ПЗРК «Стрела-2»

Министерство обороны СССР

НАСТАВЛЕНИЕ ВОЙСКАМ ПВО СУХОПУТНЫХ ВОЙСК

Переносный зенитный ракетный комплекс «Стрела-2»

Часть первая

УСТРОЙСТВО ПЕРЕНОСНОГО ЗЕНИТНОГО РАКЕТНОГО КОМПЛЕКСА «СТРЕЛА-2» И ПРАВИЛА ОБРАЩЕНИЯ С НИМ

Глава I

НАЗНАЧЕНИЕ И УСТРОЙСТВО КОМПЛЕКСА

Общие сведения о комплексе

1. Переносный зенитный ракетный комплекс «Стрела-2» является мощным огневым средством непосредственного прикрытия мотострелковых, танковых, парашютнодесантных подразделений от ударов воздушного противника в основном с малых высот. Комплекс позволяет эффективно уничтожать визуально наблюдаемые воздушные цели, излучающие тепловую энергию, как правило, на догонных курсах, а малоскоростные и неподвижные воздушные цели (зависшие вертолеты) — и на встречных курсах.

Комплекс прост в боевом применении и обслуживании, обладает высокой мобильностью и возможностью применения во всех видах боя и боевой деятельности войск.

В бою комплекс обслуживается и переносится одним человеком. Стрелок-зенитчик, вооруженный комплексом, способен быстро маневрировать и вести огонь с любого места, обеспечивающего возможность обнаружения цели и безопасность стрельбы: с открытой местности, из окопа, бронетранспортера, боевой машины пехоты, танка, с железнодорожной платформы и плавающих средств. Комплекс можно сбрасывать на парашюте в парковой укупорке.

2. Вес комплекса в боевом положении 14,5 кг, в походном — 15,8 кг. Вес ракеты 9,15 кг. Калибр ракеты 72 мм. Длина трубы комплекса 1490 мм. Время подготовки комплекса в состыкованном виде к стрельбе не более 10 сек. Комплекс может работать при температуре от +50 до –38°C.

3. В состав комплекса (рис. 1) входят ракета 9М32 в трубе с источником питания и пусковой механизм 9П53.

Рис. 1. Общий вид переносного зенитного ракетного комплекса «Стрела-2»:

1 — труба с ракетой и источником питания; 2 — пусковой механизм

4. Действие комплекса основано на принципе пассивного самонаведения зенитной управляемой ракеты по тепловому (инфракрасному) излучению цели. Пуск ракеты производится из трубы с помощью подстыкованного к ней пускового механизма.

Ракета

5. Ракета представляет собой управляемый снаряд с реактивным двигателем, работающим на твердом топливе, аппаратурой управления и боевой частью со взрывательным устройством ударного действия.

Полет ракеты происходит под действием силы тяги двигательной установки, которая возникает вследствие истечения через сопло пороховых газов, образующихся при горении топлива. Средняя скорость полета ракеты 430 м/сек. Активный участок полета ракеты (до полного сгорания топлива) составляет 2650 м; в дальнейшем ракета летит по инерции. Ракета в полете вращается вокруг продольной оси, ее стабилизация относительно двух других осей обеспечивается крыльями, расположенными в хвостовой части.

Аппаратура управления осуществляет управление полетом ракеты с помощью рулей по сигналам (командам), поступающим с тепловой следящей головки самонаведения.

6. Ракета (рис. 2) состоит из четырех отсеков: головного, рулевого, боевого и двигательного.

Рис. 2. Конструкция ракеты 9М32:

1 — головной отсек; 2 — рулевой отсек; 3 — боевой отсек; 4 — двигательный отсек; 5 — рули; 6 — крылья

7. В головном (первом) отсеке размещается тепловая следящая головка самонаведения (рис. 3), которая предназначена для захвата цели, слежения за ней и формирования управляющего сигнала для наведения ракеты. Она состоит из следящего координатора цели и автопилота.

Рис. 3. Тепловая следящая головка самонаведения:

1 — общий вид; 2 — следящий координатор цели; 3 — автопилот

Следящий координатор цели является чувствительным элементом аппаратуры управления, воспринимающим тепловое излучение цели. Он предназначен для непрерывного автоматического определения угла рассогласования между осью координатора и линией ракета–цель. Координатор состоит из собственно координатора и гироскопической системы автоматического слежения за целью.

До нажатия на спусковой крючок ось координатора совмещена с продольной осью ракеты. Координатор удерживается в этом положении с помощью электрического стопора (координатор заарретирован). При нажатии на спусковой крючок до первого упора производится выключение электрического стопора и расстопоривание координатора (координатор разарретирован). При этом он получает возможность менять свое положение относительно продольной оси ракеты.

Автопилот предназначен для преобразования управляющего сигнала, поступающего с выхода следящего координатора, и формирования сигнала управления рулями ракеты.

8. Рулевой (второй) отсек предназначен для размещения элементов аппаратуры управления полетом ракеты и бортового источника питания. В нем размещены: рулевая машинка, бортовой источник питания, пороховой аккумулятор давления, датчик угловых скоростей.

Рулевая машинка является исполнительным органом аппаратуры управления ракетой и предназначена для поворота рулей под воздействием управляющих сигналов. Рулевая машинка работает от газов, поступающих их порохового аккумулятора давления.

Бортовой источник питания служит для электропитания аппаратуры ракеты в полете. Он состоит из турбогенератора и стабилизатора выходных напряжений. Ротор турбогенератора вращается под воздействием пороховых газов, поступающих из порохового аккумулятора давления.

Пороховой аккумулятор давления служит для питания турбогенератора и рулевой машинки пороховыми газами, которые образуются при горении пороховой шашки в специальной камере.

Датчик угловых скоростей служит для выработки электрического сигнала, пропорционального величине угловой скорости колебаний ракеты.

9. В боевом (третьем) отсеке размещаются боевая часть и взрывательное устройство (рис. 4).

Рис. 4. Боевая часть и взрывательное устройство:

1 — боевая часть; 2 — взрывательное устройство

Боевая часть осколочно-фугасно-кумулятивного действия предназначена для поражения воздушных целей и состоит из металлического корпуса, разрывного заряда весом 0,37 кг и тетрилового детонатора.

Взрывательное устройство ударного действия, электромеханического типа предназначено для подрыва боевой части при встрече ракеты с целью и для самоликвидации ракеты при промахе. Взрывательное устройство имеет две ступени предохранения, которые обеспечивают безопасность в обращении с ракетой.

Первая ступень предохранения обеспечивается инерционным стопором, который выключается под действием сил инерции при пуске ракеты, вторая ступень — пиротехническим предохранителем, который выгорает на начальном участке полета.

10. В двигательном (четвертом) отсеке размещена двигательная установка, предназначенная для создания силы тяги, которая обеспечивает старт ракеты, ее вращательное движение и необходимую скорость полета на траектории. Двигательная установка состоит из выбрасывающего и однокамерного двухрежимного двигателей (см. рис. 2), работающих на твердом топливе.

Выбрасывающий двигатель предназначен для выброса ракеты из трубы со скоростью 30 м/сек и придания ей скорости вращения 20 об/сек. Он состоит из стакана, выбрасывающего заряда, воспламенителей и соплового блока. Для обеспечения безопасности стреляющего двигатель заканчивает работу до вылета ракеты из трубы.

Однокамерный двухрежимный двигатель предназначен для разгона ракеты до средней скорости 430 м/сек на первом режиме работы двигателя (стартовая ступень) и поддержания этой скорости на втором режиме работы двигателя (маршевая ступень). Он состоит из камеры, гильзы, двухшашечного порохового заряда и воспламенителя.

На заднем торце хвостовой части четвертого отсека шарнирно закреплены четыре крыла под углом 55′ к продольной оси ракеты, что обеспечивает ее вращение в полете. Крылья образуют стабилизатор ракеты. Они участвуют и в создании подъемной силы.

При размещении ракеты в трубе рули и крылья находятся в сложенном положении и удерживаются от раскрытия стенками трубы.

11. Состыкованные отсеки ракеты, крылья и рули составляют планер ракеты, который служит для создания аэродинамических управляющих сил, изменяющих направление полета ракеты в соответствии с командами бортовой аппаратуры управления.

Рис. 5. Силы, действующие на ракету в полете

При полете ракеты с работающим двигателем на нее действуют сила тяги двигателя (реактивная сила) T, подъемная сила Y, сила лобового сопротивления X и сила тяжести G, а также стабилизирующий момент М_ст (рис. 5).

Сила тяги приложена к центру тяжести ракеты и направлена вдоль ее продольной оси.

Подъемная сила перпендикулярна вектору скорости V, который направлен по касательной к траектории полета ракеты.

При отклонении рулей по командам бортовой аппаратуры управления появляется угол атаки, в результате чего возникает подъемная сила, изменяющая направление полета ракеты. Углом атаки α называется угол между вектором скорости и продольной осью ракеты.

Сила лобового сопротивления направлена в сторону, противоположную направлению вектора скорости. Она не оказывает влияния на направление полета ракеты.

Подъемная сила и сила лобового сопротивления являются составляющими полной аэродинамической силы, которая возникает в полете в результате взаимодействия планера с воздухом.

Сила тяжести перпендикулярна линии горизонта и приложена к центру тяжести ракеты.

Стабилизирующий момент возникает в результате действия полной аэродинамической силы. Под его воздействием ракета поворачивается в сторону уменьшения угла атаки.

Труба и источник питания

Рис. 6. Труба:

1 — собственно труба; 2 — передняя крышка; 3 — задняя крышка; 4 — блок вращения; 5 — мушка; 6 — целик; 7 — патрон с сигнальной лампочкой; 8 — стойки; 9 — механизм бортразъема; 10 — корпус; 11 — отверстия с прорезями; 12 — разъем с крышкой; 13 — источник питания; 14 — стопор; 15 — фиксатор; 16 — ремень

12. Труба (рис. 6) предназначена для прицеливания, пуска ракеты и предохранения стрелка-зенитчика от воздействия пороховых газов при пуске. Одновременно труба служит укупоркой ракеты при ее переносе, транспортировке и хранении. Она состоит из собственно трубы, блока вращения, механического прицела, механизма бортразъема, разъема и фиксатора.

13. Собственно труба служит для направления полета ракеты и отвода пороховых газов при пуске. Канал трубы гладкий, открытый с обоих концов. Внутри трубы со стороны переднего среза вклеено резиновое кольцо, которое плотно обжимает головку самонаведения, предохраняя внутреннюю полость трубы от попадания влаги при снятой передней крышке. В походном положении передний и задний срезы трубы закрываются крышками.

14. Блок вращения предназначен для разгона ротора гироскопа следящего координатора цели. Он состоит из катушек, магнитное поле которых, взаимодействуя с постоянным магнитом ротора, создает вращающий момент.

15. Механический прицел предназначен для наведения трубы с ракетой на цель. Он состоит из мушки и целика, закрепленных на откидывающихся стойках. Кольцевая мушка закреплена на передней стойке. На задней стойке закреплены целик и патрон с сигнальной лампочкой, загорающейся при захвате цели головкой самонаведения. Сигнальная лампочка снабжена диафрагмой, предохраняющей глаз стрелка от засветки при стрельбе в сумерках.

16. Механизм бортразъема предназначен для соединения электрических цепей трубы и ракеты, а также для механического стопорения ракеты в трубе. Он состоит из корпуса, в котором расположены бортразъем, стопор, толкатель с резиновым колпачком и вставка.

Бортразъем служит для соединения электрических цепей трубы и ракеты. Ножевые контакты вилки бортразъема входят в соответствующие гнезда розетки на ракете.

Стопор служит для фиксации ракеты в трубе. Он входит в гнездо рулевого отсека ракеты, удерживая ракету от перемещений.

Толкатель с резиновым колпачком служит для расстопоривания ракеты при нажатии на спусковой крючок пускового механизма при пуске.

Вставка служит для подсоединения источника питания.

С помощью проушин корпуса и фиксатора, закрепленного на обойме, к трубе присоединяется пусковой механизм.

17. Разъем предназначен для соединения электрических цепей пускового механизма и трубы. Контакты вилки разъема пускового механизма входят в соответствующие гнезда разъема трубы.

18. Источник питания одноразового действия обеспечивает питание постоянным током электронного блока пускового механизма, головки самонаведения (до выхода на режим бортового источника питания ракеты), цепи взведения взрывательного устройства, электровоспламенителей порохового аккумулятора давления и выбрасывающего двигателя. Он представляет собой батарею последовательно соединенных электрохимических элементов. Между электрохимическими элементами располагаются пиротехнические нагреватели, которые загораются при включении источника питания. Под воздействием тепла, выделившегося при сгорании пиротехнических нагревателей, расплавляется твердый электролит. Источник питания выходит на режим за время не более 1,3 сек. Время его работы составляет не менее 40 сек. Источник питания крепится к трубе с помощью чеки и стопора.

Пусковой механизм

Рис. 7. Пусковой механизм:

1 — корпус; 2 — проушины; 3 — ось; 4 — спусковой крючок; 5 — стопор спускового крючка; 6 — стопор пускового механизма; 7 — рукоятка; 8 — крышка; 9 — телефон; 10 — электронный блок

19. Пусковой механизм (рис. 7) предназначен для подготовки ракеты к пуску и производства пуска.

Основанием пускового механизма служит корпус, в котором собраны все части и узлы пускового механизма. Корпус имеет проушину, в которой установлены ось, служащая для подсоединения пускового механизма к трубе, спусковой крючок и стопор спускового крючка. Для фиксации пускового механизма после подсоединения его к трубе служит стопор пускового механизма. В верхнем окне корпуса закреплена вилка разъема с контактами, которыми она подсоединяется к разъему трубы. На крышке пускового механизма закреплен телефон, подающий звуковой сигнал о захвате цели головкой самонаведения.

20. В рукоятке пускового механизма размещена контактная группа, которая выполняет следующие функции:

— при ненажатом спусковом крючке исключает возможность подачи напряжения на электровоспламенители выбрасывающего двигателя и порохового аккумулятора давления;

— при нажатии спускового крючка до первого положения выключает электрический стопор следящего координатора цели тепловой следящей головки самонаведения;

— при полном нажатии спускового крючка подключает электровоспламенители порохового аккумулятора давления и выбрасывающего двигателя к источнику питания.

21. Внутри корпуса пускового механизма размещен электронный блок, который предназначен:

— для преобразования напряжения источника питания и подачи его на электрические цепи трубы и ракеты;

— для разгона ротора гироскопа следящего координатора цели;

— для формирования и выдачи звукового и светового сигналов о захвате цели тепловой следящей головкой самонаведения;

— для отключения источника питания от тепловой следящей головки самонаведения перед стартом ракеты при включении бортового источника питания;

— для последовательной подачи напряжения на электровоспламенители порохового аккумулятора давления и выбрасывающего двигателя.

Электронный блок состоит из блоков разгона, задержки и информации.

Блок разгона предназначен для преобразования напряжения, подаваемого от источника питания, и отключения напряжения питания от блока вращения.

Блок задержки отключает источник питания от ракеты после включения бортового источника питания, а также обеспечивает задержку старта ракеты на время переходных процессов в схеме ракеты, вызванных переходом на питание от бортового источника питания.

Блок информации предназначен для выработки звукового и светового сигналов о наличии цели в поле зрения головки самонаведения и о ее захвате. Эти сигналы воспринимает стреляющий.

Действие комплекса

22. При подготовке к пуску ракеты, стрелок-зенитчик включает источник питания, напряжение с которого поступает на электронный блок пускового механизма, а через него на тепловую следящую головку самонаведения и блок вращения, вследствие чего приводится во вращение (разгоняется) ротор гироскопа следящего координатора цели.

При поимке цели и появлении ее в поле зрения тепловой следящей головки самонаведения поток теплового излучения цели попадает в координатор. Если мощность потока больше минимальной чувствительности координатора, то стреляющий слышит звуковой сигнал, а на стойке прицела загорается сигнальная лампочка. При наличии этих сигналов стрелок-зенитчик нажимает на спусковой крючок до первого упора, производя тем самым расстопоривание (разарретирование) координатора. Ось координатора, получив возможность изменять свое положение относительно продольной оси ракеты, автоматически направляется на цель — тепловая следящая головка самонаведения захватила цель.

Для пуска ракеты стрелок-зенитчик нажимает на спусковой крючок до отказа. При этом стопор выходит из зацепления с ракетой, освобождая ее. Напряжение от источника питания подается на электровоспламенитель порохового аккумулятора давления, пороховые газы от которого поступают в турбогенератор. Бортовой источник питания выходит на рабочий режим, после чего происходит переключение электропитания аппаратуры ракеты на бортовой источник питания. Затем срабатывает выбрасывающий двигатель, который выбрасывает ракету из трубы и сообщает ей вращательное движение вокруг продольной оси. Под действием сил инерции снимается первая ступень предохранения взрывательного устройства.

При выходе ракеты из трубы раскрываются рули и крылья. На взрывательное устройство подается напряжение с бортового источника питания.

В течение 0,3 сек после вылета из трубы ракета летит по инерции с неработающим двигателем. На расстоянии не менее 6,5 м, обеспечивающем безопасность стреляющего, начинает работать двухрежимный двигатель. На расстоянии 140–250 м от стреляющего после сгорания пиротехнического предохранителя снимается вторая ступень предохранения и происходит взведение взрывательного устройства.

В конце работы стартовой ступени двухрежимного двигателя, когда ракета разовьет необходимую скорость, начинается эффективное самонаведение ракеты.

В полете ось следящего координатора остается направленной на цель независимо от положения продольной оси ракеты (тепловая следящая головка самонаведения следит за целью). При этом угол между осью следящего координатора и продольной осью ракеты (угол пеленга) может изменяться в пределах 0–40° (рис. 8).