Техника и вооружение 1999 05-06

Стабилизаторы размахом 2702 мм устанавливались по "+" – образной схеме. Хорда 860 мм у основания, 490 мм на законцовке. Передняя кромка – со стреловидностью 20°, задняя кромка – прямая, суммарная площадь двух консолей в одной плоскости – 1,22 м² .

Длина ракеты составляла 8436 мм, диаметр 850 мм.

При стартовом весе 2455 кг начальный вес второй (маршевой) ступени составлял около 1400 кг, из которых примерно 270 кг приходилось на горючее – керосин Т-1 (или ТС) и 27 кг на изопропилнитрат.

Подача горючего обеспечивалась турбонасосным агрегатом С5.15 (на первых образцах – С2.727), работавшем на монотопливе – изопропил- нитрате. Это унитарное топливо в сравнении с ранее широко использовавшейся в ракетной технике перекисью водорода при несколько меньшей плотности (примерно на четверть) имело большую энергетику и, что более важно, было стабильней и безопасней в эксплуатации.

Каждый из четырех стартовых двигателей ЗЦ5 снаряжался зарядом 4Л11 твердого баллиститного топлива РСИ-12К весом 173 кг в виде одноканальной шашки длиной 2635 мм при наружном диаметр 248 мм и диаметре канала 85 мм. Для обеспечения отделения стартовых двигателей от маршевой ступени на каждом из них в кормовой и носовой части закреплялось по паре небольших аэродинамических поверхностей, расположенных под углом к продольной оси двигателя.

Компоновка ракеты 3М8 ЗРК "Круг"

1.Обтекатель 2.Боевая часть 3.Радиовзрыватель 4.Воздушный аккумулятор давления 5.Топливные баки 6.Поворотное крыло 7.Рулевая машинка 8.Аппаратура радиоуправления 9.Автопилот 10.Бак изопропилнитрата 11.Стартовый ускоритель 12.Турбонасосный агрегат 13.Блок форсунок 14.Стабилизатор горения 15.Стабилизатор

Самоходная пусковая установка 2П24 ЗРК "Круг" и ее схема

На ракете 3М8 вначале предусматривалось применение комбинированного управления – радиокомандной системы на основном участке полета и самонаведения на конечном участке траектории ЗУР. Полуактивная радиолокационная головка самонаведения должна была работать по отраженному от цели сигналу импульсного излучения канала сопровождения цели станции наведения ракет.

Пуск ракет производился с созданной в ОКБ-8 самоходной пусковой установки (ПУ) КС-41 (2П24), размещенной на гусеничном шасси "объект 123" разработки Свердловского завода транспортного машиностроения. Прототипом для него послужило легкобронированное шасси "объект 105" самоходной артиллерийской установки СУ-1 ООП, разработанной в первые послевоенные годы. Очень удачное шасси этой самоходки, формально принятой на вооружение, но так и не поступившей в серийное производство, рассматривалось как база для пусковых установок множества ракет, проектировавшихся, но так и не завершенных разработкой в конце пятидесятых – начале шестидесятых годов. Позже оно использовалось для самоходных артиллерийских установок и минометов "Акация", "Гиацинт", "Тюльпан", самоходного гусеничного минного заградителя ГМЗ.

Артиллерийская часть пусковой установки включала опорную балку с шарнирно закрепленной в ее хвостовой части стрелой, поднимаемой посредством двух гидроцилиндров. По бокам стрелы крепились кронштейны с опорами – направляющими "нулевой длины" – для размещения двух ракет. При старте ракеты передняя опора освобождала путь для прохождения нижней консоли стабилизатора ракеты. На марше ракеты удерживались дополнительными подводными опорами, также закрепленными на стреле. Одна опора ферменной конструкции подводилась спереди и обеспечивала фиксацию сразу обоих ракет. Еще по одной опоре придвигалось со сторон, противоположных стреле.

Высота пусковой установки с собранными ракетами на марше превышала 4 м, поэтому при необходимости прохождения под путепроводами верхняя консоль стабилизатора снималась.

Пуск ракет осуществлялся при подъеме стрелы с направляющими на угол от 10 до 60° к горизонту.

Данный технический облик ракеты и пусковой установки сформировался не сразу. На ранней стадии проектирования рассматривался вариант ракеты с "+"-образным расположением крыльев и "х"- образным хвостовым оперением, при этом пуск ракет производился с балочных направляющих пусковой установки. В начале летных испытаний планировался переход от кольцевого воздухозаборника к секторному. В процессе отработки несколько уменьшился размах крыла и оперения.

Для радиокомандного управления полетом ЗУР использовалась станция наведения ракет (СИР) 1С32, которая представляла собой коге- рентно-импульсную РЛС сантиметрового диапазона. Антенный пост станции представлял собой довольно сложную поворотную конструкцию, наиболее крупным элементом которой была антенна целевого канала. Слева от нее находилась антенна узкого луча канала ракеты, над которой размещались антенна широкого луча ракетного канала и, ближе к периферии, антенна передатчика команд на ракету. В дальнейшем в верхней части антенного поста разместили камеру телевизионно-оптического визира. Станция автоматически отрабатывала информацию по целеуказанию, поступающую по телекоду от станции обнаружения целей (СОЦ) 1С 12 и производила быстрый поиск цели. Поиск велся только по углу места, так как разрешающая способность станции обнаружения целей в вертикальной плоскости была значительно меньше, чем в горизонтальной. После обнаружения цели осуществлялся захват ее на автосопровождение по угловым координатам и дальности.

Далее счетно-решающий прибор на станции наведения ракет определял границы зон пуска и поражения, углы установки антенн захвата и сопровождения ЗУР (с широким и узким сканирующими лучами), а также данные, вводимые в автодальномер цели и ракеты. По передаваемым по телекоду командам от станции наведения ракет производился разворот ПУ в направление пуска. После входа цели в зону пуска и включения передатчика команд нажатием кнопки на станции наведения ракет производился пуск ракеты. Затем ЗУР захватывалась на сопровождение по сигналам ответчика ракеты угломерной (с широким лучем) и дальномерной системами ракетного канала станции наведения ракет и вводилась сперва в узкий луч антенны ракетного канала, а затем и в луч антенны целевого канала. В результате электрические оси обеих антенн ставились параллельно. На борт ракеты передавались текущие команды управления полетом, формируемые счетно-решающим прибором станции наведения ракет при отклонении ЗУР от направления на цель, а также разовая команда на снятие с предохранения радиовзрывателя.