Советская военная мощь

Форум о советской военной технике и армии


Вы не подключены. Войдите или зарегистрируйтесь

3М9 - зенитная управляемая ракета

Предыдущая тема Следующая тема Перейти вниз  Сообщение [Страница 1 из 1]

Admin

avatar
Admin
ЗУР 3М9

Ракета ЗМ9 выполнена по схеме «поворотное крыло». Кроме того, 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 узкололосную 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.

Ракета 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 ЛК-6ТМ 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 стек-пластиковыми заглушками.

В камере дожигания размещался твердотопливный заряд стартовой ступени - обычная шашка (длиной 1,7м и диаметром 290 мм) с цилиндрическим каналом диаметром 54 мм и бронированными горцами 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.

Вызывает законную гордость то, что именно в отечественной ракете ЗМ9 подобная конструкция впервые в мире была доведена до стадии серийного выпуска и принятия на вооружение. После специально организованного израильтянами захвата нескольких ракет ЗМ9 в ходе войны 1973 г. на Ближнем Востоке советская ЗУР послужила прототипом при создании ряда зарубежных зенитных и противокорабельных ракет.

Применение ПВРД обеспечило поддержание большой скорости и, соответственно, высокой маневренности ракеты ЗМ9 на всей траектории. При проведении учебных и контрольно-серийных пусков ракет систематически достигалось прямое попадание в цель, что случалась крайне редко при применении других, относительно крупных зенитных ракет.

Подрыв осколочно-фугасной боевой части ЗН12 массой 57 кг (разработка НИИ-24) производился по команде двухканального радиовзрывателя непрерывного излучения ЗЭ27, созданного в НИИ-571.

Ракета обеспечивала поражение целей, маневрирующих с перегрузкой до 8 ед. но при этом вероятность поражения таких целей снижалась, в зависимости от различных условий , до 0,2-0,55, тогда как для не маневрирующих целей этот показатель находился в пределах 0,4-0,75.

Длина ракеты составляла около 5,84 м при диаметре 0,33 м, размах крыла — 0,928 м, стабилизатора — 1,2 м. Для обеспечения перевозки ракеты в контейнере применили легкосъемные консоли крыла и стабилизатора.

Фото (источник - http://www.missiles.ru/foto_DNPP-m.htm)

Посмотреть профиль http://sovetarmy.2x2forum.com

Admin

avatar
Admin
Разработка РГС 1СБ4

Создание радиолокационной головки самонаведения (РГС) для ЗРК "Куб", как и всего комплекса в целом, было начато в 1958 году в ОсКБ-15 (г. Жуковский) под руководством Генерального конструктора Тихомирова В.В., которым была разработана концепция построения ЗРК "Куб" в целом и определен технический облик его основных боевых средств.

Коллектив ОсКБ-15 уже имел опыт создания систем управления ракетами, но только таких, в которых не использовался метод радиолокационного самонаведения. Поэтому разработка ЗРК "Куб" явилась весьма сложной задачей. Впервые в нашей стране необходимо было создать ЗРК, обеспечивающий поражение целей (в том числе летящих на предельно малых высотах) ракетами с радиолокационным самонаведением. Одной из проблем, которую необходимо было решить для обеспечения работы ЗРК по низколетящим целям — это получение достоверной радиолокационной информации о цели. Возможность получения комплексом этой информации существенно осложнялась рядом причин:
— ограниченностью радиогоризонта, особенно в условиях пересеченной местности;
— наличием мощных сигналов, отраженных от земли и местных предметов и маскирующих сигнал цели;
— появлением ложных сигналов, характеризующихся изменением уровня сигнала цели и кажущегося ее положения за счет зеркальных отражений от земли (эффект "антипода");
— возможностью создания противником организованных помех.

В этих условиях проблема правильного выбора принципов построения системы управления ракетой и, в том числе, ее наиболее важного звена — РГС, являлась определяющей.

Для решения этой проблемы работы по созданию системы управления ЗРК "Куб" были организованы Тихомировым В.В. по двум направлениям.
Первым направлением — теоретическим — явилась разработка аванпроекта системы управления ракетой. Разработка аванпроекта была поручена лаборатории под руководством Ермакова Б.Н. В нем были рассмотрены и проанализированы различные принципы построения РГС, в том числе активных и полуактивных, и методы излучения сигналов.

Несмотря на то, что к началу разработки ЗРК "Куб" всеобщее распространение получил импульсный сигнал с частотой повторения, обеспечивавшей однозначное определение дальности до цели, трудности в создании системы селекции движущихся целей (СДЦ) на фоне мощных сигналов от земли, и особенно в РГС ракеты, привели к необходимости рассмотрения других видов излучаемого сигнала. Дополнительным стимулом к этому послужила информация о том, что аналогичные исследования проводились в США при разработке ЗРК "Хок".

Поэтому были рассмотрены и другие возможные виды излучаемых сигналов, в том числе непрерывный, квазинепрерывный, частотно-модулированный и т.п.

Для выбора оптимального вида сигнала были проведены широкие теоретические и экспериментальные исследования. Проведенные расчеты было решено проверить испытаниями макетных образцов импульсных и непрерывных РГС на полигоне.

В аванпроекте был определен также целый ряд вопросов, которые требовали дополнительных исследований. К таким вопросам в первую очередь были отнесены исследования по отысканию методов снижения влияния зеркальных отражений сигнала от земли, уменьшения уровня шумов передающего устройства в допплеровском диапазоне частот, уменьшения влияния обтекателя РГС на величину промаха ракеты и т.п.

Вторым направлением работ по системе управления ракетой было проведение научных и экспериментальных исследований по выбору принципов построения РГС, созданию макета РГС и экспериментальной проверке положений аванпроекта. Эти работы были развернуты в лаборатории Балашова Б.Н., в которой для их проведения была создана специальная группа. Руководителем работ был назначен Акопян И.Г., пришедший в начале 1958 года в ОсКБ-15 после окончания аспирантуры МГУ и назначенный старшим инженером.

Летом 1958 года группой сотрудников под руководством Акопяна И.Г. уже был разработан и изготовлен действующий макет приемника сигналов непрерывного излучения для проверки в летном эксперименте основных концепций построения РГС. Испытания были проведены на аэродроме ЛИИ (г. Жуковский) с участием в летном эксперименте нескольких выдающихся летчиков-испытателей во главе с Гарнаевым Ю.А.

Во время испытаний были определены:
— соотношения между уровнями сигналов цели и отражений от земли при различных высотах полета целей;
— величины загрубляющих сигналов и уровни развязки между передающей и приемной антеннами при различных расстояниях между ними (непрерывный сигнал);
— оценка реального уровня фильтрации мешающих сигналов при различных видах излучения.

Результаты проведенных исследований позволили выбрать режимы излучения как для РЛС комплекса, так и для РГС ракеты. При этом для РГС был принят режим непрерывного излучения. Для обеспечения работы РГС в этом режиме в состав РЛС сопровождения цели был введен специальный канал подсвета цели непрерывным сигналом. При этом было определено, что для того, чтобы сигнал передатчика подсвета не перегружал приемник РГС перед пуском ракеты, пусковые установки с ракетами должны были размещаться на расстоянии не менее 100 м от РЛС.

В конце 1958 г. группа Акопяна И.Г. была переведена в лабораторию Ермакова Б.Н., а лаборатория (№ 12) подчинена непосредственно Тихомирову В.В. Между тем, в ходе разработки РГС стало очевидным, что с предполагаемым объемом работ одна лаборатория справиться не в состоянии. Поэтому в 1959 году разработка РГС, которой был присвоен индекс "1СБ4", была поручена отделу № 3 ОсКБ-15, ранее занимавшемуся разработкой РЛС для истребителей со стрелково-пушечным вооружением, а лаборатория № 12 была введена в его состав. Главным конструктором РГС 1СБ4 был назначен Вехов Ю.Н., а начальником отдела № 3 — Ушаков П.Н. Позднее, после назначения Ушакова П.Н. начальником отдела по разработке устройств индикации, отдел № 3 возглавил Главный конструктор Вехов Ю.Н.

Основная комплексная разработка РГС была сосредоточена в лаборатории № 33, начальником которой был назначен Ермаков Б.Н. Непосредственно работы по созданию РГС возглавил руководитель группы ведущий конструктор кандидат физико-математических наук Акопян И.Г Вскоре лабораторией был разработан эскизный проект РГС 1СБ4 и создан ее макет.

В 1960 году, после назначения Вехова Ю.Н. Главным инженером ОсКБ-1 5, Главным конструктором РГС — начальником отдела № 3 был назначен Акопян И.Г.

С 1962 года разработка РГС в отделе № 3 стала проводиться по замкнутому циклу, для чего сюда из других отделов ОсКБ были переведены разработчики СВЧ — устройств и систем автоматического регулирования. В отделе создается также собственное конструкторское бюро. Таким образом, в отделе № 3 были сосредоточены разработчики практически всех каналов и устройств РГС (за исключением антенных устройств — основной и опорной антенн).

В 1960 году была завершена разработка конструкторской документации опытных образцов РГС и начато изготовление ее первых комплектов в опытном производстве. В целях улучшения организации работ в 1960 году в нем был создан выпускной цех РГС (цех № 6), в котором должны были проводиться сборка и монтаж всех блоков РГС и выпуск РГС в целом. Комплектование цеха специалистами проводилось за счет направления туда выпускников ВУЗов и техникумов. Так в год его организации туда были направлены выпускники радиотехнического факультета МАИ.

Идея создания выпускного цеха по РГС себя не оправдала и все инженеры были переведены в 1962 году в от дел №3, что существенно усилило его коллектив. При цехе осталась лишь лаборатория по настройке СВЧ элементов, которая в дальнейшем обеспечивала настройку СВЧ элементов по всей номенклатуре изделий института.

Одновременно в 1960 году к изготовлению опытных образцов РГС решением Государственного комитета по радиоэлектронике СССР, которому в то время было подчинено ОсКБ-15, был подключен Тульский завод "Арсенал" и ему была передана конструкторская документация на РГС 1СБ4.

Настройка и проведение приемо-сдаточных испытаний РГС были поручены комплексной лаборатории отдела №3 (начальник Ермаков Б.Н.). Комплексная настройка первых опытных образцов РГС была начата в середине 1960 года. Первые два комплекта РГС после получения общей работоспособности и подтверждения основных параметров были направлены на полигон для проверок в составе комплекса "Куб".

На третьем комплекте предполагалось провести отработку всех методик Технических условий на РГС, подтвердить соответствие технических характеристик требованиям Технического задания и сдать РГС Заказчику. Работы по настройке третьего комплекта проводились круглосуточно. Были организованы две комплексные бригады из представителей отдела №3, отдела №8 и цеха №6. Руководителями бригад были назначены Акопян И.Г. и Гришин В.К. Ежедневный контроль за состоянием работ проводился главным инженером Веховым Ю.Н. и начальником ОсКБ Тихомировым В.В.

По результатам настройки и отработки третьего комплекта был установлен ряд недостатков:
— карданный подвес антенны не обеспечивал необходимых резонансных характеристик, что, в свою очередь, не позволяло реализовать необходимые развязки от колебаний корпуса ракеты;
— узлы канала углового сопровождения, выполненные на транзисторах, не обеспечивали необходимую стабильность характеристик и имели крайне низкую надежность;
— СВЧ гетеродин имел большой перегрев и его конструкция не обеспечивала необходимую надежность;
— конструкция РГС была не технологичной, т.к. состояла из двух разъемных частей и не имела узловых и блочных разъемов.

Поэтому было принято решение об устранении указанных недостатков и проведении существенных схемных и конструктивных изменений. Эта работа проводилась в экстренном порядке и уже в апреле 1961 года были изготовлены и настроены узлы и блоки для очередных комплектов РГС. Измененная документация была передана на Тульский завод.

В июне 1962 года завод начал выпуск опытных образцов РГС уже по измененной документации (РГС нового облика). Для обеспечения оперативного решения возникающих вопросов на заводе было организовано постоянное присутствие представителей Главного конструктора.

Благодаря помощи разработчиков РГС коллектив заводского КБ смог в короткие сроки освоить новый вид техники и Тульский завод с честью выполнил поставки РГС для заводских и государственных испытаний.

При разработке РГС, использующей непрерывное излучение, разработчики столкнулись со значительными трудностями. Необходимо было в короткое время решить целый ряд технических проблем, имеющих принципиальное значение.

Основными проблемами являлись:
— влияние прямого сигнала передатчика подсвета РГС на чувствительность приемного канала РГС, в том числе при пуске ракеты ("проникающий сигнал");
— влияние вращающихся лепестков диаграммы направленности антенны РГС на чувствительность приемного канала РГС ("шумы сканирования");
— достижение необходимого уровня компенсации ("свертки") фазовых шумов передатчика подсвета РЛС и СВЧ гетеродина в приемном канале РГС;
— обеспечение необходимого уровня стабилизации антенны РГС ("развязки от колебаний корпуса ракеты") с использованием индикаторных гироскопов;
— сохранение работоспособности РГС в условиях предельных значений механических и климатических воздействий;
— влияние сигналов цели, отраженных от земли, на точность наведения ракеты при пусках по низколетящим целям (влияние "антипода").

Не менее сложной оказалась проблема обеспечения заданных массо-габаритных характеристик РГС. Сказывалось то обстоятельство, что ранее коллектив занимался разработкой самолетной радиолокационной аппаратуры, имевшей по сравнению с РГС существенно большие массу и габариты. Теперь же необходимо было создать малогабаритную аппаратуру, имеющую малую массу и выдерживающую к тому же механические нагрузки (удары и вибрации) на порядок большие по сравнению с теми, которые воздействуют на самолетную аппаратуру.
В результате упорного и настойчивого труда коллектива разработчиков все эти проблемы были успешно решены.

Был разработан приемный канал РГС, обеспечивающий необходимое подавление (режекцию) прямого сигнала передатчика подсвета РЛС и узкополосную фильтрацию полезного сигнала.

Выравнивание электрических длин основного и опорного приемных трактов позволило устранить влияние фазовых шумов передатчика подсвета РЛС и СВЧ гетеродина на чувствительность приемного канала РГС.

Создание пеленгационной моноимпульсной антенны позволило осуществить внутреннее ("скрытое") сканирование, которое исключило шумы сканирования.

Впервые в нашей стране была разработана система стабилизации антенны с необходимыми характеристиками без применения силовых гироплатформ.

В блоках угловой автоматики РГС впервые вместо радиоламп были применены полупроводниковые приборы.

В целях достижения устойчивости РГС к воздействию вибраций были проведены доработки, обеспечившие необходимую амортизацию блоков, наиболее восприимчивых к воздействию вибраций (СВЧ гетеродин, управляемый гетеродин, кварцевые генераторы в приемном канале). Одновременно разработчиками было предложено проводить испытания на воздействие вибраций с использованием в качестве задатчика вибраций шумового спектра в диапазоне 20...2000 Гц, что нашло поддержку у организаций Заказчика и привело в дальнейшем к разработке новых стандартов на испытания РГС (виброудар, шумовой спектр в диапазоне вибраций).

Таким образом, несмотря на все технические трудности и всевозможные организационные преобразования (сменился не только Главный конструктор РГС, но ушел и Главный конструктор комплекса Тихомиров В.В., которого заменил Фигуровский Ю Н.), в течение 1961 - 1963 г.г. коллектив отдела №3 успешно провел разработку РГС 1СБ4 и ее автономные (наземные и летные) испытания, а также автономные испытания РГС в составе ракеты, после чего РГС 1СБ4 (в составе ракеты) поступила на заводские испытания комплекса "Куб".

Испытания РГС (как и всего комплекса) проводились на Донгузском полигоне. Фигуровский Ю.Н. поручил проведение комплекса своему заместителю Гришину В.К., который руководил испытаниями все годы до 1967 г. Первоначально все пуски ракет производились по установленному на специальной вышке имитатору цели. Эту вышку все именовали "Райскими воротами". По этой вышке было сделано несколько успешных пусков.

Одновременно с проведением пусков начала работать летающая лаборатория, оборудованная на самолете ИЛ-14. С ее помощью изучались процессы, связанные с отражениями сигнала подсвета от земли и с необходимостью обеспечения заданных характеристик канала подсвета. С этой целью РГС была установлена под кабиной самолета ИЛ-14, который совершал полеты над поверхностью земли, "подсвеченной" лучом РЛС. При этом имитировалась и пусковая траектория. Для этого самолет, управляемый летчиком-испытателем Фарихом Ф.Б. (бывшим полярным летчиком), при подлете к площадке, где была установлена РЛС подсвета, резка снижался до высоты примерно 15 - 20 метров. Всем, бывшим на площадке, казалось, что он сейчас заденет за антенну РЛС. Затем, пролетев на этой высоте над площадкой, самолет по мере удаления от нее, набирал высоту, имитируя пуск ракеты с пусковой установки.

Пуски ракет по программе заводских испытаний начались в сентябре 1963 г. Было сделано несколько успешных пусков по "Райским воротам". Но некоторые пуски ракет окончились неудачей. По результатам анализа пусков было определено, что в каждой из отказавших ракет произошла поломка обтекателя. Испытания были приостановлены и было принято решение по усилению конструкции обтекателя (как радиопрозрачной, так и металлической его части).

В результате проведенных доработок радиопрозрачный тонкостенный обтекатель из стеклотекстолита был заменен более толстым, а при изготовлении стеклотекстолита для обтекателя был использован бакелит вместо ранее применявшегося фенолофурфурола (ФН). Доработанный обтекатель удовлетворял требованиям к аэродинамической прочности и аэродинамическому нагреву и имел малые электрические ошибки. Справедливости ради следует, однако, отметить, что причина поломки обтекателей заключалась просто в нарушении технологии их изготовления.

В ноябре 1963 года новые обтекатели для первой партии ракет были изготовлены и поставлены на полигон, а в первых числах декабря ими были оснащены РГС и ракеты были подготовлены для выполнения пусков. Однако погодные условия на полигоне долго не позволяли произвести первый пуск ракеты по радиоуправляемой мишени — самолету Ил-28. На протяжении двух с лишним месяцев бригада испытателей, преодолевая снежные заносы (а зима в этот год была очень снежная), почти ежедневно выезжала на стартовую площадку и возвращалась ни с чем, так как погодные условия пуск произвести не позволяли. Дорога на площадку (18 км.) занимала по 4-5 часов. Люди теряли надежду.

Пуск был проведен только 10 февраля 1964 года. В солнечную морозную погоду на фоне ярко-синего неба испытатели и офицеры полигона наблюдали захватывающее зрелище: первое попадание ракеты комплекса "Куб" в самолет-мишень Ил-28. Это был первый в истории ОсКБ-15 (и в истории ЗРК "Куб") результативный пуск ракеты по самолету.

В дальнейшем заводские испытания комплекса продолжались по утвержденной программе, было сбито множество мишеней, и в апреле 1965 года ЗИ были завершены. На заводских испытаниях комплекса были успешно подтверждены также и основные характеристики РГС 1СБ4. Решением Комиссии ЗРК "Куб" был допущен к Совместным (Государственным) испытаниям.

В процессе Совместных испытаний коллективом разработчиков РГС для повышения эффективности стрельбы по низколетящим целям продолжалось изучение процессов наведения ракеты с помощью усовершенствованной летающей лаборатории, и проведение измерительных пусков ракет. Для проведения измерительных пусков были доработаны 4 РГС и изготовлены 4 измерительные ракеты. Пуски этих ракет производились по траекториям, аналогичным траекториям боевых пусков. При этом все необходимые параметры записывались на телеметрию и впоследствии подвергались анализу. В работах на самолете-лаборатории активно участвовали специалисты отдела №3.

Результаты облетов самолета-лаборатории и измерительных пусков позволили по-новому взглянуть на проблему стрельбы комплекса по низколетящим целям и провести впоследствии доработки РГС, повысившие эффективность ЗРК. Кроме того, на основе этих исследований при последующих модернизациях РГС 1СБ4 была изменена логика ее работы.

Для радиолокационного контроля качества подсвета целей на переднем рубеже огневых средств испытываемого комплекса был организован контрольно-измерительный пункт (КИП) "Конус", размещенный в специальном фургоне. В состав аппаратуры "Конуса" входила РГС с рабочим местом оператора и измерительно-регистрирующая аппаратура. Во время тренировочных облетов комплекса самолетами и во время боевых пусков ракет по радиоуправляемым мишеням в КИП "Конус" обеспечивался захват и сопровождение цели РГС, входящей в его состав. Это позволяло давать объективную оценку качества сигнала подсвета, а также качества сопровождения целей средствами комплекса. Впоследствии КИП "Конус" использовался и во всех последующих испытаниях ЗРК "Куб", "Бук" и их модификаций. Работы, проводимые на "Конусе", оказали неоценимую помощь при отработке испытываемых ЗРК, а также при анализе результатов боевых пусков.

Можно смело сказать, что экипаж "Конуса" во время пусков находился в условиях, приближающихся к боевым. Были случаи, когда подбитые мишени, потеряв управление, проносились над крышей "Конуса" и падали неподалеку, или ракета, стартовавшая с ближайшей пусковой установки, вследствие неисправности резко устремлялась ввысь и, кувыркаясь в воздухе, падала на землю недалеко от пусковой площадки. Подобных случаев за годы испытаний было немало, но увлеченные работой испытатели, забывая о прошедшей опасности, вновь занимали свои рабочие места в "Конусе".

В 1966 году были успешно завершены Совместные испытания ЗРК "Куб" и в 1967 году РГС 1СБ4 вместе с другими средствами комплекса была принята к серийному производству.

За выдающиеся научные и трудовые достижения коллектив разработчиков РГС вместе с другими разработчиками комплекса был отмечен правительственными наградами, а Главному конструктору РГС Акопяну И.Г. в 1972 г. была присуждена Ленинская премия.

Комплекс "Куб" с ракетой, оснащенной РГС 1СБ4, показал высокую эффективность, которая была подтверждена во время боевых действий между Египтом, Сирией и Израилем в 1973-74 г.г.

РГС 1СБ4М

Первая модернизация РГС 1СБ4 получила шифр "Илек" (в честь памятной испытателям реки в окрестностях Донгузского полигона).

Основными требованиями на модернизацию были:
— уменьшение ближней границы зоны поражения;
— уменьшение высоты обстреливаемой цели;
— обеспечение работы по цели, маневрирующей с повышенными перегрузками.

Модернизация РГС 1СБ4 была проведена в сжатые сроки. В 1969 году испытания модернизированной РГС под шифром 1СБ4М были успешно завершены и началось ее серийное производство.

В 1972 г. РГС 1СБ4М проходила испытания в составе комплекса, а в январе 1973 г. модернизированный комплекс под шифром "Куб-М1" (2К12М1), включая ракету с РГС 1СБ4М, был принят на вооружение.

РГС 1СБ4М, оставаясь по принципу построения аналогичной своей предшественнице РГС 1СБ4, вместе с тем, обеспечивала большую эффективность при стрельбе по низколетящим целям, благодаря измененной логике перезахвата в случае сброса цели.

РГС 1СБ4МЗ

В связи с продолжавшимися работами по дальнейшей модернизации ЗРК "Куб", направлеными на дальнейшее повышение его эффективности, (ЗРК "Куб-МЗ"), возникла необходимость в разработке РГС для модернизированной ракеты этого комплекса — РГС 1СБ4МЗ. Работы по созданию РГС 1СБ4МЗ проводились с 1972 по 1974 год. Эта РГС существенным образом отличалась от РГС 1СБ4М. В ней все электронные лампы были заменены полупроводниковыми приборами и микросхемами с низкой и средней степенью интеграции. РГС обеспечивала наведение ракеты как по приближающимся целям, так и при стрельбе вдогон по целям, летящим со скоростью до 300 м/с, а также по неподвижным целям (зависающим вертолетам ). В РГС были введены блоки помехозащиты, что существенно повысило ее помехозащищенность.

Заводские испытания РГС 1СБ4МЗ в составе ракеты были начаты в 1972 г. и завершились — в 1973 г. Совместные испытания РГС 1СБ4МЗ в составе комплекса проходили на Эмбенском полигоне в 1975-1976 году. Комплекс был принят на вооружение в 1976 г. под шифром "Куб-МЗ" (2К12МЗ).

Опытные образцы РГС 1СБ4МЗ изготавливались на Рыбинском заводе Приборостроения. В 1972 году изготовление серийных РГС 1СБ4М и опытных образцов РГС 1СБ4МЗ было дополнительно освоено заводом "Марийский Машиностроитель" (г. Йошкар-Ола).

Источник: ФГУП Московский НИИ "Агат" (история создания и развития). 2001 г.

Посмотреть профиль http://sovetarmy.2x2forum.com

Admin

avatar
Admin
В 1958 г. США принимают на вооружение зенитный ракетный комплекс ПВО сухопутных войск «ХОК», а 18 июля 1958 г. Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР была задана разработка комплекса «КУБ», предназначенного для защиты войск, в основном танковых дивизий, от средств воздушного нападения, летящих на малых (100 -200 м) и средних (5-7 км) высотах.

Разработку ракет для комплекса «КУБ» поручили нашему коллективу, который до этого таких сложных задач не решал. В те годы КБ возглавлял самобытный главный конструктор И.И.Торопов, основной идеолог ракеты ЗМ9 и ее двигательной установки. Понимая, что американцы опережают нас и имеют определенные преимущества в весах и габаритах бортовой аппаратуры, он принял единственное правильное в тех условиях решение - идти на использование нетрадиционной компоновки, принципиально новой двигательной установки, что может дать выигрыш в габаритах и весе. Одновременно было понятно, что наш путь к цели, по которому еще никто нс ходил, будет усыпан нс столько розами, сколько терниями. И решать нам придется задачи со многими неизвестными. Но Иван Иванович Торопов был не из робкого десятка.

По замыслу зенитный комплекс должен был применяться в составе моторизованных соединений. А для этого - смонтирован на каком-то шасси. Первоначальное предложение о размещении на прицепе военные сразу отмели - только на собственных колесах или гусеницах. Жесткие требования предъявлялись и к ракете. Одно из них состояло в том, что она не должна иметь никаких сбрасываемых стартовых ускорителей: военные опасались, что падающие с высоты их корпуса будут бить по собственным боевым машинам, по солдатам.

Совокупность требований, предъявляемых к ракете такого комплекса, например, сверхзвуковой полет на значительную дальность в условиях высокой плотности воздушной среды, малый вес и габариты, запрет на использование жидкою топлива и т.д., привела к необходимости использования ряда нетрадиционных технических решений. Перечислим некоторые из них.

Основным элементом конструкции ракеты является двигательная установка, энергетические характеристики которой должны обеспечить требуемые дальности применения. Заданные зоны поражения ракеты определили необходимость использования двигательной установки нового типа - комбинированного ракетно-прямоточного двигателя. Стартовая ступень этой установки представляет собой пороховой ракетный двигатель, а маршевая ступень - ракетно-прямоточный двигатель на твердом пиротехническом топливе. Обе ступени размещены соосно и имеют единую камеру сгорания. Впервые в мировом ракетодвигателестроении был создан подобный двигатель. Перспективность применения такого двигателя определялась возможностью получения высокого удельного импульса маршевой ступени ( в 2-2,5 раза больше, чем у чисто ракетного двигателя). Использование этой двигательной установки позволило создать ракету, удовлетворяющую предъявляемым требованиям по ЛТХ в заданных весах и габаритах. Вместе с тем применение такого двигателя наложило глубокий отпечаток на основные технические решения по компоновке ракеты. Результаты его отработки определили главное направление успеха всей работы.

С учетом значительного перемещения центра масс ракеты при выгорании большого количества топлива, помещенного в двигательную установку, а также в связи с необходимостью обеспечения стабильной работы маршевой ступени при эволюциях ракеты, была использована аэродинамическая схема близкая к схеме «поворотное крыло». В подобной схеме располагаемая перегрузка формируется как за счет отклонения поворотного крыла, так и за счет угла атаки корпуса ракеты. Ограничение углов атаки на уровне 8-10° обеспечивало бессрывную работу двигательной установки. Кроме того, эта схема меньше других чувствительна к изменению центровок ракеты.

В развале крыльев установлены четыре лобовых воздухозаборника круглого сечения с коническим центральным телом, конструкция которых обеспечивает минимальное влияние на аэродинамические характеристики ракеты.

Использована так называемая пятиканаяьная система управления, обеспечивающая возможность получения высоких динамических характеристик ракеты. В ней на ряду с управлением ракетой по основным каналам через поворотные крылья осуществляется демпфирование угловых колебаний относительно всех трех осей с использованием рулей, установленных на хвостовых стабилизаторах.

Следует отметить, что использование этих решений привело к появлению серьезной «научно-технической критики» со стороны передовых научных и конструкторских организаций, тем более что отработка заложенных решений проходила не всегда гладко. В частности, главный конструктор П.Д. Грушин высказал мнение, что «такая ракета не полетит», по мнению крупных ученых в области ракетной техники, впоследствии докторов технических наук, Б.Д. Пулкова и Е.И. Кринсцкого, выбор аэродинамической схемы «поворотное крыло» нс был обоснован, а также чреват неприятностями и т.д.

Основная техническая трудность создания ракеты была связана с отработкой двигательной установки. Она потребовала большого объема экспериментальных работ с прожигами двигателей. Большая работа была проведена ЦИАМом, в котором были созданы специальные стенды, позволяющие испытывать двигатели подобного типа. На этих стендах отрабатывались различные варианты маршевого двигателя, проводилась проверка режима перехода от старта к маршу, проверялась работа механизма сброса стартового сопла и заглушек в каналах воздухозаборников, отрабатывалась теплозащита двигателя. По результатам этих работ была изменена конструкция маршевой ступени. Вместо горения заряда топлива в открытом объеме, в камере, образовавшейся после выгорания стартового заряда, в конструкцию двигателя ввели газогенератор, в котором происходило частичное сгорание топлива в закрытом объеме, с дожиганием продуктов сгорания после смешивания с потоком воздуха. В процессе доводки двигателя были также устранены случаи ненормального горения маршевого заряда, в котором впервые для подробных установок использовалось топливо с металлическими добавками.

Еще одной проблемой явилось освоение изготовления корпуса двигателя из титанового сплава. Применение гитана обеспечивало бы существенный выигрыш по весу при имевшем место напряженном весовом балансе ракеты. Однако отработка технологии нанесения теплозащитного покрытия на титановую конструкцию оказалась весьма непростой и весьма трудоемкой задачей.

Исходя из сложившейся ситуации, параллельно был разработан вариант стального двигателя с урезанным стартовым зарядом, что привело к уменьшению максимальной дальности полета (на 10-12%). Именно этот вариант был внедрен на базовой ракете и ее первых модификациях. И только впоследствии он был заменен титановым, что позволило применить боевую часть большего веса.

Был еще целый ряд технических трудностей, тормозящих работу. В частности, в процессе отработки компоновочной схемы ракеты потребовалось определить допустимое взаимное расположение воздухозаборных устройств и поворотного крыла, при котором обеспечивалось бы отсутствие перекомпенсации крыла. Оптимальная величина выноса головных частей воздухозаборника относительно передней кромки крыла определялась на основе специального трубного эксперимента с натурным крыльевым отсеком, причем в связи с наличием большого числа влияющих факторов (углов атаки и поворота крыла, диапазона чисел М, положения воздухозаборников в осевом и радиальном направлениях, формы и размеров крыла и т.л.) потребовалось получение экспериментальных данных в большом объеме.

Проблем было много. И их надо было решать быстро. Поэтому к работе над ракетой были примечены специалисты лучших институтов страны - ЦАГИ, ЦИАМа, ВИЛСа, ряда других. Были проблемы с отработкой радиопрозрачноло обтекателя ГСП, из-за недостаточной прочности которого было потеряно несколько опытных ракет.

В процессе отработки системы управления ракетой встретились серьезные трудности формирования структуры канала крена. Оказалось, что необходимо введение специального компенсационного сигнала, выраженного через произведение углов отклонения крыльев и перегрузок разноименных каналов. Подобная схема была реализована в одной из очередных модернизаций ракеты. Не обошлось и без организационно-технических трудностей, как объективного, так и субъективного характера. К основной из таких трудностей, оказавшей существенное влияние на ход работ, следует отнести определения места ГСН в общей структуре разработки. Объективная сторона дела была связана с тем, что к тому времени промышленность еще не имела достаточного опыта разработки комплексов с самонаводящимся радиолокационными ракетами ( комплекс «КУБ» являлся первой такой разработкой). Поэтому не были в полной мере ясны связи ГСН как с аппаратурой управления ракеты, так и с комплексом. Субъективная сторона была связана с тем, что ГСН разрабатывалась ОКБ-15, то есть той же организацией, которая была головной по комплексу. Поэтому с точки зрения радистов ГСН должна была разрабатываться не как элемент ракеты, а как элемент комплекса. Что касается ракеты, то она, но их мнению, должна была представлять собой «носитель с контуром стабилизации». С точки зрения же ракетчиков ГСН должна была являться неотъемлемой частью ракеты и разрабатываться в составе ее аппаратуры управления. Отсутствие организационной ясности естественно мешало нормальному ходу работ. Этот вопрос в 1960 году рассматривался на НТС ГКАТ с участие представителей Генерального заказчика и был решен в пользу позиции ракетчиков. Следует отметить, что в последующем рецидивов по этому вопросу не возникало, и работа коллективов ракетчиков и радистов шла достаточно дружно, что в немалой степени способствовало ее успешному завершению.

Недостатки, выявленные на начальной стадии разработки и испытаний ракеты, послужили основанием для оргвыводов: главного конструктора И.И. Торопова сменил его заместитель А.Л. Ляпин.

Но время дало справедливую оценку труду конструкторов, определивших технический облик ракеты ЗМ9. В 1965 г. ракета ЗМ9 в составе комплекса «КУБ» была предъявлена на государственные испытания и выдержала их. А в следующем году началась ее серийная жизнь.

Правда, и здесь не все было гладко. Необычность конструкции ракеты давала повод для разговоров о ее нетехнологичности. По этой причине два завода отказались от ее серийного производства. Все решилось с третьей попытки: Долгопрудненский машиностроительный завод «положил глаз» на нашу ракету. И, как показало время, в своем выборе не ошибся.

В 1972 году в серию вошла первая модернизация нашей ракеты - ЗМ9М, а в 1977-м - вторая, ЗМ9МЗ, которая уже имела существенные конструктивные и аппаратурные отличия от ракеты ЗМ9М. Наша последняя модернизация — ЗМ9М4 прошла государственные испытания в 1982 г. Но мы опоздали: в серийном производстве уже осваивался ЗРК нового поколения - «БУК».

В процессе проведения последовательных модернизаций ракеты с 1958 по 1983 год непрерывно наращивались ее основные характеристики. В частности, ближняя граница зоны поражения уменьшена с 6-8 км до 3-3,5 км, дальняя - увеличена с 20 до 26 км. Произошло расширение зоны поражения по высоте - верхняя ірани-ца увеличилась с заданных в ТЗ 7 км до 16,5 км, а нижняя уменьшилась с 60-100 км до 20 м. Увеличились перегрузки перехватываемых целей с 5 до 8 единиц. Повысились помехозащищенность ракеты и ее боевая эффективность при стрельбе по неманеврирующим и маневрирующим целям. В 1972 г. за разработку ЗРК «КУБ» и ракеты ЗМ9 была присуждена Ленинская премия.

Г.А. Соколовский, В.Г. Елецкий. История создания зенитных управляемых ракет для ЗРК «КУБ» - «КВАДРАТ»

Посмотреть профиль http://sovetarmy.2x2forum.com

Спонсируемый контент


Предыдущая тема Следующая тема Вернуться к началу  Сообщение [Страница 1 из 1]

Права доступа к этому форуму:
Вы не можете отвечать на сообщения