Баллистические характеристики ракеты

МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ

(ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ)

А.И. Данеко

Авиационная система

С-25-ОФМ-ПУ

Учебное пособие

Утверждена на заседании каф. 701

Протокол № 2 от 24.09.09 г.

Зав.каф. 701 ______________ Б.В. Обносов

Москва

ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ

Настоящие учебное пособие предназначено для изучения устройства, функционирования и правил эксплуатации авиационной системы С-25-ОФМ-ПУ и содержит основные технические характеристики системы и ее составных частей, описание их конструкции и, принципа действия, прaвила обращения, транспортирования, хранения, подготовки к применению и боевого использования.

В учебном пособии приняты следующие сокращенные обозначения:

АС - авиационная система

НАР - неуправляемая авиационная ракета

БЧ - боевая часть С-25-ОФМ

ВУ - взрывательное устройство

ПИМ - предохранительно-исполнительный механизм

КД - капсюль-детонатор ПИМ

ПЗ - передаточный заряд

РЧ - ракетная часть

ЗП - заряд пороховой

ВГ - воспламенитель головной

ПУ - пусковое устройство

БД - балочный держатель.

НАЗНАЧЕНИЕ СИСТЕМЫ

Авиационная система С-25-ОФМ-РУ (индекс 9-А-606М) является одним из видов неуправляемого ракетного вооружения самолетов, а также используется в составе ракеты С-25Л. АС С-25-ОФМ-ПУ (Рис. 1), состоящая из неуправляемой авиационной ракеты С-25-ОФМ и пускового устройства 0-25Л, предназначена для эффективного поражения с малых и средних высот на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета самолета следующих наземых целей:

· самолетов на открытых стоянках и в железобетонных укрытиях арочного и каркасного типов;

· пусковых установок тактических и оперативно-тактических ракет;

· атомной артиллерии;

· спецмашин различного назначения;

· железнодорожных мостов;

· командных пунктов;

· десантно-транспортных судов;

· бронетранспортеров и БМП;

· железнодорожных эшелонов;

· живой силы и техники в деревоземляных укрытиях и кирпичных сооружениях.

АС С-25-ОФМ-ПУ подвешивается под самолет на держатели 111 группы типа БДЗ-У или БДЗ-57М.

Баллистические характеристики ракеты С-25-ОФМ, входящей в систему, практически одинаковы с характеристиками других НАР типа С-25 (С-25-0, С-25-ОФ и т.д.). При стрельбе этими ракетами используются единые баллистические блоки прицелов.

Рис. 1. Общий вид и составные части авиационной системы С-25-ОФМ-ПУ: 1-НАР С-25-ОФМ; 2-пусковое устройство О-25Л; 3-манжета; 4-донная крышка

ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ СИСТЕМЫ

Характеристики системы

Габаритные размеры, мм:

калибр боевой части………………………..…………………………..340

ширине по ПУ…………………………………………………………..370

высота по ПУ…………………………………………………………...460

длина…………………………………………………………………...3573

Положение центра масс, мм:

от носика ракеты………………………………………………………1450

от переднего рым-болта ПУ…………………………………………...160

Масса, кг:

системы…………………………………………………………………430

системы, упакованной в тару………………………………………….570

Габаритные размеры тары, мм:

диаметр………………………………………………………………….620

длина…………………………………………………………………...4200

Тип ракеты, комплектующей систему……………………….НАРС-25-ОФМ,

осколочно-фугасного действия

Тип пускового устройства……………………………………..0-25Л, трубное одноразового применения

Тип взрывательного устройства…………….…И-415, электромеханическое,

контактного действия

Тип системы запуска:

ракеты……………………………………………………...Электрический

взрывателя…………………………………………………Электрический

Допустимый диапазон температур:

окружающего воздуха, о С……………………………………………±60º

Дальность прицельной стрельбы с горизонтального полета самолета и с

пикирования под углом 10 - 45°, м…………………………...……...4000

Вероятное отклонение индивидуального рассеивания ракеты в картинной

плоскости при стрельбе но наземной цели с наклонной дальности

2000-2500м при скорости самолета 700-1500 км/ч,тыс. дистанции…....3

Характеристики ракеты

Калибр боевой части, мм……………………………………………………340

Калибр ракетной части (по центрирующим пояскам), мм……………..…266

Длина ракеты, мм:

со сложенным стабилизатором………………………………………3480

с раскрытым стабилизатором………………………………………...3300

Максимальный размах перьев стабилизатора, мм……………………….1170

Угол раствора перьев стабилизатора, °………………………………..112-152

Положение центра масс (от носика ракеты), мм:

на активном участке траектории……………………………………..1330

на пассивном участке…………………………………………………1140

Масса, кг:

ракеты…………………………………………………………………...367

боевой части…………………………………………………………….147

ВВ разрывного заряда…………………………………………………...20

ракетной части………………………………………………………….212

порохового заряда……………………………………………………….98

Тип боевой части………………………………………...Осколочно-фугасная

Коэффициент наполнения БЧ, %.....................................................................14

Тип ВВ……………………………………………………………………Тротил

Марка пороха…………………………………………………………...ВИК-2Д

Тип воспламенительного устройства………Электровоспламенитель ЭВП-8

Тип поражаемых преград:

броня, мм…………………………………………………Толщиной 15-20

кирпичная кладка………………………………Толщиной в 2,5 кирпича

деревоземляной блиндаж…………………………..В 3-5 накатов бревен

Баллистические характеристики ракеты

Максимальная скорость, м/с………………………………………………...530

Дульная скорость, м/с……………………………………………………...…36

Длина активного участка траектории, м…………………………………...520

Время полета на активном участке, траектории, с…………………………1,8

Время выстрела (от момента подачи тока на электровоспламенитель до

момента выхода ракеты из ПУ), с……………………….…….0,17 – 0,26

Максимальное допустимое давление в камере РЧ, кгс/см²……………….220

Баллистический коэффициент ракеты на пассивном участке (по закону Сиаччи)………………………………………………………………………0,64

3. УСТРОЙСТВО СИСТЕМЫ

Состав

В AC C-25-ОФМ-ПУ (Рис. 1) входят следующие основные части;

· неуправляемая авиационная ракета осколочно-фугасного действия С-25-ОФМ (со взрывательным устройством) 1;

· пусковое устройство 0-25Л 2;

· элементы уплотнения (манжета 3 и донная крышка ПУ 4).

Общая компоновка

АС С-25-ОФМ-ПУ представляет собой окончательно снаряженный ракетный выстрел. Общая компоновка системы показана на рис. 2.

В собранной системе ракета 1 своей ракетной частью заключена в трубу 40 пускового устройства О-25Л 4 и опирается на ее стенки двумя направляющими поясками. Надкалиберная боевая часть размещена вне ПУ и консольно выступает за его передний торец.

Ракета в ПУ зафиксирована:

· от осевых перемещений и проворота - замком ПУ 14, стопор которого 17 входит в паз крышки 15 (рис. 6) ракетной части;

· от радиального перемещения - двумя фиксаторами 23 (рис. 2), закрепленными болтами 34 на корпусе БЧ и упирающимися подпружиненными ползунами 37 в насадок ПУ 38.

Перья 28 (рис. 12) стабилизатора поджаты к поверхности трубы ПУ резиновым кольцом 30, исключающим удары при транспортировке.

На системе установлены элементы уплотнения: манжета 2 (рис. 2) и донная крышка 22 (принадлежность ПУ), которые исключают перетекание скоростного воздушного потока в зазоре между ракетой и трубой ПУ при полете самолета-носителя и этим снижают влияние кинетического нагрева. При транспортировке, взлете и посадке элементы уплотнения предохраняют систему от попадания внутрь водяных брызг, льда, снега, пыли и грязи.

Установка и крепление системы на держателе самолета-носителя обеспечиваются элементами подвески ПУ О-25Л 6, 8, 10 (рис.2).

При использовании ракеты С-25-0ФМ в качестве составной части ракеты С-25Л на ПУ О-25Л устанавливаются специальная штанга, закрепляемая болтами через втулки 5, и стабилизатор, фиксируемый на крышке 11 винтами 12.

Электроцепь системы С-25-ОФМ-ПУ (рис. 3) включает в себя электроцепь ракеты 6-9 (рис. 4), 12-23 и электроцепь пускового устройства 1-5, 10, соединенные между собой стыковкой розетки Ш4 6, 30 (рис. 2) с вилкой Ш4 5 (рис. 4), 29 (рис. 2), а также цепь сигнализации наличия ПУ на держателе самолета Ш1/5-Ш1/10, смонтированную s вилке Ш1.

Электроцепь системы ПУ подсоединяется через вилку Ш1 1 (рис. 4), 7 (рис. 2) к ответной части на балочном держателе самолета.

Рис. 2. Авиационная система С-25-ОФМ-ПУ: 1 – НАР С-25-ОФМ; 2 – манжета; 3 – розетка Ш2 (2РМТ30); 4 – пусковое устройство О-25Л; 5 – втулки; 6 – упор передний; 7 – вилка Ш1 (2РМТ42); 8 – рым-болты; 9 – маркировка; 10 – упор задний; 11 – крышка; 12, 35 – винты; 13 – болт; 14 – замок; 15, 16, 20 – оси; 17 – стопор; 18 – стержень; 19 – штифт; 21 – рычаг; 22 – донная крышка; 23 – фиксатор; 24 – переходник; 25 – жгут цепи наличия; 26 – скоба; 27 – гайка; 28 – жгут ПУ; 29 – вилка Ш4 (РС7Т); 30 – розетка Ш4 (РС7Т); 31 – жгут подключения ракеты; 32 – пломба; 33 – винт М5; 34 – болт; 36 – пружина; 37 – ползун; 38 – насадок ПУ; 39 – распорное кольцо; 40 – труба ПУ

Рис. 3. Принципиальная схема электроцепи АС С-25-ОФМ-ПУ

Рис. 4. Электроцепь системы С-25-ОФМ-ПУ (монтажная схема): 1-вилка Ш1 (2РМТ42); 2-жгут подключения к ракете; 3-жгут подключения штанги; 4-резистор R1; 5-вилка Ш4 (РС7Т); 6-розетка Ш4 (РС7Т); 7-жгут цепи наличия; 8-жгут подключения ракеты; 9-переходник; 10-розетка Ш2 (2РМТ30); 11-скоба; 12-розетка Ш2 И-414 (РС4Т); 13-вилка Ш2 (РС4Т); 14-жгут БЧ; 15-датчик Б-168Б; 16-датчик Б-169; 17-ПИМ И-414; 18-вилка Ш1 (РС7Т); 19-розетка Ш1 И-414 (РС7Т); 20-жгут подключения ВУ; 21-жгут подключения ЭВП-8; 22-розетка ШД (2РМ14)4; 23-вилка электровоспламенителя ЭВП-8; 24-электровоспламенитель ЭВП-8; 25-ракета С-25-ОФМ; 26-пусковое устройство О-25Л

Электроцепь системы обеспечивает при боевом применении подачу электрического импульса от электроцепи самолета через вилку Ш1 1 (Рис. 4) и электроцепь ПУ в электроцепь ракеты oдновременно в три параллельные ветви:

· в цепь пуска двигателя (ракетной части) 6,8,21,22,23 (Рис. 4) к электровоспламенителю ЭВП-8 (Ш1/11-Ш1/9 на рис. 3);

· в цепь взрывательного устройства боевой части 6 ,8 ,20 ,19 ,18 ,17 ,13 ,12 ,14 ,15 ,16 (рис. 4) (Ш1/11-Ш1/9, Ш/13-Ш1/9 на рис. 3);

· в цепь сигнализации наличия системы на держателе и схода ракеты при выстреле 6,7,11 (Рис. 4), образованную жгутом 25 (Рис. 2) со скобой 26 (рис. 2), закрепленной на фланце РЧ ракеты гайкой 27 (рис. 2).

При сходе ракеты происходит механический разрыв жгута 7 (рис.4) цепи наличия по перемычке 31 (рис.3) и жгута 8 (рис. 4) цепи запуска РЧ и ВУ.

При разрыве цепи наличия в электроцепь самолета поступает сигнал о сходе ракеты.

Для предохранения электроцепей самолета и взрывательного устройства от воздействия короткого замыкания, возможного при разрыве жгута 8, в цель пуска включен резистор R1, R2 (рис. 3).

При использовании ракеты С-25-ОФМ в составе ракеты С-25Л электрическая стыковка со штангой обеспечивается розеткой Ш2 10 (рис. 4), 3 (рис. 2) со жгутом 3 (рис. 4).