Ракета
Ракета
5. Ракета представляет собой управляемый снаряд с реактивным двигателем, работающим на твердом топливе, аппаратурой управления и боевой частью со взрывательным устройством ударного действия.
Полет ракеты происходит под действием силы тяги двигательной установки, которая возникает вследствие истечения через сопло пороховых газов, образующихся при горении топлива. Средняя скорость полета ракеты 430 м/сек. Активный участок полета ракеты (до полного сгорания топлива) составляет 2650 м; в дальнейшем ракета летит по инерции. Ракета в полете вращается вокруг продольной оси, ее стабилизация относительно двух других осей обеспечивается крыльями, расположенными в хвостовой части.
Аппаратура управления осуществляет управление полетом ракеты с помощью рулей по сигналам (командам), поступающим с тепловой следящей головки самонаведения.
6. Ракета (рис. 2) состоит из четырех отсеков: головного, рулевого, боевого и двигательного.
Рис. 2. Конструкция ракеты 9М32:
1 — головной отсек; 2 — рулевой отсек; 3 — боевой отсек; 4 — двигательный отсек; 5 — рули; 6 — крылья
7. В головном (первом) отсеке размещается тепловая следящая головка самонаведения (рис. 3), которая предназначена для захвата цели, слежения за ней и формирования управляющего сигнала для наведения ракеты. Она состоит из следящего координатора цели и автопилота.
Рис. 3. Тепловая следящая головка самонаведения:
1 — общий вид; 2 — следящий координатор цели; 3 — автопилот
Следящий координатор цели является чувствительным элементом аппаратуры управления, воспринимающим тепловое излучение цели. Он предназначен для непрерывного автоматического определения угла рассогласования между осью координатора и линией ракета–цель. Координатор состоит из собственно координатора и гироскопической системы автоматического слежения за целью.
До нажатия на спусковой крючок ось координатора совмещена с продольной осью ракеты. Координатор удерживается в этом положении с помощью электрического стопора (координатор заарретирован). При нажатии на спусковой крючок до первого упора производится выключение электрического стопора и расстопоривание координатора (координатор разарретирован). При этом он получает возможность менять свое положение относительно продольной оси ракеты.
Автопилот предназначен для преобразования управляющего сигнала, поступающего с выхода следящего координатора, и формирования сигнала управления рулями ракеты.
8. Рулевой (второй) отсек предназначен для размещения элементов аппаратуры управления полетом ракеты и бортового источника питания. В нем размещены: рулевая машинка, бортовой источник питания, пороховой аккумулятор давления, датчик угловых скоростей.
Рулевая машинка является исполнительным органом аппаратуры управления ракетой и предназначена для поворота рулей под воздействием управляющих сигналов. Рулевая машинка работает от газов, поступающих их порохового аккумулятора давления.
Бортовой источник питания служит для электропитания аппаратуры ракеты в полете. Он состоит из турбогенератора и стабилизатора выходных напряжений. Ротор турбогенератора вращается под воздействием пороховых газов, поступающих из порохового аккумулятора давления.
Пороховой аккумулятор давления служит для питания турбогенератора и рулевой машинки пороховыми газами, которые образуются при горении пороховой шашки в специальной камере.
Датчик угловых скоростей служит для выработки электрического сигнала, пропорционального величине угловой скорости колебаний ракеты.
9. В боевом (третьем) отсеке размещаются боевая часть и взрывательное устройство (рис. 4).
Рис. 4. Боевая часть и взрывательное устройство:
1 — боевая часть; 2 — взрывательное устройство
Боевая часть осколочно-фугасно-кумулятивного действия предназначена для поражения воздушных целей и состоит из металлического корпуса, разрывного заряда весом 0,37 кг и тетрилового детонатора.
Взрывательное устройство ударного действия, электромеханического типа предназначено для подрыва боевой части при встрече ракеты с целью и для самоликвидации ракеты при промахе. Взрывательное устройство имеет две ступени предохранения, которые обеспечивают безопасность в обращении с ракетой.
Первая ступень предохранения обеспечивается инерционным стопором, который выключается под действием сил инерции при пуске ракеты, вторая ступень — пиротехническим предохранителем, который выгорает на начальном участке полета.
10. В двигательном (четвертом) отсеке размещена двигательная установка, предназначенная для создания силы тяги, которая обеспечивает старт ракеты, ее вращательное движение и необходимую скорость полета на траектории. Двигательная установка состоит из выбрасывающего и однокамерного двухрежимного двигателей (см. рис. 2), работающих на твердом топливе.
Выбрасывающий двигатель предназначен для выброса ракеты из трубы со скоростью 30 м/сек и придания ей скорости вращения 20 об/сек. Он состоит из стакана, выбрасывающего заряда, воспламенителей и соплового блока. Для обеспечения безопасности стреляющего двигатель заканчивает работу до вылета ракеты из трубы.
Однокамерный двухрежимный двигатель предназначен для разгона ракеты до средней скорости 430 м/сек на первом режиме работы двигателя (стартовая ступень) и поддержания этой скорости на втором режиме работы двигателя (маршевая ступень). Он состоит из камеры, гильзы, двухшашечного порохового заряда и воспламенителя.
На заднем торце хвостовой части четвертого отсека шарнирно закреплены четыре крыла под углом 55? к продольной оси ракеты, что обеспечивает ее вращение в полете. Крылья образуют стабилизатор ракеты. Они участвуют и в создании подъемной силы.
При размещении ракеты в трубе рули и крылья находятся в сложенном положении и удерживаются от раскрытия стенками трубы.
11. Состыкованные отсеки ракеты, крылья и рули составляют планер ракеты, который служит для создания аэродинамических управляющих сил, изменяющих направление полета ракеты в соответствии с командами бортовой аппаратуры управления.
Рис. 5. Силы, действующие на ракету в полете
При полете ракеты с работающим двигателем на нее действуют сила тяги двигателя (реактивная сила) T, подъемная сила Y, сила лобового сопротивления X и сила тяжести G, а также стабилизирующий момент Мст (рис. 5).
Сила тяги приложена к центру тяжести ракеты и направлена вдоль ее продольной оси.
Подъемная сила перпендикулярна вектору скорости V, который направлен по касательной к траектории полета ракеты.
При отклонении рулей по командам бортовой аппаратуры управления появляется угол атаки, в результате чего возникает подъемная сила, изменяющая направление полета ракеты. Углом атаки ? называется угол между вектором скорости и продольной осью ракеты.
Сила лобового сопротивления направлена в сторону, противоположную направлению вектора скорости. Она не оказывает влияния на направление полета ракеты.
Подъемная сила и сила лобового сопротивления являются составляющими полной аэродинамической силы, которая возникает в полете в результате взаимодействия планера с воздухом.
Сила тяжести перпендикулярна линии горизонта и приложена к центру тяжести ракеты.
Стабилизирующий момент возникает в результате действия полной аэродинамической силы. Под его воздействием ракета поворачивается в сторону уменьшения угла атаки.