Опрос сайта
Какой из разделов сайта Вам наиболее интересен?
«    Октябрь 2017    »
ПнВтСрЧтПтСбВс
 1
2345678
9101112131415
16171819202122
23242526272829
3031 

Популярные статьи
Боевая устойчивость обновлённого «Адмирала Кузнецова» на океанском ТВД. Все ли проблемы решит 3С14 УКСК? Часть 2
Вертикальные пусковые установки 4С95 КЗРК «Кинжал» Из всего вышесказанного делаем неутешительный…
Боевая устойчивость обновлённого «Адмирала Кузнецова» на океанском ТВД. Все ли проблемы решит 3С14 УКСК? Часть 1
Так уж сложилось, что ввиду непростого экономического фона и отсутствия должного технического…
Артиллерия и управляемые снаряды крупного калибра
Нынешней мантрой для любого артиллериста является сокращение косвенных потерь. Это особо…
Свой среди чужих. О тех, кто против танков
Немцы, успешно разработавшие и применившие тактику «блицкрига» и понимавшие роль танков в этом…
Гаубицы максимальных калибров
Что могли союзники противопоставить сверхмощным гаубицам держав Германского блока? Статья посвящена…
Самоходные гаубицы Второй мировой войны. Часть 10. M7 Priest
105-мм самоходная гаубица M7 — это американская САУ периода Второй мировой войны. Получила широкую…
Эсминцы королевских кровей
В числе стран, имеющих в составе своих флотов эсминцы и продолжающих развивать этот класс кораблей,…
Самоходные гаубицы Второй мировой войны. Часть 9. Howitzer Motor Carriage M8
Одной из самых массовых американских самоходных гаубиц периода Второй мировой войны стала самоходка…
«Прокачанный» «Arleigh Burke Flight III» бросает серьёзный вызов «Цирконам» и «Ониксам»! Какие «сюрпризы» готовит радар AMDR?
Все мы отлично помним тот градус истерии, который возник в западных средствах массовой информации в…
AK vs AR. Часть VIII
Меня просили рассказать, как американские солдаты бросали свои винтовки. Пожалуйста. 4 июля 2008…
Сменщики
Тема стратегического оружия в неядерном оснащении и влияния этого фактора на процесс сокращения…
Авианосец - морская крепость
«Даже самая большая ядовитая змея погибнет от полчища муравьев» - мнение Ироку Ямамото о…
О повреждениях украинской бронетехники
Так называемая антитеррористическая операция в юго-восточных регионах Украины продолжается. Новые…
Сравнение вооруженных сил России и США
Долгие годы воспаленные умы обывателя беспокоит гипотетический военный конфликт двух держав России…
Оружие будущего: Перспективные разработки
Уинстон Черчилль однажды сказал, что генералы всегда готовятся к прошедшей войне. Кто же тогда…
Галерея
П-90 «Памир» - РЛC9К331 «Тор-М1» - зенитный ракетный комплекс ближнего действия9К33 «Оса» («Оса-АК», «Оса-АКМ») - зенитный ракетный комплекс96К6 Панцирь-С1 - зенитный ракетно-пушечный комплекс9К22 «Тунгуска» - зенитный ракетно-артиллерийский комплексС-75 «Двина» - зенитно-ракетный комплексС-200 - зенитно-ракетный комплексС-300 - зенитно-ракетный комплексС-400 «Триумф» - зенитно-ракетный комплекс9К33 «Оса» («Оса-АК», «Оса-АКМ») - зенитный ракетный комплекс
Free counters!
0

Зенитный ракетный комплекс 9К331 Тор-M1

ЗРК Тор-М1ЗРК Тор-М1 Автономный самоходный зенитный ракетный комплекс (ЗРК) 9К331 "Тор-М1" предназначен для противовоздушной обороны мотострелковых и танковых дивизий во всех видах боевых действий и в районах сосредоточения, защиты наиболее ответственных объектов (командных пунктов узлов связи, радиотехнических средств, мостов, аэродромов) от ударов высокоточного оружия, управляемых и противорадиолокационных ракет, управляемых авиабомб, самолетов, вертолетов, крылатых ракет и дистанционно-пилотируемых летательных аппаратов (ДПЛА).

Комплекс представляет собой компактную функционально завершенную и технически совершенную тактическую единицу - боевую машину, способную автономно или в составе системы ПВО выполнять поставленную боевую задачу. ЗРК 9К331 является результатом последовательной модернизации ЗРК "Тор". В результате модернизации в ЗPK был введен второй целевой канал, в ЗУР применена БЧ из материала с повышенными поражающими характеристиками, реализовано модульное сопряжение ЗУР с боевой машиной, увеличение зоны и вероятности поражения низколетящих целей, обеспечено сопряжение боевой машины с унифицированным батарейным командирским пунктом "Ранжир" для обеспечения управления боевыми машинами в составе батареи.

В доработке существовавших и разработке новых средств ЗРК "Тор-М1" (9К331) принимали участие:

  • Научно-исследовательский электромеханический институт МРП (ведущее предприятие НПО "Антей") - головной по ЗРК "Тор-М1" в целом (главный конструктор В.П.Ефремов) и боевой машине 9А331 (модернизация 9А330) - заместитель главного конструктора ЗРК и главный конструктор боевой машины 9А331 - И.М.Дризе;

  • Производственное объединение "Ижевский электромеханический завод" МРП - по конструктивной доработке боевой машины;

  • Кировское машиностроительное производственное объединение им. XX партсъезда МАП - по разработке четырехракетного модуля 9М334, использованного в боевой машине 9А331 (главный конструктор модуля О.Н.Жарый);

  • Научно-исследовательский институт средств автоматизации МРП (ведущие предприятие НПО "Агат") - по разработке в рамках отдельной ОКР унифицированного батарейного командирского пункта "Ранжир" (9С737) - главный конструктор А.В.Шершнев, а также МКБ "Факел" МАП и другие организации.

  • Государственные испытания ЗРК "Тор-М1" проводились с марта по декабрь 1989 г. на Эмбенском полигоне (начальник полигона В.Р. Унучко). ЗРК был принят на вооружение в 1991 году.

    Серийное производство боевых и технических средств ЗРК "Тор-М1" было организовано на предприятиях, которые производили средства ЗРК "Тор". Новые средства - четырехместный транспортно-пусковой контейнер для ЗУР 9А331 и унифицированный батарейный командирский пункт 9С737 производились соответственно в ПО "Кировский Машиностроительный завод им. ХX партсъезда" и на Пeнзeнском радиозаводе.

    Не имеющий аналогов в мире ЗРК "Toр-M1" (см. сравнительные характеристики ), способные поражать воздушные элементы высокоточного оружия, неоднократно показывали свои высокие боевые возможности на учебно-боевых стрельбах, на войсковых учениях на выставках современного оружия в ряде стран мира. Эти комплексы обладают хорошей конкурентоспобностью на мировом рынке и состоят на вооружении подразделений ПВО Китая, Греции и Ирана.

    Для защиты малоподвижных войсковых, а также гражданских и промышленных объектов разработаны варианты комплекса с размещением основных элементов на колесных базах - в самоходном варианте "Tор-M1ТА", с размещением аппаратной кабины (АК) на автомобиле "Урал-5323", а антенно-пускового поста (АПП) - на прицепе ЧМЗАП8335, в буксируемом "Тор-М1ТБ" (на двух прицепах АК - СМЗ-782Б, АПП - ЧМЗАП8335). За счет отказа от проходимости по бездорожью и увеличения времени развертывания/ свертывания до 8..15 мин. достигается снижение стоимости комплекса. Разработан и стационарный вариант комплекса "Top-M1TC".

    Прошел испытания модернизированный вариант комплекса,  получивший обозначение "Тор-М1В". "Тор-М1В" отличается от своего предшественника повышенными боевыми возможностями:

  • расширена зона поражения системы по высоте и курсовому параметру. Необходимость такого расширения продиктована опытом военных действий авиации в Югославии и на Ближнем Востоке;
  • повышена помехозащищенность комплекса в условиях применения противником уводящих помех самоприкрытия. Для этого разработаны специальные режимы работы боевых средств, автоматически включающиеся при постановке современных и перспективных помех;
  • введен специальный режим боевой работы "звено" для слаженной и эффективной работы двух боевых машин без батарейного командного пункта при защите точечных объектов.
  • На Международном авиакосмическом салоне "МАКС - 2007" ОАО 'Ижевский электромеханический завод 'Купол' совместно с ОАО 'Концерн ПВО 'Алмаз - Антей" представил новейшую разработку - боевую машину 9А331МК зенитно-ракетной системы "Тор-М2Э" . Новая система отличается повышенной эффективностью отражения массированных налетов современных средств воздушного нападения в условиях огневого и радиоэлектронного противодействия.


    Состав

    В состав комплекса 9К331 входят:

  • боевая машина 9А331 и зенитно-ракетный модуль 9М334 (с ракетами 9M331 в транспортно-пусковом контейнере 9Я281);
  • транспортно-заряжающая машина 9Т244;
  • транспортная машина 9Т245;
  • машины технического обслуживания 9B887M и 9В888-1M
  • комплект такелажного оборудования 9Ф116;
  • машина группового ЗИП 9Ф399-1М1;
  • автономный электронный тренажер операторов боевой мдшнны 9Ф678.
  • Боевая машина 9А331Боевая машина 9А331

    На базе боевой машины 9А331 (см. компоновку) размещаются:

  • два зенитно-ракетных модуля 9М334 (восемь ракет 9M331 в ТПК 9Я281);

  • трехкоординатная станция обнаружения целей (СОЦ) с системами опознавания их государственной принадлежности и стабилизации основания антенны;

  • станция наведения (СН) с фазированной антенной решеткой;

  • дублирующий телевизионно-оптический визир, обеспечивающий автосопровождение цели по угловым координатам;

  • быстродействующая цифровая вычислительная система;

  • аппаратура стартовой автоматки (аппаратура отображения информации о воздушной обстановке и цикле боевой работы, а также индикации функционирования систем и средств боевой машины, рабочие пульты командира и операторов, вспомогательная аппаратура);

  • система телекодовой оперативно-командной радиосвязи;

  • аппаратура навигации, топопривязкн и ориентирования;

  • система функционального контроля боевой машины:

  • система автономного зпектропитания и жизнеобеспечения (источник первичного энергопитания с приводом электрогенератора от газотурбинного двигателя или ходового двигателя самоходного шасси).

  • В боевую машину 9А331 были внесены следующие изменения (по сравнению с 9А330):

  • использована новая двухпроцессорная вычислительная система повышенной производительности, которая реализовала двухканальную работу по целям, защиту от ложных трасс целей, расширенный функциональный контроль;

  • в станции обнаружения целей введены трехканальная цифровая система обработки сигналов, обеспечивавшая улучшенное подавление пассивных помех без проведения дополнительного анализа помеховой обстановки, автоматически переключаемый избирательный фильтр во входных устройствах приемника, обеспечивавший за счет частотной селекции каждого парциала более эффективные электромагнитную совместимость и помехозащищённость станции, во входных устройствах приемника заменен усилитель для повышения чувствительности, введена автоматическая регулировка мощности, поступавшей в каждый парциал при работе станции, изменен порядок обзора для уменьшения времени завязки трасс целей, введен алгоритм защиты от ложных отметок;

  • в станции наведения введен новый тип зондирующего сигнала, обеспечивавший обнаружение и автосопровождение зависающего вертолета, в телевизионно-оптическом визире введен автомат сопровождения цели по углу места (для повышения точности ее сопровождения), введен улучшенный индикатор командира,введена аппаратура сопряжения с унифицированным батарейным командирским пунктом "Ранжир" (радиостанции и аппаратура передачи данных).

  • РЛС обнаружения представляет собой когерентно-импульсную РЛС кругового обзора. Она работает в сантиметровом диапазоне волн с частотным управлением лучом по углу места. Средняя мощность передатчика 1,5 кВт, разрешающая способность не хуже 1.5-2.0° по азимуту, 4° по углу места и 200м по дальности. Максимальные ошибки определения координат цели составляют не более половины указанных величин разрешающей способности. Применение цифровой обработки сигнала позволяет надежно обнаруживать как скоростные, так и малоподвижные (до 10м/с) цели без "слепых скоростей" в сложных условиях пассивных (естественных и искусственных) помех с учетом влияния подстилающей поверхности. Обработка сигналов осуществляется спецвычислителями и центральным компьютером, вычислительные и алгоритмические возможности которого позволяют решать задачи анализа воздушной обстановки, принятия основных решений и другие интеллектуальные задачи управления боевыми операциями. РЛС обнаружения сопряжена с системой опознавания государственной принадлежности цели и автоматически блокирует (с высокой вероятностью) возможность поражения "своих" летательных аппаратов. Для обеспечения возможности работы станции во время движения БМ положение антенны стабилизируется.

    Станция способна обнаруживать с вероятностью не менее 0.8 на дальности 25-27км самолеты типа F-15, летящие на высотах от 30 до 6000м. беспилотные летательные аппараты обнаруживаются с вероятностью не менее 0.7 на дальности 9-15км, зависшие в воздухе вертолеты — с вероятностью 0.6-0.8 на дальности 13-20км, находящиеся на земле вертолеты с вращающимися винтами — с вероятностью 0.4-0.7 на дальности 13-20км. При этом могут обнаруживаться и цели, прикрываемые активными и пассивными помехами. РЛС обнаружения обеспечивает многопарциальный (8 парциалов — лучей) трехкоординатный обзор пространства с высоким темпом (см. диапазон сканирования). Период сканирования 1с, ширина луча в вертикальной плоскости 4°. Сканирование углового пространства обзора в вертикальной плоскости механически разбивается на два диапазона от 0-32° и 32-64°. Это означает, что две батареи ЗРК "Top-M1" могут одновременно просматривать зону в угловом растре 0-64°. Предусмотрено повышение энергии сигнала за счет применения длительного импульса с внутриимпульсной модуляцией и режим концентрации всей энергии излучения в одном парциале — три в одном.

    РЛС наведения (СВР) - когерентно-импульсная (импульсно-доплеровского типа) РЛС. Она работает в сантиметровом диапазоне волн, имеет малоэлементную фразированную антенную решетку (ФАР), формирующую луч шириной 1° по азимуту и по углу места, обеспечивающую электронное сканирование луча в соответствующих плоскостях. Такое построение системы позволяет обеспечить практически мгновенный (400-600мс) переход на автосопровождение, а также одновременное сопровождение и обстрел двух целей в секторе ФАР. Станция осуществляет поиск цели по данным целеуказания от станции обнаружения целей и захват одной цели на автосопровождение. С вероятностью 0.5 станция наведения способна переходить на автосопровождение самолета-истребителя, летящего на дальности 23км. С уменьшением дальности эта вероятность существенно возрастает, так, на дальности 20км она уже составляет 0.8. Система обработки сигнала РЛС сопровождения - цифровая мононмпульсная со сжатием импульсов и соответствующим алгоритмом обработки сигналов, обеспечивает не только высокие точности и помехозащиту, но и распознавание класса цели, что позволяет оптимизировать режимы работы системы наведения ракеты и ее боевого снаряжения.

    Транспортно-заряжающая машина 9Т244Транспортно-заряжающая машина 9Т244

    Для ЗРК "Тор-М1" впервые в практике создания зенитных комплексов применен четырехместный транспортно-пусковой контейнер (ТПК) 9Я281, который в совокупности с ЗУР 9M331 составил ракетный модуль 9М334. Каждый модуль 9М334 комплектуется двумя специальными балками, с помощью которых модули могут быть собраны в многоярусные пакеты. В таких пакетах осуществляется хранение и транспортировка ракет на всех этапах эксплуатации. Транспортная машина 9Т245 перевозит два пакета из четырех модулей, транспортно-заряжающая машина 9Т244 - два пакета из двух модулей и имеет крановое оборудование для загрузки модуля в боевую машину. Заряжание БМ производится с помощью транспортно-заряжающей машины. Сначала модуль переводится из горизонтального положения в вертикальное, затем опускается в шахту БМ. Время заряжания боевой машины двумя модулями - 25 минут. Модуль 9М334 в течение установленного срока службы эксплуатируется без проведения регламентных работ и проверок бортового оборудования ракет. Основные параметры модуля: масса модуля (ТПК плюс четыре ракеты) с двумя балками - 1053кг, масса ТПК с двумя балками - 333кг, масса одной балки - 40кг, габариты модуля с двумя балками - 539x1507x3005мм

    ЗУР 9M331 полностью унифицирована с ракетой 9М330 (за исключением материала поражающих элементов БЧ) и может использоваться в ЗРК "Тор", "Top-M1", "Тор-М2" и в корабельном ЗРК "Кинжал".

    Боевая работа ЗРК 9К331 происходит по схеме, обычной для зенитных ракетных комплексов с радиокомандной системой наведения (см. описание боевой работы). Станция обнаружения в движении или на месте осуществляет круговой обзор пространства, обнаруживает и опознает цели. Вычислительные средства боевой машины производят анализ воздушной цели, выбирают наиболее опасные цели для обстрела и вырабатывают данные целеуказания для станции наведения (станция передачи команд, СПК). Станция наведения (станция визирования ракеты плюс станция передачи команд) на основании данных целеуказания осуществляет:

  • поиск и захват одной цели на автосопровождение;

  • точное сопровождение цели по трем координатам;

  • пуск одной или последовательно (через 4с) двух ракет по сопровождаемой цели;

  • захват ракеты после старта отдельным координатором и ввод ее в луч фазированной антенной решетки;

  • точное сопровождение ракеты;

  • управление ракетами по командам, вырабатываемым по разности координат между ракетами и целью в соответствии с выбранным методом наведения, соответствующим наиболее оптимальным условиям встречи ракеты с целью в зависимости от ее типа, высоты и характера полета;

  • выдачу на радиовзрыватель ракеты команды задержки его срабатывания в зависимости от скорости сближения ракеты с целью.

  • Эксплуатация комплекса разрешается на высотах не более 3000 м над уровнем моря, в любое время года и суток, в различных метеорологических условиях в интервале температур окружающего воздуха от —50°С до +50°С, в условиях солнечной радиации и относительной влажности не более 98% при температуре (30 ± 5)°С и скорости ветра не более 20 м/с. Режим работы аппаратуры ракеты при включениях на боевой машине циклический: 10 мин работы — 10 минут перерыва. После трех включений должен быть перерыв не менее одного часа. В любое время перерыва допускается одноразовое включение аппаратуры ракеты на одну минуту для проведения пуска.


    Тактико-технические характеристики

    Количество одновременно обнаруживаемых целей 48
    Количество одновременно сопровождаемых целей 2 (4 для Тор-М2Э)
    Зона обнаружения:
                - по дальности, км
                - по азимуту, град
                - углу места, град
                - по высоте, км

    27
    360
    0-32 или 32-64
    не менее 23
    Зона поражения, км:
                - по дальности
                - по высоте
                - по параметру

    1..12
    0,01..6 (0,01..10 для Тор-М2Э)
    6 (8 для Тор-М2Э)
    Вероятность поражения одной ракетой:
                - самолета (типа F-15)
                - вертолета
                - крылатой ракеты
                - высокоточного оружия

    0.45-0.8
    0.62-0.75
    0.93-0.97
    0.75-0.9
    Максимальная скорость поражаемых целей (вдогон/навстречу) м/с 700
    Максимальная поперечная перегрузка поражаемой цели 10
    Время реакции комплекса (от обнаружения цели до пуска ракеты), с:
                - с позиции
                - с короткой остановки

    7.4
    9.7
    Масса боевой машины, т 37
    Запас хода по топливу (при двухчасовой работе аппаратуры), км 500
    Боевой расчет 3
    Скорость полета ЗУР, м/с 700..800
    Масса ракеты, кг 165
    Масса боевой части, кг 14,5


    Компоновка ЗУР 9М331


    Компоновка ЗУР 9М331Компоновка ЗУР 9М331

  • радиопрозрачный обтекатель;
  • передающая антенна радиовзрывателя;
  • передатчик радиовзрывателя;
  • рулевая машина;
  • заряд газогенератора системы склонения;
  • блок источников горячего газа;
  • бортовой электроразъем;
  • стрингер крепления бортовой аппаратуры;
  • автопилот;
  • приемник радиовзрывателя;
  • устройство для переключения литеров;
  • предохранительно-исполнительный механизм;
  • боевая часть;
  • сигнализатор давления;
  • воспламенитель;
  • заряд твердого топлива;
  • торсион;
  • крыло;
  • бугель;
  • хвостовой отсек;
  • бугель;
  • ракетный двигатель твердого топлива;
  • бугель;
  • приемная антенна радиовзрывателя;
  • антенна бортовой радиоаппаратуры;
  • бортовая радиоаппаратура;
  • приборный отсек;
  • бортовой источник электропитания;
  • заряд газогенератора питания рулевых машин;
  • рычаг;
  • руль-элерон;
  • отсек управления;
  • рычаг;
  • штуцер;
  • 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


    Транспортно-пусковой контейнер 9Я281


    Транспортно-пусковой контейнер 9Я281Транспортно-пусковой контейнер 9Я281

  • крышка передняя;
  • корпус;
  • крышка разрушающаяся;
  • отверстие;
  • гнездо;
  • шпангоут передний;
  • пластина;
  • кронштейн;
  • бугель передний;
  • узел подъема;
  • бугель задний;
  • крышка задняя;
  • шпангоут задний;
  • шпангоут средний;
  • механизм расстыковки электроразъема;
  • электроразъем;
  • балка направляющая;
  • диафрагма;
  • кронштейн;
  • пробка для продувки;
  • пробка люка переключения литера;
  • крышка механизма расстыковки электроразъема;
  • пробка для продувки;
  • шпилька;
  • гайка;
  • шайба;
  • шайба;
  • ЗГУРД;
  • прокладка;
  • осушитель(силикагель);
  • крышка;
  • винт;
  • шайба.
  • Транспортно-пусковой контейнер 9Я281 (ТПК) предназначен для хранения транспортировки и пуска ракет. Он состоит из корпуса 2, разделенного диафрагмами 18 на четыре полости, предназначенные для установки ракет, защитно-герметизирующего устройства разового действия 28 и двух крышек - передней 1 и задней 12. Корпус 2 представляет цельносварную рифленую конструкцию, выполненную из алюминиевого сплава и подкрепленную тремя шпангоутами. На переднем шпангоуте имеется кронштейн 8, обеспечивающий фиксацию ТПК на ТЗМ при заряжании боевой машины, и пластины 7 для фиксации ТПК на БМ. Фиксация ТПК от поперечных перемещении при заряжании на направляющих БМ обеспечивается Т-образными пазами-бугелями 9 на среднем и 6угелями 11 на заднем шпангоутах. Герметичность корпуса обеспечивается резиновыми прокладками по всем стыковым соединениям.

    На передней крышке корпуса имеются два отверстия закрываемые пробками. Отверстия предназначены для проверки герметичности полости под передней крышкой в процессе изготовления ТПК и выравнивания давления в этой полости с окружающей средой перед снятием передней крышки.

    Внутри полостей ТПК на верхней стенке к шпангоутам с помощью болтов и стальных кронштейнов крепятся направляющие балки 17 на которые устанавливаются ракеты. На нижней поверхности корпуса ТПК имеются четыре люка, которые закрываются крышками 22 с механизмами расстыковки электроразъемов 15, обеспечивающие связь электрических цепей ракет со стартовой автоматикой и отстыковку электроразъемов ТПК от бортовых злектроразъемов ракет при пуске, и пробки 21, обеспечивающие доступ для переключения литерной частоты.

    Для подключения ТПК к стартовой автоматике имеются бортовые электроразъемы 16, расположенные на боковых сторонах переднего шпангоута ТПК. Для продувки внутренних полостей ТПК сухим воздухом при изготовлении в задней крышке и на нижней поверхности ТПК, у переднего шпангоута, имеются продувочные отверстия, закрываемые пробками 20 и 23.

    Закатка ракеты в ТПК производится с переднего торца ТПК. Ракета подается в ТПК до упора серьги катапультирующего устройства в пазы направляющей ТПК. Фиксация ракеты в ТПК в осевом направлении производится съемной перемычкой. Поперечная фиксация ракеты осуществляется бугелями 9 и 11, которые находятся в пазах кронштейнов на среднем к заднем шпангоутах.



    Компоновка ЗУР 9М331


    Компоновка ЗУР 9М331Компоновка ЗУР 9М331

  • радиопрозрачный обтекатель;
  • передающая антенна радиовзрывателя;
  • передатчик радиовзрывателя;
  • рулевая машина;
  • заряд газогенератора системы склонения;
  • блок источников горячего газа;
  • бортовой электроразъем;
  • стрингер крепления бортовой аппаратуры;
  • автопилот;
  • приемник радиовзрывателя;
  • устройство для переключения литеров;
  • предохранительно-исполнительный механизм;
  • боевая часть;
  • сигнализатор давления;
  • воспламенитель;
  • заряд твердого топлива;
  • торсион;
  • крыло;
  • бугель;
  • хвостовой отсек;
  • бугель;
  • ракетный двигатель твердого топлива;
  • бугель;
  • приемная антенна радиовзрывателя;
  • антенна бортовой радиоаппаратуры;
  • бортовая радиоаппаратура;
  • приборный отсек;
  • бортовой источник электропитания;
  • заряд газогенератора питания рулевых машин;
  • рычаг;
  • руль-элерон;
  • отсек управления;
  • рычаг;
  • штуцер;
  • 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


    Транспортно-пусковой контейнер 9Я281


    Транспортно-пусковой контейнер 9Я281Транспортно-пусковой контейнер 9Я281

  • крышка передняя;
  • корпус;
  • крышка разрушающаяся;
  • отверстие;
  • гнездо;
  • шпангоут передний;
  • пластина;
  • кронштейн;
  • бугель передний;
  • узел подъема;
  • бугель задний;
  • крышка задняя;
  • шпангоут задний;
  • шпангоут средний;
  • механизм расстыковки электроразъема;
  • электроразъем;
  • балка направляющая;
  • диафрагма;
  • кронштейн;
  • пробка для продувки;
  • пробка люка переключения литера;
  • крышка механизма расстыковки электроразъема;
  • пробка для продувки;
  • шпилька;
  • гайка;
  • шайба;
  • шайба;
  • ЗГУРД;
  • прокладка;
  • осушитель(силикагель);
  • крышка;
  • винт;
  • шайба.
  • Транспортно-пусковой контейнер 9Я281 (ТПК) предназначен для хранения транспортировки и пуска ракет. Он состоит из корпуса 2, разделенного диафрагмами 18 на четыре полости, предназначенные для установки ракет, защитно-герметизирующего устройства разового действия 28 и двух крышек - передней 1 и задней 12. Корпус 2 представляет цельносварную рифленую конструкцию, выполненную из алюминиевого сплава и подкрепленную тремя шпангоутами. На переднем шпангоуте имеется кронштейн 8, обеспечивающий фиксацию ТПК на ТЗМ при заряжании боевой машины, и пластины 7 для фиксации ТПК на БМ. Фиксация ТПК от поперечных перемещении при заряжании на направляющих БМ обеспечивается Т-образными пазами-бугелями 9 на среднем и 6угелями 11 на заднем шпангоутах. Герметичность корпуса обеспечивается резиновыми прокладками по всем стыковым соединениям.

    На передней крышке корпуса имеются два отверстия закрываемые пробками. Отверстия предназначены для проверки герметичности полости под передней крышкой в процессе изготовления ТПК и выравнивания давления в этой полости с окружающей средой перед снятием передней крышки.

    Внутри полостей ТПК на верхней стенке к шпангоутам с помощью болтов и стальных кронштейнов крепятся направляющие балки 17 на которые устанавливаются ракеты. На нижней поверхности корпуса ТПК имеются четыре люка, которые закрываются крышками 22 с механизмами расстыковки электроразъемов 15, обеспечивающие связь электрических цепей ракет со стартовой автоматикой и отстыковку электроразъемов ТПК от бортовых злектроразъемов ракет при пуске, и пробки 21, обеспечивающие доступ для переключения литерной частоты.

    Для подключения ТПК к стартовой автоматике имеются бортовые электроразъемы 16, расположенные на боковых сторонах переднего шпангоута ТПК. Для продувки внутренних полостей ТПК сухим воздухом при изготовлении в задней крышке и на нижней поверхности ТПК, у переднего шпангоута, имеются продувочные отверстия, закрываемые пробками 20 и 23.

    Закатка ракеты в ТПК производится с переднего торца ТПК. Ракета подается в ТПК до упора серьги катапультирующего устройства в пазы направляющей ТПК. Фиксация ракеты в ТПК в осевом направлении производится съемной перемычкой. Поперечная фиксация ракеты осуществляется бугелями 9 и 11, которые находятся в пазах кронштейнов на среднем к заднем шпангоутах.



    Боевая работа комплекса Тор-М1


    Заряжание ТПК в боевую машинуЗаряжание ТПК в боевую машину Заряжание ТПК в боевую машину (БМ) производится транспортно-заряжающей машиной. Перед заряжанием с ТПК снимается передняя съемная крышка, при этом защита внутренних полостей ТПК с ракетами обеспечивается защитно-герметизирующим устройством одноразового действия. ТПК устанавливаются в шахте боевой машины в вертикальном положении. ТПК в боевой машине крепится в продольном и поперечном направлениях. От продольных перемещений ТПК фиксируется закреплением переднего шпангоута ТПК захватами БМ за опорные пластины. Поперечная фиксация обеспечивается штырями боевой машины, входящими в два отверстия в переднем шпангоуте, и направляющими БМ и Т-образными пазами-бугелями в среднем шпангоуте, в которые входят направляющие БМ. При заряжании производится установка на ракетах литерных частот (адресов ракет) и стыковка электроразъемов ТПК и боевой машины.

    Полет ракеты в процессе боевого применения имеет три характерных этапа: катапультирование, разворот в направлении цели (склонение) и наведение ракеты на цель по радиокомандам с наземных средств комплекса. Полету ракеты предшествует функционирование бортового оборудования в режимах «Подготовка», «Ожидание» и «Пуск». В режиме «Ожидание», который, в принципе, может отсутствовать, в течение 0.05 с после окончания режима «Подготовка» переключается питание бортовой радиоаппаратуры с наземного источника переменных напряжений на бортовое. Длительность режима «Ожидание» может достигать 60с.

    Подготовка к пуску и пуск.

    Подготовка ракеты к пуску производится с помощью аппаратуры стартовой автоматики, установленной на боевой машине. В процессе подготовки производится:

  • раскрутка бортового электромашинного преобразователя тока и гироскопов автопилота от наземного источника электропитания;
  • запитка бортовой аппаратуры всеми видами потребляемых напряжений;
  • введение в автопилот команд склонения, которые отрабатываются ракетой в полете автономно;
  • контроль цепи безопасности предохранительно-исполнительного механизма;
  • контроль взведения пиропатронов катапульты;
  • контроль исходного состояния бортовой автоматики;
  • с выходом на режим электромашинного преобразователя переключение на него бортовых потребителей по цепям переменного тока;
  • поступление ряда служебных команд и сигналов.
  • Конструкция боевой машины и пусковое устройство позволяют наводить ракеты по азимуту для совмещения плоскости склонения с направлением на цель. Если непосредственно по завершении подготовки не поступает команд "Пуск", ракета переводится в режим «Ожидание», в течение которого в любой момент времени может быть произведен пуск или отмена пуска с выключением всех питающих напряжений, команд и сигналов.

    По команде "Пуск" производится:

  • задействование бортового химического источника тока (ХИТ);
  • с выходом бортового ХИТ на режим - запитка от него бортового оборудования параллельно с запиткой от наземного источника;
  • ввод, если требуется, на радиовзрыватель специальных разовых команд, вводящих режимы работы по низколетящей цели и в пассивных помехах;
  • запоминание в автопилоте введенных команд склонения;
  • разарретировка гироскопов;
  • ввод и запись адреса ракеты в блоке радиоуправления.
  • По завершении этих операций с аппаратуры стартовой автоматики выдается команда на подрыв пиропатрона катапульты, который поджигает пороховой заряд катапульты. При нарастании усилия на штоке катапульты, которое передается на корпус ракеты, срезаются два стопорящих болта и начинается движение ракеты по направляющим ТПК. С началом этого движения отстыковывается вилка бортового электроразъема, а затем, за счет механического контакта со специальными упорами на катапультирующем устройстве (см. описание ), поворачиваются рычаги на третьем отсеке ракеты, замыкая контакты соответствующих кнопочных переключателей. В результате происходит следующее

  • запускается газогенератор питания рулевых машин;
  • в блоке команд включается устройство формирования временных задержек, которое выдает команды на запуск газогенератора склонения и на запуск двигателя ракеты:
  • запускается дублирующий пиропатрон, имеющий односекундную задержку срабатывания. Данный пиропатрон дублирует запуск двигателя ракеты. В конце хода шток катапульты тормозится за счет сжатия газа в цилиндре и смятия специальной тормозной трубы - для уменьшения ударной нагрузки на контейнер. Ракета, набравшая необходимую скорость, продолжает движение по инерции на высоту 15-20 м.
  • Полет ракеты

    С началом движения под действием носка ракеты происходит разрушение крышки защитно-герметизирующего устройства ТПК. Непосредственно после выхода ракеты из ТПК реле времени выдает команду на разнуление рулевых машин. Автопилот на основе информации об углах тангажа и курса, полученной из аппаратуры стартовой автоматики, формирует по заданному алгоритму управляющий сигнал н подает его на рулевые машины. Рули отклоняются, за счет их поворота происходит расстопорение пружинных механизмов и консоли рулей раскрываются, а пружинные механизмы сбрасываются на землю. К этому времени запускается газогенератор системы склонения, и газ поступает в газоструйные устройства рулей, создавая на отклоненных рулях реактивную силу. Начинается разворот корпуса ракеты (склонение) на угол, величина которого зависит от траектории последующего радиоуправляемого полета: от минимального угла при стрельбе в верхнюю ближнюю часть зоны перехвата целей до максимального угла при стрельбе по низколетящей цели на ближнюю границу зоны перехвата. Двигатель ракеты запускается по сигналу с блока команд либо, при отсутствии этого сигнала, от пиропатрона, дублирующего запуск, расположенного в блоке воспламенителя на переднем днище двигателя. Время полета ракеты с работающим двигателем 12с. За это время ракета покрывает расстояние порядка 8 км, максимальная скорость, достигаемая на стартовом участке полета, 850 м/с.

    При старте ракета выбрасывается катапультой вертикально со скоростью около 25 м/с. Склонение ЗУР на заданный угол, величина и направление которого вводится перед стартом в автопилот со станции наведения, осуществляется до запуска двигателя ракеты в результате истечения продуктов сгорания специального газогенератора через четыре двухсопловых блока газораспределителя, установленного у основания аэродинамического руля. Газоходы, ведущие к противоположно направленным соплам, перекрываются в зависимости от угла поворота руля. Объединение аэродинамического руля и газораспределителя в единый блок позволило исключить применение специального привода для системы склонения. Газодинамическое устройство заклоняет ракету в нужном направлении, а затем перед включением твердотопливного двигателя, приостанавливает ее поворот.

    Запуск двигателя ЗУР осуществляется на высоте 16-21 м от земли (либо по истечении заданной односекундной задержки от старта, либо по достижении угла отклонения оси ракеты от вертикали 50°). Таким образом весь импульс РДТТ расходуется на придание ракете скорости в направлении цели. После запуска начинается набор скорости ракеты, которая на дальности 1,5 км составляет 700-800 м/с. Процесс командного наведения начинается с дальности 250 м. В связи с широким разбросом линейных размеров (от 3-4 до 20-30 м) и параметров движения целей (от 10 до 6000 м по высоте и от 0 до 700 м/с по скорости) для оптимального накрытия высоколетящих целей осколками БЧ со станции наведения на борт ЗУР выдаются значения задержки срабатывания радиовзрывателя, зависящие от скорости сближения ракеты с целью. При подлете ракеты к цели по команде взведения передатчик радновзрывателя начинает облучать цель. По накоплении определенного количества отраженных от цели и принятых радиовзрывателем импульсов в исполнительной схеме радиовзрывателя формируется команда подрыва, поступающая на предохранительно-исполнительный механизм ( ПИМ ). Предохранительно-исполнительный механизм, на который выведены цели инициирования боевой части, обеспечивает надежное предохранение от ее непредусмотренного подрыва во всех условиях эксплуатации и при старте ракеты - до снятия ступеней предохранения в полете. При запуске и нормальной работе двигателя ракеты по сигналу о наличии давления в камере сгорания (от сигнализатора давления) и о наличии продольной перегрузки требуемой длительности (от инерционного стопора) происходит взведение ПИМ. После этого по команде подрыва от радиовзрывателя срабатывает огневая цепь ПИМ и происходит подрыв боевой части. На малых высотах обеспечивается селекция подстилающей поверхности и срабатывание радиовзрывателя только от цели. В случае нарушения нормального полета ракеты со станции наведения может быть прекращена передача команд управления полетом. При этом с бортовой радиоаппаратуры управления через определенный интервал времени на предохранительно-исполнительный механизм выдается команда ликвидации ракеты, по которой производится подрыв боевой части.



    Галерея

    Фото 1 (сравнительные характеристики)Фото 1 (сравнительные характеристики)

    Фото 1 (сравнительные характеристики)

    Фото 2 (9А331)Фото 2 (9А331)

    Фото 2 (9А331)

    Фото 3 (9М334)Фото 3 (9М334)

    Фото 3 (9М334)

    Фото 4 (9Т244)Фото 4 (9Т244)

    Фото 4 (9Т244)

    Фото 5 (компоновку)Фото 5 (компоновку)

    Фото 5 (компоновку)

    Фото 6 (диапазон сканирования)Фото 6 (диапазон сканирования)

    Фото 6 (диапазон сканирования)



    Источник: https://rbase.new-factoria.ru/


    0 не понравилось