• Гідрологія і Гідрометрія
• Господарське право
• Економіка будівництва
• Економіка природокористування
• Економічна теорія
• Земельне право
• Історія України
• Кримінально виконавче право
• Медична радіологія
• Методи аналізу
• Міжнародне приватне право
• Міжнародний маркетинг
• Основи екології
• Предмет Політологія
• Соціальне страхування
• Технічні засоби організації дорожнього руху
• Товарознавство продовольчих товарів

Лекція № 34

Тактико-технічні характеристики Таблиця 1

Комплекс дозволяє супроводжувати одну мету і наводити на неї одночасна дві ракети з інтервалом пуску 6...8 з.

Спосіб управління АУ + Ту1. Це означає, що на початковій ділянці траєкторії ЗУР летить в заданому при старті напрямі тільки по сигналах бортової апаратури, не маючи зв'язку ні з метою, ні з береговою апаратурою наведення (режим АУ). Режим Ту1 передбачає наведення ракети на мету за допомогою берегової станції наведення, розташованої на бойовій машині (Ріс.32.1).

Метод наведення залежить від параметрів мети : (для зведення)

Метод ЗТ використовується, коли радіальна швидкість руху мети Vr < 300 м. / з, а метод 1/2 при Vr > 300 м/с. При методі МЦ СРП виробляє задану траєкторію, що має в точці зустрічі ракети з метою оптимальний кут підходу у вертикальній площині, рівний 24 . При методі С (випрямлення) СРП виробляє пряму найкоротшу траєкторію в УМЦ, що скорочує час польоту і зменшує вплив поверхні на спрацьовування радіодетонатора.

Необхідний метод наведення вибирається до старту автоматично СРП або уручну.

2. Берегова СУ ракетою ключает в себе функціонально (мал. 33.2):

- СВЦ - станція візування (виявлення) цілей, призначена для виявлення повітряних і надводних цілей, візуального визначення оператором їх координат Дц0, Р ц0 і еЦо і видачі цих даних у вигляді ЦУ в станцію ССЦ. Є станцією кругового огляду сантиметрового діапазону із стабілізованою антеною, що дозволяє вести пошук цілей при русі бойової машини.

- Швидкість огляду 33 про /мин. У вертикальній площині антена може займати одне з трьох положень по куту місця в секторі 0 - 28 .

-ССЦ — станція супроводу мети, призначена для прийому ЦУ від

СВЦ або телевізійний - оптичного візиря бойової машини, захоплення, автоматичного супроводу по кутових координатах і дальності призначеної для поразки мети, визначення поточних координат мети Дц

р ц і ец і видачі їх в СРП;

- СВР - станція візування ракет, призначена для захоплення у відповідь сигналу ракет, автоматичного супроводу їх по дальності і кутовим

координатам, безперервного визначення координат ракет Д р, ft P і ер і видачі їх в СРП;

- СРП - рахунково-вирішальний прилад, що виробляє на підставі свойствцели необхідний метод наведення ракети, на підставі поточних координат мети ракети необхідні кути наведення ПУ і антени СВР і величину і знак команди наведення ракети на мету;

-СПК - станція передачі команд, призначена для формування і передачі на борт високочастотних радіоімпульсів: - команд наведення ракет К1 і К2, - разової команди КЗ зведення радіодетонатора, коли відстань між ракетою і метою стає рівною радіусу забійної сили осколків БЧ (100... 140 м), - команди самоліквідації ракети К4, команди запиту;

При стрілянині по вертольотах на висотах менше 25 м для наведення ЗУР в напівавтоматичному режимі супроводу мети по кутових координатах використовується телевізійно-оптичний візир (ТОВ);

- СТО (стартово-технологічне) і наземне устаткування (КНО) забезпечую тподготовку, контроль і старт ракети.

До складу бортовий СУ входять:

апаратура радіоуправління і радіовізування (РУ і В), що приймає радіокоманди і сигнали "Запит", на яких вырабатываютсярадиосигналы "Відповідь". Прийняті і дешифровані команди подаються в АП;

АП призначений для реалізації команд К1, К2 і К4. Ракета в полетевращается навколо подовжньої осі, тобто стабілізація по крену відсутня.Для реалізації прийнятої команди необхідне її розділення дляуправления ракетою у вертикальній і горизонтальній площинах. Тому команди К1 і К2 подаються на гіроскопічний розкладальник, которыйпроизводит перерозподіл прийнятих команд між парами керма з урахуванням поточного кута крену. Кермо відхиляється так, щоб по курсу і поуглу місця ( у горизонтальній і вертикальній площині) ракета змінила напрям польоту і летіла уздовж необхідної траєкторії. Величина промаху в точці зустрічі ракети з метою не перевищує радіусу ефективної дії БЧ.

По команді К4 кермо закладається на пікірування і ракета самоликвидируется при ударі об поверхню.

- неконтактний радіодетонатор (РВЗ) .Взаимодействие елементів СУ при роботі:

Антена СОЦ безперервно проводить круговий огляд простору променем ДН. Оператор СОЦ спостерігає за повітряною і надводною обстановкою і при виявленні мети проводиться пізнання її державної приналежності за допомогою радіолокації запросчика (РЛЗ). Якщо мета не відповідає на сигнали запиту, то видається команда на її знищення. Дані про мету Д ц0, р цо і €Цо передаються в ССЦ. Антена ССЦ по напряму і куту місця поєднуються з антеною СОЦ, а строб дальності поєднується з відміткою мети на екрані, після чого починається автоматичний супровід мети з виробленням поточних координат Дц, /Зци ец, що передаються в СРП.

3. До старту ракети СРП на підставі даних про мету управляє положенням антени СВР і ПУ, розгортаючи їх в напрямі на задану, залежно від вибраного методу наведення, точку зустрічі ракети з метою. За 15... 18с до входу точки мети в зону ураження, СРП виробляє сигнал "Увага", по якій:

1) включається висока напруга передавачів СПК

2) приводиться в бойове положення ПУ з ракетами, що знаходяться на ній

3) подається живлення на ракети

4) починається автоматична передстартова підготовка ракет.

При входженні точки зустрічі мети з ракетою в зону ураження СРП виробляє сигнал "Мета в зоні". Проводиться пуск ракети.

Старт і політ ракети здійснюється під дією тяги дворежимного двигуна на твердому паливі. У корпусі двигуна розміщуються розгінний і маршовий заряди, які підпалюються одночасно запальником. Горіння розгінного заряду продовжується ~ 6 з, а маршового 19с. Після сходу з ПУ і автономної (не керованого радіокомандами) ділянки польоту ракета виводиться на необхідну траєкторію. При видаленні ЗУР на 150м від ПУ відбувається її захоплення СВР по дальності, а через 1.3с після старту захоплення по кутових координатах .Захват здійснюється в широкому промені станції, після чого починається автоматичне вироблення поточних координат ракети Д Р, р г і Јр, які подаються в СРП, де порівнюються з поточними даними мети Д ц, р ц і Јц . На підставі цього встановлюється ступінь відповідності фактичній і необхідній траєкторії польоту ракети. При їх розузгодженні СРП виробляє величину і знак команди коректування напряму польоту. СПК перетворить напругу команди в радіосигнали, що передаються на борт. Через 1-2 з після захоплення відбувається передача ракети з широкого променя в середній промінь СВР. У нім здійснюється виведення ракети на необхідну траєкторію. Перемикання у вузький промінь відбувається в мить, коли відхилення ракети від необхідного напряму стають < 12 м. Після цього СВР звільняється для захоплення широким променем другої ракети залпу.

Команди К1 і К2 видаються у вигляді 3-х імпульсного коду (мал. ). Імпульси "Т" називаються тактовими і визначають тривалість кодової посилки. Імпульс "Р" - робочий. Його розташування між тактовими визначає величину і знак команди. На мал. 15.2,а цей імпульс знаходиться посередині між тактовими і команда рівна нулю. На мал. 15.2,6 він зміщений вліво, що визначає величину і знак команди. Перший тактовий імпульс кодової групи сприймається на борту як імпульс запиту. На борту по ньому виробляється у відповідь імпульс, СВР, що приймається, і що дозволяє уточнити координати ракети.

При зближенні ракети і мети до 100... 150 м, СРП виробляє команду К4 зведення радіопідривника і зняття останнього ступеня оберігання ВУ БЧ. Радіодетонатор, працюючи в імпульсному режимі, починає випромінювати в простір ВЧ імпульси і отримувати відображені від мети сигнали. Після прийому певної кількості цих сигналів детонатор виробляє напруга спрацьовування ВУ, що викликає підривши уламково-фугасного БЧ. На відстані до 2,5м від мети поразка проводиться уламково-фугасною дією БЧ, а на великих відстанях тільки осколками.

4.Робота пристроїв коплексу за структурною схемою (рис. 33. 2.)

		Рис.33.2.

Зв'язок між прибудовами ЗРК представленний структурною схемою.

Треба дати пояснення по схемі( тобто розшифрувати скорочення), потім розглядати роботові пристроїв

Станція виявлення цілі включена. Предатчик генерує високочастотні імпульси, які за допомогою антени випромінюються в простір.

Антена станції безперервно здійснює круговий огляд простору за допомогою променю, який може займати почергово одне із чотирьох положень по куту місця в діапазоні від 0 до 280 мал.

Переключення променів може здійснюватися вручну (натисканням кнопок 1, 2, 3, 4 промінь) або автоматичний (натисканням кнопок Автомат 1-2 промінь, Автомат 3-4 промінь) на ІКО. Оператор пошуку спостерігає за повітряною та надводною обстановкою на екрані ІКО .При виявленні цілі за допомогою КРЗ проводити її розпізнавання.

Якщо ціль на запитий не відповідає, управляючий увігнемо дає команду: "Прійняті ЦУ".

Відача ЦУ на ССЦ може проводитися від СВЦ чи від систем цілеуказівки (режим сінхронної цілеуказівки).

При прийомі ЦУ візир цілі і рухливий строб дальності сполучаються з відміткою цілі (bц, Дц видається в ССЦ).

Антена ССЦ переводитися в режим ЦУ по куту місця (натисканням кнопки «Цілеуказівка e») і займає положення того променя СВЦ, на якому виявлена ціль.

Після цих дій ССЦ переводитися в режим захоплення цілі шляхом натискання кнопки "Автозахоплення".

Режим пуску визначається положенням перемикача РЕЖИМ ПУСКУ на ПУВ.

При наявності сигналу ПУСК починається стартовий цикл, в процесі якого послідовно здійснюється підрив піропатрона ПАБ (повітряно акумуляторний балон), вихід на режим бортового турбогенератора, розаретування вільного (вільного) гіроскопу, перехід на бортове живленя, підрив піропатрона двигуна.

Крім нормального пуску ракети при готовності ПУ може бути здійснений АВАРІЙНІЙ ПУСК, коли ракета не зійшла із направляючих балки ПУ в пусковому циклі або якщо в процесі передстартової перевірки ракети вона виявилася несправною.

У процесі польоту ракети сигнали відповіді на запитий, приймаються антеною СВР.

СВР працює тільки на прийом сигналів відповіді ракети!

На відстані 150м від ПУ здійснюється захоплення ракети по дальності, а через 1,3с після сходу ракети і по кутовим координатах. Приводь управління колонкою СВР відключаються від ЛРП і підключаються до каналу кутової автоматики антени СВР.

Подалі проводитися супроводження ракети станцією СВР і виробка даних Др, р, р.

ЛРП на підставі даних про ціль (Дц, ц, ц) і ракету (Др, р, р) виробляє напруги команд управління К1, К2, К3, які за допомогою СПК у вигляді кодових груп із трьох імпульсів посилаються на борт ракети.

Ракета під дією команд управління наводитися на ціль.

5. Компонувальне зенітна керована ракета 9М33 вдає із себе з'єднання п'яти відсіків (див схему ТПз та рис 33.3).

У відсіках 1, 2, 3 розміщено бортове устаткування

У відсіку 1 розміщений передавач радіодетонатора .

У відсіку - 2 розміщені пневмопривод і блок живлення автопілота, механізм управління кермом, блок живлення радіодетонатора, легко – арматурний блок (ВАБ) . Зовні встановлені чотири рулюючи.

У відсіку 3 встановлені приймач радіодетонатора, блок радіоуправління і радіовізування, блок управління автопілота, і бойова частина (БЧ). На корпусі відсіку закріплені приймальні антени радіодетонатора . Справа і зліва на відсіку З і далі на корпусі двигуна закріплені хвилеводи до антен апаратури РУ і Ст.

Відсік 4 - ракетний твердотопливный двигун . У корпусі двигуна встановлені маршовий і розгінний заряди твердого палива і запальник . На корпусі двигуна є два передніх і задній бугеля для установки ракети на тих, що направляють ПУ і два бугелі такелажів і для підйому ракети або двигуна.

Відсік 5 - блок крил, що обертається, антени радіоуправління і антени радіовізування . Блок крил встановлений на шарикопідшипнику і утримується в початковому положенні стопором, що скидається при сході ракети з ПУ. При русі ракети по тих, що направляють блок утримується в початковому положенні фіксатором .

Рис.33.3.

Завдання на самостійну підготовку, вивчити:

питання , яки були розглянути.

Тема:« Переносний зенітний ракетний комплекс "Ігла-С" »

Питання:

1. Призначення і склад комплексу .

2. Тактико-технічні характеристики ПЗРК "ІГЛА-С"

3. Основні елементи ракети і їх функції .

4. Труба 9П39 і її складові частини

5. Робота комплексу

Навчально-матеріальне забезпечення:

демонстраційні схеми та слайди щодо до ракетних комплексів, стенди аудиторії № 1-151, 1-145, навчальна література.

Навчальна література :

1 Ввідна лекція.

2. Ю.В.Богословській, О.Г.Сатіга . "Автоматичне пілотування КР і ЗКР". З3-8.

3. Котіков Є.П. Крилаті і зенітні керовані ракети. ВМФ, 1982.

4. Котікіов Є.П. Бойове спорядження і рухові установки ракет. ВМФ, 1979.
5. Тех.опис. Ракетний комплекс ПЗРК " Ігла-С ", МО 1983.-48 с.

1.Переносний зенітний ракетний комплекс "ІГЛА-С" призначений для ураження повітряних цілей різного типу (літаків, вертольотів, крилатих ракет ), що летять низько, на зустрічних і догіних курсах в умовах природних (фонових) і штучних теплових перешкод.

Ріс.34.1 Ріс.34.2.

ПЗРК "ІГЛА-С" може використовуватися у складі різних носіїв наземного, морського і повітряного базування. Тим самим відкриваються перспективи створення легких мобільних систем керованого ракетного озброєння. З одного боку, це пов'язано з малою вагою і габаритами ракет, що дозволяють істотно збільшити боєзапас і вогняну потужність носія, а з іншого боку - по своїх технічних характеристиках ПЗРК "ІГЛА-С" наблизився до рівня зенітних комплексів малої дальності і здатний вирішувати ширші завдання.

Склад :

а) бойові засоби:

-ракета 9М39, укладена в пускову трубу 9П39, до якої пристиковане одноразове наземне джерело електричного живлення і холодоагенту для охолоджування фото- приймального пристрою головки самонаведення (друге джерело поставляється з ракетою у складі одиночного комплекту ЗІП і може бути легко встановлений замість використаного у випадку, якщо по яких-небудь причинах стрілець-зенітник відмінив пуск);

-пусковий механізм багаторазового застосування 9П516, що забезпечує наземну передстартову підготовку і пуск ракети;

-переносний електронний планшет 1Л110.

би) засоби технічного обслуговування для періодичного контролю параметрів бойових засобів комплексу:

-пересувний контрольний пункт;

- комплект контрольно-перевірочної апаратури для баз і арсеналів.

-учбові засоби, що включають комплекти учбових плакатів, розрізних і габаритно-масових макетів.

2.Зона ураження, м: - по дальності - по висоті 6000 10 - 3500

Швидкість цілей, що уражалися, м/с: - назустріч - навздогін 400 320

Маса бойових засобів в бойовому положенні, кг 19

Калібр ракети, мм 72

Довжина ракети, мм 1635

Маса ракети, кг 11. 7

Маса БЧ, кг 2.5

Час перекладу ПЗРК з похідного положення в бойове, з 13

Комплект апаратури "Стрілець"

Кількість пускових модулів/ракет на носієві до 4/8

Час реакції (мінімальний час від моменту включення ракети до старту), сік 6,5

Максимальний час, відведений на прицілювання, сек. до 60

Кількість включень ракет на одному пусковому модулі до 4

Час спорядження (розпорядження) модуля однією людиною, хв. не більше 4

Маса пускового модуля, що споряджається, кг 72

Маса апаратури управління, кг не більше 24

ОПУ "Джигіт"

Сектор стрілянини по азимуту, град 360

Сектор стрілянини по куту місця, град від -15 до 60

Габарити в бойовому положенні зі встановленими ракетами, мм 2180х1546х1304

Габарити в складеному положенні зі встановленими ракетами, мм 2200х1304х760

Маса ОПУ без ракет, кг 128

Час розгортання на бойовій позиції, мін 3

Час перезарядження ракет, мін 2

СОСН 9С520

Зона відображення повітряної обстановки, км. 25.6х25.6

Кількість цілей, що одночасно відображаються на ПЕП і передаваних на індивідуальні засоби цілеуказання, шт до 4

Відбір ПЕП 1Л10-2 цілі на супровід автоматичний з урахуванням характеристик

Вірогідність виявлення цілей типу "літак", "вертоліт" на зустрічному курсі при освітленості 3х10-3 до рубежу 2 км. 0.6

Напруга живлення, В 12, 24±3

Температурний діапазон застосування, град. З від -50 до +50

Маса СОСН 9С520 в упаковках (3ящ), кг не більше 120

3.Ракета9М39 (рис. 34.3) має основні частини :

Рис.34.3.

3.1. Бойовий відсік

Складається з БЧ і детонатора. БЧ – оск – фуг – кумулятивної дії. Напруга на эл. запальник і конденсатор детонатора подається через єл. провд. (у трубці) від бортового джерела живлення.

Детонатір – електричного типу з ударним датчиком, з дальнім зведенням і механізмом самоліквідації. Має два ступені оберігання, що знімаються у польоті. 1я ступінь – старт, 2я ступінь (зведення) – у польоті по рівню тиску в КСДУ.

При підриві Б.Ч. кумулятивний струмінь дробить вузли і деталі попереду розташованих відсіків, направляючи їх у вигляді пучка осколків на мету.

3.2. Рухова установка

Твердотопалівна ДУ - для викиду ЗР з труби, додане їй кутовій швидкості обертання розгону до Vср = 500 м/с. Складається з поршневого двигуна, що викидає і дворежимного, які запалали променевим запальником сповільненої дії, що спрацьовує від двигуна камери згорання всіх двигунів, що викидає, утворені роздільною сталевою камерою дном стакана.

Двигун, що викидає, викидає ЗР з труби з V = 28 м/с і до 20 об/сек. Складається з 20 фігурних порохових шашок із запальником.

Однокамерний МД – є двохрежимним, на 1 режимі розгонить ЗР до 500 об/сек. і на 2 режимі підтримує цю швидкість.

1й режим забезпечується горінням заряду по зовнішній не заброньованій бічній поверхні і по торцю.

2й режим – тільки торцеве горіння.

Променевий запальник запалює 2х режимний МД на безпечний від стрільця відстані. Теор=0,3 сік.> 5,5 м польоту ЗР.

3.3.Двухканальная головка самонаведення 9Э410. Головка самонаведення має підвищену чутливість і здатна розрізняти, дійсні і помилкові цілі в умовах постановки штучних перешкод в інфрачервоному діапазоні. Для цього ГСН має два канали — основний і допоміжний. Фотоприймачем основного каналу є фоторезистір на основі сурм’янистого индия, охолодженого до температури -200° С. Система охолоджування фотоприймача така ж, як і у "Голки-1". Максимум спектральної чутливості фотоприймача основного каналу лежить в діапазоні 3.5—5 мкм, що відповідає спектральній щільності випромінювання газового струменя реактивного двигуна. Фотоприймачем допоміжного каналу є неохолоджуваний фоторезистір на базі сірчистого свинцю, максимум спектральної чутливості якого лежить в діапазоні 1.8—3 мкм, що відповідає спектральній щільності випромінювання перешкод типу помилкових теплових цілей. Система перемикання ГСН 9Э410 ухвалює рішення за правилом: якщо рівень сигналу фотоприймача основного каналу більше рівня сигналу допоміжного каналу, то це мета, якщо навпаки — перешкода. Для поліпшення динаміки наведення ЗУР в точку зустрічі, що попереджує, з метою в теплову биспектральну ГСН 9Э410 були введені додаткова схема, що формує команду для розвороту ракети на початковій ділянці польоту, і електронний перемикач режимів "навздогін -назустріч".

3.4. Рульовий відсік призначений для розміщення елементів апаратури управління польотом ЗР і бортового джерела живлення: рульова машина; турбогенератор; демодулятор; датчик кутових швидкостей; пороховий акумулятор тиску (ПАД); стабілізатор-випрямляч; блок зведення, розетка.

Є отвір для викиду порохових газів від РМ і БІП (бортова система живлення).

3.5. Пороховой акумулятор тиску (ПАД) призначений для живлення пороховими газами трубопроводу, БІП і РМ при польоті ЗР. Від електричного імпульсу спрацьовують ел. запалювач —поджигає пороховий заряд, гази поступають на РМ і турбогенераторі.

3.6. Рульовий механізм (РМ) .Для перекидання аеродинамічного керма в крайнє положення.

Це газовий підсилювач електросигналів, що управляють, ТГС, що виробляються, гази від ПАД по трубці—золотник—переміщають поршень. Ел. магніт, має 2 котушки (сторона перекидання керма на 300).

3.7.БИП (бортова система живлення) призначена ля електроживлення БА ЗР у польоті.

Склад: турбогенератор і стабілізатор-випрямляч.

Турбогенератор—одноразовий генератор з магнітним збудженням і приводом від турбін.

Стабілізатір-випрямувач —преобразує і стабілізує напругу турбогенератора. Це двохполупериодний випрямувач —вироботує – 40 ст.

Є трансформатор—преобразует напруга генератора в 12в. для живлення ДУС і до модулятора.

Крім того, виробляється 80 ст. для живлення ф. опори; для його стабілізації є стабілізатори.

3.8. Датчик кутових швидкостей ( ДУС) служить для демпфування поперечних коливань ЗР у польоті. ДУС виробляє эл. сигнали, пропорційній кутовій швидкості ЗР щодо її поперечних осей. Цей сигнал використовується для демпфування коливань ЗР.

3.9. Демодуляр перетворить сигнал ДУС в низькочастотний, амплітуда якого пропорційна куту відключення маятника ДУС.

3.10. Стільниковий блок – складається із стільникової кришки 4х крил механізму їх стопорения. Крила – це стабілізатори, беруть участь в створеному підйомній силі. Крила закріплюються під 1040’ до подовжньої осі ЗР з метою підтримки обертання ЗР у польоті.

4.4.1. Труба пускова служить – для перенесення, прицілювання і пуску 3Р, а також для захисту стрільця від порохових газів.

До труби кріпиться одноразове джерело живлення.

На трубі позначені букви Р, У, Ю – для введення кутів попередження у вертикальній і горизонтальній площинах, а також в передній частині розташований блок обертання.

Є механічний приціл, з лампочної світлової індукції, механізм бортразему, плечовий ремінь, 2 обойми. Блок обертання разом з електронним блоком пускового механізму – для розгону ротора гіроскопа.

Приціл включає дві стійкі – мушка Н і целик І, лампочки підсвічування.

4.2 Джерело живлення – 22в, – 40в для живлення електронного блоку пускового механізму, ГСН, ланцюги зведення детонатора, ел.запалювача ЛІГ і двигуна, що викидав.

Склад – батарея з капсульом-запалювачом і ударний механізм. Батарея включає 4

ел / химиних елементу (-40В) і вивід для – 22В.

Електроди – сірчанокислий свинець, нікель. Електроліт розплавляється за 40сек. (час дії ІП).

Приводиться в дії поворотом з положення Х-холост., В-взведен.

4.3. Пусковий механізм.

У корпусі пускового механізму розміщені:

1.Електромагнітний блок.

2. Телефон

3. Спусковий гачок.

У рукоятці – кімнатна група для комунікаційних цілей пускового механізму. На бічній стінці корпуси – телефон, який викликає звуковий сигнал мети ГСН. Є запобіжник, який, установкою важеля, переводить в положення «В-вистрел»

5. Ракета може бути запущена стрільцем-зенітником з плеча з будь-якого непідготовленого відкритого майданчика, з окопу, кузова рухомої автомашини, із залізничної платформи і навіть з водоймища

Використання в головці самонаведення (ГСН) двох фотоприймачів що працюють в різних спектральних діапазонах дозволило забезпечити селекцію теплових перешкод. Крім того в головці самонаведення упроваджена так звана "схема зсуву", що забезпечує формування команд управління на рульовий привід ракети при підльоті мети таким чином, що ракета відхиляється від точки наведення, розташованої в області сопла, до центру мети, тобто в найуразливіші її агрегати.

У ПЗРК "ІГЛА-С" вперше в ракеті такого класу застосований неконтактний датчик мети, що забезпечує підрив бойової частини при прольоті поряд з метою, що буває при стрілянині по малорозмірних цілях. при цьому вирішено завдання не тільки впровадження неконтактного датчика мети в бойову частину, але і оптимальної його роботи з контактним детонатором. Це досягається шляхом введення певної затримки на підрив бойової частини після спрацьовування неконтактного датчика мети. Якщо протягом цього часу затримки спрацьовує контактний датчик, то робота від неконтактного датчика блокується, і бойова частина підривається по алгоритму роботи контактного підриву. Так, наприклад, при стрілянині по літаку (великорозмірній меті) затримка встановлюється навмисно великою, оскільки при прольоті ракети щодо конструктивних елементів літака, неконтактний датчик спрацює, але підрив бойової частини в цьому місці буде неефективним, в перебіг же часу затримки, ракета наблизиться до корпусу літака і бойова частина підірветься від спрацьовування контактного датчика, якщо цього не відбудеться, то через час затримки бойова частина підірветься. Слід зазначити, що часи затримки в ракеті встановлюються автоматично, залежно від режимів роботи.

Для збільшення дії бойової частини заряд твердого палива маршового двигуна зроблений з матеріалу, здатного вибухати від детонації бойової частини. Подібне рішення, яке не дивлячись на свою простоту до цих пір не відтворене за кордоном, дозволило різко підняти ефективність стрілянини ПЗРК на зустрічному курсі в області зони ураження на 1.3 км., тобто найбільш вірогідній зоні зустрічі ракети з метою.

Після вильоту ракети з пускової труби починає працювати пороховий двигун, що управляє, розгортає ракету в точку попередження без участі людини.

У ПЗРК додатково введений знімний приціл нічного бачення (ПНВ) 1ПН72М "Мауглі", що дозволяє застосовувати ПЗРК в нічних умовах, забезпечує виявлення і ідентифікацію цілей стрільцем-зенітником, прицілювання і супровід мети до пуску ракети. Враховуючи, що останнім часом при проведенні бойових операцій нічні нальоти стали повсюдним явищем, наявність ПНВ істотно розширює можливості комплексу.

ПЗРК "ІГЛА-С" надійно функціонує в умовах граничних температур і високої вологості (до 98%), при різких перепадах температури навколишнього середовища і при випаданні опадів, що конденсують, після занурення у воду (на глибину 0,5 м на півгодини) і підйому в негерметичній кабіні літака на висоту до 12 км., після тривалого перевезення будь-яким виглядом транспорту, зокрема на автомобілях і гусеничних машинах, по будь-яких типах дорогий і бездоріжжю. У упакованому вигляді допускається падіння бойових засобів з висоти до 2 м на бетонну підставу, при цьому вони залишаються придатними до подальшого бойового застосування. Бойові засоби комплексу допускають дію випадкової ширшелостної вібрації і багатократних механічних ударів (до 35g). Вони стійкі до дії пилу, інею, роси, солоного морського туману, циклічної дії температур (з миттєвим перепадом від +50°С до -50°С і назад), сонячної радіації, дощивши і зниженого атмосферного тиску, їм не страшні дії цвілевих грибків, морської флори, мурашок, термітів і гризунів.

Рис.34.4. Рис.34.5

ПЗРК "Ігла-с" сопряжен з опорно-пусковою установкою (ОПУ) "Джигіт" і комплектом апаратури управління і пускових модулів "Стрілець". ОПУ "Джигіт" призначена для розміщення, наведення на мету і одиночного або залпового пуску двох ракет типу "Ігла" однім стрільцем зенітником, може працювати у будь-який час доби, використовувати зовнішнє попереднє цілівказання, пізнавати цілі за типом "свій - чужий".

Опорно-пускова установка "Джигіт" не має аналогів по здатності вести залпові пуски зенітних ракет ПЗРК. При залповому пуску забезпечується підвищення вірогідності ураження цілі в середньому в 1,5 разу. Розрахунок 1 людина

Комплект апаратури управління і пускових модулів "Стрілець" забезпечує автоматизовану роботу у складі зенітної системи малої дальності на різних носіях. Кількість модулів на носієві — до чотирьох. Ракет на модулі — дві. Стрілянина може вестися одиночним і залповим вогнем (2-мя ракетами з різних бортів).

Читайте також:

1. Вид заняття: лекція
2. Вид заняття: лекція
3. Вид заняття: лекція
4. Вид заняття: лекція
5. Вид заняття: лекція
6. Вступна лекція
7. Вступна лекція 1. Методологічні аспекти технічного регулювання у
8. Клітинна селекція рослин.
9. Колекція фонограм з голосами осіб, які анонімно повідомляли про загрозу вибуху
10. ЛЕКЦІЯ (4): Мануфактурний період світової економіки
11. Лекція - Геополітика держави на міжнародній арені
12. Лекція 02.04.2013

Переглядів: 806