работа. 3. противотанковая управляемая ракета 9М113 конкурс список обозначений

• Название: 3. противотанковая управляемая ракета 9М113 конкурс список обозначений
• Дата: 06.01.2022
• Размер: 1.25 Mb.
• Имя файла: работа.pdf
• Тип: Конкурс; #324851
• страница: 3 из 3

Аппаратурный отсек(№3) размещён за РМДУ и является хвостовой частью ракеты (рис.7). В состав отсека входят: корпус 2, координатор 15,
44

блок управления 5, катушка 9 проводной линии связи (ПЛС), лампа-фара 10
и крылья. Блок управления состоитиз приёмника, инерционного замыкателя и бортового блока питания. На корпусе аппаратурного отсека укреплены скобами четыре складных крыла трапециевидной формы. Каждое крыло состоит из соединенных между собой упругих гибких металлических пластин. При сжатых до соприкосновения пластинах крылья сгибаются вокруг корпуса и в таком сложенном положении удерживаются хомутом.
Рис. 7. Аппаратурный отсек:
1—розетка разъема Ш2; 2 — корпус; 3 — крыло; 4 — защелка
5— блок управления; 6 — кронштейн;7 — кольцо;
8 — газовый замыкатель; 9 — катушка, 10 — лампа-фара;
11 — скобы; 12 — плата КП6А: 13 — плата КП5; 14 — жгут;
15 — координатор.
При разжатых пластинах крылья приобретают жесткость и в раскрытом положении удерживаются защелками. Освобождение крыльев от хомута осуществляется автоматически после вылета ракеты из контейнера.
Ракета выполнена по аэродинамической схеме "утка", при этомплоскости рулей установлены относительно плоскостей крыльев под углом 45°. Рули создают управляющие моменты по курсу и тангажу. Крылья обеспечивают устойчивость ракеты в полете и создают подъёмную силу.
Вращение ракеты осуществляется за счёт расположения крыльев относительно её оси под углом 2°15´.
4.2.2. Общее взаимодействие элементов комплекса
Для пуска ракеты оператор нажимает на спусковой крючок механизма пуска, расположенного на пусковой установке. При этом в механизме пуска индуцируется ЭДС, которая подаётся на элекровоспламенитель бортовой батареи, первой наземной батареи и порохового заряда ротора координатора.
45

От бортовой батареи срабатывает электровоспламенитель арретира координатора. Бортовая батарея фары, первая наземная батарея и координатор выходят на режимы. Затем срабатывают электровоспламенителипередней крышки и второй наземной батареи,
выходит на режим вторая наземная батарея, открывается передняя крышка контейнера и срабатывает ВДУ. Происходит пуск ракеты.
При движенииракеты в контейнере от действия стартовых перегрузок срабатывает инерционныйзамыкатель, при этом замыкается цепь электровосламенителя замедленного действий (ЭВЗД) и срабатывает РМДУ.
Система управления ракетой в полёте – полуавтоматическая. Оператор с момента вылета ракеты из контейнера до момента поражения цели удерживает перекрестие сетки оптического визира на цели. При этом ракета автоматически удерживается на линии визирования. После вылета ракеты из контейнера световое излучение лампы-фары, попадая во входной зрачок оптико-механического координатора наземной аппаратуры управления,
собирается объективом в фокальной плоскости, где расположен модулирующий диск. Промоделированный световой сигнал преобразуется в электрический сигнал фотодиодом, непосредственно расположенным за диском. С фотодиода электрический сигнал в виде частотно- модулированного напряжения поступают в аппаратурный блок наземной аппаратуры управления. Аппаратурный блок автоматически вырабатывает управляющие напряжения по курсу и тангажу, пропорциональные величине линейного отклонения ракеты от линии визирования. Сигналы управления ввиде прямоугольных ступенчатых импульсов по двухпроводной линии связи поступают на входприёмного блока управления ракеты. Там они разделяются по каналам курса и тангажа. Затем с помощью ламельного датчика гироскопического координатора эти сигналы распределяются по каналам приёмника в зависимости от углового положения ракеты.
С выходных каналов управляющие сигналы, усиленные по мощности,
поступают на обмотки электромагнитов блока рулевого привода, рули которого, работая в режиме широтно-импульсной модуляции, создают управляющий момент. Под действием управляющего момента ракета отклоняется относительно вектора скорости. Возникающая при этом аэродинамическая сила удерживает ракету на линии визирования цели.
4.3. Вышибная двигательная установка
ВДУ (рис.2) предназначена для сообщения ракете начальной скорости.
ВДУ должна вытолкнуть ракету из контейнера на достаточно безопасное удаление, чтобы газовая струя начинающей работать РМДУ не обожгла лицо и руки оператора. Основными частями ВДУ являются: камера 2, сопловый блок 6, электровоспламенитель 12, пороховой заряд 4, передняя решетка 16,
задняя решетка 8 и резиновые прокладки 11. Камера 2 представляет собой сварную конструкцию. Сферическое дно камеры имеет шесть сопел 17 с мембранами. Сопловой блок ввинчен в камеру 2 и имеет шесть сопел “a”. В
каждое сопло впрессован задний вкладыш 14 с мембраной. Мембраны обеспечивают герметичность вышибной установки и стабильность
46

воспламенения порохового заряда 4. В центральном отверстии блока установлен киппель 10, предназначенный для передачи форса пламени от электровоспламенителя 12 к воспламенительному составу 5.
Электровоспламенитель (ЭВП-7) ввинчен в сопловой блок 6. Провода
13 через особый контакт обеспечивают электрическую связь воспламенителя с контейнером.
Пороховой заряд 4 размещен в картузе 3. Он состоит из набора цилиндрических одноканальных трубок. Картуз имеет двойное дно, мужду стенками которого помещен воспламенительный состав 5. Картуз крепится двумя завязками к задней решетке 8. Решетки 8 и 16 фиксируют заряд от продольного перемещения. Они так же препятствуют выбросу недогоревших частиц заряда в процессе работы ВДУ. Герметизация внутренней полости
ВДУ в местах свинчивания камеры 2 с сопловым блоком 6 и соплового блока с электровоспламенителем 12, обеспечивается резиновыми прокладками 7 и
11. ВДУ фиксируется в контейнере винтами 18 трёх стоек 1, приваренных к камере. Центрирование и крепление ВДУ осуществляется посредством кольца 15 обтекателя 9.
При подаче электрического напряжения в электроцепь 13 срабатывает электровоспламенитель 12. Форс пламени, проходя через киппель 11,
зажигает воспламенительный состав 5, который воспламеняет основной пороховой заряд 4. Под давлением газов разрушаются мембраны передних 17
и задних "а" сопел. Действие газов, протекающих через передние сопла,
сообщат ракете скорость. Давление газов, истекающих через задние сопла и зазор между обтекателем 9 и кольцом 15, уменьшает усиление отдачи при выстреле.
4.4. Разгонно-маршевая двигательная установка
РМДУ (рис.4) включает в себя: камеру 4, воспламенитель 10,
электровоспламенитель 14, заряд 5, крышку 2, опору 3 и резиновую прокладку 1. Камера 4 предоставляет собой сварную тонкостенную конструкцию. Сферическое дно камеры имеет две диаметрально противоположные сопловые бобышки 9. В отверстия бобышек установлены молибденовые вкладыши 7 с алюминиевыми заглушками 8,
обеспечивающими герметичность РМДУ и стабильность воспламенения порохового заряда.
Для предохранения дна и прилегающей к нему внутренней боковой поверхности камеры от нагрева при работе РМДУ в камере установлен пластмассовый экран 6. В центральном углублении дна экрана помещён заряд 5, представляющий собой цилиндрическую шашку с глухим отверстием. Шашка бронирована обкладкой 15 по большей части наружной боковой поверхности и по сферическому торцу. Плоским торцомзаряд опирается на экран 6. Заряд в камере зафиксирован крышкой через резиновую опору 3. Крышка крепится к камере посредством резьбы.
Плотность соединения обеспечивается резиновой прокладкой 1.
47

Для защиты аппаратурного отсека №3 от нагрева при работе двигательной установки на наружную поверхность сферического дна камеры приклеена на компаунде термоизоляционная прокладка 11.
РМДУ соединяется с боевой частью ракеты четырьмя винтами 17,
установленными в стойках 16, приваренных к камере. Соосность БЧ и РМДУ
обеспечивается направляющим пояском “a”.
В штуцер 12,приваренный к дну камеры, ввинчен электровоспламенительмарки 9×237. Последний выполнен в виде цилиндрического корпуса с наружной резьбой, из которого выведены провода дляподключения цепи воспламенения РМДУ. В корпусе электровоспламенителя размещены:
зажигательный состав,
воспламеняющийся от двух мостиков накаливания, замедляющий состав и пиротехнический состав. За счёт замедляющего состава электровоспламенитель обеспечивает необходимую задержку момента воспламенения заряда 5. Относительно момента пуска ракеты РМДУ
начинает работать на расстоянии 10-12 метров от пусковой установки, что обеспечивает безопасную работу оператора.
После подачи электрического напряжения на контакты электровоспламенителя 14, форс пламени от него, пробив алюминиевый корпус воспламенителя 10, зажигает его пороховой состав, который воспламеняет основной пороховой заряд 5. Под действием пороховых газов из вкладышей 7 сопел 9 выбрасываются заглушки 8. Газы истекают через сопловые отверстия, создают реактивную силу, движущую ракету. На разгонном режиме работы заряд 5 горит по торцу, по внешней незабронированной поверхности и по поверхности внутреннего глухого канала. После выгорания разгонного участка топливного заряда происходит переход на маршевый режим работы, на котором заряд горит только по торцу.
4.5. Аппаратурный отсек
Аппаратурный отсек (см. рис.1 и З) представляет собой компактную сборку блоков и узлов, содержащих аппаратуру, посредством которой сигнал управления, выработанный наземной аппаратурой, принимается на борт ракеты, преобразуется в форму командного сигнала и передаётся на блок рулевого привода. Кроме того, в аппаратурном отсеке вырабатывается сигнал информации о положении ракеты на траектории.
В состав аппаратурного отсека входят: катушка проводной линии связи
(ПЛС), блок управления, координатор и лампа-фара.
4.5.1. Катушка проводной линии связи
Катушка ПЛС состоит из следующихосновных деталей: стакана,
обтекателя, обтюратора, колодки и намотки провода.
Стакан служит для укладки провода, а так же для монтажа остальных деталей катушки. Обтекатель закрывает провод снаружи для улучшения условий сматывания. Обтекатель прикреплён к стакану шестью винтами. На стакане имеется поясок, предназначенный для направления движения в
48

контейнере хвостовой части ракеты. В канале пояса помещён обтюратор
(стальное кольцо с резиновым вкладышем в месте разреза), служащий для предотвращения прорыва вперёд пороховых газов ВДУ между ракетой и внутренней поверхностью контейнера.
На стакан намотан биметаллический эмальпровод, склеенный из двух жил. Намотка провода радовая, плотная, виток к витку. Внутренний конец провода выведен к колодке для соединения с приёмником. Наружный конец провода представляет собой трос, состоящий из токонесущего провода и трёх дополнительных тросов, каждый из которых состоит из двух проводов.
Всё это объединено нитками и клеем. Последние витки троса, уложенные на поверхности намотки, подтянуты к предыдущим виткам троса петлями из ниток. Трос прикреплен к обтекателю нитками и выведен через отверстие к колодке. Верхний ряд намотки вместе с витками троса покрыт термозащитными составами. Фторопластовой трубкой и плотной бумагой трос защищен от воздействия газов ВДУ. При пуске ракеты колодка троса остаётся в передней крышке контейнера, трос выходит из лирок ракеты и вкладыша, разрывает бумагу, нитки и провод начинает сматываться со стакана катушки ПЛС.
4.5.2. Инерционный замыкатель
Инерционныйзамыкатель предназначен для замыкания цепи поджима электровоспламенителя РМДУ и цепи канала лампы-фары после срабатывания ВДУ. Инерционныйзамыкатель смонтирован в корпусе 9,
жёстко связан с корпусом ракеты. В момент движения ракеты под действием газов ВДУ возникает осевая перезагрузка. Инерционная сила, приложенная к грузику 10, перемещает его назад (рис.8) относительно корпуса 9, сжимая пружину 8. Контакт 3, жёстко связанный с корпусом, скользя по грузику 10,
попадает на его металлическую часть, которая замыкает цель поджима электровоспламенителя РМДУ. Одновременно с этим шарик 6 выталкивается в ловушку 4.
После прекращения действия стартовой перезагрузки упругая пружина
2 перемещает стержень с грузиком 10 вперёд относительно корпуса 9.
Грузик, соприкасаясь металлической часть с контактом 11 замыкает цепь канала лампы-фары.
Рис.8. Инерционный замыкатель:
49

1 - крышка; 2 и 13 - упоры; 3 и 11 - контакты; 4 - ловушка; 5 - винт; 6 - шарик; 7 – стержень; 8 - пружина; 9 - корпус; 10 - грузик; 12 - изолятор.
4.6. Принцип формирования команд управления
Команды управления вырабатываются бортовой аппаратурой, которая размещена в отсеках №1 и №3.
Рис.9. Блок-схема бортовой аппаратуры.
В целом бортовая аппаратура предназначена:
–для передачи на пусковую установку сигнала-информации о месте положения ракеты относительно линии визирования;
–для приёма сигналов управления, вырабатываемых наземной аппаратурой;
–для разделения сигналов управления по соответствующим выходным каскадам приёмника в зависимости от углового положения вращающейся ракеты с последующим преобразованием команд в отклонения рулей.
В состав бортовой аппаратуры входят следующие узлы: катушка с проводной линией связи, блок управления, состоящий из приёмника и бортового блока питания, координатор, лампа-фара, блок рулевого привода.
На рисунке 9 приведена блок-схема бортовой аппаратуры. Из проводной линии связи сигнал управления поступает в приёмник, где происходит выделение сигналов по курсу и тангажу, затем эти сигналы поступают в координатор, где распределяются в зависимости от углового положения ракеты между каналами БРП, и возвращаются в приёмник на его выходные каскады. Из приёмника сигналы поступают в блок рулевого привода, приводя в действие рули. Энергоснабжение бортовой аппаратуры осуществляется блоком питания.
50