Класса «воздух-поверхность»

А.И. ДАНЕКО Д.Л. ЧЕЧИК

АВИАЦИОННЫЕ УПРАВЛЯЕМЫЕ РАКЕТЫ

КЛАССА «ВОЗДУХ-ПОВЕРХНОСТЬ»

Учебное пособие

Под редакцией Г.А. Соколовского

(Для дневной и вечерней форм обучения)

701-806-93/ДСП Утверждено

на заседании редсовета

28 октября 1991 г.

Москва

Издательство МАИ

Данеко А.И., Чечик Д.Л. Авиационные управляемые ракеты класса «воздух-поверхность». /Под ред. Г.А. Соколовского: Учебное пособие. – М.: Изд-во МАИ, 1992. – 44 с. : ил.

Излагаются принципы действия и устройства ракет класса «воздух-поверхность». Физическая сущность процессов, сопровождающих работу отдельных элементов и подсистем

ракеты при пуске и наведении, рассматривается на примере ракет, используемых для вооружения фронтовой авиации.

Предназначено для студентов, инженерно-технических и научных работников,

изучающих вопросы проектирования и применения авиационных ракет.

Рецензисты: В.В. Ищенко, Б.А. Черпаков.

Тем. План 1992, поз.

Данеко Александр Иванович

Чечик Дмитрий Леонидович

АВИАЦИОННЫЕ УПРАВЛЯЕМЫЕ РАКЕТЫ

КЛАССА «ВОЗДУХ-ПОВЕРХНОСТЬ»

Редактор Р.Н. Фаустова

Техн. Редактор Е.А. Смирнова

Подписано в печать 27.01.92

Бум. офсетная. Формат : 60х84 1/16. Печать офсетная

Усл. печ. л. 2,56. Уч. –изд. 2,62. Тираж 75

Зак. 2д/419. Бесплатно

Типография издательства МАИ

125871 Москва, Волоколамское шоссе, 4.

ã Московский авиационный институт, 1992.

ВВЕДЕНИЕ

Управляемые ракеты класса "воздух-поверхность" - это ракет­ное оружие авиации. Используя их, авиация решает следующие зада­чи:

1. Непосредственная поддержка войск в радиусе до 100 км: по­ражение танков, бронетранспортеров, артиллерийских и ракетных ус­тановок, огневых средств и живой силы противника.

2. Изоляция поля боя: поражение мостов, переправ, транспорт­ных узлов, скопления войск и резервов на марше - на глубине от 100 до 500 км.

3. Подавление наземной ПВО, поражение радиолокационных стан­ций, ракетных и артиллерийских установок комплексов ПВО противника на маршруте ударной группировки.

4. Действие в оперативной глубине обороны противника и нане­сение удара по стратегическим целям (авиационные базы, стартовые позиции ракет, военно-промышленные объекты, энергетические узлы, порты с находящимися в них кораблями и т.п.) без проникновения но­сителя в зону действия территориальной ПВО противника.

Разнообразие целей для ракет "воздух-поверхность" по размерам, уязвимости, информационным свойствам, способности к активной оборо­не обусловливает большой диапазон тактико-технических характеристик этих ракет. Тем не менее облик ракеты в значительной мере определя­ется дальностью ее полета, поэтому в основу классификации ракет класса "воздух-поверхность" положен принцип дальности. Различают ракеты малой, средней и большой дальности [I] .

Ракеты малой дальности применяются в условиях визуального об­наружения, опознавания и прицеливания по неконтрастным и слабо­контрастным целям с соответствующими системами наведения. Даль­ность при наведении на крупноразмерные цели достигает 10...15 км, а при атаке малоразмерных целей уменьшается до 3...5 км. Атака с такой дальностью, как и атака неуправляемым оружием (бомбами, неуправляемыми авиационными ракетами и т.д.), происходит в зоне действия практически всех средств ПВО цели и требует, как прави­ло, предварительного удара по средствам ПВО противника. На раке­тах малой дальности используются системы ручного радиокомандного наведения (или с передачей команд по проводам) и наведения по за­крепленному радиолучу, системы телевизионного самонаведения и са­монаведения по лазерному подсвету, а также тепловые и тепловизионные системы самонаведения. Стартовая масса этих ракет от 15 до 300 кг и более. Следует отметить, что стартовая масса всех ракет класса "воздух-поверхность" зависит не только от дальности поле­та, но и от массы полезной нагрузки - системы управления и боево­го снаряжения.

Ракеты средней дальности - это ракеты, дальность пуска кото­рых не требует от носителя входа в зону действия объектовой или местной ПВО цели. Их дальность находится в пределах от 30 до 100 км и более. Системы наведения этих ракет не получают перед пуском непосредственного целеуказания от оператора, так как визу­альное обнаружение, опознавание цели и прицеливание на таких даль­ностях невозможно. Поэтому на ракетах средней дальности применяют­ся системы телевизионно-командного наведения, комбинированные системы наведения (инерциальные и астроинерциальные с самонаведением на конечном участке траектории, которое реализуется с помощью ак­тивной или полуактивной РГС); широко используются противорадиолокационные системы самонаведения с пассивными РГС, работающими по излучению радиолокаторов авиационных, ракетных и артиллерийских комплексов ПВО. Стартовая масса ракет средней дальности находится в пределах от 200 до 1000 кг.

К ракетам класса "воздух-поверхность" большой дальности отно­сятся главным образом стратегические ракеты с ядерным боевым снаря­жением, концепция создания которых связана с задачей ядерной бом­бардировки объектов в глубоком тылу противника без входа носителя ядерного оружия в зону действия не только объектовой, но и терри­ториальной ПВО. Поэтому ракеты большой дальности оснащаются авто­номными или корректируемыми инерциальными системами наведения. Кор­рекция траектории осуществляется в результате уточнения информации о положении ракеты ориентацией на местности по ее рельефу, фотографической или магнитной карте или путем перехода на самонаведение по обнаруженной цели. Дальность пуска этих ракет достигает 1000...2000 км и более, а стартовая масса свыше 1000 кг.

В данной работе физическая сущность процессов, сопровождающих работу отдельных элементов и подсистем ракеты при пуске и наведении рассматривается на примере ракет, предназначенных для воору­жения фронтовой ударной авиации [I...3].

Глава I. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О РАКЕТАХ

I.I. НАЗНАЧЕНИЕ РАКЕТ

Самолеты фронтовой ударной авиации вооружаются ракетами ма­лой и средней дальности. Эти ракеты по своей конструкции и аэро­динамической схеме имеют много общего и отличаются лишь системами наведения. Поэтому часто их делают в модульном исполнении: ракеты, выполненные в одном калибре, но с различными системами наведения, позволяющими поражать большое разнообразие целей. Такой подход значительно снижает время разработки новой ракеты и ее стоимость.

По целям, видимым для человеческого глаза, но неконтрастным для технических средств, применяются обычно командные методы наве­дения с визуальным прямым или оптико-телевизионным наблюдением це­ли или методы самонаведения по отраженному лазерному излучению, направленному оператором на цель. По активно излучающим целям, на­пример действующим радиолокаторам, применяются пассивные пеленга­торы, работающие в сантиметровом или дециметровом диапазонах ра­диоизлучения РЛС. Примером таких модульных ракет являются ракеты малой дальности, показанные на рис. I.I. Стартовая масса этих ра­кет до 320 кг, а боевая часть фугасного действия массой около 90 кг. Ракеты могут быть с тремя вариантами систем наведения:

с полуактивной лазерный головкой самонаведения;

с пассивной радиолокационной головкой самонаведения;

с аппаратурой радиокомандного наведения.

Основными целями ракет МП с лазерным полуактивным самонаведе­нием и ракет МР с радиокомандным наведением являются: кабины РЛС; пусковые установки комплексов ЗУР, тактических и оперативно-такти­ческих ракет; самолеты на открытых стоянках и в легких укрытиях; легкие мосты и переправы; малотоннажные суда и десантно-высадочные средства в прибрежной полосе; железнодорожные эшелоны и т.д.

Ракеты МП с пассивной радиолокационной головкой самонаведения предназначены для поражения наземных радиолокационных станций зе­нитных ракетных комплексов, а также автоматических многоствольных зенитных артиллерийских систем. Причем на ракету могут быть уста­новлены пассивные пеленгаторы, работающие не только при непрерыв­ном излучении РЛС, но и в импульсном режиме.

На ракетах устанавливается однорежимный двигатель твердого топлива с суммарным импульсом порядка 180000 Н*с, обеспечивающим им сверхзвуковую скорость полета. Высота пуска ракеты может изме­няться от 50 до 5000 м. Но для безопасности носителя выгоднее ле­тать на малых высота* (Н < 200 м), где он недосягаем для многих типов ЗУР, поэтому скорость носителя в момент пуска ракеты обычно дозвуковая М£ I.

Ракеты выполнены по аэродинамической схеме "утка" с Х-образным расположением крыльев и рулей в двух взаимно перпендику­лярных плоскостях. Управление ракетой по курсу и тангажу осуществ­ляется без крена двумя парами рулей (канал I и II). Каждый канал обеспечивает создание такой управляющей силы, что их равнодейст­вующая по величине и направлению постоянно соответствует принято­му методу наведения ракеты на цель. Стабилизация ракеты по крену обеспечивается отклонением четырех элеронов, расположенных на кон­солях крыльев (канал III).

Для улучшения маневренности ракеты МП с пассивной радиолока­ционной головкой самонаведения и увеличения располагаемых перегру­зок на малых скоростях в носовой части корпуса перед рулями (рис. I.I) устанавливаются дестабилизаторы.

Подвеску ракеты на самолет производят на штатное пусковое устройство типа АПУ-68. Количество подвешиваемых ракет в зависи­мости от типа самолета составляет от двух до четырех.

1.2. СИСТЕМЫ НАВЕДЕНИЯ РАКЕТ

Лазерная полуактивная система наведения

На самолете устанавливается лазерная станция подсвета це­ли (ЛСПЦ), основным элементом которой является оптический кванто­вый генератор. Летчик, выполняя прицеливание, наводит подвижную марку (перекрестие) оптико-прицельной системы (ОПС) на цель и удерживает ее на ней в течение всего времени атаки. С помощью сле­дящей системы целеуказание от визирного устройства ОПС передается одновременно на подвижное зеркало ЛСПЦ, направляя лазерный луч на цель, и на ЛГСН ракеты, подвешенной на этом же самолете, для поворота координатора на цель. После захвата ЛГСН сигнала, отра­женного от цели, производится пуск ракеты. Ракета наводится на пятно лазерного луча, при этом осуществляется программный маневр в вертикальной плоскости (вертикальная горка (ВГ)). По решению летчика маневр ВГ может быть отключен перед пуском ракеты.

Типовая траектория ракеты в вертикальной плоскости показана на рис. 1.2. Она формируется законом управления, который для по­вышения боевой эффективности обеспечивает подход ракеты к цели под углами свыше 15° к горизонту. Траектория имеет четыре харак­терных участка.

Рис. 1.2. Типовая траектория ракет МЛ, МП

После отделения ракеты в течение секунды осуществляется отра­ботка стартовых возмущений и стабилизация ракеты относительно центра масс. Траектория полета ракеты имеет характер, близкий к прямолинейному (участок I).

В момент t (упр) (участок II) в систему управления ракетой пода­ется сигнал j (в.зад) = -27°, которым создается вертикальный маневр-кабрирование. При выполнении условия

De(t)=Deзад(t)

где Deзад(t) определяется путем интегрирования постоянного сигнала
угловой скорости визирования DW(в.зад)=const в системе управления
снимается сигнал j(в.зад)=-27° и ракета переходит в режим разворо­та на пикирование (участок III). Длительность участка III около 2 с.

При достижении условия j(в) = -1° (участок IV) включается режим ближнего самонаведения (t(бс)). который продолжается до встречи ра­кеты с целью. Управление ракетой на этом участке осуществляется по сигналам головки самонаведения: угловой скорости линии- визиро­вания и угла пеленга цели.

Следует отметить, что хотя ручной или полуавтоматический под­свет цели должен продолжаться до конца наведения ракет, носитель имеет возможность маневрировать в пределах углов отклонения сис­темы целеуказания, чтобы уменьшить вероятность его поражения средствами ПВО атакуемого объекта.

Радиолокационная пассивная система наведения

Пассивная радиолокационная ГСН ракеты захватывает излучение РЛС на подвеске в диапазоне частот, заданном перед вылетом по предварительным данным радиоразведки. Поиск по углу осуществляет­ся либо обзорным режимом работы пассивной РГС - прокачкой подвиж­ной антенны в заданном диапазоне углов по тангажу и курсу, либо расширением поля зрения пассивной РГС с неподвижной антенной (что менее эффективно). После обнаружения и захвата цели пеленг j пе­редается в вычислитель носителя, где определяется дальность до це­ли. Когда текущая дальность станет меньше баллистической дальности полета ракеты при данных условиях полета носителя (введенных в вы­числитель высоты и скорости полета), дается разрешение на пуск ра­кеты.

После пуска самолет-носитель может совершать маневр ухода от цели, а ракета автономно наводится на цель. При этом осуществ­ляется программный маневр ракеты в вертикальной плоскости ("гор­ка"), увеличивающий дальность полета и повышающий эффективность поражения цели из-за увеличения углов подхода (13... 60°). Типовая траектория полета ракеты в вертикальной плоскости такая же, как и у ракеты МЛ (рис. 1.2). Отличие лишь в длительности второго участка, так как при пуске с больших дальностей угловая скорость линии визирования W(в.) мала и угол De(t) растет медленно, по­этому» если условие (I.I) не выполняется в течение 9 с, то угол De(t) принимается постоянным и равным минус 27°. Даль­ность пуска при этом достигает 30...40 км.

Радиокомандная система наведения

Наведение ракеты на цель производится по методу трех точек. При этом методе ракета постоянно удерживается на линии носитель-цель, тем самым выполняется равенство углов визирования цели и ра­кеты. Существуют две системы радиокомандного наведения; ручная и полуавтоматическая [3]. Наиболее простая - ручная - не требует для наведения прицельно-визирных устройств.

В состав системы входят рукоятка управления и передатчик команд (на носителе), приемник команд и автопилот (на ракете). На одноместном самолете команды формирует летчик, пользуясь книппелем - кнопкой на рукоятке управления самолетом. Кнопка имеет две степени свободы: летчик может перемещать ее вверх-вниз и вправо-влево. Перемещение кнопки фиксируется потенциометрами или тензодатчиками, сигнал которых и является первичной командой. Выработанная команда поступает в передатчик, где она фильтруется, зашифровывается и в виде кода передается через направленную ан­тенну на ракету. Приемник ракеты принимает команды, дешифрует их и подает на вход автопилота, с помощью которого команды отрабаты­ваются ракетой. Задача оператора (летчика) - передавать команды управления на ракету, удерживающие ее на линии самолет-цель. Это достигается, если оператор видит ракету все время совмещенной с целью. Чтобы оператор без затруднений мог видеть удаляющуюся ракету и ее реакцию на управление, на ней устанавливают трассер, который воспламеняется после старта и ярко горит, обеспечивая хо­рошую видимость ракеты на всей траектории ее полета.

Рис. 1.3. Типовая траектория МР: С1, С2 ,С3,С4 - траектория самолета;

p1, p2, р3 - траектория ракеты

После пуска ракеты в процессе ее наведения самолет может пи­кировать на цель следом за ракетой, продолжать горизонтальный по­лет или маневрировать таким образом, чтобы оператор не терял из по­ля зрения ракету и цель, а ракета, находящаяся на линии визирования цели, не выходила за пределы диаграммы направленности передатчика радиокоманд. Типовая траектория ракеты в вертикальной плоскости по­казана на рис. 1.3.

Глава 2. КОНСТРУКЦИЯ РАКЕТЫ

2.1. КОМПОНОВКА РАКЕТЫ

По конструктивным и технологическим соображениям ракета вы­полнена из шести отдельных отсеков (см. рис. I.I).

Отсек I представляет собой головную часть ракеты и имеет форму в зависимости от установленного в ней оборудования:

на ракете МЛ устанавливается полуактивный лазерный координа­тор цели. Он имеет форму усеченного конуса, сужающаяся часть кото­рого оканчивается сферическим прозрачным обтекателем. Между вторым отсеком и лазерным координатором цели устанавливается цилиндричес­кая проставка, внутри которой располагается блок задержки (БЗ);

на ракете МП устанавливается радиолокационная головка самона­ведения. Она располагается в цилиндрическом корпусе, на внешней поверхности которого крепятся дестабилизаторы. Передняя часть от­сека закрыта коническим радиопрозрачным обтекателем;

на ракете МР устанавливается обтекатель оживальной формы, внутри которого расположены преобразователь напряжения и регулятор частоты.

Отсек I стыкуется с отсеком 2 с помощью четырех шпилек.

Корпус отсека 2 выполнен из литого магниевого сплава, наруж­ная поверхность которого имеет оживальную форму. Для соединения с отсеком I в передней части корпуса отсека 2 отлиты четыре карма­на для установки гаек на стыковочные шпильки отсека I. Карманы с помощью винтов закрываются крышками. Внутри корпуса установлены: два привода рулей ПГ-11, блок формирования команд управления (БФКУ), блок управления (БУ), три контактных датчика Б-24, два пневмомеханических арретира рулей. В передней части отсека установлены две па­ры рулей, оси которых тягами соединены с цилиндрами приводов. Оси рулей установлены в гнездах на подшипниках, закрытыми снаружи крыш­ками, которые крепятся к корпусу винтами. В верхней части корпуса двумя винтами крепится предохранительный механизм, шток которого во взведенном состоянии выходит из корпуса отсека и в этом положе­нии удерживается вставленной чекой.

В нижней части корпуса имеется окно для ниши, в которую уста­навливают электроразъем и пневмоштуцер, обеспечивающих соединение пневмопроводов и электроцепей отсека 2 с отсеками 5 и 6.

С левой стороны на корпусе установлена колодка-переключатель со стрелкой и надписью "НП" (направление полета).

Стыковка отсека 2 с отсеком 3 осуществляется шпильками, ус­тановленными в отсеке 2, и гайками.

Отсек 3 представляет собой фугасную боевую часть ракеты. В передней коробке отсека установлен предохранительно-исполнитель­ный механизм (ПИМ). Отсек 3 стыкуется с отсеком 4 восьмью шпильками и гайками.

Отсек 4 представляет собой ракетный двигатель твердого топли­ва (РДТТ). На наружной поверхности отсека закреплены передний и два задних узла (бугеля) подвески ракеты на пусковое устройство, четыре кронштейна передних узлов крепления консолей крыла и два контакта запуска двигателя, которые соединены с пиропатроном за­пуска, установленным в переднем днище двигателя. С отсеком 5 дви­гатель стыкуется восьмью шпильками, ввинченными в крышку двига­теля.

Отсек 5 представляет собой энергетический отсек. Корпус отсека состоит из каркаса и обтекателя.

Каркас отсека отлит из алюминиевого сплава. Внутри корпуса предусмотрены посадочные места (приливы, бобышки), на которых ус­танавливаются: ампульная батарея (АБ), блок питания (БП), пневмоблок, привод элеронов ПГ-10, бортразъем и разъем безопасности.

В передней части корпуса установлена на осях качалка, связан­ная рычагом со штоком рулевого привода. Качалка с помощью рычагов, тяг и поводков передает движение от привода ко всем четырем элеро­нам, .расположенным на крыльях ракеты.

Снаружи отсека запрессованы четыре штыря, являющиеся основны­ми узлами крепления крыльев. Вспомогательные точки крепления крыль­ев в форме штифтов располагаются в задней части каркаса.

По бокам отсека установлены обтекатели сопловых блоков, для контровки которых предусмотрены отверстия, закрытые заглушками,

Обтекатель отсека представляет собой сварную конструкцию из алюминиевого сплава, состоящую из тонкостенной обшивки и двух шпан­гоутов. На переднем шпангоуте для стыковки с каркасом установлены анкерные гайки. На обшивке обтекателя винтами закреплены две тепло­защитные накладки, одновременно выполняющие роль крышек люков для доступа к оборудованию.

Отсек 6 представляет собой хвостовую часть ракеты, его Форма зависит от типа ракеты:

на ракетах МП и МЛ устанавливается легкий полусферический обтекатель, на шпангоуте которого имеются анкерные гайки для стыковки с отсеком 5;

на ракете МР устанавливается обтекатель, представляющий несу­щую конструкцию, внутри которой размещена приемная часть аппарату­ры радиокомандного наведения. На боковой поверхности отсека имеют­ся лючки для доступа к аппаратуре. Снаружи отсека, снизу, установ­лен на специальной подвеске трассер Т-60. Обтекатель соединяется с отсеком 5 телескопическим стыком.

2.2. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ

Состав и назначение

В состав системы управления ракетой (СУР) входят блок форми­рования команд управления (БФКУ), блок управления (БУ), два нуле­вых привода ПГ-11 и один рулевой привод ПГ-10.

БЖУ - литой корпус из алюминия с армированными металличес­кими втулками, внутри которого находится датчик угла тангажа ДУТ и электронная схема, расположенная на двусторонних печатных пла­тах. Корпус с двух сторон закрыт герметично металлическими крышка­ми с резиновыми прокладками. БФКУ формирует траекторию ракеты в за­висимости от начальных условий пуска и сигналов управления от ГСН (на ракетах МЛ и МП) или аппаратуры радиокомандного наведения (на ракете МР).

БУ - литой корпус из алюминиевого сплава, представляющий собой круглое основание с четырьмя бобышками для крепления к ракете. С одной стороны основания установлены чувствительные элементы (два датчика линейных ускорений (ДЛУ), три датчика угловых ускоре­ний (ДУУ) и датчик угла крена (ДУК) с другой стороны - две одно­сторонних печатных платы, предназначенных для преобразования и уси­ления мощности сигналов, идущих на рулевые приводы. Основание БУ с двух сторон закрыто металлическими колпаками с резиновыми уплотнительными кольцами.

В корпусах БЖУ и БУ предусмотрены отверстия, чтобы регулиро­вать подстроечные резисторы электронных схем. Для герметизации бло­ков отверстия закрыты резиновыми заглушками.

Рулевые приводы ПГ-11 предназначены для поворота рулей ракеты по I и II каналам. Эти каналы предназначены для стабилизации и уп­равления ракетой по курсу и тангажу. В основу управления каналами положена статическая двухконтурная система стабилизации с использо­ванием сигналов датчиков ДУУ и ДЛУ.

Рулевой привод ПГ-10 предназначен для поворота элеронов в канале III, решающем задачу стабилизации ракеты по крену. Канал стабилизации угла крена ракеты имеет также два контура, в которых использованы сигналы ДУУ и ДУК.

Конструкция рулевых приводов ПГ-11 и ПГ-10 рассмотрена в разд. 2.2, с. 17.

Система управления ракетой обеспечивает;

стабилизацию ракеты относительно центра масс по трем осям связанной с ракетой системы координат;

управление ракетой на траектории по сигналам наведения;

безопасность старта ракеты с самолета-носителя и окончание переходных процессов от стартовых возмущений к началу управления по сигналам наведения;

выполнение ракетой маневра "вертикальная горка" для увеличе­ния угла подхода ракеты к цели;

программное ограничение перегрузки ракеты.

Чувствительные элементы

Датчик угла крена ДУК (тангажа ДУТ) предназначен для измере­ния соответствующих углов при полете ракеты. Он представляет собой трехстепенной свободный гироскоп, к внешней рамке 2 которого при­креплен потенциометр 3 (рис. 2.1). При повороте ракеты вместе с корпусом датчика относительно оси ОХ1 на угол крена g ось ги­роскопа ОУ_Г сохраняет свое положение в инерционном пространстве, а плоскость внешней рамки 2 остается перпендикулярной оси вращения ротора I. Таким образом щетка токосъемника 4, установленная на кор­пусе датчика, повернется относительно потенциометра 3 на угол равный углу крена ракеты.

Питание потенциометра 3 осуществляется через коллекторные кольца 5. Для обеспечения определенного взаимного положения рамок гироскопа перед началом работы предусмотрен механизм арретирования 6, приводимый в действие штоком электромагнита 7.

Датчик линейных ускорений ДЛУ выдает сигнал, пропорциональный перегрузке. Кинематическая схема датчика приведена на рис. 2.2. Чувствительным элементом ДЛУ является масса I, не сбалансированная относительно оси подвеса XX . На массе закреплен рычаг 2 с шариком поводковой передачи, входящим в паз поводка 3. Поводок через плас­тинчатые пружины 4 соединен с корпусом, на котором закреплен потенциометр 6. На поводке установлен щеточный контакт 5 для снятия сигнала. Датчик имеет арретирующее устройство, предотвращающее перемещение щетки по потенциометру.

Датчик угловых ускорений ДУУ предназначен для измерения уг­лового ускорения ракеты относительно какой-либо ее оси. Кинемати­ческая схема ДУУ приведена на рис. 2.3. Чувствительным элементом ДУУ является двухстепенной гироскоп I, связанный через поводковую передачу 6 с индуктором. Индуктор выполняет функции узла съема сигнала, демпфера и узла силовой обратной связи. Индуктор пред­ставляет собой электромагнитную систему и состоит из пермаллоевого магнитопровода 4 с двумя встроенными в него постоянными магни­тами 3, пермаллоевого ротора 5 и двух сигнальных катушек 2.

Рис. 2.3.Кинематическая схема датчика углового ускорения

В среднем положении рамку гироскопа удерживает магнитная пру­жина, создаваемая потоками подмагничивания (образованы постоянными магнитами), которые, замыкаясь, через концевые части ротора, уста­навливают его в положение максимальной проводимости, т.е. в среднем положении. При вращении ракеты вокруг оси ZZ возникает гироскопи­ческий момент, отклоняющий рамку гироскопа и ротор индуктора

от нейтрального положения до тех пор, пока он не уравновесится мо­ментом магнитной пружины. При движении ротора индуктора в магнитном поле постоянных магнитов происходит перераспределение магнит­ных потоков и в сигнальной обмотке наводится напряжение, пропорци­ональное угловому ускорению ракеты. Демпфирование движения ротора индуктора осуществляется путем взаимодействия токов, наводимых в роторе, о магнитным полем постоянного магнита.

Рулевой привод

Рулевой привод в каждом канале СУР выполнен в виде единого рулевого агрегата и состоит из газового распределителя г силового цилиндра. Привод ПГ-11 отличается от привода ПГ-10 лишь тяговым усилием на штоке.

Газовый распределитель состоит из газового тракта и электро­магнитной системы (рис. 2.4). Газовый тракт включает в себя вход­ной фланец 4, ниппель 3, сопло I, закрепленное на оси ротора 2, и приемник 9, через отверстия которого газ попадает в полости сило­вого цилиндра.

Электромагнитная система конструктивным исполнением корпуса 5 отделена от газового тракта и состоит из двух постоянных магнитов, магнитопровода 6 и ротора 7, размещенного во внутренних окнах двух катушек 8.

Силовой цилиндр - полый цилиндр 10 из алюминиевого сплава, внутри которого перемещается поршень 15, закрепленный на трубке 14. Внутри трубки шарнирно поворачивается штанга 13. Цилиндр с одной стороны закрыт крышкой 16, на которой расположены выключатель 18 и потенциометр 21. Электрическая часть закрыта кожухом 19. Выключа­тель выполнен из бронзового стержня с посеребренной рабочей поверх­ностью, заармированный в пресс-материал.

Для съема электрического сигнала служат контактные пластины 20, закрепленные на токосъемнике 17. Уплотнение всех подвижных соедине­ний в силовом цилиндре создается резиновыми манжетами II. На конце штанги, выходящей из цилиндра, установлена вилка 12. Выход электри­ческих цепей оформлен жгутом (на рис. 2.4 не показано). Корпус си­лового цилиндра крепят неподвижно на плате ракеты с помощью резьбо­вого соединения.

Сжатый воздух под давлением 1,4 МПа, выходящий из струйной трубки I, распределяется между двумя входными отверстиями приемника 9. Области перекрытия выходного отверстия струйной трубки с входными отверстиями каналов цилиндра образуют входные дроссели S11 и S12 , а незатененные струйной трубкой площади приемных окон - выходные дроссели S21 и S22. Рассмотрим работу привода, функциональная схема которого приведена на рис. 2.5.

При отсутствии электрического сигнала с усилителя мощнос­ти (УМ) магнитный поток, создаваемый обмотками катушек 13, равен нулю. Создаваемые постоянными магнитами 2 потоки подмагничивания, замыкаясь, через концевые части ротора I устанавливают его в поло­жение максимальной проводимости, т.е. в среднее положение (j(р)=0). Другими словами, ротор удерживается в среднем положении магнитной пружиной, создаваемой постоянными магнитами. Струйная трубка 4 жестко закреплена на оси 3 ротора, поэтому угол поворота струйной трубки тоже равен нулю (j(тр)=0). В этом случае равны площади входных дросселей (S11 = S12 ) и площади выходных дросселей (S21 и S22). Следовательно, через входные дроссели в полости I и II цилиндра по­ступают в единицу времени одинаковые количества сжатого воздуха, а через выходные дроссели из этих полостей выходят в единицу време­ни одинаковые количества сжатого воздуха. Поэтому давления возду­ха p1 и р2 в полостях равны (р1=p2). На поршень 8, разделяющий цилиндр, действуют с противоположных сторон одинаковые силы давле­ния воздуха, поэтому поршень неподвижен.

При наличии сигнала с усилителя мощности u(оу)¹0 в катушках 13 создаются магнитные потоки, направленные в одну сторону, так как они подключены параллельно. Магнитные потоки складываются с магнит­ными потоками постоянных магнитов 2 в одной части зазора и вычита­ются в другой. В результате создается электромагнитный момент, под действием которого ротор начинает поворачиваться. При равенстве мо­мента, создаваемого катушками ротора, моменту сопротивления магнит­ной пружины, поворот ротора прекратится. Угол поворота ротора будет пропорционален управляющему сигналу u(оу).

Пусть полярность сигнала u(оу) такова, что поворот струйной трубки происходит вправо, как показано на рис. 2.5. В этом случае увеличится площадь правого входного дросселя S12 и уменьшится пло­щадь левого входного дросселя S11 , а также уменьшится площадь пра­вого выходного дросселя S22, и увеличится площадь левого выходного дросселя. В результате увеличится количество воздуха, поступающего в полость II, и уменьшится количество воздуха, выходящего в единицу времени из этой полости, и, наоборот, уменьшится количество воздуха, поступающего в единицу времени в полость I и увеличится количество, выходящего в единицу времени из этой полости. Поэтому давление воздуха р2 в полости II возрастет, а давление воздуха p1 в полос­ти I падает (p2>p1). Под действием силы, возникающей от разности давлений воздуха на поршень, он начнет перемещаться влево, т.е. в сторону, противоположную движению торца струйной трубки 4.

Перемещение поршня через трубку 5, штангу 6, вилку 7 вызывает отклонение рулей (ПГ-11) или элеронов (ПГ-10). Движение штока 9 приводит к размыканию цепи выключателя 10, сигнализирующего о нейтральном положении руля (U(нп)), а также к движению токосъемни­ка II по потенциометру 12. Сигнал с потенциометра u(ос) ос подается на вход суммирующего усилителя (СУ) в полярности противоположной к входному. Шток будет перемещаться, пока сигнал с потенциометра не скомпенсирует входной сигнал (u(ос)= u(вх)). В этом случае выход­ной сигнал с усилителя мощности становится равным нулю (u(оу) = 0). Ротор электромеханического преобразователя вместе со струйной трубкой возвращаются в нейтральное положение (j(р)=j(тр)= 0). Дав­ление в полостях цилиндра выравнивается (р1=р2) и поршень оста­навливается. Перемещение руля будет пропорциональным управляющему сигналу u(вх), подаваемому из системы управления ракетой.

При наличии шарнирного момента (М_ш ¹ 0), что имеет место при отклонении руля в реальном полете ракеты, привод работает так же, как описано выше. Однако в этом случае в процессе движения поршня от среднего положения на него будет действовать сила сопро­тивления, пропорциональная шарнирному моменту руля. Следовательно, поршень остановится тогда, когда сила, развиваемая поршнем за счет разности давлений р1-р2 полостях цилиндра, станет равной силе со­противления, создаваемой шарнирным моментом на руле. Ротор и струй­ная трубка установятся от нейтрального положения под углом j, про­порциональным сигналу с усилителя мощности u(оу)=u(вх)-u(ос)

2.3. БОЕВАЯ ЧАСТЬ

фугасная боевая часть (ФЕЯ) предназначена для поражения мало­размерных тактических целей. На рис. 2.6 показана фугасная боевая часть с активной оболочкой.

Корпус ФБЧ представляет собой цилиндрическую обечайку 5, сва­ренную с двумя шпангоутами I и 9. Внутри цилиндрической обечайки размещена сварная коническая обечайка 6, заполненная взрывчатым составом 7. Объем между обечайками заполняется алюминиевым порош­ком, образующим активную оболочку 8.

Для размещения ПИМа 3 в передний шпангоут вварена коробка 2. Шашка дополнительного детонатора 4 вставлена в стакан и поджата гайкой.

Для наполнения корпуса взрывчатым составом предусмотрена гор­ловина, которая закрыта крышкой 10 с прокладкой. Для наполнения ФБЧ алюминиевым порошком имеются четыре отверстия с крышками 12.

К обечайке приварены кронштейны II, на которых крепят обтека­тель ракеты. Для стыковки ФБЧ с отсеками 2 и 4 в переднем шпангоу­те имеется восемь отверстий, а в заднем - восемь шпилек.

При встрече ракеты с преградой срабатывают контактные датчи­ки, электрический сигнал которых подается на электрозапал ПИМ. От детонирующего импульса ПИМ через промежуточный детонатор подры­вается заряд ВВ. Активная оболочка, сгорая при взрыве, выделяет большое количество тепла, что значительно повышает фугасность дей­ствия БЧ. Дополнительно к этому образующиеся при окислении алюми­ния раскаленные твердые шлаки повышают пламенность взрыва и его за­жигательное действие.

2.4. ДВИГАТЕЛЬ

Двигатель ракеты предназначен для обеспечения старта ракеты с самолета-носителя и полета ее со скоростью, необходимой для вы­полнения тактической задачи. Наибольшее применение на ракетах ма­лой и средней дальности получили ракетные двигатели твердого топли­ва (РДТТ).

РДТТ (рис. 2.7) состоит из неснаряженного двигателя, заряда смесевого топлива 8, воспламенителя 7 и пиропатрона I.

Неснаряженный двигатель состоит из следующих основных узлов и деталей: корпуса 9, штуцера 25, крышки 13 и двух сопловых бло­ков 14. Корпус, штуцер и крышка образуют камеру сгорания.