Пороховой управляющий двигатель

ПУД предназначен для газодинамического управления ракетой на начальном участке траектории.

ПУД состоит из корпуса 2 (рис. 21), представляющего собой камеру сгорания, и переходника I. Внутри корпуса рас­положены пороховой заряд 3 и воспламенитель 7, состоящий из электровоспламенителя 6, навески 4 пороха и пиротехнической петарды 5. Расход газа и параметры внутренней баллистики определяются дроссельным отверстием в переходнике.

ПУД работает следующим образом. После раскрытия рулей РМ электрический импульс с конденсатора взведения (рис 25) поступает на электровоспламенитель, воспламеняющий навеску пороха и петарду, форс пламени которых воспламеняет поро­ховой зарад. Пороховые газы, проходя через распределитель­ную втулку и одно из двух сопел, расположенных перпендикулярно плоскости рулей РМ, создают управляющую силу.

 

Бортовой источник питания

БИП предназначен для электропитания бортовой аппаратура ракеты в полете. Источником энергии для БИП является газ от работы ПАД.

БИП состоит из двух самостоятельных блоков: турбогене­ратора (ТГ) и стабилизатора-выпрямителя (СВ).

ТГ является синхронным однофазным генератором с возбуждением от постоянных магнитов и приводом от одноступен­чатой активной турбины. ТГ состоит из статора, ротора, на оси которого установлена турбина, и двух крышек.

Работа генератора основана на принципе коммутации магнитного потока (рис. 22). Коммутаторов магнитного потока является ротор ТГ, приводимый во вращение рабочем колесом турбинки под действием газов ПАД. Из рис. 22 следует, что при повороте ротора на половину полюсного деления направление магнитных потоков, проходящих через обмотки статора ТГ, изменяется на обратное. Индуктированная ЭДС пропорциональна величине изменения магнитного потока и обратно пропорциональна времени, в течение которого происходит, это изменение.

СВ служит для преобразования напряжения переменного тока ТГ в заданные номиналы постоянных напряжений БИП и поддержания по стабильности как при изменении скорости вращения ротора ТГ, так и при изменении тока нагрузки, а также регулирования скорости вращения ротора при изменении давления газа на входе в сопло путем создания дополнительной электромагнитной нагрузки на валу турбинки.

БИП работает следующим образом. Пороховые газы от ПАД через сопло подаются на лопатки турбинки и приводят ее во вращение вместе с ротором; при этом в обмотке статора индуктируется переменная ЭДС, которая подается на вход СВ. С выхода СВ постоянное напряжение подается в ТГС и ДУС. На взрыватель напряжения с БИП поступает после вылета ракеты из трубы и раскрытия рулей РМ (после срабатывания размыкателя блока взведения).

 

Основные характеристики БИП

Время выхода на режим, с 0,6 - 0,7

Время работы БИП, с 10 – 11

Частота переменного тока с ТГ, кГц 12 - 17

Постоянное напряжение на выходе СВ, В - 80

Постоянное стабилизированное напряжение на выходе СВ, В ± 20

2.5. Боевое снаряжение

 

Боевое снаряжение предназначено для нанесения воздушной цели повреждений, приводящих к ее поражению или к невозможности выполнения ею боевой задачи.

 

В состав боевого снаряжения ракеты входят:

- боевая часть (БЧ);

- взрыватель (ВЗ);

- взрывной генератор (ВГ);

- остатки топлива двигательной установки (ДУ).

БЧ (осколочно-фугасного действия) предназначена для соз­дания заданного поля поражения, воздействующего на цель после получения от ВЗ инициирующего импульса. Она состоит из (рис. 23) корпуса I, боевого заряда 2, детонатора 4 и трубки 3, через которую проходят провода от ВЗ к рулевому отсеку ракеты. На корпусе имеется бугель А, в отверстие которого входит стопор трубы, предназначенный для фиксации ракеты.

Взрыватель (ВЗ) предназначен для выдачи детонационного импульса на подрыв БЧ при встрече ракеты с целью или по истечении времени самоликвидации, а также для. Передачи детонационного импульса (через трубку ВЗ) от заряда БЧ к заряду ВГ.

ВЗ электромеханического типа, контактного действия, имеет две ступени предохранения, которые снимаются в полете, чем обеспечивается безопасность комплекса при эксплуатации, транспортировании и пуске.

ВЗ (рис, 24) состоит из предохранительно-детонирующего устройства (ПДУ), механизма самоликвидации (СЛ), трубки ВЗ, конденсаторов С1, С2, ВЗ, основного датчика цели ГМД (импульсного вихревого магнитоэлектрического генератора), дублирующего датчика цели ГМД2 (импульсного волнового магнитоэлектрического генератора), пускового электровоспламенителя ЭВ1 ВЗ, двух боевых электровоспламенителей ЭВ2 и ЭВЗ, пиротехнического замедлителя, инициирующего заряда, капсюля-детонатора и детонатора ВЗ.

Рис. 23. Боевая часть:

БЧ – боевая часть; ВЗ – взрыватель; ВГ – взрывной генератор;

1 – корпус; 2 – боевой заряд; 3 – трубка; 4 – детонатор; 5 – манжета;

А - бугель

 

ПДУ служит для обеспечения безопасности в обращении с ВЗ до момента взведения его поели пуска ракеты. Оно включает пиротехнический предохранитель, поворотную втулку и блокирующий (инерционный) стопор.

Детонатор ВЗ служит для подрыва БЧ. ГМД1 и ГМД2 обеспечивают срабатывание капсуля-детонатора при попадании ракеты в цель, а механизм СЛ обеспечивает срабатывание капсуля-детонатора по истечении времени самоликвидации в случае промаха. Трубка ВЗ обеспечивает передачу детонационного импульса от боевого заряда БЧ к ВГ.

ВГ предназначен для подрыва несгоревшей части топлива маршевого заряда ДУ и создания дополнительного поля поражения. Он представляет собой чашку с запрессованным в нее составом взрывчатого вещества, расположенную в корпусе ВЗ.

 

Рис. 24. Структурная схема взрывателя

 

Боевое снаряжение при пуске ракеты работает следующим образом. При вылете ракеты из трубы замыкаются контакты размыкателя розетки (рис. 25), напряжение с конденсатора блока взведения поступает на ЭВ1 ВЗ, от которого одновременно зажигаются пиротехнический предохранитель ПДУ и пиротехническая запрессовка механизма СЛ.

В полете под действием осевого ускорения, создаваемого маршевым двигателем, блокирующий стопор, ПДУ оседает и не препятствует развороту втулки, при этом снимается первая ступень предохранения(рис. 26).

Через 1-1,9 с после пуска ракеты прогорает пиротехнический предохранитель, поворотная втулка под действием пружины разворачивается в боевое положение, ось капсуля-детонатора совмещается с осью детонатора ВЗ, контакты поворотной втулки замыкаются, ВЗ подключается к БИП ракеты. При этом снимается вторая ступень предохранителя; ВЗ готов к действию. В то же время продолжает гореть пиротехническая запрессовка механизма СЛ; БИП подпитывает конденсаторы С1 и С2 ВЗ на всем протяжении полета.

 

 

Рис. 25. Схема блока взведения

 

 

 

 

Рис. 26. Принцип действия ПДУ

 

Рис. 27. Принципы работы контактного датчика

цели магнито-электрической схемы

 

При попадании ракеты в цель, при прохождении ГМД1 мимо среза металлической преграды, при пробитии или вдоль ее при рикошете, в обмотке ГМД1 под воздействием вихревых токов, наводимых в металлической преграде при перемещении в ней постоянного магнита ГМД1, появляется импульс электрического тока. Этот импульс подается на ЭВЗ, от которого срабатывает капсюль-детонатор, вызывая действие детонатора ВЗ. Детонатор ВЗ инициирует детонатор БЧ, срабатывание которого вызывает подрыв боевого заряда БЧ и взрывчатого вещества в трубке ВЗ, передающего детонацию к ВГ, происходит срабатывание ВГ и подрыв остатков маршевого заряда ДУ при их наличии.

При попадании ракеты в цель срабатывает, кроме того, дублирующий датчик цели ГМД2 (рис. 27). Под действием волн упругих деформаций, возникающих в ракете при встре­че с преградой, якорь ГМД2 отрывается, происходит разрыв магнитной цепи, в обмотке возникает импульс электрического тока, который подается на ЭВ2. От луча огня ЭВ2 зажигается пиротехнический замедлитель, время горения которого превышает время, необходимое для подхода основного датчика цели ГМД1 к преграде. При прогорании замед­лителя срабатывает инициирующий заряд, вызывая действие капсюля-детонатора, детонатора БЧ и остатков топлива ДУ при их наличии.

В случае промаха ракеты капсюль-детонатор срабатывает от луча огня после прогорания пиротехнической запрессовки механизма (через 14-17 с) СЛ, вызывая действие детонатора и подрыв БЧ с ВГ для самоликвидации ракеты.