Устройство и функционирование авиационной ракеты Р-3С

There is still time to download: 30 sec.



Thank you for downloading from us :)

If anything:

  • Share this document:
  • Document found in the public.
  • Downloading this document for you is completely free.
  • If your rights are violated, please contact us.
Type of: pdf
Founded: 05.09.2020
Added: 08.04.2021
Size: 3.88 Мб

Л .Н . БЫЗОВ , , С .Н . ЕЛЬЦИН В .С . ВЕЛЬГОРСКИ Й






УСТРОЙСТВО
И ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ
АВИАЦИОННОЙ РАКЕТЫ Р -3 С

Министерст во образоZgby и нау ки Российской Федерации
Балтий ский госу дарст_gguc технический уни_jkbl_l «Военмех »
Кафедра ракетостроения




Л.Н. БЫЗОВ , , С.Н. ЕЛЬЦИН

В.С. ВЕЛЬГ ОРСКИЙ




УСТРОЙСТВО
И ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ
АВИАЦИОННОЙ РАКЕТЫ Р -3 С

Учебное пособие













Санкт Пете рбу рг
2005

Аlhj ы: Л.Н. Бызов , канд . техн . нау к, доц .; В.С. Вельгорский , канд . техн . нау к, доц .;
С. Н.Ельци н, канд . техн . нау к, доц .

УДК 623.462(075.8)
Б 95

Бызов , Л.Н.
Устройстh и фу нкционироZgb_ аbZpbhgghc ракеты Р-3 С:
учебное по собие . Изд . 2- е, испр . и доп . / Л.Н. Бызов , В.С. Вельгор -
ский , С.Н. Ельцин ; Балт . гос . техн . ун -т. СПб ., 2005. 45 с.

Пособие сод ержит техническое описание ракеты и ее сост аg ых частей .
Описы вают ся траектория полета , алгоритм на_^_gby на цель , принцип ы
дейст вия и функционироZgb е осноguo узлов ракеты .
Предназ начено для студентов , из уч ающих ди сц ипл ин у «Ос ноu устрой -
стZ и ко нст рукции ра кет » на фа куль тет ах «АbZ - и ракето строение », « Ин -
формационных и уп раeyx щих систем » и «Мех атроник и и уп рав лен ия ».
Б95
УДК 623.462(075.8)




Р е ц е н з е н т ы: д-р техн . нау к, проф . Б.И. Марченко (ВМА им . КузнецоZ );
канд . техн . нау к, проф . БГТУ Г.В. Барбашов











Ут _j ждено
ред акционно-изд ательск им
со_lhf уни_jkbl_ та














© Аlhj ы, 2005
© БГТУ , 2005

1. ОБЩИЕ СВЕДЕН ИЯ О РАКЕТЕ
1.1. Назначение
Самонаh^ysZyky аbZpbhggZy ракета Р-3 С относится к классу ра ке т “ha^m х-ha^m х”
и предназн ачена для hhjm жения истребителей , атак ующих цели в задней полу сфере .
Ракета позhey_l поражать цели в любое j емя су ток в простых метеорологических
услов иях (g е облачности ) с боль ших дальностей и большими рак урсами . При этом пилот
работает по принципу “uklj_ebe – забыл ”. Ракеты , ра змещаемые под консолями крыльев
мог ут быть зап ущены поочередно или залпом .
На_^_gb_ раке ты на цель обеспечиZ_lky те пло вой голоd ой само на_^_ ния (ТГС ) и
ру леuf пр иh дом . Пу ск раке ты прои зв одит ся после “захZ та” цел и голо dh й самона_^_gby ,
при на хожд ении носителя в зон е пуск а1 и при отсу тстbb перегру зки 2, запреща ющей пу ск ра -
кеты . О “захZ те” цел и летчик узнает по зm коhfm сигналу в шлемофоне , ujZ[Zluаем ому
ТГС . Участие ле тчика в селекции цели резко поurZ_l помехоза щищенность рак еты .
1.2. Осноgu_ тактико -технические данные
Аэродинамическая схема ........................................................................
........... “Утка ”
Система на_^_gby .................................. ПассиgZy , по теплоhfm излу чению цели
Метод на_^_gby ........................................................ Пропорциональное сближение
Время уп равляемого полета ................................................................... Не менее 21 с
Тип дb]Zl_ey ........................................................................
................................ РДТТ
Полный импу льс дb]Zl_ey ................................................................ 36000-40000 Н·с
Масса бо еhc части ........................................................................
..................... 11.3 кг
Температ ур ный диапазон применения .............................................................. ±50 0С
Габаритные размеры :
длина ........................................................................
.....................................1838 мм
диаметр ........................................................................
...................................127 мм
размах крыльев ........................................................................
......................528 мм
Масса полн остью снаряженной ракеты ............................................................ 75,3 кг
Ракета обеспечиZ_l поражение цели в следующих ус ловиях:
ukhlZ пол ета цели ........................................................................
........ 0 .. 21,5 км
скорость полета цели ..........................................800 .. 1600 км /ч (М = 0,65 .. 1,3)
Дальность пу ска на ураg_gguo скоростях ....................................................... 7,6 км
Раку рс стрельбы 3........................................................................
...................... 1/4 – 3/4
1.3. КомпоноdZ
Для обеспечения aZbfhaZf_gy_fhklb и удобстZ монтажа ракета констру ктиgh u -
полнена в b^_ пяти отдельных самостоятельных отсеков (рис . 1), gm три которых размеща -
ются аппарат ура и агр егаты ракеты .
В пер вом отсеке размещается теп лоZy голоd а самона_^_gby , сос тоящая из коорди -
натора цели и электронного блока . Второй отс ек - ру леhc , de ючаю щий в себя ру леhc при -
h^ и источ ники питания (т_j^hlhiebный газогенератор и ту рбогенератор ). Перuc и l о-
рой отсеки после сборки и соf_klghc регу ли роdb образу ют отсек упраe_gby . Третий от сек
– осколочная боеZy часть раке ты , подрыв которой может осу щестeylvky дв умя ajuателя -
ми . Перu й – контактн ый aj ыZ тель – располагается h lhjhf отс еке , lhjhc – не контакт -
1 Область прос транстZ , в каждой точке которой hafh`_g пуск ракеты пр и усло bb по ражения цели с за-
данно й _роят ностью . 2 Отн ошение ускорен ия (в данно м случае но рмально го) к ускорен ию своб одн ого падения . 3 Раку рсом стр ельбы назыZ_lky синус угла , в котором прои зводи тся пуск ракеты , и напр аe_gb_f на цель .
3

ный – образует чет_jluc отсек . Пятый отсек предстаey_l собой т_j^hlhiebный ра кетный
дb]Zl_e ь, на корпу се котор ого за креплены дв е пар ы кр ыльев ракеты с роллеронами .
Рис . 1. Габа ри тный чертёж
Корп ус рак еты цилиндрический с пол усферической носоhc частью .
Ракета Р-3 С uiheg_ на по аэродинамическ ой схеме “ ут ка”. В такой схеме ру ли
(упраeyxsb_ аэроди намические по_joghklb ) и крылья располож ены др уг за др угом : рул и
– в носоhc части ракеты , крылья - в хhklhой . Особен ностью аэродинамической схемы ра -
кеты яey_lky значител ьное разнесение ру лей и крыльев по длине корп уса.
Кр ыль я ракеты имеют в плане форму прямоу гольной трапеции с уг лом стрел оb^ghk ти
передней кр омки 45 0. Толщина крыль ев постоя нна по размаху . Передняя кром ка заостренна .
Ру ли ракет ы имеют тре угольн ую форму в пл ане с уг лом стрелоb^ghklb 58 0. Пло -
щадь ру ле й состаey_l 13% площади крыльев .
Вопросы дл я самоко нтроля
Почему констру кция ракеты разделена на незаbkbfu_ отсеки ?
Из каких отсеков состоит ракета ?
Какоu осноgu_ технические данные ракеты ?
1.4. С_^_gby из дина мики поле та
1.4.1. Силы и моменты , дейстmxsb_ на ракету в полете
На ра ке ту в пол ете в плоскости та нгаж а дейстm ют следу ющие си лы и моменты (ри с. 2):
Yр – подъемная сила рул ей;
Yкр – подъемная сила кр ыл ье в;
Yф – подъемная сила корп уса;
Y∆ -дополнительная подъемная , hag икающая при отклонении ракеты от балан си ро -
hqgh]h режима полета ;
Q – сила лобоh]h сопротиe_gby ;
R – тяга дb]Zl_ey ;
G –_k ракеты .
На рису нке также обозначены : v – скорость набегаю щего потока , - уг ол атаки ,
- уг ол поhjhlZ (закладки ) ру лей.
α

Подъемная сила корп уса ракеты Yф много ме ньше подъемных сил рулей Yр и кры льев
Yкр, поэтому при анали зе ею можно пренебречь .
Балансиров очным режимом полета назыZ_lky полет с постоянным уг ло м атаки , ко -
гда момент ы сил Yр и Yкр относительно центра масс рак еты раgu по _ebqbg_ . В горизон -
тальном полете уг ол атаки не ра_g ну лю, так как подъемная сила должна ураghешиZl ь
сил у тяжести .
4

Рис . 2. Сх ема сил , дейстmxsbo на раке ту в по лете

Ракета статически устойчиZ . Пр и сл учайных колебаниях уг ла атаки сила создает
относительно центра масс мо мен т, который haращает ракет у к балансироhqghfm реж иму
полета . Динамическая устойчиhklv ракеты (устойчиhklv ракеты f_kl_ с си стемой уп рав-
ления ) дост игается при с_joa\ укоhc скорости полета . Это объясняется особенностью сис -
темы упраe_gby , в которой использу ется обратная сyav по аэроди намическому шарнирно -
му момент у (подробнее об этом см . подразд . 1.5).
Y∆
Такой характер обратной сyab означает , что в балансир оhqghf режиме шарн ирный
момент M∆ , приложенный к рулям со стороны их приh^Z , ураghешиZ_lky аэродинами -
ческим шарнирным моментом Мш . Ра_gklо M∆ = Мш опре деляет уг ол закладки ру лей pδ .
Момент Мш определяет ся из_klghc заbkbfhklvx
, 2 p p
2
ш ш b S m M vρ = (1)
где - коэффициент шарнирного мо мента ; шm 2 2Vρ – ск оростной напор ; – площадь дв ух
консолей рулей ; – средняя аэродинамическ ая хорда ру ле й.
pS
pb
Манеj_ggu_ качестZ ракеты определяются располаг аемыми аэродинамическими
перегру зками . В балансироhqghf режиме полета коэффициент поперечной перегру зки ny
ра_g отношению подъемной сил ы к _km ракеты :
, 2
2
G
S c
n
y
y

=
где G = gM p; Mp – ма сс а ракеты ; S – характерная площадь ; cy - коэффициент полной подъем -
ной силы .
Умножая числитель и знаменател ь этого uj ажения на (1), полу чим
ш ш p p
M m
c
b GS
S n y y= .
Для пассиgh]h участка траектории перuc сомножитель праhc части постоянен .
Также постоянным оказыZ_lky и отношение шm cy , так как об е эти _ebqbgu практически
одинакоh заbkyl от скорости полета и уг ла атаки . Тогда для балансироhqgh]h режима ,
учи тывая ра_gklо = М M∆ ш, полу чим
. p M k ny ∆ = (2)
5

График располагаемых перегру зок при_^_g на рис . 3.

Рис . 3. Распол агаемые аэрод инамические пер егрузки ракеты в заbkbfhklb от числ а М
для uk от Н=0 ,5,10,15 и 20 км на пассиg ом участке траектории

Вопросы дл я самоко нтроля
Как назыZ_lky аэроди намическая схема ракеты ?
Почему исп ользоZgZ именно эта схем а?
Почему крылья и ру ли ракеты имею т стрелоb^ghklv ?
Какой режим полета назыZ_lky балансироhqguf ?
В чем различие межд у статической и динами ческой устойчиhklvx ?
Чем обесп ечиZ_lky статическая устойчиhklv ?
Как предотjZsZ_lky потеря динамической устойчиhklb ?
КакоZ средняя _ebqbgZ распол агаемых перегру зок ?
1.4.2. Траектория полета
Форма траектории иллюстрир уется рис . 4, на котором показаны осноgu_ уг лов ые
координаты , характеризу ющие дв ижение ракеты .
Полет ракеты к цели можно разделить на дZ этапа : актиguc и пассиguc . Актив -
ный , с работающим дb]Zl_e_f , непродолжителен , дb]Zl_ev ракеты , в заbkbfhklb от тем -
перат уры заряда , рабо тает в течение 1,7 – 3,3 с. В конц е работы дb]Zl_ey происходит даль -
нее aедение ajuа телей . Для этой цели использу ются инерционные устройстZ , реаги -
ру ющие на спад продольной перегру зки .
Начальная фаза актиgh]h полета носит назZgb_ участ ка ”обну ления ”. Его длитель -
ность состаey_l 0,45 – 0,7 с. В течение этого j_f_gb ра ке та не уп раey_lky . ГолоdZ само -
на_^_gby следит за целью , но упраeyxsb_ сигналы не проходят на ру леhc приh^ .
Участок ”обну ления ” необходим по дв ум причинам . Во -перuo , ракета должн а уда -
литься от носителя на расстояние , обеспечиZxs__ его безопасность , и, h -lhjuo , должна
приобрести с_joaу ков ую скорость до начала самона_^_gby h из бежание потери динами -
ческой устойчиhklb .
На пассиghf участке траектории ракета дb`_lky по инерции , продолжая самона_ -
дение на цель . Упраey_fuc полет длится в течение 21 – 28 с. Если к этому j_f_gb рак ета
по какой -либо причине не поразила цель , срабатыZ_l самоликb^Zlhj , oh^ysbc в состав
неконтактного ajuателя боеhc части .
На_^_gb_ ракеты на цель осу щестey_lky по следующему за кону упраe_gby :
6

,ε = &y y k n (3)
где – _ebqbgZ поперечной перегру зки ; – коэффициент усиления конту ра на_^_gby
ракеты ; – уг лов ая скорость поhjhlZ линии babjhания (линия ракета - цель ).
yn yk
ε&

Ист ребитель ,
hору женный ракетами
Рис . 4. Сх ема атаки : ОО – непо дb`gh е напр аe_gb_ в прост ранст_ , от кот орог о прои зводится отсчёт
угло в; ОК – напр аe_gb_ на цель ; ОМ – ось ракеты ; D0 – дальность пу ска; q0 – курсовой уго л атаки ;
α – аэро динамический угол атаки ; ϕ− угол откл он ения оси ракеты от напраe_gby на цель в пределах
по ля слежения (уго л пеленга ); εц – уго л, отсчитыZ_fu й от непо движ ного в прост ранст_ нап раe_gby
до напр аe_g ия на цель (харак тери зует по ло жение цели в про странст_ ); υ – угол тангажа ; ψ − уго л
упр еждения ; vр – _dl ор скорости ракет ы

УглоZy скорость линии babjhания ТГС , ujZ[Zluающей упраeyxsbc сиг -
нал , пропорциональный ε, определ яется из ус ловия I∆ &
ε = ∆ &1k I .
Ру леh й приh^ создает упраeyxsbc момент , отклоняющий рули , пропорциональ -
ный упраeyxs_fm сигналу : ε = ∆ &2k M . Тогда , с уч ет ом (2 ), коэффициент усиления ра _ н:
. p 2 1 k k k ky=
Ураg_gb_ дb`_gby ракеты на пассиghf участке траектории , записанное в проек -
ции на нормаль к траектории полета , имеет b^ :
, sin p p θ − = θ g M Y dt
d M v
где – уг ол наклона траектории (см . рис . 4). α+ϑ=θ
По определению , коэффициент поперечной пе регру зки g M
Y ny p
= , поэтому для уг -
лоhc скорости jZs_gby _dlhjZ скорости ракеты v пол учаем
( )θ − = θ cos yn g
dt
d
v .
Если пренебречь , то приближенно , уч итывая (3), найдем θ cos
7

.ε = θ &ykg
dt
d
v
Таким образом , закон упраe_gby (3) обеспечиZ_l на_^_gb_ ракеты по методу , прак -
тически соiZ^Zxs_fm с методом пропорционального сближения , что позhey_l реализоu -
Zlv на_^_gb_ ракеты сраgbl_evgh простой аппарат урой уп равления с малыми потребными
перегру зками .
Вопросы дл я самоко нтроля
Как назыZ_lky и в чем заключается метод на_^_gby ?
Что такое поперечная перегру зка ? Чем она uauается и чему слу жит ?
Что такое линия babj оZgby ?
Что такое участок обнуления ?
Зачем ракет а самоликв идир уется , если она не поразила це ль?
Из каких соображений u[jZg момент самол икb^Zpbb ?
1.5. Упраe_gb_ полетом
Пространст_ggh_ положение цели относительно ракеты характеризу ется уг лами рас -
согласоZg ия и фазироZgby ϕ (рис . 5). Перuc определ яет _ebqbgm hafh`g ого промаха
ракеты относительно цели , lhjhc – напраe_gb_ промаха . Задача системы на_^_gby – ми -
Рис . 5. Углы рассогласоZgb я и фази ров ания в
β
нимизироZlv промах и определить его напраe_gb_ .
сyaZgghc системе коор динат

аведение ракеты на цель произh^blky системой упраe_gby и стабилизации , со -
стояще
урн ую схему упраe_gby по каналам I и II ( рис . 6) oh^yl :
ектe упраe_gby и
ру лево
ть линии babjhания ;
братной
сyavx
I и II яey_lky те плоZy
головк
Н
й из трех каналов . Каналы I и II, один акоu_ по сh_c стр уктуре, предназначены для
упраe_gby полетом ра ке ты в дmo aZbfgh перпендикулярных плоскостях , соiZ^Zxsbo с
плоскостями крыльев . Канал III предназначен для стабилизации ракеты отно сительно про -
дольной оси .
В стру кт
– конту р ст абилизации ракеты , dexqZxsbc в себя ракет у как объ
й приh^ с обратной сyavx по шарнирному момент у;
– голоdZ самона_^_g ия , измеряющая уг ловую скорос
– з_gh кинематическо й сyab ракеты с целью . Это зв ен о яey_lky глаghc о
I и II каналов упраe_gby и представ ляет собой математиче ск ую заbkbfhklv меж ду
параметрами дb`_gby ракеты в пространст_ относительно цели .
Чу k тbl_ льным элементом системы упраe_gby по кан алам
а самона_^_gb я, реагиру ющая на инфракрасное излу чение цели . Опти ческая сист ема
ТГС фок усирует излучение цели на фотосопротиe_gb_ . Возникающий при этом сигнал пр о-
8

порционален уг лу рассогласоZg ия β ( см . рис . 5), т.е. уг лу меж ду линией babjhания
и осью ТГС . Для тог о чтобы ТГС могла непрерыgh следить за целью , ее оптическая си с-
тема уст ановлен а на оси ротора гироскопа , имеющего корректирующие элек тромагниты .
Кинематическо е звено
1-го канала
Об ратная связь по
аэр р-
РАКЕТ А ТГС Рулеhc
пр иh д
Кинематическо е звено
2-го канала
Теп ловое из-
лучение
одинамическому ша
нир но му мо менту
Рис . 6. Стр уктур ная схема упраe_gby

На кат гироскоп на - ушки электромагнитов подается напряжение с усилителя ТГС . При этом
чинает прецессироZlv . Угол , на который поhjZqbается гироскоп , а f_kl_ с ним ось оп ти -
ческой сист емы ТГС , ра_g интегралу от скорости прецессии . Это означает , чт о электриче -
ский сигнал ТГС пропорционален произh^ghc от уг ла гε (см . рис .4) , а так как уг ол β k_ -
гда достаточно мал , то и сигнал ТГС пропорционален у овой скорости линии babjhа ния
ε
гл
&
п
дb`_gby ракеты в сторону цели (определение уг ла фази -
ровани
сигнал ТГС использу ется для упраe_gby приh^hf ру лей. Для
этого о
. Этим обеспеч иZ_lky аппарат урная реали зация принятого метода на_^_g ия – метод а
ропорционального сближения .
Определен ие направления
я) обеспечиZ_l ся тем , что оптическая система ТГС jZsZ_lky f_kl_ с гироскопом .
В этом сл учае фаз а эл ектрического сигнала оказыZ_lky раghc уг лу фазироZgby . Фаза сиг -
нала определяет напраe_gb_ прецессии гироскопа . По этой причине гироскоп прецессир ует
k_]^Z в напраe_gbb цели .
Тот же элек трический
н прежде k_]h проп ускает ся через координатный преобразоZl_ev , где разлагает ся на
д_ состаe яющие , пропорциональные Iβ и IIβ (см . рис . 5). Фаза сигнала , раgZy уг лу фази -
роZgby , определяется при сраg_gbb си нал ГС с сиг налами ген ераторов опорных напря -
жений (ГОН ). Ротор ГОН (общий для дв ух генераторов ) ус тановлен на роторе гироскопа
ТГС , а обмотки статоров генераторов строго ориентированы относительно плоскостей ру ле й
и крыльев . Это обеспечиZ_l праbevgh_ разложение сиг нала ТГС на состаey ющие по кана -
лам упраe_gby g_ заbkbfhklb от уг ла крена ракеты .
Полу ченны е таким образом сигналы подаются
г а Т
на магнитные уси лители (усилител и
мощности). Затем упраeyxsb_ токи I∆ ha^_cklу ют на си лоhc приh^ ру лей ракеты . Ру -
ли отклоняются до тех пор , пока моме сил оh]h приh^Z M нт ∆ не бу дет ураghешен аэро -
динамическ им моментом Мш. В этом состоит обратная сyav тура стабилизац ии ракеты .
При отсу тстbb ра_gklа M
кон
∆ и Мш рули закладыZxlky со скоростью
, )ш I M − где I– приведен оси вращения момент инерции ру лей и сya анных
Угол закл
( p M ∆ = δ& н
с ними деталей .
адки ру лей при одном и том же уп рав ляю щем сигнале зав иси т от ukhlu и
скорости по лета . Чем меньше ск оростн ой напор , тем больше уг ол закладки . Эт им достигаются
пример но одинакоu_ манеj_ggu_ качес тZ раке ты при разл ичных услов иях стр ельбы .
ый к
9

III канал упраe_gby предназначен для стабилизации ракеты по уг лу крена (точнее , по
уг лов ой ск орости крена ). Стабил изация обеспечиZ_l услов ия раб оты аппарат уры упраe_ -
ния по каналам I и II, практически исключая их aZbfgh_ ebygb_ .
Чу klител ьными элем ентам и III канала и одноj_f_ggh его испол нительным и орга -
нами яв ляю тся ролле роны (рис . 7). Ка жд ый роллерон предстаey_l собой ги роск оп с дв умя
степенями сh[ оды . Рот ор ролле рона раскручиZ_lky набегающим ha^m шным пот оком до
скорос
Рис . 7. Пр инц ипиальная схе ма рабо ты рол лерон ов

Вопросы дл я самоко нтроля
колько ка налов упраe_gby у ракеты ? Каким плоскост ям они соот_lklу ют?
Что такое з_gh кинемати
Почему сиг нал ТГС проп линии babj оZgby ?
?
ета как объект упраe_gby ?
Вы_^_gb_ ракеты в район цели осущестey_l ся системо й уп равления. При надежной
работе максимальная _ebqbgZ пром .
Боеh_ снаряжение ракеты состоит из боеhc части и ajuателей : неконтактного оп -
тическ
очным и осколочно -фуг асным
действ
боеhc
ти 40 - 60 тыс . об /мин . При поя влении уг ловой скорости кре на ракеты ha никае т пр о-
порциональный ей гироскопический момент , под ha^_cklием которого роллерон отклоняе т-
ся . Пос кол ьку на протиhiheh`guo роллеронах роторы jZsZxlky в разные стороны , то рол -
лероны закладыZxlky k_ гда разнотактно . Вследстb_ этого по яey_lk я аэродинамический
момент , который ог рани чи вает максимальну ю скорость кр ена ра ке ты _ebq ино й 1 рад /с.
С
ческой сyab ?
орционален уг ловой скорости
Почему система упраe_gby праbevgh фу нк циониру ет при наличии уг ла крена
Какими обратными сyayfb охZq_gZ рак
В чем смысл обратной сyab по аэродинамическому шарнирному моменту ?
Почему роллероны стабилизир уют не уг ол крена , а уг лов ую скорост ь крена ?
Почему нельзя доп усти ть большой уг ловой ск орости крена ?
1.6. Поражение цели
аха не преhkoh^bl 9 м
ого, реагиру ющего на теплоh_ излу чение цели , и контактного электромеханическо го .
БоеZy часть предназначена для поражения цели оскол
ием. При ее разры_ образуется сur_ 1000 осколков с массой 2,8 г, разлетающихся
со скоростью 1800 м/с. Фу га сное дейстb_ оказыZ_lky эффектиguf лишь при подры_
част и в непосредст_gghc близости от цели и на малых ukhlZo . Уязbfufb отсек а-
ми и уз лами у самолет ов -целей яeyxlky дb]Zl_eb , кабина пилота , топлиgu_ баки и маги -
страли , тяги уп равления ру лями и элеронами .
10

Вероят ность пораж ения цели (с уч етом ее над ежнос ти ) заbkbl от типа цел и, расстоян ия
от цели до рак еты в момент под рыZ бо ев ой час ти и от носитель ной скорос ти ра ке та – це ль .
Ис треби тел и, hh руженные ракета ми Р-3С, должны име ть скорос ть полет а в диа пазоне
900-22

ахZ та цели ТГС . Велич ина минима ль-
ной да
00 км /ч на ukhlZo до 20 км . При эти х услов иях обеспечиZ_lky пораж ение целей , ле -
тящих на ukhlZo до 21,5 км с _jhylghklvx 0,9–0,95.
Пу ск раке т hafh`_g в следу ющем диапазоне дальностей : максимальных – от 4 до 9
км , минима льных - не менее 1,3 км . Величина максимальной дальности пу ска заbkbl от усло -
bc (ukhlu и скорос ти пол ета но сител я) и дал ьности з
льност и определяется без оп асн ост ью uoh^Z носите ля из ат аки и j_f_g_f обну ления .
Нижепри_ денная табл ица иллюстрир ует дальность захZlZ цели ТГС .
Дальность захZlZ (км ) пр и раку рсе стрельбы Тип цели 0 3/ 4
Ил -28 7 - 8 4 - 4. 5
Миг -19 9 - 10 4 - 4. 5
ТУ -16 14 - 5 9 1 - 10
Рак урсы пу с ределяются, глаguf образом , продоль родинамической пе -
регру зкой .
а рис . 8-9 для примера показаны расчетные зоны пу ска ракет с носителя Миг -21 по
целям
ков оп ной аэ
Н
типа ТУ -16.
11

Рис . 8. Зоны пуско в ракеты с самолётов МиГ -21Ф-13 и МиГ -2111 Ф для соот-
но шения скоростей но сителя и цели vн/vц=1,2. Гр аницы зон пуско в ракеты :
____ ___ ___ ___ длясам олётаМиГ -21ПФ ;
_ _ _ _ _ _ _ _ _ для самолёт а МиГ -21 Ф-13
12

Рис . 9. Зоны пуско в ракеты в _ртикальной пло скости (ukhlZ по лёта цели Нц=10 км ). Гр аницы
зон пуско в ракеты : __ ____ __для самол ёта МиГ -21 ПФ ; _ _ _ _ _ _для самолёта МиГ -21Ф-13

На ukhlZo более 10 км , где отсутстm ет облачность , ракета может применяться в
любое j_fy су ток , есл и уг ол меж ду напраe_gbyfb на цель и на Солнце преurZ_l 20 0. На
меньших ukhlZo применение ракеты может быть затру днено плохими метеорологически ми
услоbyfb , усложняю щими захZl цели ТГС . Однако участие летчи ка в селекции цели (по
зв укоhfm сигналу ТГС ) предотjZsZ_l hafh`ghklv ложных захZlh\ .
Вопросы дл я самоко нтроля
От чего заbkbl зона разлета осколков ? Нари су йте зон у разлета .
Как осу щестey_lky дальнее aедение ajuателей ?
Почему дал ьность захZlZ цели ТГС заbkbl от типа цели и рак урса ?
Чем ограни чиZxlky услов ия боеh]h применения ракеты ?
Почему зон а пу сков ракеты заbkbl от ukhlu полета ?
2. ОПИСАНИЕ КОНСТРУКЦИИ
2.1. ТеплоZy голоdZ самона_^_gby
2.1.1. Принцип дейстby
ТеплоZy голоdZ самона_^_gby пассиgZ , реагиру ет на теплоh_ излу чение цели и
uihegy_l следующие фу нкции :
– осу щестey_l захZl и сопроh`^_gb_ цели в любое j_fy су ток g_ пределов об -
лачности и под уг лом не менее 20 0 к Солнцу ;
– формирует упраeyxsbc сигнал для на_^_gby ракеты на цель ;
– u^Z_l этот сигнал на исполнительные мех анизмы сис темы управ ления .
Дb]Zl_eb самолетов – мощные источники теплоh]h излу чения . Например , у самоле -
тов с поршнеufb дb]Zl_eyfb осноgufb излу чате лям и теплоhc энергии яeyxlky u -
13

хлопные патру бки и uoehigu_ газы . Их температ ура 400 – 800 0С. Наиболь шая интенсив -
ность излу чения приходится на область спектра с длинами heg 3 – 4 мкм . У самолетов с ре -
актиgufb дb]Zl_eyfb теплов ую энергию излу чают глаguf образом реак тиgh_ сопло с
прилегающими к нему частями самолета и стр уя продук тов сгорания . Температура газов на
срезе сопла 600 – 700 0С. Максимум излу чения реактиguo самолетов лежит в области дл ин
heg 2,5 – 4 мкм . Излу чение таких самол етов напраe_gh почти исключительно в заднюю
полу сферу . Это ограничиZ_l hafh`gu_ рак урсы атаки .
Стру кту рная схема ТГС предстаe_gZ на рис . 10. Теплоh_ излу чение цели фо кусир у-
ется оптической системой голоdb в пятно (теплоh_ изображение цели ) ма ло го диаметр а. В
фокальной плоскости оптической системы ус тановлен мод улир ующий ди ск . Оптичес -
кая система и мод улир ующий диск ус тановлены на роторе гироскопа и jZsZxlky f_kl_ с
ним .
Пока оптическая ось го лоdb не соiZ^Z_l с линией b зироZgby цели , мод улир ую-
щий диск действ ует ка к прерыZl_ev , преобраз уя непрерыgh_ теплоh_ излу чение цели в
”пачки ” импу льсов , сл еду ющих дру г за др уг ом с частотой jZs_gby мод улир ующего диска .
Отклонени е теплоh]h пятна от центра мод улир ующего диска заb сит от уг ла межд у
осью голоdb и линией babjhания (уг ла рассогласоZgby β). Диск устроен так , что ампли -
ту да проходящих скhav него импу льсов теплоhc энергии пропорциональна этому отклоне -
нию .
Вторая координата относительного положения цели (уг ол фазиров ания ) определяет
уг лов ое положение теплоh]h пятна на плоскости , в котор ой jZsZ_lky мод улир ующий диск ,
а следоZl_evgh , и фаз у моду лироZggh]h теплоh]h излу чения цели .
МодулироZgguc по амплит уде и фазе поток теплоhc энергии пост упает на фотосо -
протиe_gb_ , устаноe_ggh_ за мод улир ующ им диском . Фотосопротиe_gb_ преобраз ует
этот поток в электрический сигнал , назыZ_fhc сигналом рассогласов ания .
С фотосопротиe_gby сигнал рассогласоZgby пост упает на oh^ усилителя , а затем
на обмотки коррекционных катушек гироскопа ТГС . Переменный ток , протекая по этим об -
моткам , со здает моме нт , под ha^_cklием которого гироскоп , а f_kl_ с ним оптическая
система с мод улир ующим диско м прецесси рует в напраe_gbb уменьшения отклонения оп -
тической оси ТГС от линии babj оZgby цели . Таким образом , пол учается замк нутый конту р
аlhfZlbq_kdh]h уг лового сопроh`^_gby цели . Сигнал рассогласов ания в этом конту ре иг -
рает роль отрицательной обратной сyab .
Тот же сигнал рассог ласоZgby использу ется и для упраe_gby полетом ракеты . Для
этого последоZl_evgh с обмотками коррекционной катушки dexq_gu сопротиe_gby , па -
дение напряжения на которых от тока корре кции сл ужит oh^guf сигналом для координат -
ного преобразоZl_ey . С помощью последнего перемен ное напряжение uijyfey_lky и рас -
кладыZ_lky на д_ со стаeyxsb_ в дв ух aZbfgh перп ендик улярн ых плоскостях , констру к-
тиgh соf ещенных с плоскостями ру лей I и II каналов упраe_gby ракеты .
Далее дZ магнитных усилителя преобраз уют сигналы координатного преобраз оZl_ -
ля в упраeyxsb_ ток и, ha^_ckl\ ующие на приh^u рулей ракеты . Ракета под ha^_cklием
аэродинами ческого мо мента , hagbdZxs_]h при пере мещении рулей , разв орачиZ_lky в
ну жно м напраe_gbb , орие нтиру яс ь на цель .
Вопросы дл я самоко нтроля
Почему ТГС назыZ_lky пассиghc ?
Из каких уз лов состоит ТГС ? Какоh их назначение ?
Что oh^bl в конту р уг лов ого сопроh`^_gby цели ?
Какие координаты цели измеряет ТГС ?
Как ТГС реализ ует принятый метод на_^_gb я?
14

Генератор
опорного

напряжения Кольцеhc
де
-
мод
улятор

I
канала

Кольцеhc
де
-
мод
улятор

II
канала

Генератор
опорного

напряжения
Усилитель

сигнала
с фото
-
сопротиe_gby

Оптическая
система

с мод
улир
ующим

диском

Фото
-
сопротиe_gb_
Магнитный

усилитель

I
канала

Магнитный

усилитель

II
канала

Теплоh_

излу
чение

Гиросистема

Сигнал
рассогла
-
соZgby

Сигнал

на_^_gby

Зm
коhc

сигнал
На
ру
леhc

приh^

Упраeyxsb_

токи

Рис
.10
Общая
стр
укт
ур
ная
схема го
лоdb
Рис
. 10.
Общ
ая структурная
схе
ма голоdb

2.1.2. Осноgu_ технические данные
Максималь ная дальность ”захZlZ ” цели на ukhl_ более 15 км
при рак урсе 0/4 ( по цели типа ИЛ -28) ...................................................... 7600 м
ПорогоZy чу klительность голоdb ................................... Не более 0,03 мкВт /см 2
Поле слежения , в котором осущестey_lky сопроh`^_gb_ u[jZgghc цели
(кону с с уг лом при _jrbg_ )........................................................................
..... 50 0
Полный уг ол поhjhlZ оси голоdb .................................................................... 0 28±
Поле ”захZlZ ” голоdb - кону с с углом при _jrbg_ ....................................... 3030’
Число оборотов ротора гироскопа :
при dexq_gbb питания ........................................................................
72 ± 5 об /с
через 21 с с момента dexq_gby питания .................................. Не менее 50 об /с
Время непрерыghc работы голоdb :
при питании от g_rg их источников .......................................................... 2 часа
при питании от бортоh]h генератора .............................................. Около 6 мин
Фок усное расстояние оптической системы .....................................................84,3 мм
Габаритные размеры :
диаметр ........................................................................
...................................427 мм
длина ........................................................................
........................................320 мм
Масса ........................................................................
.............................................. 5,2 кг
2.1.3. Оптическая система
Оптическая система голоdb (рис . 11) яey_lky зеркальн о-линзоhc и предназначена
для улаebания и фо кусироZgb я теплоh]h излу чения цели в плоскости моду лиру ющего
диска .
Обтекатель 1 жестко сyaZg с ко рпу сом голоdb и предстаey_l собой часть полой
сферы . Остальные элементы оптическо
стко сyaZgu с ротором гироскопа и
jZsZxlky f_kl_ с ним .
Фотосопротиe_gb_ 7 закреп -
лено во
й сист емы (за иск лючением фотосопротиe_gby ) же -
gm треннем кольце гироскопа
и откл
ческого стекла и имеет
нару жн
емы, од -
новрем я
н
1 2 3 4 5 6 7
8
оняется f_kl_ с кольцо м на
уг лы слежения голоdb для того , что -
бы по_jo ность фотосопротиe_gby
остаZeZkv перпендик улярной опти -
ческой оси .
Сферическ ое зеркало 8 uihe -
нено из опти
ое алюминироZgb_ .
Линза -держ атель 4, яeyykv
элементом оптической сист
енно сл ужит дл крепления
плоского зеркала 2 и бленды 3 на ро -
торе гироскопа . Бле да закры вает
линзу от попадания на нее прямых
лу чей (помимо лучей, иду щих от зер -
кала 2), предохраняя фотосопротив -
ление от прямой зас_ldb . Диафрагма
5 уменьшает блики и улуч шает каче -
стh изображения в плоскости моду -
лир ующего диска .
Рис . 11. Сх ема оп тическ ой системы голоdb : 1 – обтек а-
тель ; 2 – пл оское зеркало ; 3 – бленда ; 4 – линза -держат ель ;
– диаф рагма ; 6 – мо дулирующ ий диск ; 7 – фо тосопр отив
ление с германиеuf филь тром ; 8 – сфе рическое зерка ло
5 -
15

Модулир ующий диск предназначен для моду ляции теплоh]h из лу чения цели , прихо -
дящего на фотосопротиe_gb_ . Благодаря моду лиру ющему ди ск у сигнал рассогласоZg ия,
ujZ[Zluаемый голоdhc самона_^_gby , несет в себе информацию об уг ловых координа -
тах цели : угле рассог ласоZgbb β и уг ле фазироZgby ϕ. Моду лиру ющий диск предстаey_l
собой кру глу ю стекля нн ую плас инк у (ри с. 12) , на кот рой фотоспособом нанесен слож ный
рису нок . Од на полоbgZ диска разделена на 12 раguo секторов . Вну три каждого сектора
имеются зачерненные и прозрачные полосы , расположенные в шахматном порядке . По на -
праe_gbx от центра к его периферии ширина полос уменьшается . Вторая по лоbgZ диска
имеет спло шн ую штри ховку. Плотность штрихоdb такоZ , что ср едняя прозрачность обеих
полоbg диска одинак оZ .
Оп тичес кая система
т о
голов ки фокусир ует те пло вое изображ ение цели в пятно так их
размер
арактер электрическ ого сигнала на uoh^_ фотоэлемен та при различных положени -
ях теп
овое пятно отклонится от
центра
та следоZgby импу льсов назыZ_lky несу щей частотой .
ов, чт о оно мо же т ул ожиться в разме р любой ша хматной клет ки моду лиру ющего диска.
Форма модулироZ нно го тепл оh]h излу чения (за моду лиру ющим диском ) пок азана на рис . 12.


Рис . 12. Модулир ующ ий ди ск: а – диск ; б – фор ма моду ли роZg ного теплоh] о излучения
(за модулиру ющи м диск ом ); в – мо дуляц ионная характ еристика диск а


Х
лового пятна на мод улир ующем диске иллюстрир ует рис . 13. Допу стим , что цель на -
ходится на оптической оси голоd и (рис . 14). В этом сл учае теплоh_ пятно фо кусир уется в
центре диска (положение 1). Так как средняя прозрачность обеих полоbg диска одинакоZ ,
то на фотосопротиe_gb_ попадает 50% теплоh]h потока , пост упаю щего на ди ск . На uoh де
фотосопротиe_gby пояblky постоянный электрический сигнал .
При отклонении оси голоdb от линии babjhания тепл
диска . Пу сть оно окажется в положе нии 2. При jZs_gbb мод улир ующего диска пят -
но будет переходить с его прозрачной части на непрозрачн ую. Теперь на фотосопротиe_gb_
бу дет попадать импу льс теплоhc энергии только при нахождении пятна в прозрачных час -
тях полосы . Частота следоZgby импу льсов в этом сл учае будет раgZ : nz f = н , где n – ско -
рость jZs_gby диска (ротора гироскопа ), об /с; z – число секторов на по диска . Часто - ловине
нf
16

Рис . 13. Пр ин цип рабо ты мо дулир ующ его диска : а – часть диска с пятном; б – фор мы сигнала , снимаемог о с
фо тосопротиe_gby , заbkbfhklb от по ложения пятна на диске в
1)
2)
3)
4)



Рис . 14. Изменение фазы огибающей элек трических сигналов с измен ением по ложения теп лового
пятна (изо бражения цели ) на мо дулир ующ ем диске

17

При попадании теплоh]h пятна на полоbgm диска , покрытого сплошной штрихов -
кой , м яется
постоянный
ен

л
и
одуляция теплоh]h потока прекращается и на uoh^_ фотосопротиe_gby появл
ий сигнал . СледоZl_evgh , при наличии рас электрическ согласования сигнал фо -
тоэлемента предстаey_l собой ”пачки ” импульсов (см . рис .12), а форма электр ического си г-
нала для эт ого сл учая бу дет иметь b^ , предстаe_gguc на рис . 14 (положение 2). Часто та
следоZgby ”пачек ” импу льсов оп ределяется скоростью jZs_gby диска n f =o Гц . Эта час -
тота называется огибающей .
Рассмотрим третий сл учай , когда теплоh_ пятно находится в полож ии 3. В этом
сл учае элек трический сигнал предстаey_l собой последоZl_evghklv ” пачек импу льсов с
теми ж f е са мыми частотами н и of , но амплит уда импу льсов hajhkeZ в сyab с ув еличени-
ем ширины сектора (положение 3).
При дальнейшем отклонении пятна от центра диска (положение 4) амплит уда им -
пу льсов не изменяется , изменяется ишь фор ма импу льсов . На _jrbgZo импу льсов пояey -
ются площадки , uaанные дальнейш м увеличением ширины сектора .
Таким образом , при нахождении теплоh]h пятна [ebab центра диска амплит уда им -
пу льсов на uoh^_ фотосопротиe_gby заbkbl от степени отклонения пятна от центра дис -
ка . Приближенно эт у заbkbfhklv можно считать линейной . Следовательно, амплит уда им -
пу льсов содержит информацию об уг ле рассог ласоZgby β.
Вторая уг ловая координата цели (уг ол фазироZgby ) определяется фазой криh й, оги -
бающей импу льсы .
Модулир ующий диск раздел ен на д_ полов ины , ссе кторами и без , заштрихоZgg ую
и нет . При нахождении теплоh]h пятна в заштрихоZgghc области на фото сопротиe_gb_
пост упает лишь 50%


теплоhc энергии (положение 1). Полностью поток те плоhc энергии
начинает пост упать на фотосопротиe_gb_ тогда , когда пятно пересечет гр аницу межд у за -
штрихоZgghc и незаштрихоZgghc област ями и бу дет находиться на полоbg_ с секторами
(положения 2 и 3). Дл ительность ” пачки ” импу льсов определится полу оборотом диска . В
продолжение следую щего полуоборота сигнал отсу тстm ет. В дальнейшем форма сигнала
поlhjy_lk я. Таким образом , раз деление ди ска на д_ полоbgu позhey_l u^_eblv фа зу
”пачки ” импу льсов. На личие в соста_ ТГС генератора опорных напряжений позhey_l
сформиров ать систему координат , в которой уг ол фазироZgby определяется по разнице фаз
опорного напряжения и фазы следоZgby пачки импу льсов .
Огибающая ukhdhqZklhlgh]h сигнала u^_ey_lky при его детектироZgbb в усилите -
ле самон а_^_gby . Затем она про пускается через низкочастотный фильтр , u^_ ляющий лишь
одн у основ ную гармон ик у огибаю щей . Эта гармоника описывается ураg_gb_f
, cos 0 ϕ = m u u
где u – напряжение электрического сигнала ; 0u – напряжение электрического сигнала при
;0=β µβ= m – коэффициент усиления ; µ – коэффициент пропорциональности ; β – уг ол
Кроме
ла
рассогласов ания ; ϕ – уг ол фазироZgby .
рассмотренных фу нкций , моду лиру ющий диск обеспечиZ_l помехозащищен -
ность ТГС . Дейстbl_ льно , сигнал рассог соZgby формируется в b^_ огибающей низкой
частоты , передаZ_fhc импу льсами более u сокой несущей частоты . Такой b^ сигнала по -
зволяет произh^blv дhcgh_ фильтроZgb_ : сначал а по ukhdhc , затем по низкой частота м.
В процессе фильтроZgby отсеиZxlky сл учайные помехи , не соi адающие с частотами не -
су щей и ог ибающей .
Шахматная штрихоdZ мод улир ующего диска также сл ужит для поur_gby помехо -
защищенности системы . Предпол ожим , что в поле зрения голоdb попало облако , изображе -
ние которого проектируется на диск в b^_ достаточно кру пного пя тна (рис . 15), умещ ающе -
гося в дm х полосах одного сектора . Форма сигнала , снимаемого с фотосопротиe_gby , бу дет
иметь b^ , предстаe_gguc на рис . 14 (положение 1). В этом сл учае несу щая (огибающ ая)
частота бу дет отличаться от частоты , пол учающейся при малых размерах пят на. Таким об ра -
зом , при шахматной штрихоd_ диска моду ляция теплоh]h потока практически не происхо -
18

дит , если размеры пятна преhkoh^yl д_ концентрические полосы штрихоdb . Это позhey -
ет применять ракету не только но чью , но и днем при наличии в по ле зрения голоdb кру пных
облаков .

Рис оdb
Что предстаey_l собой мод ул
Как измеряется уг ол расс
Как измеряется уг ол фази
тота огибающей .
ТГС ?
дулир ующего диска ?
среднюю прозрач -
ность ?
преобразоZl_ev . Магнитный усилитель
в
электрические сигналы , тое фотосопротиe_gb_ .
Оно обладает максима льной чу klительнос тью к тепл оhfm поток у с длиной hegu 2,4 –
2.5 мкм
тра.
Один
. 15. Исключение ebyg ия неодн ородности фо на с по мо щью ша хматной шт рих
модулиру юще го диска
Вопросы дл я самоко нтроля
ирующий диск ?
огласования β?
рования Φ?
Подсчитайте , чему ра gu несу щая частота и час
Чем обесп ечиZ_lky помехоу стойчиhklv
КакоZ роль шахматной штрихоdb мо
Почему обе полоbgu мод улир ующего диска имеют одинаков ую
2.1.4. Приемник теплоh]h излучения цели . Электронный усилитель . Координатный
В качест_ приемника теплоh]h излу чения цели , прео браз ующег о это излу чение
в голоd_ использу ется сернисто -свинцовис
. Перед фотосопротиe_gb_f расположен германиеuc оптический фи льтр , задержи -
Zxsbc k_ лу чи с дли ной hegu до 1,8 мкм , в том числе и лу чи b^bfhc части спектра .
Под дейстb_f лу чис той энергии происходит изменение электропроh^ghklb фотосо -
протиe_gby . Падение напряжения на переменном сопротиe_gbb усилиZ_lky электронным
усилителем , состоящи м из неско льких каскадов . В усилитель oh^yl также дZ фи ль
из них настроен на несу щу ю частот у 800 н= f Гц , lhjhc – на частоту оги бающей
56 н= f Гц . Каждый фильтр проп ускает электрическ ие сигналы только той частоты , на кото -
ру ю он настроен . Это позhey_l u^_eblv слабый сигнал рассогласоZgby на общем фон е
помех .
агрузками электронного усилит еля яeyxlky коррекционные катушки гиросистемы
и координатный преобразоZl_ev . Кату шки вынуждают гироскоп прецессироZlv в напра в-
лении ц
Н
ели.
, определ яющими координаты цели , яeyxlky его амплит уда и фаз а. Поскольку
ракета
Напряжение , снимаемое с электронного ус илителя, содержит информацию об относи -
тельном положении цели в сферической системе координат , сyaZ нной с ракетой . Пара мет -
рами сигнала
упраey_lky системой ру лей , располо женных в дв ух aZbfgh протиhiheh`guo плос -
костях , упраeyxsbc сигнал из полярной системы координат должен быть преобразоZg в
19

прямоу гольн ую, жестко сyaZgg ую с плоскостями ру лей . Фу нкцию разложения упраeyxs_ -
го сигнала на состаeyxsb_ , про порциональные 1β и 2β uihegy_l координатный преобра -
зоZl_ev . Он предстаey_l собой электронный син усно -косин усны й блок , состоящий из дв ух
одинакоuo частей , обсл ужиZxsbo 1- й и 2- й каналы уп равления. Работа координатного
преобразоZl_ey осноZgZ на срав нении фазы сигнала ссогласования с фаза ми дв ух оп ор -
ных напряжений . Опо рные напряжения ujZ[Zluаются специальными генераторами (ГОН ),
oh^ysbfb в состав гиросистемы.
Упраeyxsb_ сигналы с координатного преобразоZl_ey пост упают на дв а одинако -
uo магнитных усилит еля . Их назначение состоит в усилении уп раeyxsbo сигналов по
мощности до уроgy , достаточного
ра
для работ ы ру леuo приh^h\ .
Гиросистема голоdb самона_^_gby предстаey_l собой трехстепенной гироскоп с
коррекцией . Он oh^bl состаghc ча дения цели .
Ротором гироскопа сл ужит дb`m щийся в переменном магнитном поле постоянный
магнит
а g_rg__ 18 – его
внешн
2.1.5. Гиросистема
стью в канал сопровож
9 (рис . 16) эллиптической формы , укрепленный в карданоhf под_k_ . Внутреннее
кольцо 6 карданного под_kZ яey_lky gm тренней рамкой гироскопа ,
ей рамкой . Поh рот gm треннего кольца на уг ол ϕобеспечиZ_l магнит у сh[h^m дb -
жений в одной плоскости (поhjhl hdjm г поперечной ос и ракеты), на уг ол ψ – в др угой (по -
hjhl вокруг lhjhc поперечной оси ). Кроме того , магнит , будучи установленным на дв ух
шарикоподшипниках 5, напрессо Zgguo на ось , связанн ю с gm тренним кольцом карданно -
го под_kZ , имеет hafh`ghklv jZsZlvky в третьей плоскости (собственно jZs_gb_ гиро -
скопа ). Вместе с магнитом jZsZxlky закрепленные на общей оси зеркала 7 и 23 оптической
системы и мод улир ующий диск 21 .
у
е
Рис . 16. Сх ема гироскоп а и расп олож ения обм оток на нём : 1 – бленда ; 2 – ось ; 3 – катушка электрическ ого
арре тира; 4 – стакан ; 5 – шар икоподшипник ; 6 – gmlj еннее кольц о кар данно го под_kZ ; 7 – сферическое зерка -
ло ; 8 – ось кар данно го под веса ; 9 – по сто янный магнит ; 10 – кулачок мех аническо го аррети ра; 11 – катушки
с по дмагничиZgb_f ; 12 – по стоянные магнитики ; 13 – катушка эле ктрическ ого арре тира; 14 – катушка jZ ще-
ния рот ора гироск опа; 15 – катушка генерат ора оп орных напр яжений; 16 – кор рекцио нная катушка ; 17 – об ойма ;
18 – g_rg__ кольцо кар данно го под_kZ ; 19 – ось карданно го под_kZ ; 20 – фото сопр отиe_gb_ с германиеuf
фильтром ; 21 – модулиру ющий диск ; 22 – линза держа тель ; 23 – плоско е зеркал о
20

Фотосопротиe_gb_ 20 закреплен о h gm треннем кольце 6 карданного под_kZ и мо -
жет , следоZl_evgh , поhjZqbаться относительно корп уса ракеты на уг лы иψ . ϕ
Упраeyxsb_ элемен ты гироско па располо жены на неподb`ghf каркасе . К ни отно -
сятся :
– четыре кат ушки 14 , создающие jZsZxs__ky магнит ное поле , которое , aZbfh -
действ уя с постоянным магнитом , uauает jZs_gb_ гироскопа . Дb]Zl_ev , образоZgguc
по такой схеме , яey_l ся синхронным . Питан ие на кат ушки подается с самолета -носителя .
После пу ска ракеты гироскоп jZsZ_lky по инерции ;
– четыре кат ушки 11 с подмагничиZgb_f , сл ужащие дл я зап уска гироскопа и ста -
билизации его jZs_gby ;
– д_ цилиндрические кат ушки 3 и 13 , играющие роль электрическ ого арретира . На -
значение арретира состоит в том , чтобы удержиZlv ос ь гиросистемы (следов ательно , ось
голоdb самона_^_gb я) в положении , соiZ^Zxs_f с осью ракеты , до конца участка ”об -
ну ления ”. При отклонении оси ротора гироскопа от продольной оси ракеты в кат ушках по -
стоянный магнит 9 инду ктиру ет ЭДС , подаZ_fm ю в уси литель . Отт уда напряж ение пост у-
пает на коррекционн ую кату шк у 16 , магнитное поле которой , aZbfh^_ckl\ уя с полем по -
стоянного магнита , haращает ротор в перhgZqZevgh_ положение ( ,0=ϕ 0= ψ );
– четыре кат ушки 15 генераторов опорных напряжений . Кат ушки расположен ы со
сдb]hf на 90 0 одна относительно др угой , а протиhiheh`gu_ соединены . Пр и пересече -
нии bldh\ обмоток силоuf и линиями магнитного поля постоянного магнита в обмотка х
наh^ylky ЭДС , сдbgmlu_ межд у собой по фазе на 90 0. Эти ЭДС использу ются в коорди -
натном преобразоZl_e_ ;
– коррекционная кат ушка 16 цилиндрической формы . Ка ту шка подключена к uoh -
ду электронного усилителя . Ток , протекающий по катушке , uauаемый сиг налом рассо -
гласоZgby , создает магнитное поле , ug уждающее постоянный магнит 9 (ротор гироскопа )
поhjZqbаться (прецессироZlv ) hdjm г осей карданного под_kZ 8 и 19 на уг лы иϕ φ. При
этом оптическая ось голоdb самона_^_gby поhjZqbается в сторон у цели .
Рассмотрим процесс коррекции более подробно . Пу сть под дейстb_f сигнала рассо -
гласоZgby по коррекционной катушке протекает ток (рис . 17)
( )φ− ω = t i i sin0 ,
где ω – частота jZs_gby ротора гироскопа ; φ – начальная фаза .
() θ− ω = t i i sin0
Рис . 17. Сх ема генерато ра опорн ых напряжений
21

Бу де м сч итать , что положительной полу heg_ тока соот_lklу ет напраe_gb_ тока в
кат ушке по часоhc ст релке , если смотреть на кат ушк у слеZ . Вектор напряженности ма г-
нитного по ля H
r
кату шк и для этого сл учая показан на рис . 17. Взаимодейстb_ поля с посто -
янным магнитом гироскопа прояblky в b^ е усилий , приложенных к полюсам магнита . На -
праe_gb_ усилия , приложенного к се_jghfm полюсу , протиhiheh`gh напраe_gbx _dlh -
ра H
r
, а усилие , прилож енное к южному полюсу , напраe_gh по _dlhjm H
r
. При отрица -
тельной по лу heg_ тока в ка ту шк е _dlhj H
r
и усилия , приложенные к полюсам магнита , из -
меняют сh_ напраe_gb_ на протиhiheh`gh_ , но напраe_gb_ момента остается преж ним ,
так как к то му j_f_gb магнит по_jg_lky на 180 0.
Так же как и ток в коррекционной кат ушке , момент изменяется h j_f_gb по гармо -
ническому закон у:
( )φ− ω = t M M sin0 .
Под ebygb_f коррек тиру ющего момента гироскоп прецессир ует в плоскости , пер -
пендик улярной плоскости приложения момен та, при этом _dlhj кинетического момента ги -
роскопа стремится со f_klblvky с _dlhjhf hafmsZxs_]h мо мента . СледоZl_evgh , на -
праe_gb_ прецессии определяет ся начальной фазой тока φ, раghc уг лу фазироZgby цели .
УглоZy скорость прецессии раgZ :
, пр ω⋅
⋅ = ω⋅ = ω I
i k
I
M
где i –ток коррекции ; k – коэффициент пропо рциональности , заbkysbc от констру кции ро -
тора гироскопа и коррекционной кат ушки (числа bldh\ ), инду кции постоянного магнита и
т.д.; I – полярный момент инерции ротора гироскопа .
Вопросы дл я самоко нтроля
Из каких элементов состоит ротор гироскопа ?
Сколько степеней сh[h^u у гироскопа ?
Как ротор гироскопа приh^blky h jZs_gb_ ?
Какоh наз начение ген ератора опорных напряжений ? Из каких элементов он состоит ?
Как должен быть ориентироZg мод улир ующий диск относительно генератора опор -
ных напряжений ?
Чем определяются напраe_gb_ и скорость прецессии гироскопа ?
Как hagbdZ_l коррекционный момент ? От каких _ebqbg заbkyl его мод уль и на -
праe_gb_ ?
В чем Вы b^bl_ сyav устройстZ гиросистемы с метод ом на_^_g ия ракеты на цель ?
2.2. Рулеhc отсек
Ру леh й отсек имеет цилиндрический корпу с, с g_rg_c стороны которого размеще -
ны д_ пары ру лей, а gm три уст ановлен рул еhc приh^ . Ру леh й приh^ пр едназначен для
поhjhlZ рулей ракет ы в соот_lklии с упраeyxsbfb сигналами ТГС . При вод имеет дZ
незаbkbfuo канала упраe_gby , аналогичных по констру кции и характеристикам .
В состав рулеh]h приh^Z (рис . 18) oh^yl :
– турбогенератор 1, обеспечиZxsbc питанием электрические цепи ракеты ;
– обогреZl_evgu_ элементы с терморег улятором 13 , поддержиZxsb_ в отсеке по -
стоянн ую температ ур у;
– срезной ра зъе м 7, сл ужащий дл я соединен ия электрических цепей пускоh]h уст -
ройстZ и ракеты ;
– переходн ик 3 с кронштейном 14 , на котор ом закреплены штепсельные разъемы 2.
С помощью этих разъемов электрические цепи отсека подключаются к ТГС .
В ру леhf отсеке помещается также контактный ajuатель боеhc части , состоящий
из реакционных конта ктов 10 и предохранительно -исполнительного механизма 9.
22

Рис . 18. Рулев ой отсек (раз рез): 1 – турб огенератор ; 2 – штепсельные разъ ёмы (ро зетки ШРН -48) ; 3 – пер е-
ходник ; 4 – плита ; 5 – ру леhc агрегат 713 Т; 6 – цилиндр ; 7 – срезной разъ ём СР -20 Д; 8 – руль; 9 – пр едо-
хран ительн о-испо лнительный мех анизм контактног о aju\ ателя ; 10 – реакцио нн ый контакт ; 11 – цилиндр ;
12 – пор шень ру леh] о пр иh да; 13 – термо регулято р ТР -4КМ ; 14 – стальной крон штейн


2.2.1. Принцип дейстby приh^Z
Принципиальная схема одного канала упраe_gby ру ле h]h приh^Z показана на
рис . 19. Приh^ работает за счет энергии горячего газа , ujZ[Zluаемого порохоuf газоге -
нератором (ПАД ). Работа начинается при нажатии на кнопк у “Пу ск ” на само лете -носителе .
Импу льс тока пост упает на пирос_qm 17 , заж игает hkieZf_gbl_ev , который в св ою очередь
поджигает порохоhc заряд 10 газогенератора 7. ОбразоZшиеся газы заполняют кольце вую
распредели тельн ую камеру 16 , от куда через четыре сопла 15 пост упают в рабочие цилиндры
14 , оказыZ я даe_gb_ на поршни 4. Из подпоршнеhc полост и газы проходят через от_j -
стие в сердечнике 13 , рег улируемый зазор ме жд у кл апан ом 6 и торц ом сердечн ика 13 и далее
через ради альные от_ рстия истекают в атмосфер у.
Энергия порохоh]h газогенератора использу ется также для при_^_gby в дейстb_
турбогенератора 1, снабжающего электроэнергией агрег аты ракеты . Для этого часть газов из
камеры 16 через сопло 18 посту пает на лопатки ту рбины ту рбог енератора и далее через со -
пло в плите 2 uoh^bl в атмосфер у.
Поршень 4 рабочего цилиндра 14 предстаey_l собой одноj_f_ggh и электромагнит
с обмоткой 12 . Он снабжен клапанным устройстhf , состоящим из калиброZggh]h от_ р-
стия в сердечнике 13 , якоря 5 и клапана 6. Пр и помощи клапанного устройстZ можно уп рав-
лять расходом газа чер ез рабочий цилиндр , а следоZl_e ьно , и _ebqbghc даe ения газа , дей -
стm ющего на поршень . Положение , которое занимает кл апан , определяется ра_gklом дmo
23

приложенных к нему сил : силы электромагнита , притягиZxs_]h якорь 5, и газодинамиче -
ской силы , заbkys_c от даe_gby газов . Пр и изменении тока в обмотке электромагнита из -
меняется усилие , притягиZxs__ якорь , и ра ghесие клапана мож ет наст упить лишь в но -
hf положении при ином зазоре между клапаном и сердеч ником и, следоZl_evgh , при изме -
ненном дав лении в цилиндре .
Рис . 19. Пр ин ципиальная схема работы рулеh го пр ивода одн ого канала упр аe_gby : 1 – турб огенератор ;
2 – плита ; 3 – корпус ру леh] о пр ивода; 4 – порш ень ; 5 – якорь ; 6-клапан ; 7 – газо генер атор; 8 – ось
рулей ; 9 – рули ракеты ; 10 – по рох оh й заряд ; 11 – тяга ; 12 – обм отка электромагни та; 13 – сер дечник
электромагни та; 14 – цилиндр ; 15 – сопло ; 16 – кольц еZy (расп ределительная ) камера; 17 – пирос _qZ ;
18 – сопл о

Если токи I1 и I2 в обмотках обоих электромагнитов одного канала уп равления раgu ,
то и расход ы через клапанные устройстZ об оих поршней одинакоu . В этом сл учае поршни
неподb`gu . При подаче ТГС упраeyxs_]h сигнала за счет hagbdZxs_c разности ток ов
( ) происходит дифференциальное изменение зазоров в клапанных устройстZo
дв ух поршн ей . В резу льтате нарушается ра_gklо даe_gbc в цил индрах 14 и ра_gklо мо -
ментов , приложенных к Zem ру лей.
2 1 I I I − = ∆
Разность моментов дmo поршней пропорциональна разн ости токов :
I k M ∆⋅ = ∆ .
Под ebyg ием ру ли поhjZqbаются до тех пор , пока M∆ M∆ не ураghешиZ_lky
аэродинами ческим моментом .
2.2.2. Осноgu_ технические данные приh^Z
Тип ру леh]h приh^Z .................................................................... Газоэлектрический
Даe_gb_ порохоuo газов в распределитель ной камере .............. (56…84) 10 5Н/м2
Максималь ный уг ол поhjhlZ рулей .................................................................. 0 18±
Максималь ный момен т, разbае мый приh^hf
по одному каналу упраe_gby ,..................................................................... 93 Нм
Время горения порохоh]h заряда газогенератора .............................. Не менее 21 с
Напряжение , ujZ[Zluаемое турбогенерато ром .................................... 140 180 В ÷
24

Вопросы дл я самоко нтроля
Какие агрегаты oh^yl в ру леhc отсек ? Какоh их назначение ?
Что яey_lk я источником энергии , расходуемой на приh^ ру ле й?
Почему дав ление под поршнем уменьшается с увели чен ием расхода газа ?
Какой тип обратной сyab использу ется в рул еhf приh^_ и почему ?
Как должны быть aZbfgh ориентироZgu ТГС и ру леhc отсек ?
2.2.3. Конструкция рулеh]h приh^Z
Осноguf элементами ру леh]h приh^Z (рис . 20) яeyxlky корпус 5, четыре колонк и
16 с устаноe_ggufb в них осями 9 и 14 ру лей ракеты , фланец 10 , д_ пары поршней 7, газо -
генератор 17 , четыре обогреZl_evguo элемента 20 . Коло нки 16 k таe_gu в от_jklby кор -
пу са и зак реплены штифтами . С протиhiheh`ghc стороны на ко лонках закреплен четырь -
мя гайками фланец с розеткой 11 , предназн аченной для подсоединения bedb предохрани -
тельно -исполнительного механиз ма (ПИМ ) контактного ajuателя . Для кр епления ПИМ
сл ужит гайка 12 .
Рис . 20. Рулев ой пр иh д РП -310 А: 1 – турбогенерат ор БП -13В3; 2 – колодка; 3 – сопло ; 4 – плита ;
5 – корп ус; 6 – кольцевая шайба ; 7 – по ршень; 8 – тяга ; 9 – ось пр ямая; 10 – фла нец; 11 – ро зетка ;
12 – гайка ; 13 – крыш ка; 14 – ось коленч атая ; 15 – по дшипник ; 16 – кол онка ; 17 – газо генер атор;
18 – стакан ; 19 – пер ехо дная кол одка ; 20 – об огреZl_e ьный элемент ; 21 – bgl ; 22 – термор егулятор
ТР -4КМ ; 23 – прокладка

С передней стороны к корп усу прикреплена четырьмя bglZfb 21 плита 4. Вну три
стакана 18 , uiheg_ggh]h за одно целое с корпу сом , помещен газогенератор 17 .
К плите крепятся турбогенератор 1, терморег улятор 22 и колодка 2 переходника .
ОбогреZl_evgu_ элементы 20 по мещены в от_jklbyo корп уса и слу жит для подог -
реZgby порохоh]h заряда газогенератора и цилиндров , в котор ых крепятся поршни 7. Тем -
перат ура обогреZ регулир уется терморег улятором 22 . Распайка проh^h\ нагреZl_evguo
элементов осу щестey_lky на переходных колодках 19 .
Тяги 8 сyauают пор шни 7 с рычагами ос ей 9 и 14 . Ось 9 прямая , а ось 14 коленча -
тая . Оси jZsZxlky в подшипниках 15 , запрессоZgguo в расточки колонок 16 .
25

Газораспределительная камера образоZgZ расто
ых ка -
нала , с
ь 5 имеет прямоу гольный u -
ст уп, в
2.2.4. Газогенератор
Газогенератор яey_lk я поро даe_gby . Образу ющиеся при его
работе газы использу ются для приh^Z ру лей и турбины турбогенератора .
товленный из по -
роха Н
одится пиротех -
нический состав 7. Дл я его hkie аменения пирос_qZ снабжена нитью зажига ния из них ро -
моhc
чкой в плите 4. Она сообщается с ци -
линдрами , в которых ус тановлены кольце -
u_ шайбы 6, за счет которых порохоu_
газы напраeyxlky на центральну ю часть
торцов пор шней , что предохраняет уп лотни-
тельные кольца поршней от прогара .
В плите имеются дZ радиальн
ообщающихся с газорасп ределитель -
ной камерой . Один из них закрыт мембр аной
из медной фольги , пр орыZxs_cky при по -
ur_gbb даe_gby газов ur_ доп устимого .
Второй служит для подh^Z сжатого ha^m ха
при наземных проверках отсека упраe_gby .
Узел крепления ру ля изображен на
рис . 21. Ру л
ходящий в паз l улки 3. Ру ль h lme -
ке закрепляется клиноuf су харем 4, а lm л-
ка на оси 1 – с помощью штифта 2.

Рис . 21. Уз ел крепления руля: 1 – ось ;
2 – штифт ; 3 – lmedZ ; 4 – сухарь ; 5 – руль;
6 – тяга пор шня рулев ого пр ивода; 7 – рычаг
ховым акк умулятором
Констру кция газогенератора показана на ри с. 22. Газог енератор со стоит из дmo час -
тей : собст_ggh газогенератора и пирос_qb . Заряд 9 газогенератора , изго
ПД-2, брониру ется по нару жной по_joghklb изоляционной лентой и нитролено -
ули мным ла ком 10 . На переднем торце заряда зас_je_g ы четыре от_jklby диаметром 3 мм ,
форсиру ющие uoh^ газогенератора на рабо чий режим .
Рис . 22. Газо генер атор (раз рез): 1 – рези новое кольцо ; 2 – медноасбестоhе кольцо ; 3,5 – кольца; 4 – кор пус
с_qb ; 6 – пружинная шайб а; 7 – пиро технический сост ав; 8 – кор пус; 9 – порох оhc заря д; 10 – брон ирую-
щий слой ; 11 – фильтр ; 12 – пластмассоZ я фтулка ; 13 ,14 – контакты

газогенератора помещ ается в корп усе 4. Вну три него нах Пирос_qZ
проhehdb , покрытой иницииру ющим состаhf . Нить подпаяна к корпусу пиросв ечи
и контакту 13 , укрепленному в пл астмассоh й lm лке 12 .
26

Корп ус 8 газогенератора соединя ется с корпусом пирос_qb с помощью заZevphк и
после снар яжения газогенератора . В корп усе пирос_qb
27
имеются 24 от_jklby для uoh^Z
газов .
льные элементы и термо регулятор
Обогревател вания цилиндро в
поршней рулеh]h приh^Z и порохоh]h заряда газогенератора . Элементы (рис . 23) имеют
по д_

Рис . 23. ОбогреZl_evg ый элемент (раз рез): 1 – зама зка ; 2 – каркас ; 3 – сте ржень ; 4 – компаундная масса ;
5 – провод ; 6 – спир аль
Напряжение на обогревательн ает через терморег улятор (рис . 24),
с помощью которого поддержиZ_lky температ ура (в мес те его ус тановки) в пределах от 17
до 30 0

Рис . 24. Термо регулято р ТР -4КМ (раз
С на ру жной стороны они зак рыты фильтром 11 , который удержиZ_lky кольцом 3,
имеющим окна . Пру жинная шай ба 6 препя тстm ет перемещению заряда газогенератора в
корп усе h j_fy транспортироdb .
2.2.5. Обогревате
ьные элементы (4 шт уки) предназначены для обогре
нихромоu_ спирали и f_kl_ потребляют мощность 100 – 140 Вт .


ые элементы пост уп
С. Чуklительным элементом терморег улятора яey_lky биметаллическая шайба 2,
изготоe_ggZy из биметалла ТБ -7. Устройстh и принцип работы терморег улятора ясны из
рису нка .

рез):
1 – корпус ; 2 – шай ба; 3 – сте ржень ;
4, 5 – контакты; 6 – гайка ; 7 – хлор b ни-
лоZy трубка ; 8 – провода

2.2.6. Турбогенератор
Турбоген ер атор предназнач ры ракеты однофазным перемен -
ным током .
р 7 имеет дZ постоянных магнита и д_ последоZl_evgh соединенные обмот ки
с серде
ного в щит 6, от тепл оh]h ha^_ йстby
порохоuo газов предусмотрено лабиринтное уп лот нен ие, образов анное дв умя кольцеuf и
проточ
2.3. БоеZy часть
БоеZy част ь (БЧ ) ракеты пред жения истребителей , тактических и
стратегических бомбар дироsbdh\ протиgbdZ
ajuа . БоеZy час ть снабжена дв умя aju -
вателя
ен для питания аппарат у
Осноgu_ части турбог енератора – корп ус 2 (рис . 25), статор 7, ротор 11 , турбина 1 и
щит 6. Стато
чником . Ротор состоит из ZeZ и нанесенного на него пакета листов из электротехни -
ческой стал и. Листы толщиной 0,35 мм склеены межд у собой клеем БФ -4 и имеют b^ з_a -
дочки с шестью uklmiZfb . Ось ротора уст ановлен а на шарикоподшипниках 10 , запрессо -
Zgguo в корп ус 2 и щит 6. На конец оси ротора насажена турби на 1. Турби на актиgZy , с
симметричным профи лем лопато к, uiheg_gguo за одно целое с диском . Бандаж 4, зак реп -
ляющий лопатки , поurZ_l КПД ту рбины .
Рис . 25. Турб огенерат ор (разр ез): 1 – турбина ; 2 – корп ус; 3 – от_j стие ; 4 – банда ж;
5 – bgl ; 6 – щит ; 7 – стат ор ; 8 – конта ктная кол одка ; 9 – крыш ка; 10 – подшипник ;
11 – ро тор ; 12 – заглуш ка

шипника, запрессован Для защиты шарикопод
ками в ту рбине и соот_lkl\ ующими uklm пами в щите . Для той же цел и в щите пр о-
с_je_gu от_jklby 3, через которые порохоu_ газы проходят gm трь корпуса турбогенера -
тора , мин уя шарикоподшипники .
Напряжение , ujZ[Zluаемое турбогенерат ором , 140 В. Скорость jZs_gby его рото -
ра 55000 – 65000 об /мин .
назначена для пора
.
Поражение цели осущестey_lky осколками , полу ченными при дроблении корп уса
боеhc част и при ajuе , и фу гасным дейстb_f
ми: контактным , срабатыZxsbf при прямом попадании, и неконтактным , реагиру ю-
щим на теплоh_ излу чение цели .
28

Осноgu_ технические данные БЧ
Ради ус эффектиgh]h поражения цели ......................................................... 10 – 11 м
ВзрыqZlh_ вещество ......................ТГАФ -5
Корп ус боеhc части и тоит из оболочки (ри с. 26) с
припаянными к ней дн ом 1 и одится ajuчатое _s_kl h
(ВВ ) 9
-
атации боеhc части
заряд В

.................................................................
Число осколков ........................................................................
............... Не менее 1000
Средняя масса одного осколка ........................................................................
...... 2,8 г 0 0 Угол разлет а 90% осколков ........................................................................
...... 10 - 16
Начальная скорость разлета осколков ........................................................... 1800 м/с
Габаритные размеры :
длина ........................................................................
.......................................350 мм
........................................................................................127 мм диаметр ...................
М асса........................................................................
............................................ 11,3 кг
2.3.1. Конструкция боеhc части
меет цилиндрическ ую форму и со с
горлоbghc 6. Вну три корп уса нах
, залитое в пластмассов ую оболочк у 3.
Рис . 26. Бо евая часть ракет ы (разре з): 1 – дно ; 2 – плас тинчатая пр ужина ; 3 – пластмассоZy
об олочка ; 4 – цилиндр ; 5 – тротило выйй сло й; 6 – горл овина; 7 – про кладка ; 8 – ста кан с диском ;
9 – aрыв чатое _s_k тво; 10 – стакан ; 11 – bgl ; 12 – прижим

ВзрыqZlh_ _s_klо предстаey_l собой сп лав из гексогена , тротила и алюми
беспечения безопасности при снаряжении и экспл у
ниево
го порошка . Для о
В со стороны горлоbgu имеет тротилов ую пробк у 5. Снаря жение корпуса ВВ произ -
h^blky через горлоbgm .
Пластмассо Zy оболочка имеет 1240 пирамидальных углу блений , черед ующихся с
прямоу гольными площадками . Углу бления в оболочке при ajuе боеhc части uau Z ют
ку му ляти guc эффект и формироZgb_ за счет этого заданного чи сла осколков практически
одинакоhc массы и размеров .
В дно ко рпу са iZyg ст ак ан 10 , в котором ра змещае тс я пред охра ните льно -
исполнит ель ный ме ха низм контактного ajuателя , закреп лен ный на ру леhf отсек е. Го рл о-
b на 6 р з ко пуса акрываетс я кр ышкой со стакан ом 8. В это тст ак ан oh^ итпредохранит ельно -
исполнит ель ный ме ха низм не конта ктного ajuателя , яв ляю щегося самост оят ельн ым отсек ом.
Для крепления боеhc части к соседним отсекам использу ются че тыре прижима 12 .
Прижимы удержиZx тся на bglZo 11 . При ерты вани и bglh\ прижимы притягиZxlk я к
gm тренней по_joghklb расточек дна и горлоbgu и пр и этом клиноb^gZy часть заходит за
бу ртики соот_lklу ющих расточек соседни х отсеков . При от_jluании bg тов прижимы
отжимаются пру жинами 2.
29

2.3.2. Неконтактный оптический ajuатель
Неконтактн ый взрыв
30
атель располагается меж ду боеhc частью и дb]Zl_e_f и пред -
стаey_l собой неразборн ую герметичну ю констру кцию , яeyxsm юся самостоя тельным от -
секом ракет ы.
ВзрыZl_ev , реагиру я на теплоh_ излу чение цели , иницииру ет подрыв боеhc части
при пр
ния,
предохран
злу-
чения
ературах ее электролит находится в т_j^hf
состоя
а пиротехниче -
ским н
Рис . 27. Опти ческая схема пр иёмнико в I и II каналов : 1 – защитная пл ёнка;
2 – фо тосопротиe_gb_ ; 3 – параболи ческ ое зеркало ; 4 – с_ тофильт р
олете ракеты [ebab цели ил и самолик b^Zpbx ракеты в случае промаха .
Дальность срабатыZgby (м) при скоростях сближения 150 – 3000 м/с............ 0 – 9
Время готовности aj ыZl_ey по сле окончания работы дb]Zl_ey , с.................. 0,8
Момент срабатыZgby самоликb^ZlhjZ – чер ез 21…23 с с момента пу ска ра ке ты
Габаритные размеры , мм :
длина .....................................................................................................................181
диаметр ........................................................................
......................................... 127
Масса , кг ........................................................................
............................................. 3,1

В состав ajuателя oh^yl электронно -оптический блок , батарея электропита
ительно -исполнительный механизм .
Электронно -оптически й блок осущестey_l прием и преобразоZg ие теплоh]h и
и u^Zqm в необходимый момент сигнала на огнев ую цепь ПИМ . цели
Батарея электропитания яey_lky химически м источник ом тока . Одна из ее особенно -
стей состоит в том , что при нормальных темп
нии. Это обеспечиZ_l ее сохранность при длител ьном хранении . Для приh^Z батар еи
в дейстb_ электролит должен быть расплаe_g . Поэтому батарея снабжен
агревателем, при срабатыZgby которого u^_ey_lky теплоZy энергия , разогреZxsZ я
батарею до температ уры 400 – 600 0С. Воспламенение пиронагреZl_ey произh^blky им -
пу льсом тока от бортсети самолета -носителя , через контактну ю си стему , уст ановлен ную на
дb]Zl_e_ ракеты (см . рис . 31).
Оптическая система ajuателя состоит из приемников лучистой энергии (рис . 27),

обеспечиZxsbo кру гоhc обзор по дв ум напраe_gbyf : под уг лом 4 50 (I канал ) и 75 0
(II ка -на л) к оси ракеты в напраe_gbb полета . В кажд ый канал oh^yl четыре приемника .
Угол зрени я каждого приемника 1030’. Приемники обои х каналов расположен ы (через один )
по одной окру жности корп уса ajuателя .
Наличие дmo каналов ajuа теля обеспечи вает его u соку ю помехозащищенность .
ВзрыZl_ev срабатыZ_l лишь тог да, когда от оптической системы приходит дZ импу льса в
определенн ом порядке (сначала по 1- му , затем по 2- му каналам ) и с интерZehf 0,1 с.
Каждый пр иемник (см . рис . 27) со стоит из фотосопротиe_gby 2, преобраз ующего лу -
чист ую энергию в электрическ ую, параболи ческого зеркала 3, фок усир ующе го лу чистую
энергию на фотосопротиe_gb_ , с_lhnbevljZ 4, задерж иZxs_]h k_ лу чи, спектральны й
состав которых отличается от излу чения цели , и защитн ой пленки 1, предохраняющей при -
емник от ha^_cklия окру жающей среды .
2.3.3. Контактный ajuатель
Контактн ый ajuате ль – электр ический уд арн ый ajuатель мгно_ggh]h дейстby
предохрани тельного типа – состо ит из четырех реакционных контактов , устаноe_gguo по
одному на ру лях рак еты , и ПИМ .
Реакцио нный кон такт замыкает эл ектроце пь ПИМ пр и контакт е ру лей ракеты с целью .
Кон такт (рис . 28) состоит из стального ножа 3 и обblh]h h кру г него изолиро ванного пров ода
2. Но ж и пр оh д рас пол ожены в ка наd_ ру ля 1 и залиты компау ндом 4. Проh^ соединяется с
электрической це пью ПИМ . Но ж припая н к рулю , игра ющему роль массы – lhjh]h проh^ -
ника . В случае прямого попада ния раке ты в це ль из оля ция про вода бу дет ра зру шена но жом и в
резу льтате замкне тся цепь электроhkieZf_gbl_ey ПИМ . Назначение и принципиальное ус т-
ройс тh ПИМ кон тактн ого a ры Z теля такое же , ка к и у неконта ктного . Отл ичие состоит лишь
в том , что у ПИМ ко нтактног о aj ыZl_ ля отс утстm ет самоликb^Zlhj .
Рис . 28. Реакц ионный конта кт: 1 – руль; 2 – проh^ ; 3 – но ж; 4 – ком паунд
2.3.4. Предохранительно -исполнительный механизм
Пред охра ниетл ьно -исполнит ель ный механизм (ПИМ ) u полняе т сл едую щие фу нкции :
– обеспечи вает дальнее aедение ajuателя ;
– u^Z_l сигнал на подрыв боеhc части при полу чении сигнала от электронно -
оптического блока ;
– самоликb^bj ует ракет у в сл учае промаха ;
– обеспечи вает безопасность обслу жиZgby ра ке ты .
Принцип дейстby ПИМ осноZg на использоZgbb инерционных сил , дейстm ющих
по оси ajuателя . Для согласов ания процессов , происходящих в ПИМ h j_f_gb , в нем
использу ются дZ часоuo механизма . Электронно -кинематическ ая схема ПИМ ( рис . 29)
dexqZ_l в себя огнеm ю цепь (элементы цепи – 26 , 8, 21 ), предохранительный механизм ,
блок -перемычк у ( шу нт ), инерционно -предохранительный контакт , контактн о-hkieZf_gb -
тельное устройстh , самоликb^Zlhj .
31

Рис . 29. Сх ема пр едо хранительно -испо лн ительно го мех анизма неконтактно го оп тическог о aры Zl_ey :
1 – крон штей н; 2 – пр ужина ; 3 – роли к; 4 – упор ; 5 – конт акт; 6 – по лзун; 7 – пластина по лзуна ; 8 – капсюль -
детонат ор; 9 – пер едато чн ый заря д; 10 – детонатор; 11 – шпилька ; 12 – толкате ль Т-13 ; 13 – пр ужина ;
14 – палец ; 15 – bedZ ; 16 – пластинчатая пр ужина ; 17 – самоликb^ атор ; 18 – час овой мех анизм самолик -
b^ZlhjZ ; 19 – часоhc мех анизм дальнего a_^_gby ; 20 – фиксат ор ; 21 – по hj отный диск ; 22 – пер емычка
(шу нт); 23 – по дb`guc контакт; 24 – пр ужина ; 25 – неподb`guc контакт ; 26 – элект род етонат ор ;
27 – инер цио нный пр едохр анитель

ОгнеZy цепь dexqZ_l в себя электродетонатор 26 , капсюль -детонатор 8, яeyxsbc -
ся з_ghf огнеhc цепи . Капсюль -детонатор ус тановлен в радиал ьном от_jklbb диска 21 ,
поэтому ог неZy цепь остается разорZgghc до тех пор , пока диск не раз_jg_lky на необхо -
димый уг ол . Для той же цели сл ужит перемычка (шу нт ) 22 . Она dexq_gZ пар аллельно эле к-
тродетонатору и делает неhafh`guf протекание по нему тока . Перемычка разрыZ_lky в
конце aедения диска 21 с помощью устаноe_gghc на не м шпильки 11 .
Инерционно -предохранительный контакт сос тоит из подb`gh]h (23 ) и неподb`gh]h
(25 ) контактов и пру жин 24 . На актиghf участке траектории под дейстb_f сил инерции
контакты 28 и 25 замыкаются и шу нтиру ют боеu_ (запальные ) конденсаторы С22 и С23 ма -
лым сопротиe_gb_f . При этом напряжение на конденсаторах падает до _ebqbgu , при ко -
торой срабатыZgb_ электродетонаторов неhafh`gh .
Контактное hkieZf_gbl_evgh_ устройстh состоит из пиротолкателя 12 , ползу на 6,
пру жины 13 , пластины 7 и контакта 5, расположенного на диске 21 . Через палец 14 по лзун
сyaZg с b лкой 15 часоh]h механизма 18 самоликb^ZlhjZ . Дру гой конец ползу на упирает -
32

ся в уп ор 4 инерционного предохранителя 27 , поэтому перемещение ползу на станоblky
hafh`guf только после отхода предохрани теля в крайнее леh_ положение . Пиротолка -
тель срабатыZ_l в момент замыкания его электроцепи контактом 5 и uk тупом ползу на 6.
Энергия порохоuo газов перемещает ползун ерх . При этом открыZ_lky hafh`ghklv для
дальнейшег о поhjhlZ диска 21 и произh^blky пу ск час оh]h меха низма 18 самоликb^Zlh -
ра . Пластина 7 стопорит ползу н 6 в _jog_f положении .
Самоликb^Zlhj состоит из часоh]h механизма 18 , резьбоhc lm лки 17 , кон тактный
пластинчатой пру жины 16 и bedb 15 . Часоhc механизм имеет заh^g ую пру жину . На од -
ной из концов ее оси , играющей роль ходоh]h bglZ , насажена lm лка 17 . При jZs_gbb
bglZ lm лка перемещ ается в напраe_gbb стрелки . В конце ее дb`_gby пластинчатая пру -
жина 16 замыкает электрическ ую цепь , в кот орую d лючены запальные конденсаторы и
электродетонатор . Пу ск часоh]h механизма самоликb^ZlhjZ осущестey_lky ползу ном 6,
осh[h`^Zxsbf перm ю трибку при поhjhl_ bedb 15 .
Порядок работы ПИМ следующи й. На актиghf участк е траектории ракета испыты -
Z_l перегру зку в напраe_gbb , обратном напраe_gbx полета (стрелка Н.П.). Под дейстb -
ем перегрузок предох ранитель 27 осh[h`^Z_l диск 21 . Те же перегру зки за ста вляют диск
поhjZqbаться . Скорость поhjhlZ рег улир уется ча соuf механи змом дальн его aедения
19 . При замыкании контакта 5 поhjhlgh]h диска с uklm пом ползу на 6 ср абатыZ_l пиро -
толкатель 12 , перемещая ползу н 6. Диск 21 пол учает hafh`ghklv дальнейшего перемеще -
ния и зап ускается часо hc механизм 18 само ликb^ZlhjZ .
В конце поhjhlZ диска шпилька 11 разрыZ_l шу нт 22 , подключая тем самым элек -
тродетонатор 26 к боеuf (запальным ) конденсаторам С22 и С23. Во aеденном положении
диск стопорится фиксатором 20 . Капсюль -детонатор 8 при этом устанаebается в одн у ли -
нию с электродетонатором 26 и передаточн ым зарядом 9. ОгнеZy цепь станоblky замкн у-
той .
В конце актиgh]h участка траектории после прекращения дейстby перегру зок пру -
жина 24 замыкает контакты 23 и 25 , шу нтиру ющее сопротиe_gb_ 45 отключ ается , и конден -
саторы С22 и С23 заряжаются до уроgy , необходимого для срабат ыZgby электродетонато -
ров . ВзрыZl_ev приходит в полну ю боев ую готоghklv .
При полете [ebab це ли электронно -оптический блок ujZ[Zluает импу льс , отпи -
рающий электрическ ую цепь , по которой боеu_ конденсаторы разряжаются на электроде -
тонатор 26 . ВзрыZl_ev подрыZ_l боев ую часть ракеты .
В сл учае промаха цепь разряда кон денсаторов замыкается самоликb^Zlhjhf .
Вопросы дл я самоко нтроля
Каков тип бо ев ой части ?
Какоh наз начение пл астмассоh й оболочки заряда ?
Какоu размеры осколков ? Чему раgZ кинетическая энергия одного осколка ?
На каком расстоянии срабатыZ_l неконтактный ajuатель ?
Чем обесп ечиZ_lky помехоу стойчиhklv неко нтактного ajuателя ?
Какоh наз начение ПИМ а?
Из каких элементов состоит огнеZ я цепь ПИМа ?
Чем обеспечиZ_lky безопасность боеhc част и в обращении , при транспортироd_ , на
пускоhf устройст_ , при сл учай ных падениях ?
2.4. Дb]Zl_evguc отсек
2.4.1. Осноgu_ технические данные дb]Zl_ey
Су ммарный импу льс тяги ............................................................ Не менее 38100 Н·с
Тяга :
максима льная ........................................................................
....................... 25000 Н
минимальная (при температ уре заряда – 54 0С)........................................ 10000 Н
33

Время рабо ты дb]Zl_e я:
при температ уре заряда +60 0С........................................................................
. 1,7 с
при температ уре заряда –54 0С........................................................................
. 3,2 с
Максималь ное даe_g ие в камере сгорания ............................................. 13·10 6 Н/м2
Длина заряда ........................................................................
..............................1570 мм
Нару жный диаметр (с бронироdhc )................................................................118 мм
Масса заряда (с брони роdhc )........................................................................
... 20,5 кг
Масса неснаряженного дb]Zl_ey ..................................................................... 14,8 кг
Форма заряда ........................................................................
Цилиндрическая шашк а,
бронироZggZy по наружной по_joghklb и торцам , с центральным 8- лу че uf
з_a^hh[jZaguf каналом
Марка топлиZ .......................................................... НМФ -2 с добаdhc соли K 2 SO 4
2.4.2. Конструкция дb]Zl_ey
Общий b^ дb]Zl_ey при_^_g на рис . 30, передняя и хhklhая его части соот_lkl -
_ggh на рис . 31 и 32.


Рис . 30. Общ ий b^ дb]Zl_ ля: 1 – пер едн яя напр аeyxsZy ; 2 – корп ус дb]Zl_ey ; 3 – хо му т;
4 – средняя напр аeyxsZy ; 5 – задн яя нап раeyxsZy ; 6 – крыло; 7 – гироскопический стабилизатор
скор ости крена (ролле рон ); 8 – стопоряща я шпилька ; 9 – резьб оZy lулка ; 10 – bgl ; 11 – резиноh е
кольцо

Корп ус 1 дb]Zl_ey (рис . 31) предстаey_l полый цилиндр , изготоe_gguc из алюми -
ниеh]h сплаZ . Вну три корп уса с передней его стороны uiheg_gZ резьба для соединения с
чет_jluf отсеком , а на на ру жной по_joghklb с помощью дm х пу стотелых болтов 5 кре -
пится передняя напраeyxsZy 7. Корп ус с передней стороны закрыт стаканом 3, который
крепится bglhf 19 и болтами 5. Стакан предназначен для крепления hkieZf_gbl_ey 16 и
контактного устройст Z батареи электропитания неконтактного ajuателя . Герметизация
gm тренней полости дb]Zl_ey осущестey_l ся резиноhc диафраг мой 12 , прижимаемой к
стакан у 3 фланцем 11 .
В хhklhой части корпу са (рис . 32) под уг ло м 90 0 др уг к др угу расположены ребра с
продольными пазами для уст ановки крыльев . В ребрах имеются по пять от_jklbc под b н-
ты , которыми крылья крепятся к корп усу дb]Zl_ey . Между крыльями устанаebается зад -
няя напраeyxsZy . Она крепится четырьмя bglZfb .
Сопло 5 изготоe_gh из стали . Он о соединя ется с корп усом при помощи стопора 3
прямоу гольного сечен ия . Стопор отогну тым концом через прямоу гольный па з в корпу се
дb]Zl_ey klZляется в глу хое радиальное от_jklb_ сопла и jZs_gb_f сопла затягиZ_lky
34

Рис
. 31.
Пер
едняя
часть
дb]Zl_ey
: 1 –
корп
ус; 2 –
пл
юсо
вая шинка
; 3 –
стакан
; 4 –
изо
ляцио
нн
ая труб
ка; 5 – пустотелый
бо
лт; 6,17

кон
-
такты
цепи
зажигания
hkieZf_gbl_ey
; 7 –
пер
едняя
напр
аeyxsZy
; 8 –
керами
чес
каяп
рокладка
; 9 –
контакт цепи
терм
обата
реи aрыZ
теля
;
10

контак
тная
пластина
; 11

фиксиру
ющий
фланец
; 12

резино
Zy
диафраг
ма; 13

компенса
тор
; 14

пер
егоро
дка
; 15
– по
ро
хо
hй заряд
;
16

hkieZf_
нитель
; 18

скоба; 19

bg
т; 20

гибкий
пр
оh^gbd
цепи
терм
обата
реи

gm трь , располагаясь в соf_s_gguo кольцеuo проточках корп уса и сопла . Со пло уп лотня-
ется резиноuf кольцом 2. Второе резиноh_ кольцо 1 сл ужит для уплотнения заряда . Внут -
ри сопла расположено тонкостенная алюминиеZy заглушка , герметизиру ющая дb]Zl_ev .
Благодаря заглу шке в дb]Zl_e_ до момента зап уска поддержиZ_lky даe_gb_ , соот_lkl -
m ющее мо мент у сборки .
1 2 3 4 5 6
5


3

Рис . 32. Хh стоZy часть двигателя : 1, 2 – упло тнительные кольца ; 3 – пр ужинящий
стопор ; 4 – коль цевой трасс ер; 5 – сопл о; 6 – отв ерсти я для прохода гор ячи х газо в
к кольцеhfm трассе ру

Воспламенитель 16 (см . рис . 31), предназначенный для зажигания заряда т_j^h]h то -
плиZ , состоит из гер метичного тонкостенного фу тляра , заполненного кру пнозернистым
черным порохом . В заZevphанной крышке фу тляра расположены дZ электрозапала . Плю -
соu_ проh^Z запалов подсоедин ены к конта кту 17 , мин усоu_ uoh^u – к корп усу.
Контакт 17 шиной 2 соединен с контактом 6, расположенным g утри пустотелого
болта 5. Контакт 6 состоит из лату нного стержня , электрически изолироZggh]h от пустоте -
лого болта керамической прокладкой 8, изоляционной тру бкой 4, резиноhc и керамической
lm лками .
36

Заряд 15 изготоe_g из т_j^h]h топлиZ марки НМФ -2, содержащ его добаdm соли
K2 SO 4 для уменьшен ия ebygby стру и дb] ателя на самолет -носитель . Заряд предстаey_l
собой одноканальну ю цилиндрическ ую шашк у со з_a^qZluf gm тренним каналом . Наруж -
ная по_joghklv заряда обматыZ_lky теплоизолиру ющей пластмассоhc лентой , защищаю -
щей заряд от механических поj_`^_gbc и играющей роль бронироdb . Те же фу нкции u -
полняют резиноu_ ко льца , приклеенные к торцам заряда .
Горение заряда только по gm тренней по_joghklb уменьшает теп лов ую нагру зку на
стенки корп уса дb]Zl_ey .
З_a^hh[jZagZy форма заряда позhey_l обеспечиZlv примерно постоянное даe_gb_
в камере . Изменение тяги дb]Zl_ey h j_f_gb показано на рис . 33.
t, с

Рис . 33. Изменение тяги дb]Zl_ey R по j_f_gb в заb симости от температу ры пор охо hго
заряда t0 для различных uk от Н
Заряд klZляется gm трь корп уса дb]Zl_ey до упора в перегородк у 14 (см . ри с 31),
которая сл ужит для ujZниZgby даe_gby на нару жную и gm треннюю по_ рхность заряда .
Это необходимо для предотjZs_gby разру шения заряда .
Для компенсации линейного расширения заряда сл ужи т компенса тор 13 . Он пред -
стаey_l собой пакет , склеенный из микропористых резиноuo и ка ртонных шай б.
2.4.3. Трассер
В хhklhой части дb гателя уст ановлен кольцеhc трассер 4 (см . рис . 32), об ес пе чи-
Zxsbc hafh`ghklv наблюдени я и фиксации траектор ии полета ракеты . Трассер состоит из
запрессоZggh]h в специальный корп ус пиротехнического состаZ . Время горения не мене е
23 с. Ц_l трассы оранжеuc . Воспламеняется трассер от газоhc ст руи дb]Zl_ey . Для этого
в сопле 5 преду смотрены три от_jklby 6.
2.4.4. Крыло
Крылья обеспечиZxl манеj_gg ость ракеты , а также продольн ую статическ ую ус -
тойчиhklv . Крыло имеет форму прямоу гольной трапеции . Толщина крыла постоянна по
k_fm размаху . Передняя кромка стрелоb^gZ и заострена . В нижней части крыла располо -
жены пять от_jklbc с пазами для прохода bglh\ 16 кре пления крыльев (рис . 34).
37

Рис . 34. Кр ыл о (раз рез по двигателю с уста -
но e_gguf коль цевым трассером ): 1 – крыло ;
2 – накладка ; 3 – накладка ; 4 – штифт ; 5 –
ось ро ллеро на; 6 – резьбоZy пр обка; 7 –
колесо (ро тор гироск опа); 8 – ось колеса ; 9 –
корп ус роллерона ; 10 – кры шка; 11 – сто пор-
ный штифт ; 12 – стопоряща я шпилька ; 13 –
непо дb`guc хо мут ; 14 – хо мут ; 15 – корпус
дb]Zl_ey ; 16 – bgl крепления крыла ; 17 –
штифт ; 18 – пр ужинно е кол ьцо ; 19 – рези но-
h_ кольцо

В концеhc части крыла располага ется роллер он, стопорящийся шпилькой 12 . К кры -
лу прикреплены накладки 2 и 3. Перu_ огр аничиZxl уг ол поhjhlZ роллер она , lhju_
крепят ось 5 роллерон а.
Роллерон ограничиZ_l уг ловую скорость кре на ракеты . Он состоит из корпу са 9, ос и
5, колеса (ротора гироскопа ) 7 и крышки 10 . В корп усе роллерон а уст ановлен штифт 11 , в
паз которого oh^bl стопорящая шпилька 12 , удержиZxsZy роллерон неподb`guf , пок а
не работает дb]Zl_ev ракеты . Ко нстру кция стопорящей шпильки показана на рис . 35. Пру -
жина 3 удержиZ_lky в сжатом состоянии легкоплаdbf заполнителем 5. При зап уске дb]Z -
теля заполнитель плаblky , пру жина отжимает шпильку и роллерон осh[h`^Z_lky .
Вопросы дл я самоко нтроля
Почему тяга дb]Zl_ey и j_fy его работы заbkyl от на чальной температ уры заряда ?
Что предстаey_l собой порох НМФ -2 ?
Подсчитайте уд ельный импу льс тяги дb]Zl_ey .
Зачем соп ло герметизиру ется сп ец иальной заглу шкой ?
Каку ю фор му имеет внутренний канал заряда ?
Зачем ну жен трассер ? Как происходит его hkieZf_g_gb_ ?
КакоZ роль крыльев ? Почему их четыре ?
Почему роллероны ограничиZxl уг лов ую скорость , а не уг ол крена ?

38

Рис . 35. Стоп ор яща я шпилька : 1 – шпилька ; 2 – труб ка; 3 – пружина ; 4 – хо му т;
5 – зап олнитель ; 6 – klZ dа; 7 – шайба
3. ВОПРОСЫ ДЛЯ САМОКОНТРОЛЯ
1.Из каких соображений констру кция ракеты разделена на отсеки ?
2.Из каких соображений констру ктор останоbeky на схеме ракеты - “ ут ка”?
3.Почему крылья и ру ли ракеты имею т стрелоb^ghklv ?
4.Почему крылья и ру ли ракеты имею т разн ую стрелоb^ghklv ?
5.Четыре консоли крыльев ракеты необходимы для того , чтобы (продолжите объясне -
ние ).
6.Какой режим полета ракеты назыZ_lky балан сироhqguf ?
7.Чем обесп ечиZ_lky статическая устойчиhklv ракеты ?
8.Чем можно предотjZlblv потерю динамическ ой устойчиhklb ракетой при дозm -
коhc скорости полета ?
9.КакоZ средняя _ebqbgZ распол агаемых поперечных перегру зок ?
10. Чем определяется уг ол поhjhlZ рулей ?
11. Есть ли протиhj_qb_ межд у фор мулой M k n ∆ = и графиком “перегру зка – фу нк -
ция скорости полета и ukhlu ”?
39

12. В чем су ть метода пропорционального сближения , реализоZggh]h в ракете ?
13. Дайте определение поперечной пе регру зке .
14. Дайте определение располагаемой перегру зке .
15. Дайте определение по требной перегру зке .
16. Что такое линия babj оZgby ?
17. Зачем ну жен участок обну ления ?
18. Почему начальный уч асток траектории ракеты яey_lky неу праey_fuf ?
19. Почему рак ета самолик b^bj уется ?
20. Из каких соображений u[jZg момент срабат ыZgby самоликb^ZlhjZ ракеты ?
21. Перечислите k_ каналы уп равления ракетой .
22. Что oh^bl в стру кт урн ую схему упраe_gby ракетой ?
23. Что такое з_gh кинематической сyab ?
24. Как реализоZgh з_gh кинематической сyab ?
25. Каку ю роль в системе упраe_gby играет голоdZ самона_^_gby ?
26. Почему сиг нал с теплоhc голоdb самона_^_gby пропорционален уг ловой ск о-
рости линии babjhа ния (линии “ракета - цель ”)?
27. Почему система упраe_gby праbevgh фу нк циониру ет при наличии уг ловой ско -
рости крена ?
28. Какими обратными сyayfb охZq_gZ ракета Р3С как объект упраe_gby ?
29. В чем смысл использоZgby обратной сyab по аэродинамическо му шарнирному
момент у?
30. Может ли ракета , потеряв цель , захZlblv друг ую?
31. Какое сhcklо гироскопа использу ется в работе роллерона ?
32. Почему роллерон не стабилизир ует уг ол крена , а уменьш ают уг ловую скорость
крена ?
33. Почему нельзя доп ускать большой уг ловой ск орости крена ракеты ?
34. Что бу дет пр и быстром jZs_gbb ракеты hd руг продольной оси ?
35. От чего заbkbl зона разлета осколков ?
36. Каким образом осущестey_lky дальнее aедения ajuателя ?
37. Зона пу ска ракеты – это (продолж ите определ ение ).
38. Почему зон ы пу ска рак еты на разных ukhlZo имеют разные протяженности ?
39. Чем ограни чиZxlky размеры зон ы пу ска?
40. Раку рс стрельбы – это (продолжите определен ие ).
41. Почему для стрельбы ракетой из нижней пол усферы hafh`ghkl_c больше , чем из
_jog_c ?
42. Напишите ujZ`_gb_ для поперечной перегру зки при стрельбе из _jog_c полу -
сферы и со от_lklенно – нижней .
43. Какие фу нк ции uihegy_l теплоZy голоdZ самона_^_g ия ?
44. При каких услов иях наст упает срыв самона_^_gby ?
45. Перечислите осноgu_ узлы теплоhc голоdb самона_^_gby ?
46. Что oh^bl в состав ко нт ура уг лов ого сопроh`^_gby цели ?
47. Зачем ну жна бленда ?
48. Плоское зеркало ну жно для того , чтобы (продолжите объяснение ).
49. Модулир ующий диск ну же н для то го, чтобы (продолжите объяснение ).
50. Чем обесп ечиZ_lky заbkbfhklv амплит уды сигнала рассогласоZg ия от уг ла ра с-
согласоZg ия?
51. Чем обеспечиZ_lky заbkbfhklv фазы сигнала рассог ласоZgby от уг ла фазир оZ -
ния ?
52. Чем обесп ечиZ_lky помехоу стойчиhklv ТГС ?
53. С какой целью обе полоbgu мод улир ующего диска имеют в среднем одинакоm ю
прозрачность ?
54. Что предстаey_l собой поле захZlZ ТГС ?
40

55. Что предстаey_l собой ротор гироскопа ТГС ?
56. Сколько степеней сh[h^u имеет ротор гироскопа ?
57. От чего заbkbl скорость jZs_gby ротора гироскопа ?
58. Как приh^ ится h jZ щение ротор гироскопа ?
59. В чем Вы b^bl_ сyav устройстZ гиросистемы и метод а на_^_gby ракеты ?
60. От чего заbkyl напраe_gb_ и скорость прецессии гироскопа ?
61. Каков принцип работы электрического арретира ?
62. Назначение генератора опорных напряжений ?
63. Чем обесп ечиZ_lky со гласоZgghklv начала отсчета фаз опорных напряжений и
уг ла фазироZgby ?
64. Коррекционная кат ушка необходима для того , чтобы (продолжите объяснение ).
65. Чем определяются модуль и напраe_gb_ коррекционного момента ?
66. На что eby_l изменение начальной температу ры заряда дb]Zl_ey ?
67. Дайте характеристику топлиm НМ Ф-2.
68. Зачем соп ло дb]Zl_ey герметизиру ется специальной заглушкой ?
69. Почему канал заряда РДТ Т з_a^hh[jZaghc формы ?
70. Какоh пре дназначение обогреZl_evguo элементов и терморег уляторов в ру ле -
hf отсеке ?
71. Почему с у_ebq_gb_f расхода газа через цилиндр ру ле h]h приh^Z даe_gb_ в
нем умень шается ?
72. Положение , занимаемое (мех анизмом ) клапаном , рег ули ру ющим расход газа , за -
bkbl от (продолжите объяснение ).
73. Чем определяется скорость поhjhlZ ру лей?
74. Каков тип обратной сyab , использу емой в ру ле hf приh^_ ?
75. Что рег ули руется при сборке отсеков ГСН и ру леh]h приh^Z ?
76. Какоh наз начение пл астмассоh й оболочки заряда боев ой части ?
77. Чем определяется кинетическая энергия одного осколка ?
78. Дайте характеристику ajuчатом у _s_kl\ у ТГАФ -5?
79. Чем определяется расстояние до цели , на котором може т сработать неконтактный
ajuатель ?
80. Как обеспечиZ_lky помехозащищенность неконтактного ajuателя ?
81. Какоh пре дназначение ПИМ ?
82. Что oh^bl в состав огнеhc цепи ПИМ ? Назоbl_ последоZl_evghklv работы
элементов .
83. Чем обесп ечиZ_lky и как произh^blky дальн ее aедение ajuател я?
84. Почему боеZy часть снабжается дв умя ajuателями ?
85. Из каких соображений u[jZg момент осh[h`^_gby роллеронов ?
4. КОММЕ НТАРИИ К ВОПРОСАМ
1. К hijhkm о балансироhqghf режиме полета ракеты (hijhk 6).

Устаноbшимся дb`_gb_f лет ательного аппарата назыZ_lky так ое дb`_gb_ , при
котором скорость полета , уг лы атаки , скольжения и крена , а также уг ловые скорости относи -
тельно осей сyaZgghc системы координат остаются постоянными h j_fy полета ..
Так как уг ловые ускорения также раgu ну лю , то и су мм ы момент ов , дейстmxsbo на
летательный аппарат относительно осей сyaZgghc сист емы коорди нат , раgu ну лю. В эт ом
сл учае летательный аппарат находится в состоянии бал ансироdb и такой режим дb`_gby
назыZ_lky балансиров очным . В балансироhqghf режи ме ракета дb`_lky либо по прямой ,
либо по ду ге постоянного ради уса . В балансироhqghf дb`_gbb скорость полета и уг ол
атаки (скол ьжения ) постоянны .
41

2. К hijhkm об устойчиhklb (hijhku 7,8).
Дb`_gb_ назыZ_lky неhafm щенным (осноguf ), есл и оно происходит по опреде -
ленной траектории со скоростью , изменяющейся в соот_lklии с каким -либо заданным за -
коном , при стандартных значени ях парамет ров атмосферы и из_klguo начальных парамет -
рах этого движения . Воздейстb_ сл учайных hafm щаю щих факторов (порыu _ljZ , пом ехи
в системе упраe_gby , hafm щени я от отклонения ру лей и т.п.) приh^bl к тому , что основ -
ное дb`_gb_ может на ру шитьс я. После прекращения этого ha^_cklия летательный аппа -
рат бу дет дb]Zlvky , по крайней мере , в течение некоторого j_f_gb по иному закон у, от -
личному от перhgZqZevgh]h . Это бу дет hafms_ggh_ дb`_gb_ .
Если силы или момент ы, hagbdZ ющие при отклонении от неhafm щенного дb`_gby
такоu , что они haра щают аппа рат на перhgZqZevg ую траектор ию, то дb`_gb_ бу дет ус -
тойчиuf (устаноbшимся ), в ином сл учае – неу стойчиuf .
Устойчиhklv – способность системы hkklZgZлиZlv сh_ устаноbшееся состоя -
ние после прекращения дейстby hafm щений .
Различают статическ ую и динамическ ую устойчиhklv . Применительно к ракете ста -
тическая устойчиhklv – это св ойст во ракеты с откл юченной системой упраe_gby . Ракета
устойчиZ по потоку .
Дин амичес кая устойчи вос ть – устойчи вос ть рак еты f_ сте с системой уп равления. Это
устойчи вос ть на трае ктории . Динамическая устойч иhk ть характе ризу ется та кже степе нью от -
клоне ния ра кеты от устано b r_] ося дв ижен ия , длительностью пе ре ходно го процесса и др .

3. К hijhkm о перегрузках (hijh сы 9,10).
В общем слу чае перегру зка – эт о отношение суммы g_rgbo сил , действ ующих на
ракет у (кроме силы тяжести ), к ее _km .
Располагаемой перегрузкой назыZ_lky перегру зка , котору ю можно полу чить при по -
лете в данных ус ловиях при максимальном угле закладк и рулей . Нормальная располагаемая
перегру зка раgZ отношению подъемной сил ы к _km .
Потребная перегрузка – перегру зка , необходимая для по лета по траектории , соот_l -
стm ющей u[jZgghfm метод у на_^_gby ракеты на цель . Потре бная перегру зка есть отно -
шение необходимого нормальног о ускорени я к ускорен ию сh[h^gh]h падени я. Если распо -
лагаемые пе регру зки меньше потребных , полет по задан ной траекто рии неhafh`_g .

4. К hijhkm « Есть ли протиh речие между форму лой M k n ∆ = и гра фиком “ пе -
регрузка – функция скорости по лета и ukhlu ”?» (hijhk 11).
Для от_ та на этот hijhk не обходимо kihf нить : 1) от чего заbk ит уг ол закла дки ру -
лей ; 2) смысл обратной сyab по аэродинам ическому шарнирном у моменту ; 3) опреде ление
располагаемых и потребных пе ре гру зок и пр именить Ва ши зн ани я к об осноZ нию от_ та .

5. К hijhkm о з_g_ кинематической сyab (hijhku 23, 24) .
Система ураg_gbc , описыZxsZ я ракету и элементы упраe_gby , должна быть до -
полнена ураg_gbyfb , определя ющими сyav межд у uoh^guf и параметрами ракеты и
oh^gufb параметрами измерительных устройств .
В заbkbfhklb от того , что принимается в качест_ uoh^gh]h параметра ракеты и ка -
кой параметр дb`_gby измеряется измерительным устройстhf , сyav может быть ujZ`_ -
на той или иной системой ураg_gbc . Стру кту рная сх ема , соот_lklу ющая этой системе ,
образует кинематическ ие з_gvy системы упраe_gby . Кинематическое з_gh в осноghf от -
ражает специфик у различных методов на_^_gby .
Входным параметром для ракеты Р3С яey_lky сигнал , снимаемый с фотосопротиe_ -
ния и пропорциональный уг лу рассогласоZgby β. Под дейстb_f электромагнитного поля
корректирующих кат ушек гироскоп прецессир ует с устаноe_gghc на нем оптич еской сис -
темой . Уго л, на который поhjZqbается гироскоп , ра_g интегралу от скорости прецессии .
42

Это означает , что электрический сигнал ТГС пропорцио нален произh^ghc от уг ла места це -
ли , а так как уг олβk_]^Z достаточн о мал , то и уг лов ой скорости цε ε& линии babjhа ния .

6. К hijhkm о пропорциональности сигнала с ТГС углоhc скорости линии b -
зироZgby (линии “ра кета - цель ”) (hijhk 26) .
ТГС – это координатор цели , измеряющий (с погрешностью ) уг ловую скорость линии
babjhания . Ру ли , отклоняясь по сигналу ТГС , ua ыZxl пропо рциональные уг ол атаки и
подъемн ую сил у. Так как упраe_gb_ произh^blky на пассиghf участке полета (масса ра -
кеты посто янна ), скорость изменения напраe_gby полета ракеты тоже пропо рциональна уг -
лоhc скорости линии babjhания .
В ТГС использу ется ос ноgh_ сhcklо гир оскопа – прецессироZlv со скоростью ,
пропорциональной g_rg_fm мо мент у. Поскольк у уг ол рассогласоZgby k_]^Z мал , мо жно
считать , что ось ротации гироскопа соiZ^Z_l с линией babjhания и имеет , следоZl_evgh ,
раg ую с не й уг ловую скорость .
ТГС измеряет относительные координаты цели в сyaZgghc с ракетой системе коор -
динат , имеющей тот же крен , что и ракета .

7. К hijhkm об обратных сyayo , которы ми охZq_gZ ракета как объект управ -
ления ? (hijhk 28).
Ракета с системой упраe_gby охZq_gu глаghc обратной сyavx : параметры траек -
тории полета пост упают на oh^ измерительного преобразоZl_ey – ТГС . В физической мо -
дели эта обратная сyav предстаey_l собой aZbfh^_ckl b_ ракеты со средой – атмосферо й,
а в математ ической мо дели - урав нения дb`_gby ракеты .
Промеж уточной обратной сyavx охZq_g рулеhc бло к ракеты . В балансироhqghf
режиме аэродинамический момент на ру лях ураghешиZ_lky моментом со ст ороны приh -
да ру лей. Этим достигается одинакоZy эффектиghklv ру лей в различных усл овиях полета
при различных скоростных напор ах. ( Сраgbl_ с МИПЧ .)

8. К hijhkm о зоне ра злета осколков (hijhk 35).
Абсолютная скорость разлета оск олков есть _dlhjgZy сумма переносной скорости
(скорости полета ракеты ) и относительной , uaанной подрыhf ВВ .

9. К hijhkZf о зонах пуска и зо нах пораж ения (hijhku 37-42).
Зона поражения – это пространстh , в пределах которого поражение ha^m шной цели
обеспечиZ_lky с заданной _jhylghklvx . Чтобы klj еча рак еты с целью произошла в зоне
поражения , пу ск аbZpbhgghc ракеты необходимо произh^blv заблагоj_f_ggh , из зоны
пу ска, в размерах которой помимо прочего уч итываются j_fy полета ракеты до точ ки
klj_qb и скорость цели . При этом промах ра ке ты отно сительно цели не дол жен преhkoh -
дить доп ускаемый .
Зона пуска – область пространстZ , при нахождении цели в которой в момент пу ска
ракеты klj еча ракеты с целью состоится в зоне поражения .
Изу чая зон ы пу сков ракеты Р-3 С в _jlbdZevghc плоскости , принимайте h gbfZgb_
изменение плотности атмосферы с ukhlhc и напраe_gb_ дейстby сил подъемной и тяже -
сти при , а в горизонтальной – сил лобоh]h сопротиe_gby и бокоhc . Укажите , как эти фак -
торы ebyx т на _ebqbgm распо лаг аемых перегру зок .

10. В чем Вы b^bl_ сyav устр ойстZ гиросистемы и метода на_^_gby ракеты ?
(hijhk 59).
Сигнал , снимаемый с фотосопротиe_gby , пропорционален уг лу рассогласоZgby β.
Под дейстb_f электромагнитного поля корре ктиру ющих кат ушек прецессир ует гироскоп с
устаноe_gghc на нем оптическ ой системо й. Далее см . комментарий 5.
43

11. К hijhkm о роллеронах (hijhku 31,32,85).
Роллероны – это дm хстепенные гироскопы . Они отклоняются от не йтрального поло -
жения под дейстb_f ugm жденн ой прецессии (уг ловой скорости крена ).
Необходимость ограничения уг ловой скорости крена сyaZgZ с работой генератора
опорных напряжений и способом измерения уг ла фазиров ания .

12. К hijhkm о модулирующем диске (hijhku 49, 53).
Модулир ующий диск - это перbqguc измерительный преобразоZl_ev в соста_ ТГС .
С_lhой поток излу чения цели диск преjZsZ_l в пачки импу льсов , модулироZgguo по
амплит уде, пропорциональной уг лу рассог ласоZgby , и по фазе оги бающей , раghc уг лу фа -
зироZgby .
Для uykg_gby причины , по которой обе полоbgu диска имеют одинаков ую сред -
нюю прозрачность , нарису йте криu_ моду ляции при разных прозрачностях .

13. К hijhkm о работе генератора опорных напряже ний (hijh сы 62, 63).
Генератор опорных напряжений сл ужит для измерения соf_klgh с мод улир ующим
диском уг ла фазироZgby цели . Ре зу льта т измерения будет сh[h^_g от погрешности в сле -
ду ющих ус лов иях :
– кат ушки статора генератора праbevgh ориентироZgu относите льно осей сyaZg -
ной системы координат и осей ру лей;
– линия раздела между дв умя частями мод улирующего диска праbevgh ориентиро -
ZgZ относительно магнита (магнитных силоuo линий ).
Метод на_^_gby – мет од пропорционального сближения – осноZg на измерен ии уг -
лоhc скорости линии babjhания (измеряется ТГС ) и поhjhl_ касательной к траектор ии
(нормальная перегру зка) со скоростью , пропо рциональной резу льтат у измерения .
Библиографический список
1. Ашкеров В.П., УZjh в М.А. Противовозду шная оборона . М.: Изд -h ДО САА Ф СС СР , 1972. 142 с.
2. Афон ин П.М., И.С. Го лубев и др . Бе спил отн ые лет ательные апп араты . М: Маш ино стро ени е, 1967 .
439 с.
3. Ванин М. Бо еh_ при мен ение пе рен осных ЗРК “Стингер ” // “ Зарубежное военное обозр ение”,
19 85, № 11. С. 23-28.
4. Голубев И.С., Са ма рин А.В., Нов осель цев. Конст рукция и пр оекти рование летательны х аппа -
рат ов. М: Машиностроени е, 19 95 . 44 8с.
5. Волжин А.Н., Сизов Ю .Г. Борьба с само наводящ ими ся рак етами . М.: Во ениздат, 19 83 . 1 44с.
6. Демидов В.П., Кутыев Н.Ш . Упраe_gb_ зенитными рак етами . М: Военизда т, 19 89. 336 с.
7. Латух ин А.Н. Бо еu е упр аey_fu е раке ты. М.: Во ениздат, 19 78 . 15 9 с.
8. Куркот кин В.И., Стрелк ов В.Г. Само нав едени е раке т. М.: Вое низ дат , 19 63 . 9 0 с.
9. Лебе дев А.А., Че рноб ров кин Л.С. Динамика по лета беспил отных летательны х апп аратов . М:
Маши ностроение , 19 73 . 61 6с.
10. Малыгин А.С. Упраe_ ние огн ем зенит ных рак етных комплексов . М.: Во ениздат, 19 78 . 1 40с.
11. Неупок оев Ф.К. Стрельба зенитны ми ракет ами . М.: Во ениздат, 19 78 . 294с.
12. Одинцов В. Боеu_ части зенитных уп раey_fu х ракет // Техн ика и hhjm жение . 2001. № 3.
С. 16-20.
13. Петухо в С., Шестов И., Ангельский Р. Зенитн ые ракетны е комплексы ПВО сухопу тных h йск
// Техника и Во ор ужение . 19 99. № 5 –6 . 8 0 с.
14. Толин А. Сре дстZ борьб ы с низколетящими целям и // Зарубеж ное h енное обозр ени е. 19 87 .
№ 3. С. 25-3 2.
15. Военн ый энц иклопед ичес кий слоZ рь. М.: Вое низда т, 19 86. 863 с.
16. Вооруж ение и тех ника : Сп равочни к. М.: Вое низда т, 19 82. 352 с.
17. Вооруж ение и тех ника : Сп равочни к. Из д. 2. М.: Вое низдат , 19 84 . 3 67 с.
18. Спраhqg ик офицера прот иh возду шн ой об ор оны . М: Военизда т, 19 81. 431 с.

44

О Г Л А В Л Е Н И Е
1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О РАКЕТЕ ........................................................................
.............................................. 3
1.1 . Назнач ен ие ........................................................................
....................................................... ..................... 3
1.2 . Осно gu_ тактико -техническ ие данн ые........................................................................
............................ 3
1.3 . Ко мпонов ка........................................................................
....................................................... .................... 3
1.4 . Св еден ия из динамик и полета ........................................................................
............................................. 4
1.4 .1. Силы и моме нты , дейстmxsb_ на ра кету в полете ....................................................................... 4
1.4 .2. Тра ект ор ия полет а........................................................................
...................................................... 6
1.5 . Уп раe_ ние полетом ........................................................................
....................................................... ..... 8
1.6 . По ражение це ли ........................................................................
....................................................... .......... 10
2. ОПИСАН ИЕ КОНСТРУКЦИИ ........................................................................
................................................ 13
2.1 . ТеплоZy голоdZ самона_^ ения ........................................................................
..................................... 13
2.1 .1. Прин ци п дейст вия ........................................................................
...................................................... 13
2.1 .2. Осно gu_ технич еск ие данн ые ........................................................................
................................. 15
2.1 .3. Оп ти ческа я систе ма........................................................................
................................................. 15
2.1 .4. Прие мн ик теплоh]h излуч ения цели . Электр он ный усилит ель. Координатный
пре обр азов атель. Магн итный усилит ель ........................................................................
.......................... 19
2.1 .5. Гиросистема ........................................................................
....................................................... ........ 20
2.2 . Рулеhc отсек ........................................................................
....................................................... .............. 22
2.2 .1. Прин ци п дейст вия прив од а........................................................................
........................................ 23
2.2 .2. Осно gu_ технич еск ие данн ые при h^ а........................................................................
................... 24
2.2 .3. Конст рукция рулев ого прив од а........................................................................
................................. 25
2.2 .4. Газ оген ерат ор........................................................................
....................................................... ..... 26
2.2 .5. Обогре Zl ельны е элементы и те рморегулятор ........................................................................
..... 27
2.2 .6. Турб оге нерат ор ........................................................................
....................................................... ... 28
2.3 . Боев ая часть ........................................................................
....................................................... ................. 28
2.3 .1. Конст рукция бо евой ча сти ........................................................................
....................................... 29
2.3 .2. Неко нта ктный оп тический ajuатель ........................................................................
................. 30
2.3 .3. Контактный aju\ атель ........................................................................
.......................................... 31
2.3 .4. Предохран иет льно -исп олнит ель ный мех анизм ........................................................................
....... 31
2.4 . Дb] ательный отсек ........................................................................
....................................................... .... 33
2.4 .1. Осно gu_ технич еск ие данн ые двигат еля ........................................................................
............... 33
2.4 .2. Конст рукция дb] ат еля ........................................................................
............................................. 34
2.4 .3. Трассе р........................................................................
....................................................... .................. 37
2.4 .4. Крыл о........................................................................
....................................................... .................... 37
3. Вопрос ы для самоко нтроля ........................................................................
.................................................. 39
4. Ко мментари и к hi роса м........................................................................
..................................................... 41
Библиогр афи ческий спис ок ........................................................................
.................................................. 44




Бызов Лев Николаеbq , , Ельцин Станислав Николаеbq

Вель гор ски й Владимир Серг ееbq

УСТРОЙСТВО И ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ АВИАЦИОННОЙ РАКЕТЫ Р-3 С




Редактор и коррек тор Г.М. Зy]bgZ
Подписано в печать 27 .05. 20 05. Фо рм ат 60 х84 /8. Бу мага документн ая.
Печать трафа ретная . Усл . печ. л. 5, 5. Ти раж 10 0 экз . Заказ №
Балтийский государст венный тех нический уни_jkbl_l
Типо графия БГ ТУ
1900 05 , С.-Пе тербу рг, 1- я Красноа рмейск ая ул., д.1

35