при встрече ракеты с целью или по истечении времени самоликвидации, а также для передачи детонационного импульса (через трубку ВЗ) от заряда БЧ к заряду ВГ.
ВЗ электромеханического типа, контактного действия, имеет две степени предохранения, которые снимаются только в полете, чем обеспечивается безопасность комплекса при эксплуатации, транспортировании и пуске.
В состав В3 входят:
• предохранительно-детонирующее устройство (ПДУ);
• механизм самоликвидации (СЛ);
• трубка ВЗ, обеспечивающая передачу детонационного импульса от детонатора БЧ к взрывному генератору;
• конденсаторы С1, С2 ВЗ, обеспечивающие накопление зарядов для электровоспламенителей ЭВ2 и ЭВ3;
• основной датчик цели ГМД 1;
• дублирующий датчик цели ГМД 2;
• пусковой электровоспламенитель ЭВ1, обеспечивающий запуск пиротехнического предохранителя ПДУ и механизма самоликвидации после вылета ракеты из трубы;
• два боевых электровоспламенителя ЭВ2 и ЭВ3, обеспечивающих формирование форса пламени для срабатывания капсюля-детонатора и пиротехнического замедлителя, соответственно;
• пиротехнический замедлитель, обеспечивающий задержку срабатывания инициирующего заряда по сигналу с ГМД 2;
• инициирующий заряд, формирующий импульс срабатывания капсюля-детонатора по форсу пламени пиротехнического замедлителя;
• капсюль-детонатор, формирующий детонационный импульс для детонатора ВЗ по сигналу с ЭВ2 или с инициирующего заряда;
• детонатор взрывателя, служащий для передачи детонационного импульса от капсюля-детонатора к детонатору боевой части.
Предохранительно-детонирующее устройство (ПДУ) предназначено для обеспечения безопасности в обращении с ракетой до момента взведения ВЗ после пуска ракеты.
ПДУ включает в себя:
• пиротехнический предохранитель 7;
• поворотную втулку 2;
• блокирующий (инерционный) стопор 1.
В поворотной втулке установлен капсюль-детонатор 6, который в исходном состоянии не находится на одной линии с детонатором ВЗ 3, т.е. огневая цепь срабатывания детонатора ВЗ разорвана. Кроме того, на цилиндрической поверхности втулки расположены ламели, которые во взведенном состоянии ВЗ замыкают контакты «В» взрывателя. Поворотная втулка закреплена на оси 5 и находится под постоянным воздействием крутящего момента возвратной пружины 11 и стремится повернуться на оси по часовой стрелке. В исходном состоянии поворотная втулка удерживается от разворота во взведенное состояние стопором пиротехнического предохранителя 10 и блокирующим стопором 1.
Механизм самоликвидации (СЛ), предназначен для формирования форса пламени для срабатывания капсюля-детонатора по истечении времени самоликвидации (14...17 с) при промахе ракеты, что приводит к подрыву боевой части.
Механизм СЛ представляет собой кольцо с установленной в него пиротехнической запрессовкой, обеспечивающей требуемое время горения.
Выходное отверстие механизма СЛ находится на оси капсюль-детонатор — детонатор ВЗ при взведенном положении взрывателя.
Основной датчик цели ГМД 1 предназначен для формирования импульса электрического тока, при попадании ракеты в цель, в момент прохождения взрывателя через металлическую преграду (при ее пробитии) или вдоль нее (при рикошете).
ГМД 1 установлен на наружной поверхности ВЗ и представляет собой импульсный вихревой магнитоэлектрический генератор.
Конструктивно ГМД 1 представляет собой постоянный кольцеобразный магнит 2, вокруг которого расположена обмотка 1.
Принцип действия ГМД 1 основан на воздействии на его обмотку вихревых токов, наводимых в металлической преграде при перемещении через (или вдоль) нее постоянного магнита 2. При перемещении обмотки 1 относительно магнитного поля, создаваемого вихревыми токами преграды, в обмотке индуктируется импульс ЭДС, под действием которой открывается транзистор VT1, что приводит к протеканию тока через ЭВ2.
Дублирующий датчик цели ГМД 2 предназначен для формирования импульса электрического тока при столкновении ракеты с целью с относительной скоростью не менее 8 м/с. ГМД2 установлен внутри взрывателя и представляет собой импульсный волновой магнитоэлектрический генератор.
В состав ГМД 2 входят:
• магнит 1, установленный на ярмо 3;
• якорь 7 с ввинченным в него сердечником 8;
• катушка, состоящая из каркаса 5 и обмотки 6.
Обмотка 6 имеет выводы 2 для подключения к электрической цепи ВЗ.
Принцип действия ГМД 2 заключается в следующем.
До встречи ракеты с целью магнитный поток постоянного кольцеобразного магнита Фм замыкается через ярмо, сердечник и якорь. Так как при полете ракеты якорь удерживается около магнита силой магнитного притяжения, величина которой регулируется ввинченным в него сердечником 8, то магнитная цепь не изменяется и в обмотке ГМД2 ЭДС не наводится.
Под действием волн упругих деформаций, возникающих в ракете при встрече с целью или с преградой, якорь ГМД2 отрывается в направлении противоположном направлению полета (НП), происходит разрыв магнитной цепи и в обмотке индуктируется ЭДС. Под действием этой ЭДС в обмотке протекает импульс тока, который открывает транзистор VT2, что приводит к срабатыванию электровоспламенителя ЭВ3 ВЗ.
Взрывной генератор (ВГ) обеспечивает формирование детонационного импульса для подрыва несгоревшей части топлива маршевого заряда и создания дополнительного поля поражения.
Он представляет собой чашку с запрессованным в нее составом взрывчатого вещества, расположенную в задней части корпуса взрывателя, непосредственно примыкающей к двигательной установке.

3. Устройство предохранительно-исполнительного механизма

Предохранительно-детонирующее устройство (ПДУ) предназначено для обеспечения безопасности в обращении с ракетой до момента взведения ВЗ после пуска ракеты.
ПДУ включает в себя:
• пиротехнический предохранитель 7;
• поворотную втулку 2;
• блокирующий (инерционный) стопор 1.
В поворотной втулке установлен капсюль-детонатор 6, который в исходном состоянии не находится на одной линии с детонатором ВЗ 3, т.е. огневая цепь срабатывания детонатора ВЗ разорвана. Кроме того, на цилиндрической поверхности втулки расположены ламели, которые во взведенном состоянии ВЗ замыкают контакты «В» взрывателя. Поворотная втулка закреплена на оси 5 и находится под постоянным воздействием крутящего момента возвратной пружины 11 и стремится повернуться на оси по часовой стрелке. В исходном состоянии поворотная втулка удерживается от разворота во взведенное состояние стопором пиротехнического предохранителя 10 и блокирующим стопором 1.
При пуске ракеты боевое снаряжение функционирует следующим образом.
После вылета ракеты из трубы замыкаются контакты размыкателя розетки и напряжение с конденсатора С1 блока взведения поступает на ЭВ1, от форса пламени которого одновременно зажигаются пиротехнический предохранитель ПДУ и пиротехническая запрессовка механизма самоликвидации.
В полете под действием осевого ускорения, создаваемого маршевым двигателем, блокирующий (инерционный) стопор ПДУ проседает вниз и не препятствует развороту втулки в боевое положение. Этим снимается первая ступень предохранения. Если на участке дальнего взведения осевая сила инерции, действующая на стопор при полете ракеты с ускорением, значительно уменьшится, то стопор поднимается в верхнее положение и застопорит втулку. В этом случае по окончании времени дальнего взведения поворотная втулка останется в исходном положении, а огневая и электрические цепи останутся разомкнутыми.
Через 1...1,9 с после пуска ракеты прогорает пиротехнический предохранитель, и поворотная втулка под действием возвратной пружины разворачивается в боевое положение. При этом замыкаются огневая, (ось капсюля-детонатора совмещается с осью детонатора ВЗ) и электрическая (контакты «В») цепи. Взрыватель находится во взведенном положении и готов к действию. Этим снимается вторая ступень предохранения. В это же время продолжает гореть пиротехническая запрессовка механизма самоликвидации; БИП подпитывает конденсаторы С1 и С2 ВЗ на всем протяжении полета.
В случае прямого попадания ракеты в цель при прохождении ГМД 1 мимо среза металлической преграды, при пробитии или вдоль нее при рикошете, в обмотке ГМД 1 под воздействием вихревых токов, наводимых в металлической преграде при перемещении в ней (или около нее) постоянного магнита ГМД 1, формируется импульс электрического тока. Этот импульс через транзистор VT1 поступает на ЭВ2, от которого последовательно срабатывают:
• капсюль-детонатор;
• детонатор ВЗ;
• детонатор БЧ;
• разрывной заряд БЧ.
Детонационный импульс детонатора БЧ, кроме того, через взрывчатое вещество трубки ВЗ передается к ВГ, происходит срабатывание ВГ и подрыв остатков маршевого заряда двигательной установки при их наличии.
При прямом попадании ракеты в цель срабатывает, кроме того, дублирующий датчик цели ГМД 2.
Под действием волн упругих деформаций, возникающих в ракете при встрече с преградой, якорь ГМД 2 отрывается от магнита, происходит разрыв магнитной цепи, в обмотке ГМД2 формируется импульс электрического тока, который через транзистор VT2 подается на ЭВ3. От форса пламени ЭВ3 поджигается пиротехнический замедлитель, время горения которого превышает время, необходимое для подхода основного датчика цели (ГМД 1) к преграде. При прогорании замедлителя срабатывает инициирующий заряд, вызывая последовательное срабатывание:
• капсюля-детонатора;
• детонаторов ВЗ, БЧ, разрывного заряда БЧ;
• остатков топлива при их наличии.
В случае промаха ракеты капсюль-детонатор срабатывает от форса пламени после прогорания пиротехнической запрессовки механизма самоликвидации (через 14...17с), вызывая последовательное срабатывание:
• детонаторов ВЗ, БЧ;
• подрыв БЧ с ВГ для самоликвидации ракеты.





Это сообщение отредактировал RVstrax - 23.06.2014 - 00:21

Вообще - то загнули про миллион евро.

цена (только ракеты) 9М39 к ПЗРК "Игла" на 1.08.2008 - 532 тысячи рублей

Тема №2.5 Зенитная управляемая ракета.


Двигательная установка.


1. Назначение и общее устройство двигательной установки.

Твердотопливная двигательная установка (ДУ) предназначена:
• для выброса ракеты из трубы;
• придания ей необходимой угловой скорости вращения относительно продольной оси ракеты;
• разгона ракеты до маршевой скорости;
• поддержания скорости в полете.
Конструктивно в состав двигательной установки входят:
• стартовый (выбрасывающий) двигатель (СД);
• однокамерный двухрежимный маршевый двигатель (МД);
• лучевой воспламенитель замедленного действия.
На внешней части соплового блока маршевого двигателя ракет 9М313 и 9М39 закреплен крыльевой блок, который, в свою очередь, состоит:
• из корпуса;
• четырех складывающихся крыльев;
• механизма их стопорения.
Крыльевой блок ракет 9М32М и 9М36 закреплен на торцевой части стартового двигателя.
Крыльевой блок предназначен для аэродинамической стабилизации ракеты в полете, создания подъемной силы при наличии углов атаки и поддержания требуемой скорости вращения ракеты относительно продольной оси.
Крыльевой блок состоит:
• из корпуса 3;
• четырех складывающихся крыльев;
• механизма их стопорения.
Складывающееся крыло состоит из пластины 1, которая крепится двумя винтами 7 к вкладышам 2 и 8, надетым на ось 4, размещенную в отверстии корпуса.
Механизм стопорения состоит: из двух стопоров 6 и пружины 5, с помощью которой стопоры разжимаются и запирают крыло при раскрытии.
В исходном состоянии крылья находятся в сложенном положении и раскрываются под действием центробежных сил при вылете вращающейся ракеты из трубы.
Для поддержания требуемой скорости, вращения ракеты, пластины крыльев развернуты относительно продольной оси крыльевого блока (ракеты) на необходимый угол (около 2о).
Крыльевой блок винтами крепится на сопловом блоке МД. На корпусе крыльевого блока имеется четыре выступа «Б» для соединения его со стартовым двигателем с помощью разжимного кольца.
2. Устройство и работа выбрасывающего двигателя.

Стартовый двигатель предназначен для выброса ракеты из трубы со скоростью 28 м/с и придания ей необходимой угловой скорости вращения (g = 20 об/с).
СД состоит:
• из камеры 8;
• стартового заряда 6;
• воспламенителя стартового заряда 7;
• диафрагмы 5;
• диска 2;
• газоподводящей трубки 1;
• соплового блока 4.
Стартовый заряд состоит из трубчатых пороховых шашек свободно установленных в кольцевом объеме камеры.
Воспламенитель стартового заряда состоит из корпуса, в котором размещены электровоспламенитель и навеска пороха.
Диск и диафрагма обеспечивают крепление заряда при работе с комплексом и его транспортировании.
Сопловой блок имеет семь сопел, расположенных под углом около 8о к продольной оси ракеты, для придания ей угловой скорости вращения при работе СД. Для обеспечения герметичности камеры ДУ при эксплуатации и создания необходимого давления при воспламенении стартового заряда в сопла устанавливаются заглушки 3.
Газоподводящая трубка 1 служит для стыковки СД с сопловой частью МД. Она надевается на корпус лучевого воспламенителя замедленного действия, расположенного в предсопловом объеме МД. Такое соединение обеспечивает передачу огневого импульса на лучевой воспламенитель.
Электрическая связь электровоспламенителя СД с пусковой трубой осуществляется через контактную связь 9, подсоединенную к контактной плате трубы.

3. Устройство и работа маршевого двигателя.

Двухрежимный однокамерный маршевый двигатель (МД) предназначен для разгона ракеты до средней маршевой скорости 570 м/с на первом режиме работы и поддержания этой скорости на траектории полета на втором режиме.
Маршевый двигатель (МД) состоит:
• из камеры 3;
• маршевого заряда 4;
• воспламенителя маршевого заряда 5;
• соплового блока 6.
В переднюю часть камеры ввинчивается дно 1 с посадочными местами для стыковки ДУ и боевого отсека.
Для получения требуемых режимов горения часть заряда бронирована по наружной поверхности, а часть оголена.
Для увеличения площади горения во втором режиме работы МД часть заряда армирована шестью проволочками 2, обеспечивающими местный нагрев и кратерное горение заряда в районе проволочек.
Для обеспечения герметичности камеры ДУ и создания необходимого давления газов при воспламенении маршевого заряда на сопловом блоке устанавливается заглушка 8, которая разрушается и сгорает от при воздействии пороховых газов МД.
На внешней части соплового блока имеются резьбовые отверстия «А» для крепления крыльевого блока к ДУ.
Лучевой воспламенитель замедленного действия предназначен для воспламенения порохового заряда маршевого двигателя на безопасном от стрелка-зенитчика расстоянии. За время его срабатывания, равное 0,33...0,5 с, ракета удаляется от стрелка-зенитчика на расстояние не менее 5,5 м. Это предохраняет стрелка-зенитчика от воздействия струи пороховых газов маршевого двигателя.
Лучевой воспламенитель замедленного действия представляет собой корпус 2, в котором размещены:
• пиротехнический замедлитель 1;
• передаточный заряд 4 во втулке 3.
С другой стороны во втулку впрессован детонирующий заряд 5.
От пороховых газов СД детонирующий заряд воспламеняется, и ударная волна, образованная при детонации, передается через стенку втулки и воспламеняет передаточный заряд, который зажигает пиротехнический замедлитель. От пиротехнического замедлителя поджигается воспламенитель маршевого заряда, который поджигает маршевый заряд.
ДУ функционирует следующим образом.
При подаче электрического импульса с электронного блока пускового механизма на электровоспламенитель стартового заряда срабатывает воспламенитель стартового заряда, а затем стартовый заряд.
Под действием реактивной силы, создаваемой стартовым двигателем, ракета вылетает из трубы с необходимой угловой скоростью вращения относительно продольной оси.
Стартовый двигатель заканчивает работу в пусковой трубе и задерживается в ней.
От пороховых газов, образовавшихся в камере сгорания стартового двигателя, срабатывает лучевой воспламенитель замедленного действия, поджигающий воспламенитель маршевого заряда, от которого воспламеняется маршевый заряд на безопасном для стрелка-зенитчика расстоянии.
Первый режим работы маршевого двигателя обеспечивается горением заряда по наружной не забронированной поверхности и по торцу.
Второй режим его работы обеспечивается торцевым кратерным горением заряда.
Реактивная сила тяги, создаваемая маршевым двигателем, разгоняет ракету до маршевой скорости на первом режиме его работы и поддерживает эту скорость на траектории полета на втором режиме.

Тема 3.Пусковая труба и наземный блок питания.


1. Назначение и устройство пусковой трубы 9П39.

Пусковая труба 9П39 предназначена для обеспечения прицельного и безопасного пуска ракеты и улавливания стартового двигателя. Одновременно она является контейнером при переносе, хранении и транспортировании ракеты.
На пусковой трубе закреплены:
• блок датчиков 3;
• механический прицел с лампой 13 световой информации (СИ);
• механизм бортразъема 22;
• разъем пускового механизма 20;
• колодка 15 с контактной платой для подсоединения проводов ЭВ СД;
• две обоймы 5, 9 с креплением плечевого ремня;
• плечевой ремень 8.
Блок датчиков, включающий:
• две катушки ГОН;
• датчики положения полюсов магнита;
• обмотку заклона совместно с электронным блоком ПМ –
предназначен для разгона ротора гироскопа ТГСН и его арретирования (совмещение оптической оси ротора с продольной осью ракеты при разгоне ротора и заклон ее вниз на 10о после окончания разгона и нажатии на пусковой крючок).
На блоке датчиков трубы закреплена антенна НРЗ.
Механический прицел состоит из передней 24 и задней 21 стоек и предназначен для прицеливания.
На передней стойке закреплена мушка «В» с отверстием «Б».
На задней стойке расположены целик «Г» с лампой световой информации и диафрагма 7, которая закрывает лампу при пусках в сумерках во избежание ослепления стрелка-зенитчика.
Стойки прицела установлены таким образом, что его оптическая ось (линия прицеливания) заклонена вниз по отношению к оси трубы на 10о для придания ракете первоначального угла возвышения в момент пуска, что особенно важно при обстреле низколетящих целей, так как предотвращает касание ракетой местных предметов и поверхности земли.
Треугольная метка «Д» служит для ориентации глаза стрелка-зенитчика относительно прицела.
Механизм бортразьема 22 состоит из корпуса 35, в котором расположены:
• вилка бортразьема 34;
• стопор 30 с пружиной 31;
• тяга 33 с пружиной 32;
• плата 27.
На корпусе бортразьема имеется две проушины 37 и фиксатор 19, с помощью которых к трубе крепится ПМ.
Механическое крепление ракеты в трубе обеспечивается стопором со скосом 30, который входит в отверстие бугеля корпуса БЧ.
Электрическая связь трубы с ракетой осуществляется с помощью вилки бортразьема 34. Штыревые контакты 28 и направляющие штыри 29 вилки входят в соответствующие гнезда розетки рулевого отсека.
Расстыковка ракеты и трубы осуществляется в такой последовательности.
При переводе рычага 16 механизма накола за ручку 23 в направлении стрелки НАКОЛ до упора (по ходу часовой стрелки на угол 180о) тяга 33 перемещается и поверхностью «Л» давит на стопор 30, сдвигая его до совмещения начала скоса «К» с внутренней поверхностью трубы. При движении вперед ракета давит на направляющие штыри 29, в результате чего вилка 34 перемещается вперед и вниз по направляющим «И» и выходит из зацепления с розеткой рулевого отсека, при этом стопор 30 устанавливается заподлицо с внутренней поверхностью трубы и фиксируется в этом положении пружиной.
Электрическая связь трубы с пусковым механизмом осуществляется с помощью разъема 20, который при транспортировании и хранении должен быть закрыт съемной крышкой 17, поджимаемой пружиной 18.
Электрическая связь трубы с НБП осуществляется с помощью платы 27.
Для стыковки и стопорения НБП с трубой в передней части корпуса механизма бортразьема имеется отверстие «М», в которое вставляется штуцер НБП, и паз «Н», в который входит зуб штуцера, запираемый фиксатором 38. На корпусе механизма бортразьема нанесены стрелки и надписи ИСХОДН. и НАКОЛ, указывающие направление поворота рычага механизма накола при приведении в действие НБП. При переводе рычага 16 в положение НАКОЛ до упора тяга 33 продвигается и воздействует на боек прокола мембраны НБП.
На трубе крепится колодка 15 с тремя контактами, к которым подсоединяются провода запальных цепей и провод от экрана контактной сети стартового двигателя.
Передний и задний торцы трубы закрыты передней 1 и задней 12 легкосъемными крышками с замками 2 и 11, для ориентации которых на трубе нанесены метки «А» и «Е».
К внутренней цилиндрической поверхности передней крышки, соприкасающейся с обтекателем ТГСН ракеты, приклеено металлическое кольцо 5, являющееся арретиром ротора-магнита гироскопа, предохраняющим его от ударных нагрузок при переносе и транспортировании комплекса.
Плечевой ремень 8 служит для переноса комплекса и крепится на обоймах 6 и 9.
Кнопка ВДОГОН 36 служит для переключения режимов работы ТГС (коэффициента передачи СКЦ) с режима НАВСТРЕЧУ на режим ВДОГОН.
Так как труба допускает многократное использование, в войска могут поступать ракеты в трубах, на блоке датчиков которых нанесены красные полосы, число которых указывает на количество пусков, произведенных из данной трубы.

2. Назначение, устройство и принцип действия наземного источника
питания 9Б238.

Наземный блок питания (НБП) 9Б238 одноразового действия предназначен для обеспечения электроэнергией комплекса и хладагентом ТГСН при подготовке ракеты к пуску и во время пуска.
НБП состоит:
• из баллона, наполненного сжатым азотом;
• электробатареи с твердым (при температуре окружающей среды) электролитом.
Основные характеристики НБП 9Б238:

• давление азота в баллоне, кГс/см2 350
• масса, кг 1,3
• время выхода на режим, с (при -20  to С < +50) 1
(при -50  to C < -20) 1,3
• время работы не менее, с 30;
• выходные напряжения, В ±20 и ±5.

Баллон предназначен для длительного хранения сжатого азота при давлении 350 кГс/см2 и представляет собой металлическую шаровую емкость.
В полости баллона размещен полый стержень, один конец которого заканчивается штуцером, через который производится заправка баллона и выход газа (азота) при вскрытии баллона. На другой конец стержня навинчивается батарея. Внутри полого стержня находится боек для приведения в действие батареи.
Батарея состоит из соединенных в смешанную последовательно-параллельную цепь электрохимических элементов с размещенными между ними пиротехническими нагревателями.
В качестве положительных электродов используется металлический кальций (Са), в качестве отрицательных - никель (Ni), в качестве электролита - соли хлористых калия (KCl) и лития (LiCl).
Выводы батареи (0, +20, -20, +5, -5 В) соединены проводниками с контактами разъема, который служит для электрической связи батареи с трубой.
Принцип действия НБП 9Б238 заключается в следующем.
Приведение в действие НБП осуществляется путем прокола мембраны бойком баллона.
Боек баллона перемещается тягой механизма бортразьема трубы при повороте рычага накола трубы в положение «НАКОЛ».
После прокола мембраны хладагент через канал в штуцере и далее по трубке поступает в систему охлаждения ФП, ОК, ТГСН, а через канал «Г» в стержне - в полость стержня к бойку батареи.
При достижении требуемого усилия срезается стопорный штифт и боек, перемещаясь с большой скоростью, производит накол капсюля-воспламенителя от форса пламени которого воспламеняются все пиротехнические нагреватели.
От выделившегося тепла электролит расплавляется, и батарея приводится в рабочее состояние, т.е. вырабатывает указанные значения ЭДС.
Использованный НБП имеет характерный след на металлическом защитном колпачке, расположенном в торце штуцера баллона, от толкателя трубы. Для исключения повреждений разъема НБП и попадания грязи на штуцер баллона они в запасном НБП закрыты защитным пластмассовым колпачком.

Я то вот в городе на берегу реки Нева вначале поучился,а потом грозились отправить учиться в город на берегу реки Урал,но отправили доучиваться в город на берегу реки Днепр)))

Продолжать ,а то там еще 7 тем осталось
Тема 4. Пусковой механизм.


1. Назначение и общее устройство пускового механизма 9П516-1.

ПМ 9П516 - предназначен для подготовки к пуску и осуществления пуска ракет 9М39.
Кроме того, ПМ 9П516 - может использоваться для подготовки и пуска ракет типа 9М313 ПЗРК ИГЛА-1.
В корпусе ПМ установлены:
• электронный блок;
• телефон;
• стопорное устройство;
• вилка разъема;
• пусковой крючок с контактной группой;
• тумблер отключения блокировки НРЗ;
• кнопка СЕЛЕКТОР.
К нижней крышке ПМ крепится НРЗ 1Л14, выполненный в виде отдельного блока.
Электронный блок совместно с бортовой аппаратурой ракеты, элементами трубы и ПМ обеспечивает поэтапную подготовку ракеты к пуску, анализ сигналов и пуск ракеты.
Телефон предназначен для подачи звуковой информации о захвате цели ТГС.
Он закреплен в выемке боковой стенки ПМ и закрыт крышкой. Для защиты телефона от механических повреждений, пыли и влаги под крышку поставлены мембрана и прокладка.
Стопорное устройство совместно с осью служат для стыковки и стопорения ПМ к трубе. Фиксатор трубы входит в отверстие корпуса ПМ и запирается зубом стопора под действием пружины.
Вилка разъема предназначена для электрической связи ПМ с трубой.
При отстыкованном ПМ вилка разъема закрывается крышкой.
Пусковой крючок предназначен для замыкания цепей контактной группы. Он поворачивается вокруг оси, на которой установлена пружина, обеспечивающая возврат крючка в исходное положение.
Пусковой крючок может находится в одном из трех положений:
• исходном - арретирование (АРР);
• среднем - разрешение разарретирования (РР);
• до упора - разрешение пуска (РП).
При переводе крючка из положения АРР в положение РР, шток под действием скоса «Г» перемещается в осевом направлении и воздействует на контактную группу, что приводит к коммутации цепей разарретирования ротора гироскопа ТГСН и электронного блока ПМ.
При переводе крючка из положения РР в положение РП происходит дальнейшее перемещение штока под воздействием скоса «Д», в результате чего замыкаются контакты, осуществляющие коммутацию цепей электронного блока ПМ с запальными цепями ПАД, СД и блока взведения. При этом под действием пружины фиксатор западает в прорезь «В» пускового крючка и удерживает его в нажатом до упора положении.
Рычаг сброса обеспечивает возврат крючка в исходное положение. При повороте рычага сброса стопор выходит из прорези, пусковой крючок под действием пружины возвращается в исходное положение, размыкая при этом контакты контактной группы.
На пусковом крючке имеется блокировочный выступ, который препятствует нажатию на крючок при нахождении рычага накола трубы в исходном положении и переводу рычага накола в исходное положение при нажатом и застопоренном крючке.
Кнопка СЕЛЕКТОР обеспечивает, при необходимости, отключение схемы переключения ТГСН.
Тумблер отключения НРЗ, установленный под пломбируемой крышкой, обеспечивает, при необходимости, отключение блокировки НРЗ (в положении ОТКЛ.).

Основные технические характеристики ПМ:
• Количество этапов анализа сигнала от цели 4
• Длительность каждого этапа анализа, с 0,2;
• Режимы работы АРП электронного блока АВТОМАТ;
РУЧНОЙ;
• Индикация о захвате цели ТГСН звуковая;
световая;
Прерывистые звуковой и световой сигналы соответствуют:
при f = 2,5 Гц сигнал от цели меньше сигнала от фона;
при f = 12,5 Гц сигналу «свой» с НРЗ
• Время задержки старта при положительном результате
анализа сигналов, с 0,72
• Гарантийный ресурс ПМ, пуски 750

Электронный блок ПМ, составляющий основу ПМ, выполняет следующие функции:
• разгон ротора гироскопа ТГСН;
• автоматическое арретирование и разарретирования ротора гироскопа;
• обработку и оценку сигналов информации и коррекции, поступающих с ТГСН;
• формирование сигналов звуковой и световой информации при наличии цели в поле зрения ТГСН;
• подачу напряжения на пусковые цели ракеты.
В состав структурной схемы ПМ входят:
• блок разгона и синхронизации (БРС);
• автомат разарретирования и пуска (АРП);
• блок реле.
Блок разгона и синхронизации совместно с блоком датчиков трубы и катушками разгона ТГСН предназначен для разгона ротора гироскопа ТГСН до определенной частоты вращения и отключения схемы разгона при достижении этой частоты.
Автомат разарретирования и пуска (АРП) предназначен для автоматического арретирования и разарретирования ротора гироскопа ТГСН, анализа сигналов от цели после разарретирования ротора гироскопа и пуска ракеты при положительных результатах анализа.
Блок реле предназначен для выдачи напряжений по командам с блока логики в пусковые цепи ПАД, СД и блока взведения.


2. Общее устройство и работа аппаратуры запуска ракеты по
функциональной схеме.

Функциональная схема аппаратуры запуска включает:
• блок разгона и синхронизации;
• автомат разарретирования и пуска;
• блок реле;
• НРЗ 1Л14.
Блок разгона и синхронизации (БРС) совместно с блоком датчиков трубы и катушками разгона ТГСН предназначен для разгона ротора гироскопа ТГСН до определенной частоты вращения и отключения схемы разгона при достижении этой частоты.
Кроме того, БРС обеспечивает выработку постоянного напряжения -80В, используемого для питания фоторезисторов основного и вспомогательного каналов ТГСН при подготовке ракеты к пуску.
В состав функциональной схемы БРС входят:
• преобразователь напряжения;
• схема разгона;
• частотное реле.
Преобразователь напряжения предназначен для получения постоянного напряжения -80В, используемого для питания фоторезисторов основного и вспомогательного каналов ТГСН, напряжения смещения, используемого в схеме разгона, и переменного напряжения высокой частоты (100кГц) для датчиков положения ротора-магнита.
Схема разгона предназначена для поочередной коммутации тока через катушки разгона по информационным сигналам с датчиков положения (ДП).
Частотное реле предназначено для отключения схемы разгона при достижении ротором гироскопа требуемой частоты вращения fг=85Гц.
Доведение скорости вращения до частоты fг=92Гц и поддержание ее в этих пределах осуществляется системой стабилизации оборотов ротора гироскопа ТГСН.
Автомат разарретирования и пуска (АРП) предназначен для:
• автоматического арретирования и разарретирования ротора гироскопа ТГСН;
• анализа сигнала от цели после разарретирования ротора гироскопа;
• формирования звукового и светового сигналов информации (СИ) о наличии цели в поле зрения ТГСН;
• формирования команды ЗАПРОС НРЗ;
• автоматического включения блока реле.
В состав АРП входят:
• блок сигналов коррекции (БСК);
• обнаружитель цели;
• блок логики;
• тракт арретира.
Блок сигналов коррекции (БСК) предназначен для выработки напряжения постоянного тока, пропорционального угловой скорости линии визирования ракета - цель и логических
Блок логики предназначен:
• для анализа сигналов по определенному алгоритму;
• автоматическому разарретированию ротора гироскопа ТГСН;
• выдачи сигнала пуска ракеты на блок реле при положительном результате анализа в режимах пуска АВТОМАТ и РУЧНОЙ.
Блок реле предназначен:
• для задержки подачи напряжения на электровоспламенитель (ЭВ) стартового двигателя (СД);
• отключения цепи ПАД;
• отключения НБП от бортовой аппаратуры ракеты.
НРЗ 1Л14 - выполнен в виде отдельного блока и предназначен для определения государственной принадлежности воздушных целей оборудованных ответчиками системы ПАРОЛЬ.
На корпусе НРЗ установлены:
• светодиод «НЕИСПРАВНОСТЬ», светящийся при наличии неисправности НРЗ;
• под крышкой НРЗ установлены переключатели кодов АМИ, ГИ, устанавливаемые в положения согласно действующему расписанию;
• тумблер отключения НРЗ.
Работа аппаратуры запуска ракеты заключается в следующем.
При включении НБП блок разгона и синхронизации совместно с блоком датчиков и катушками разгона осуществляет разгон ротора гироскопа до номинальной частоты вращения. Разгон ротора гироскопа осуществляется за счет взаимодействия переменного магнитного поля катушек разгона, которое образуется при подаче на них коммутируемого напряжения с блока разгона ПМ, с постоянным магнитным полем ротора-магнита ТГСН, в результате чего создается вращающий момент. При достижении требуемой частоты вращения срабатывает частотное реле блока разгона, которое отключает блок разгона ПМ и включает систему стабилизации оборотов ротора-магнита.
АРП может работать как в автоматическом так и ручном режимах пуска. Выбор режима пуска осуществляется пусковым крючком (ПК).
Для работы АРП в режиме АВТОМАТ необходимо за время менее 0,6 с перевести ПК из исходного положения в положение до упора, при этом происходит разарретирование ротора гироскопа и при наличии цели в поле зрения ТГСН появляются сигналы световой и звуковой информации. В течение 0.8 с после разарретирования ротора гироскопа осуществляется поэтапный анализ сигнала от цели.
Во время анализа АРП оценивает:
• соотношение сигнала от цели к сигналу от фона;
• сигнал коррекции, который характеризует угловую скорость линии визирования цели, которая не должна превышать 12 град/с исходя из аэродинамических возможностей ракеты;
• способность слежения ТГСН за целью;
• угол между оптической осью гироскопа и линией прицеливания трубы менее 2о;
• информацию НРЗ (свой - чужой).
Если в течение 0,8 с после разарретирования ротора гироскопа ТГСН:
• уровень сигнала от цели превышает уровень сигнала от фона;
• ТГСН отслеживает цель;
• точность прицеливания не хуже 2о;
• с НРЗ не поступает сигнал «свой»,
то АРП срабатывает и блокируется.
С АРП напряжение подается на блок реле, электровоспламенитель (ЭВ) ПАД и блок взведения.
Через 0,72 с, после выхода на режим БИП, с блока реле напряжение подается на ЭВ СД и ракета стартует.
Если излучение от цели не превышает сигнала от фона, то ротор гироскопа периодически арретируется, лампа СИ на трубе мигает и синхронно с ней прерывается звуковой сигнал в
Режим периодического арретирования ТГС необходим для осуществления перезахвата цели.
Если eц>12 град/с - АРП задерживает пуск ракеты до тех пор, пока eц не уменьшится до 12 град/с.
Для обеспечения работы АРП в режиме РУЧНОЙ, необходимо перевести пусковой крючок из исходного положения (АРР) в среднее положение, задержать его в этом положении (РР) не менее 0,6с, а затем перевести в положение до упора (РП). В этом режиме в АРП отключаются блоки, запрещающие пуск ракеты по целям, похожими на фоновые образования.


Это сообщение отредактировал RVstrax - 23.06.2014 - 00:24

Горшочек не вари!

ладно слишком много читать

Это сообщение отредактировал RVstrax - 23.06.2014 - 00:26

RVstrax
даваи уже чертежи выкладываи и инструкцию как из кардана камазовского и водопроводных труб собрать ПЗРК в домашних условиях

ага,счас
у меня уже двух соседей вывезли куда то
Я через их точки доступа сидел

Лучше пусть расскажет как из микроволновки, фаллоиммитатора с вибратором и игрушки Йо-йо да в придачу килограмма гвоздей собрать наземный радиолокационный запросчик

ясно, коллега значит)))
нашу "бурсу" два раза пытались сократить, удавалось отстоять.
о вот от Пердюковских реформ видно некому было спасти...

Херня. За 5 минут понял принцип работы. Дайте две!

Без проблем,в микроволновке магнетрон используется,а эта хрень в свое время использовалась военными,как раз в первых системах наведения РЛС,ПВО
Вот после того как вы собрали РЛС,вы зафиксировали появление обьекта,вот тут то и потребуется насадка с фалоимитатором,Для анальной кары обьекта вожделения,и запугивания остальных вероятных противников

Это сообщение отредактировал RVstrax - 23.06.2014 - 00:35

я уже варю, бида только с отсекателем штуцера была