Страница 34 из 69
Твердотопливная двигательная установка (ДУ) предназначена для выброса ракеты из трубы, придания ей необходимой угловой скорости вращения относительно продольной оси ракеты, разгона ее до маршевой скорости и поддержание этой скорости в полете.
Конструктивно ДУ состоит из стартового двигателя (СД), двухрежимного однокамерного маршевого двигателя (МД) и лучевого воспламенителя замедленного действия (рис. 4.33). На сопловом блоке маршевого двигателя крепится крыльевой блок.
Стартовый двигатель предназначен для выброса ракеты из трубы со скоростью 28 м/с и придания ей необходимой угловой скорости вращения ( = 20 об/с). Он состоит (рис. 4.34) из камеры 8, стартового заряда 6, воспламенителя стартового заряда 7, диафрагмы 5, диска 2, газоподводящей трубки 1 и соплового блока 4. Стартовый заряд представляет собой трубчатые пороховые шашки, свободно установленные в кольцевом объеме камеры. Воспламенитель стартового заряда состоит из корпуса, в котором размещены электровоспламенитель и навеска пороха.
Рис. 4.33. Структурная схема двигательной установки
Диск и диафрагма обеспечивают крепление заряда при работе с комплексом и его транспортировании. Сопловой блок имеет шесть (семь) сопел, расположенных под углом около 80 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.
Рис. 4.34. Стартовый двигатель:
1 – газоподводящая трубка; 2 – диск; 3 – заглушка; 4 – сопловой блок; 5 – диафрагмма; 6 – стартовый заряд; 7 – воспламенитель стартового заряда; 8 – камера; 9 – наконечники проводов
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 наконечники проводов 9, подсоединенных к контактной плате трубы.
Двухрежимный однокамерный МД (рис. 4.35) 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. Он состоит из камеры 3, маршевого заряда 4, воспламенителя маршевого заряда 5 и 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 при воздействии пороховых газов МД. На внешней части соплового блока имеются резьбовые отверстия А для крепления крыльевого блока к ДУ.
Рис. 4.35. Маршевый двигатель:
1 – дно; 2 – проволочки; 3 – камера; 4 – маршевый заряд; 5 – воспламенитель; 6 – сопловой блок; 7 – лучевой воспламенитель замедленного действия; 8 – заглушка; А – резьбовое отверстие
Лучевой воспламенитель замедленного действия (рис. 4.36) предназначен для воспламенения порохового заряда маршевого двигателя на безопасном от стрелка-зенитчика расстоянии.
Рис. 4.36. Лучевой воспламенитель замедленного действия:
1 – пиротехнический замедлитель; 2 – корпус; 3 – втулка; 4 – передаточный заряд; 5 – детонирующий заряд
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 и 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.
Лучевой воспламенитель замедленного действия представляет собой корпус 2, в котором размещены пиротехнический замедлитель 1 и 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.
Двигательная установка 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 СД, 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 СД, срабатывает лучевой воспламенитель замедленного действия, поджигающий воспламенитель маршевого заряда, от которого воспламеняется маршевый заряд на безопасном для стрелка-зенитчика расстоянии.
Первый режим работы МД обеспечивается горением заряда по наружной не забронированной поверхности и по торцу. Второй режим его работы обеспечивается торцевым кратерным горением заряда. Реактивная сила тяги, создаваемая МД, разгоняет ракету до маршевой скорости на первом режиме его работы и поддерживает эту скорость на траектории полета на втором режиме.
Крыльевой блок (рис. 4.37) предназначен для аэродинамической стабилизации ракеты в полете, создания подъемной силы при наличии углов атаки и поддержания требуемой скорости вращения ракеты относительно продольной оси.
Рис. 4.37. Крыльевой блок:
1 – пластина; 2 – передний вкладыш; 3 – корпус; 4 – ось; 5 – пружина; 6 – стопор; 7 – винт; 8 – задний вкладыш; Б – выступ
Он состоит из корпуса 3, четырех складывающихся крыльев и механизма их стопорения. Складывающееся крыло включает пластину 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 пружины 5 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 20).