Компоновка ЗУР 9М331

]]>Компоновка ЗУР 9М331]]>

  1. радиопрозрачный обтекатель;
  2. передающая антенна радиовзрывателя;
  3. передатчик радиовзрывателя;
  4. рулевая машина;
  5. заряд газогенератора системы склонения;
  6. блок источников горячего газа;
  7. бортовой электроразъем;
  8. стрингер крепления бортовой аппаратуры;
  9. автопилот;
  10. приемник радиовзрывателя;
  11. устройство для переключения литеров;
  12. предохранительно-исполнительный механизм;
  13. боевая часть;
  14. сигнализатор давления;
  15. воспламенитель;
  16. заряд твердого топлива;
  17. торсион;
  18. крыло;
  19. бугель;
  20. хвостовой отсек;
  21. бугель;
  22. ракетный двигатель твердого топлива;
  23. бугель;
  24. приемная антенна радиовзрывателя;
  25. антенна бортовой радиоаппаратуры;
  26. бортовая радиоаппаратура;
  27. приборный отсек;
  28. бортовой источник электропитания;
  29. заряд газогенератора питания рулевых машин;
  30. рычаг;
  31. руль-элерон;
  32. отсек управления;
  33. рычаг;
  34. штуцер;
  35. стопорящий механизм;

Ракета 9М331 выполнена по аэродинамической схеме "утка". Управляемый полет ракеты обеспечивается бортовой радиоаппаратурой управления (БРУ), автопилотом (АП) и блоком команд (БК), размещенными на ракете. Поражение цели обеспечивается боевым снаряжением, состоящим из активного радиовзрывателя (РВ), предохранительно-исполнительного механизма (ПИМ) и осколочно-фугасной боевой частью (БЧ). Электропитание бортового оборудования производится от химического источника тока и электромашинного преобразователя тока. Газопитание исполнительных органов управления ракетой обеспечивают два твердотопливных газогенератора. Двигательная установка ракеты представляет собой РДТТ, обеспечивающий стартовый и маршевый режимы тяги.

Корпус ракеты разделен на пять отсеков для удобства его изготовления и последующего монтажа оборудования.

Первый отсек - носовой обтекатель - изготовлен из радиопрозрачной термостойкой пластмассы для обеспечения работы передающей антенны радиовзрывателя.

Второй отсек — отсек управления. На корпусе отсека установлены четыре воздушных руля-элерона. В отсеке расположены блок источников горячего газа, четыре газовые рулевые машины с газовой проводкой для их питания, передатчик радиовзрывателя. Каждый руль приводится в движение своей рулевой машиной. Блок источников горячего газа имеет две изолированные камеры с зарядами твердого топлива: центральную с зарядом 29 для питания рулевых машин и внешнюю кольцевую с зарядом 5 для питания струйных устройств системы склонения. Из центральной камеры блока газ поступает в газовую проводку и распределяется по рулевым машинам, а с выхода рулевых машин выводится за борт ракеты через штуцер 34. Из кольцевой камеры газ выводится в приемники струйных устройств, сформированных в теле рулей 31. Струйное устройство руля имеет два приемных отверстия, прилегающих к питающему каналу. Оно работает по принципу струйного реле: при отклонении руля приемные отверстия располагаются несимметрично относительно питающего канала и принимают различное количество газа. Выходные отверстия струйных устройств выполнены в виде двух противоположно направленных сверхзвуковых сопел. При истечении газа из сопла создается тяга, по величине пропорциональная количеству поступающего в него газа и направленная перпендикулярно плоскости руля. Результирующая поперечная тяга сопел обеспечивает управление ракетой на первой секунде полета, когда скорость полета мала и аэродинамические силы, действующие на рули, недостаточны для создания требуемого управляющего момента. В передней части отсека расположен передатчик радиовзрывателя 3. закрепленный на переднем торцевом шпангоуте. Установленная на корпусе радиовзрывателя передающая антенна 2 располагается в зоне первого радиопрозрачного отсека. Воздушный руль-элерон имеет складывающуюся консоль. Для удержания в сложенном положении и раскрытия руля служит пружинный механизм, удерживаемый фигурным пазом на специальном кронштейне - наконечнике руля у задней кромки. После катапультирования ракеты из ТПК рулевые машины поворачивают рули, рули раскрываются и пружинный механизм сбрасывается с наконечника. В раскрытом положении руль фиксируется пружинным фиксатором (штифтом) 35, расположенным в плоскости руля.

Третий отсек - приборный (27) — служит для размещения бортовой аппаратуры (кроме передатчика радиовзрывателя), источников электропитания и электрокоммутационного оборудования, а также боевой части с предохранительно - исполнительным механизмом. В состав блока аппаратуры входят автопилот 9, приемник радиовзрывателя 10 и радиоаппаратура управления. Элементы блока аппаратуры, химический источник тока (две батареи) и электромашинный преобразователь тока 25 объединены в единый блок, и закреплены на стрингерах 8. Стрингеры крепятся к корпусу отсека радиальными винтами. Боевая часть 13 консольно закреплена на заднем шпангоуте отсека. Предохранительно-исполнительный механизм 12 установлен в передней части центрального канала боевой части (см. ]]>описание]]> ). В передней части третьего отсека расположен бортовой электроразъем 7 ракеты. По бортам заподлицо с корпусом установлены две приемные антенны бортовой радиоаппаратуры управления 25. В средней части отсека имеется подход к устройству для переключения литерных частот бортовой радиоаппаратуры (11). В передней части отсека, снизу, расположен поворотный рычаг 30. При пуске ракеты при повороте рычага в бортовой электросистеме срабатывают кнопочные переключатели. Снизу, в задней части отсека, второй поворотный рычаг 33 используется для дублирования запуска двигателя ракеты. На переднем и заднем стыковочных шпангоутах отсека расположены бобышки для соединения отсека с соседними - вторым (болтами) и четвертым (шпильками).

Четвертый отсек - двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива (см. ]]>описание]]> ). Заряд двигателя обеспечивает работу двигателя на стартовом и маршевом участках полета ракеты. Двигатель имеет нерегулируемое сопло, обеспечивающее нормальную работу на обоих режимах во всем диапазоне температур эксплуатации ракеты. На переднем днище двигателя установлены воспламенитель, пиропатроны для поджигания воспламенителя и сигнализатор давления в камере сгорания, используемый для поддержания цепи питания ПИМ в исходном состоянии в период катапультирования ракеты. Для дублирования запуска двигателя в переднем днище установлен электровоспламенитель с секундной задержкой. На заднем днище имеется цилиндрический посадочный поясок, на который устанавливается подшипник пятого отсека.

Пятый отсек - крыльевой блок 20, формирующий хвостовую часть ракеты. На корпусе блока закреплены четыре складывающихся крыла 18, раскрытие которых происходит с помощью торсионов 17. В транспортном положении два крыла фиксируются в сложенном положении специальной перемычкой, два других удерживаются от раскрытия зафиксированными крыльями. После запуска двигателя перемычка разрушается и крылья раскрываются. В передней части отсек имеет шариковый подшипник, внешняя обойма которого закреплена в отсеке, а внутренняя - на днище двигателя. В полете, из-за несимметричного обтекания крыльев и корпуса при отклонении рулей и маневре ракеты, возникает "момент косой обдувки" - момент крена. Под воздействием аэродинамических сил блок свободно проворачивается относительно продольной оси ракеты, исключая возникновение больших моментов крена. В условиях наземной эксплуатации отсек удерживается от проворота катапультирующим устройством, установленным на корпусе ракеты.

Ракета комплектуется катапультирующим устройством (см. ]]>описание]]> ), обеспечивающим старт ракеты из ТПК. Фиксация и крепление каждой ракеты в ТПК производится в трех местах. От поперечных перемещений ракета фиксируется бугелями и направляющими ТПК, по которым она движется при пуске. Продольное перемещение ракеты в ТПК исключается катапультирующим устройством, один конец которого закреплен на кронштейне направляющей ТПК, а другой - упирается в торец двигателя ракеты. Дополнительная фиксация осуществляется двумя срезными болтами. Ракета и катапультирующее устройство имеют электрические разъемы, которыми они через жгут и электроразъем ТПК связаны с аппаратурой автоматики БМ.

Тактико-технические характеристики

Масса, кг 167
Длина, мм 2898
Диаметр корпуса, мм 239
Размах крыльев, мм 650
Размах рулей, мм 530
Масса БЧ, кг 14.8
Максимальная скорость ракеты, м/с 700-850
Минимальная скорость маневрирования, м/с до 300
Максимальная располагаемая поперечная перегрузка 15-16
Масса катапультирующего устройства, кг 9