Игорь Акулов - Техническая подготовка командира взвода ПЗРК 9К38 «Игла»

При вылете ракеты из трубы и раскрытии рулей размыкатель розетки РО замыкается. Напряжение с конденсаторов блока взведения поступает на электровоспламенитель ЭВ1 взрывателя. Электровоспламенитель срабатывает и воспламеняет пиротехнический стопор и механизм самоликвидации.

При условии прогорания запрессовки пиротехнического стопора (через 1–1,9 с) и оседании инерционного стопора под действием осевого ускорения (более 9g) поворотная втулка под действием пружины разворачивается в боевое положение. При этом капсюль-детонатор совмещается с детонатором взрывателя, и замыкаются контакты питания боевой цепи от БИП. Снята вторая ступень предохранения. В это время продолжает гореть пиротехническая запрессовка механизма самоликвидации, а БИП подпитывает конденсаторы С1 и С2.

При попадании ракеты в цель в момент прохождения взрывателя через механическую преграду в обмотке основного датчика цели ГМД1 возникает импульс электрического тока, который поступает на электровоспламенитель ЭВ3, а от него воспламеняется капсюль-детонатор. Срабатывание капсюля-детонатора вызывает подрыв БЧ, трубка передает воздействие на заряд ВГ. При этом происходит срабатывание ВГ и подрыв остатков топлива МД. Также срабатывает и дублирующий датчик цели ГМД2. Импульс, наводимый в обмотке ГМД2, поступает на электровоспламенитель ЭВ2. От его срабатывания поджигается пиротехнический воспламенитель, время горения которого не превышает времени, необходимого для подхода основного датчика цели к преграде. После прогорания замедлителя последовательно срабатывают: инициирующий заряд, капсюль-детонатор, БЧ. Взрывчатое вещество трубки передаёт огневое воздействие на заряд ВГ.

В случае промаха ракеты по цели после прогорания пиротехнической запрессовки механизма самоликвидации срабатывает капсюль-детонатор и вызывает срабатывание боевой части ракеты. Ракета самоликвидируется.

ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА

Двигательная установка ракеты 9М39 предназначена для решения следующих задач:

• выброса ракеты из пусковой трубы;

• придания ракете необходимой угловой скорости вращения;

• разгона до маршевой скорости;

• поддержания маршевой скорости в полёте.

В состав двигательной установки входят:

1) стартовый двигатель;

2) маршевый двигатель;

3) лучевой воспламенитель замедленного действия.

Рис. 49. Двигательная установка

Двигательная установка представляет собой РДТТ (ракетный двигатель на твёрдом топливе) тандемного расположения. Сила, приводящая ракету в движение (тяга), получается в результате преобразования химической энергии твёрдого топлива при его сгорании в кинетическую энергию вытекающей реактивной струи. Преобразование осуществляется в устройстве, называемом сопловым блоком. Сопловые блоки стартового и маршевого двигателей выполнены раздельно и имеют различную конструкцию.

1. Стартовый двигатель предназначен для обеспечения вылета ракеты из пусковой трубы и придания ей необходимой угловой скорости вращения. Представляет собой РДТТ с многосопловым блоком и зарядом, имеющим увеличенную поверхность горения. Стартовый двигатель обеспечивает вылет ракеты из пусковой трубы на безопасное расстояние от стрелка-зенитчика и придание ракете вращения вследствие истекания продуктов горения топлива через сопла, расположенные под углом к продольной оси ракеты.

Таблица 7

Основные характеристики

1 Вес двигателя, кг 0,5 в том числе вес заряда, кг 0,124 2 Марка топлива Быстрогорящий нитроглицерированный порох (гексаген, алюминиевая пудра, перхлорид аммония) 3 Номинальное время работы, с 0,065 4 Угол поворота сопел, мин 6 5 Круговая скорость вращения, об/с 15–21 6 Температура продуктов сгорания, К 2700 7 Давление внутри камеры сгорания, атм 175 8 Ускорение, g 120

Стартовый двигатель состоит из камеры, изготовленной из высокопрочной легированной стали. В корпус уложен вкладной заряд, изготовленный из баллиститного состава. Заряд имеет увеличенную поверхность горения за счёт сформированных внутренних поверхностей. В корпусе заряд от продольных перемещений удерживается диском, представляющим собой упругий элемент с лапками, которые поджимаются при установке заряда в зависимости от его длины, и диафрагмой, которая при горении ещё и удерживает крупные части горящего заряда.

Сопловой блок ввернут в корпус на резьбе. Он имеет 6(7) сопел, расположенных под углом к продольной оси ракеты, и одно центральное сопло. За счёт косопоставленных сопел достигается вращение ракеты на начальном участке (при разгоне и вылете из трубы). Применение нескольких сопел обусловлено и требованиями по минимальным габаритам двигателя, особенно в продольном направлении. Винт, ввернутый в сопловой блок, носит чисто технологические функции и используется при проверках двигателя на герметичность.

Воспламенитель топлива двигателя вставлен и закреплён в отверстие со стороны дна. Он представляет собой узел, включающий электровоспламенитель и навеску пороха (собственно воспламенитель). В воспламенитель ввернута трубка, обеспечивающая передачу форса пламени от воспламенителя на пирозадержку маршевого двигателя.

Электрическая связь СД (точнее его электровоспламенителя) с пусковой трубой осуществляется через контактную связь колодки, расположенной с нижней стороны трубы в задней её части.

Для обеспечения герметичности камеры СД при эксплуатации и создания необходимого давления для воспламенения стартового заряда от воспламенителя в соплах установлены заглушки.

Рис. 50. Устройство стартового двигателя

Сборка осуществляется следующим образом: в корпусе устанавливается электровоспламенитель, затем измеряется длина заряда и регулируется высота диска, который устанавливается в корпус, после чего устанавливается заряд, диафрагма и сопловой блок. В воспламенитель вкручивается трубка. При установке в трубу СД стыкуется у сопловой части маршевого двигателя с выступающими элементами крыльевого блока с помощью разжимного кольца и втулок. При стыковке газоподводящая трубка надевается на корпус лучевого воспламенителя замедленного действия, расположенного в предсопловом объёме маршевого двигателя (МД). Контактная связь подсоединяется к колодке трубы.

2. Двухрежимный маршевый двигатель предназначен для разгона ракеты до маршевой скорости (1 режим) и поддержания этой скорости в полёте (2 режим). Представляет собой РДТТ на смесевом топливе с одним соплом. Заряды первого и второго режимов выполнены из одного топлива, но имеют разные поверхности горения. Заряд первого режима имеет наружную и внутреннюю поверхности горения, что обеспечивается наличием продольных канавок и прошивом его серебряными проволочками по всей длине для ускорения прогрева и сгорания. Заряд второго режима бронирован по наружной поверхности и открыт для горения с торцевой части, что обеспечивает равномерность его горения во время полёта ракеты.

Заряд смесевой, т. е. механическая смесь горючего и окислителя. Окислителем в заряде является перхлорат аммония, выделяющий при нагреве кислород. В качестве горючего применяют гексаген и алюминиевую пудру. Гексаген, кроме того, является хорошим взрывчатым веществом, имеющим высокую скорость детонации, тем самым обеспечивается возможность подрыва остатков топлива при срабатывании БЧ. Для обеспечения требуемого режима горения в заряд запрессованы четыре серебряные проволочки. Имея высокую теплопроводность, они осуществляют местный нагрев заряда, последний в этом месте горит быстрее, обеспечивая так называемое кратерное горение, приводящее к небольшому увеличению площади горения.

Таблица 8

Основные характеристики

1 Вес двигателя, кг 5,7 в том числе вес заряда, кг 4,51 2 Марка топлива быстрогорящий нитроглицерированный порох (гексаген, алюминиевая пудра, перхлорид аммония) 3 Номинальное время работы, с 8,5 в том числе первого режима, с 1,9 4 Температура продуктов сгорания, К 3260 5 Давление внутри камеры сгорания, атм 168

Корпус двигателя представляет собой металлическую обечайку, получаемую из листа высокопрочной легированной стали путём раскатки. В хвостовой части обечайка имеет сужение и по форме напоминает бутылку с горлышком. Толщина стенок двигателя 2,5 мм, выбрана исходя из расчёта на прочность от воздействия внутреннего давления и внешних нагрузок. Внутренняя поверхность двигателя имеет теплозащитное покрытие толщиной до 10 мм. В передней части двигателя есть утолщение, являющееся опорной поверхностью ракеты при установке в трубе (∅ 72,2 мм).