Техника и вооружение 2003 06 - страница 26

Шрифт
Интервал

стр.

Масса самоходной установки разведки и наведения с боевым расчетом из 4 человек составляла 20,3 т.


Самоходная пусковая установка 2П25 с ЗУР 3М9 ЗРК "Куб"


Схема самоходной пусковой установки 2П25 ЗРК "Куб"


На самоходной пусковой установке 2П25, размещенной на шасси ГМ-578, устанавливались лафет с тремя направляющими для ракет и электрическими силовыми следящими приводами, счетно-решающий прибор, аппаратура навигации, топопривязки, телекодовой связи, предстартового контроля ЗУР, автономный газотурбинный электроагрегат. Электрическая стыковка самоходной пусковой установки с ракетой производилась посредством двух разъемов ракеты, которые срезались с помощью специальных штанг в начале движения ракеты по направляющей балке. При предстартовом наведении ракет в направлении упрежденной точки встречи ЗУР с целью, приводы лафета отрабатывали поступающие по радиотелекодовой линии связи данные от самоходной установки разведки и наведения.

В транспортном положении ЗУР располагались хвостовой частью вперед по ходу самоходной пусковой установки. Так что не только "пушки к бою едут задом"!

Масса самоходной пусковой установки с тремя ракетами и боевым расчетом из 3 человек на борту составляла 19,5 т.

Зенитная управляемая ракета 3М9 комплекса "Куб" в сравнении ракетой 3М8 комплекса "Круг" поражает изяществом своих очертаний.

Как и ЗУР комплекса "Круг", ракета 3М9 выполнена по схеме "поворотное крыло". Однако, в отличие от ракеты 3М8, на ЗУР 3М9 для управления дополнительно использовались расположенные на стабилизаторах рули. В результате реализации данной схемы, потребовавшей применения пятиканального рулевого привода, удалось уменьшить размеры поворотного крыла, снизить необходимую мощность рулевых машинок и использовать более легкий компактный пневматический привод вместо гидравлического. Помимо рулевого привода, от воздушного аккумулятора давления работал и турбогенераторный источник электропитания бортовой аппаратуры.

Ракета была оснащена полуактивной радиолокационной головкой самонаведения 1СБ4, которая захватывала цель со старта, сопровождала ее по частоте Доплера в соответствии со скоростью сближения ракеты с целью и вырабатывала управляющие сигналы для наведения ЗУР на цель. ГСН обеспечивала режекцию прямого сигнала от передатчика подсвета самоходной установки разведки и наведения и узкополосную фильтрацию отраженного от цели сигнала на фоне шумов этого передатчика, собственно ГСН и излучения, отраженного подстилающей поверхностью. Защищенность головки самонаведения от преднамеренных помех обеспечивалась также скрытой частотой поиска цели и возможностью самонаведения на источник помех в амплитудном режиме работы.

ГСН размещалась в передней части ЗУР, при этом диаметр антенны приближался к размеру миделя ракеты.

Как уже отмечалось, ракета была оснащена комбинированной двигательной установкой. Впереди располагалась камера газогенератора с зарядом двигателя маршевой (второй) ступени 9Д16К. Для твердотопливного газогенератора невозможно регулировать расход топлива в соответствии с фактическими условиями полета, так что выбор формы заряда осуществлялся исходя из условной типовой траектории, которую в те годы разработчики считали наиболее вероятной при боевом применении ракеты. Номинальная продолжительность работы немного превышала 20 с, масса топливного заряда (длиной 760 мм) составляла около 67 кг. Состав разработанного НИИ-862 топлива J1K-6TM обеспечивал большой избыток горючего по отношению к окислителю. Продукты сгорания заряда газогенератора поступали в камеру дожигания, где остатки горючего догорали в потоке воздуха, поступающего через 4 сверхзвуковых воздухозаборника. Входные устройства воздухозаборников, рассчитанных на сверхзвуковые условия работы, оснащались коническими центральными телами. На стартовом участке, до включения маршевого двигателя, выходы каналов воздухозаборников в камеру дожигания были закрыты стеклопластиковыми заглушками.

В камере дожигания размещался твердотопливный заряд стартовой ступени — обычная шашка (длиной 1,7 м и диаметром 290 мм) с цилиндрическим каналом диаметром 54 мм и бронированными торцами из баллиститного топлива ВИК-2 массой 172 кг. Так как газодинамические условия для работы твердотопливного двигателя на стартовом участке и для функционирования ПВРД на маршевом участке требовали различной геометрии сопла камеры дожигания, по завершении работы стартовой ступени (длительностью 3–6 с) производился отстрел внутренней части соплового аппарата со стеклопластиковой решеткой, удерживающей стартовый заряд.


стр.

Похожие книги