Зенитные управляемые ракеты 9М82 (9М82М) и 9М83 (9М83М)

]]>9М83 ]]> Зенитная управляемая ракета (ЗУР) 9М83 предназначена для поражения самолетов в условиях интенсивного радиопротиводействия (в том числе маневрирующих с перегрузками до 7-8g), крылатых ракет (в том числе низколетящих типа ]]>ALCM]]> ), и баллистических ракет (БР) типа ]]>8К14]]> и ]]>"Lance"]]>. ЗУР 9М82 - также и для поражения головных частей ракет ]]>"Pershing-1А"]]>, "Pershing-1Б", авиационных БР типа ]]>SRAM]]>, самолетов-постановщиков активных помех на дальностях до 100км.

ЗУР 9М82 и 9М83 (см. ]]>схему]]>, ]]>фото]]> ) представляют собой двухступенчатые твердотопливные ракеты, выполненные по аэродинамической схеме "несущий конус" с газодинамическими органами управления первой ступени. Конструкция ракет в максимальной степени унифицирована, основные отличия связаны с применением более мощной стартовой ступени на ЗУР 9М82.

ЗУР снабжены осколочно-фугасной БЧ направленного действия. На хвостовом отсеке маршевой ступени размещаются четыре аэродинамических руля и четыре стабилизатора. Ракеты 9М82 и 9М83 эксплуатируются в транспортно-пусковых контейнерах 9Я238 и 9Я240. Ракеты могут эксплуатироваться в войсках не менее 10 лет без проверок и обслуживания.

В головной части ракет размещены единые для ракет блоки бортовой аппаратуры:

  • аппаратура самонаведения;
  • неконтактное взрывательное устройство (НВУ);
  • инерциальная система управления;
  • бортовое вычислительное устройство.

Пуск ЗУР производится при вертикальном положении ТПК с помощью находящегося в нем порохового аккумулятора давления. После выхода ракеты из транспортно-пускового контейнера при вертикальном старте начинается процесс склонения ракеты на заданный угол (задействованием нескольких из восьми импульсных двигателей), который завершается к моменту окончания работы стартовой ступени. При пусках в дальнюю зону по аэродинамическим целям запуск двигателя маршевой ступени производится с задержкой до 20 секунд по отношению к моменту окончания работы двигателя стартовой ступени.

Управление ракетой на маршевом и пассивном участках полета осуществляется посредством отклонения четырех аэродинамических рулей. ЗУР наводится на цель либо системой инерциального управления по методу пропорциональной навигации с переходом на самонаведение примерно за 10 секунд до подлета к цели, либо системой командно-инерциального управления с самонаведением в течение последних 3 секунд полета. Последний способ наведения используется при стрельбе по целям в условиях мощных ретранслированных (ответных) помех внешнего прикрытия. Полет ЗУР при инерциальном управлении осуществляется по энергетически оптимальным траекториям, что обеспечивает предельно большую досягаемость ракет.

Полетное задание вводится в бортовое вычислительное устройство ЗУР со специальной ЭВМПУ и корректируется в полете радиокомандами, принимаемыми аппаратурой самонаведения от передатчика ПУ. Оптимальная выборка команд перехода на самонаведение, осуществляется по информации от аппаратуры самонаведения и инерциальной системы управления ракеты 9М82, делает возможным поражение этой ЗУР таких малоразмерных целей, как головные части БР ]]>"Pershing-1А"]]> и авиационной БР ]]>SRAM]]>.

В ЗРС "Антей-2500" применяются новые ракеты 9М82М и 9М83М. Они обладают значительно большей дальностью действия (до 200км), более высокой эффективностью поражения всех видов тактических и оперативно-тактических баллистических и аэробаллистических ракет. При этом маневренные характеристики ракет 9М82М, 9М83М (располагаемая перегрузка до 30g) существенно увеличены, что позволяет поражать интенсивно маневрирующие цели. Максимальная скорость полета ЗУР 9М82М - 2600м/с, 9М83М - 1700м/с.

Состав

]]>]]>Основными элементами ракеты 9М83 являются планер, двигатели (импульсный склонения, стартовый, маршевый), газогидравлические системы, электрооборудование, система ликвидации, боевая часть, бортовая аппаратура.

Ракета состоит из второй (маршевой) ступени и отделяющейся части (стартовой ступени) стартовая ступень обеспечивает разгон маршевой до скорости порядка 1200 м/с, осуществляя одновременно склонение (разворот) ракеты в плоскости тангажа на угол, обеспечивающий полет ракеты по оптимальной траектории в заданную точку зоны, начиная с которой после отделения стартовой ступени происходит наведение ракеты. Вторая (маршевая) ступень ракеты доставляет боевую часть ракеты в район пели.

Для удобства изготовления и монтажа корпус ракеты разделен на восемь отсеков.

В первом, головном, отсеке размещаются антенна взрывательного устройства , смонтированная на антенне блока аппаратуры самонаведения .

Во втором отсеке размешаются радиоблок взрывательного устройства с антенной , бортовое вычислительное устройство , прибор управления и навигации инерциальной системы управления.

В третьем отсеке размещаются боевая часть направленного действия и предохранительно-исполнительный механизм .

Четвертый отсек - двигатель второй ступени (маршевый - МД). Он располагается в центральной части маршевой ступени с целью обеспечить приемлемые положения центра масс на всех участках траектории полета ракеты, а также нормальное функционирование бортовой аппаратуры при значительном вибрационном и силовом нагружении.

В хвостовой части маршевой ступени (пятый и шестой отсеки) расположены газотурбинный блок турбогенераторного источника питания, газогидросистема маршевой ступени, состоящая из газогенератора (ГГМ) и блока гидропитания , электрогидравлические рулевые агрегаты , соединители Ш01 и Ш02 , переключатели схода (ПКС) и переключатель разделения (ПКР). Здесь же расположена система аварийной ликвидации, состоящая из блока предельных параметров (БПП), устройства предохранения и коммутации (УПК), двух ликвидационных детонирующих удлиненных зарядов (ДУЗ) с универсальными электродетанаторами (УЭД) и система разделения, состоящая из детонирующего удлиненного заряда и универсального электродетонатора .

Электрическая связь между блоками бортовой аппаратуры и оборудованием головной и хвостовой частей маршевой ступени осуществляется через магистрали , проходящие по наружной поверхности маршевого двигателя.

На поверхности корпуса шестого отсека расположены четыре аэродинамических руля и четыре стабилизатора .

Седьмой и восьмой отсеки образуют отделяемый блок стартовой ступени ракеты. Он состоит из стартового двигателя (седьмой отсек) и хвостового (восьмого) отсека, закрывающего хвостовой блок двигателя.

Электрическая связь оборудования стартовой и маршевой ступеней осуществляется через магистраль , проходящую по наружной поверхности ДС. Совокупность отсеков 1-8 образует корпус ракеты, представляющий собой конус с заостренной носовой частью. Отсеки соединяются между собой с помощью шпилек. Гнезда гаек на стыках отсеков закрываются специальными заглушками или ленточными хомутами. Отсеки 1-6 имеют теплозащитное покрытие, а отсеки 7,8- лакокрасочное.

Ракета в контейнере крепится в осевом направлении двумя замками, в радиальном направлении удерживается в передней части контейнера четырьмя складывающишюя опорами, а в задней части - опорным поясом по торцу хвостового отсека. Электрическая связь ракеты и контейнера осуществляется через отрывной соединитель Ш01.

Тактико-технические характеристики

Наименование 9М83 9М82
Длина,мм 7898(8570) 9913(10525)
Максимальный диаметр,мм 915(930) 1215(1460)
Масса,кг 3500(3600) 5800(6000)
Масса БЧ,кг 150
Скорость полета,м/с 1200 1800
Максимальная перегрезка,ед 20 20
Границы зоны эффективного действия,км
            - дальняя
            - верхняя
            - ближняя
            - нижняя

72
25
6
0.025

100
30
13
1
Потенциальная дальность захвата ГСН цели с ЭПР 0.05м2 30 30
в скобках представлены характеристики ЗУР в ТПК
Технические данные ракеты 9М83
  Тип Ракеты   Управляемая двухступенчатая
  Аэродинамическая схема ракеты   Несущий конус
  Тип старта   Из ГПК с помощью порохового аккумулятора давления
  Угол возвышения, град   90 ±5
  Система управления   Инициальная плюс самонаведение или командно-инерциальная плюс самонаведение
  Стартовый и маршевый двигатели   Твердотопливные
  Время работы стартового двигателя, с   5,05
  Время работы маршевого двигателя, с   13.86
  Масса ракеты с ТПК, кг   2980
  Стартовая масса ракеты, кг   2290
  Масса второй ступни, кг   1213
  Масса боевой части, кг   150
  Длина ракеты (от теоретического носка до среза сопла стартового двигателя), мм   7900
  Наибольший диаметр ракеты, мм   915
  Размах рулей в рабочем положении, мм   1200
  Тип контейнера   Транспортно-пусковой
  Максимальное давление в ТПК в момент старта, МПа   1,3
  Время открывания крышки ТПК, с   0,5
  Габаритные размеры ТПК, мм:
            - длина
            - ширина
            - высота

  8560
  1000
  1080
  Масса ТПК, кг   690