Авиация и космонавтика 2002 12

Тут можно читать онлайн Авиация и космонавтика 2002 12 - бесплатно полную версию книги (целиком) без сокращений. Жанр: sci_tech. Здесь Вы можете читать полную версию (весь текст) онлайн без регистрации и SMS на сайте лучшей интернет библиотеки ЛибКинг или прочесть краткое содержание (суть), предисловие и аннотацию. Так же сможете купить и скачать торрент в электронном формате fb2, найти и слушать аудиокнигу на русском языке или узнать сколько частей в серии и всего страниц в публикации. Читателям доступно смотреть обложку, картинки, описание и отзывы (комментарии) о произведении.
  • Название:
    Авиация и космонавтика 2002 12
  • Автор:
  • Жанр:
  • Издательство:
    неизвестно
  • Год:
    неизвестен
  • ISBN:
    нет данных
  • Рейтинг:
    3/5. Голосов: 11
  • Избранное:
    Добавить в избранное
  • Отзывы:
  • Ваша оценка:
    • 60
    • 1
    • 2
    • 3
    • 4
    • 5

Авиация и космонавтика 2002 12 краткое содержание

Авиация и космонавтика 2002 12 - описание и краткое содержание, автор Неизвестный Автор, читайте бесплатно онлайн на сайте электронной библиотеки LibKing.Ru
Материалы настоящей публикации основаны на открытых источниках, а также на рассекреченных архивных материалах, относящихся к сороковым - шестидесятым годам. Применительно к современной технике основными источниками явились материалы экспозиций выставок и авиакосмических салонов, а также рекламные проспекты, представлявшиеся на выставках, публикации в справочниках и периодике о фирмах-разработчиках вооружения ПВО. Соответственно, основные характеристики современного зенитного ракетного оружия приводятся из рекламных информационных материалов без каких-либо комментариев.

Авиация и космонавтика 2002 12 - читать онлайн бесплатно полную версию (весь текст целиком)

Авиация и космонавтика 2002 12 - читать книгу онлайн бесплатно, автор Неизвестный Автор
Тёмная тема
Сбросить

Интервал:

Закладка:

Сделать
1 Головка самонаведения 2 Автопилот 3 Радиовзрыватель 4 Счетнорешающий - фото 49 1 Головка самонаведения 2 Автопилот 3 Радиовзрыватель 4 Счетнорешающий - фото 50

1. Головка самонаведения

2. Автопилот

3. Радиовзрыватель

4. Счетно-решающий прибор

5. Предохранительно-испонительный механизм

6. Боевая часть

7. Бачок горючего БИП

8. Бак окислителя

9. Воздушный баллон

10. Стартовый двигатель

11. Бак горючего

12. Бортовой источник питания (БИП)

13. Бачок окислителя БИП

14. Бак гидравлической системь

15. Маршевый двигатель

16. Аэродинамический руль

Несмотря на эффектный вид ЗУР системы С-200, они ни разу не демонстрировалась на парадах в СССР, а фотоснимки ракеты и пусковой установки появились только к концу восьмидесятых годов. Однако при наличии космической разведки скрыть факт и масштабы массового развертывания нового комплекса не удалось. Система С-200 получила в США условное обозначение SA- 5. Однако многие годы в зарубежных справочниках под этим обозначением публиковали фотографии ракет комплекса «Даль», неоднократно отснятых на Красной и Дворцовой площадях. По американским данным, в 1970 году количество ПУ ракет С-200 составляло 1100, в 1975-м -1600, в 1980-м - 1900 единиц. Своего пика - 2030 ПУ развертывание этой системы достигло в середине восьмидесятых годов.

По американским данным, в 1973… 1974 гг. на полигоне в Сары-Шагане было проведено около полусотни летных испытаний, во время которых РЛС системы С-200 использовалась для слежения за баллистическими ракетами. США в Постоянной консультативной комиссии по соблюдению Договора об ограничении систем ПРО был поставлен вопрос о прекращении подобных испытаний, и они далее не проводились.

Зенитная управляемая ракета 5В21 скомпонована по двухступенчатой схеме с пакетным расположением четырех стартовых ускорителей. Маршевая ступень выполнена по нормальной аэродинамической схеме, при этом ее корпус состоял из семи отсеков.

Отсек №1 длиной: 1793 мм объединял радиопрозрачный обтекатель и ГСН в герметичный блок. Стеклопластиковый радиопрозрачный обтекатель покрывался теплозащитной шпаклевкой и несколькими слоями лака. Бортовая аппаратура ракеты (блоки ГСН, автопилот, радиовзрыватель, счетно-решающий прибор) размещалась во втором отсеке длиной 1085 мм. Третий отсек ракеты длиной 1270 мм предназначался для размещения боевой части, бачка горючего для бортового источника питания (БИП). При снаряжении ракеты боевой частью головная часть между отсеками 2 и 3 отсеками поворачивалась на. 90-100° в сторону левого борта. Отсек №4 при длине 2440 мм включал баки окислителя и горючего и воздушно-арматурный блок с шар-баллоном в межбаковом пространстве. Бортовой источник питания, бачок окислителя бортового источника питания, баллоны гидросистемы с гидроаккумулятором размещались в отсеке №5 длиной 2104 мм. К заднему шпангоуту пятого отсека крепился маршевый жидкостной ракетный двигатель. Шестой отсек длиной 841 мм закрывал маршевый двигатель ракеты и предназначался для размещения рулей с рулевыми машинками. На сбрасываемом после отделения стартового двигателя кольцевом седьмом отсеке длиной 752 мм располагались задние узлы крепления стартовых двигателей. Все корпусные элементы ракеты покрывались теплозащитным покрытием.

Крылья сварной конструкции каркасного типа размахом 2610 мм были выполнены в малом удлинении с положительной стреловидностью 75° по передней кромке и отрицательной 1 Г - по задней. Корневая хорда составляла 4857 мм при относительной толщине профиля 1,75%, концевая хорда - 160 мм. Для уменьшения габаритов транспортной тары каждая консоль собиралась из передней и задней частей, которые крепились к корпусу в шести точках. На каждом крыле размещался приемник воздушного давления.

Жидкостный ракетный двигатель 5Д12, работавший на азотной кислоте с добавкой четырехокиси азота в качестве окислителя и - триэтиламинксилидине как горючем, был выполнен по «открытой» схеме - с выбросом продуктов сгорания газогенератора турбонасосного агрегата в атмосферу. С целью обеспечения максимальной дальности полета ракеты либо полета на максимальной скорости при обстреле целей на малой дальности предусматривалось несколько режимов работы двигателя и программы их корректировки, которые выдавались перед стартом ракеты на регулятор тяги двигателя 5Ф45 и программное устройство на основании решения задачи, выработанного наземной ЦВМ «Пламя». Режимы работы двигателя обеспечивали поддержание постоянных максимального (КЖ^З т) или минимального (3,2*0,18 т) значений тяги. При отключении системы регулирования тяги двигатель «шел в разнос», развивая тягу до 13 т, и разрушался. Первая основная программа предусматривала запуск двигателя с быстрым выходом на максимальную тягу, а начиная с 43 ± 1,5 с полета начинался спад тяги с остановкой двигателя по выработке топлива через 6,5… 16 с от момента подачи команды «Спад». Вторая основная программа отличалась тем, что после запуска двигатель выходил на промежуточную тягу 8,2*0,35т со снижением ее с постоянным градиентом до минимальной тяги и работой двигателя до полной выработки топлива на ~ 100с полета. Можно было реализовать еще две промежуточные программы.

В баках окислителя и горючего размещались заборные устройства, отслеживающие положение компонентов топлива при больших знакопеременных поперечных перегрузках. Трубопровод подачи окислителя проходил под прикрытием короба по правому борту ракеты, а короб для проводки бортовой кабельной сети размещался с противоположной стороны корпуса.

Бортовой источник питания 5И43 обеспечивал генерирование в полете электроэнергии (постоянного и переменного тока), а также создание высокого давления в гидравлической системе для работы рулевых приводов.

Ракеты оснащались стартовыми двигателями одной из двух модификаций - 5С25 и 5С28. Сопла каждого ускорителя наклонены относительно продольной оси корпуса таким образом, что вектор тяги проходил в районе центра масс ракеты и разнотяговость диаметрально расположенных ускорителей, достигавшая 8% для 5С25 и 14% для 5С28, не создавала неприемлемо высоких возмущающих моментов по тангажу и рысканию. В околосопловой части каждый ускоритель на двух консольных опорах крепился к седьмому отсеку маршевой ступени - литому кольцу, сбрасываемому после отделения ускорителей. В передней части ускоритель двумя аналогичными опорами связывался с силовым шпангоутом корпуса ракеты в районе межбакового отсека. Узлы крепления к седьмому отсеку обеспечивали проворот и последующее отделение ускорителя после разрыва передних связей с противоположным блоком. На каждом из ускорителей размещалось по стабилизатору, при этом на нижнем ускорителе стабилизатор складывался в сторону левого борта ракеты и занимал рабочее положение только после схода ракеты с ПУ.

Читать дальше
Тёмная тема
Сбросить

Интервал:

Закладка:

Сделать


Неизвестный Автор читать все книги автора по порядку

Неизвестный Автор - все книги автора в одном месте читать по порядку полные версии на сайте онлайн библиотеки LibKing.




Авиация и космонавтика 2002 12 отзывы


Отзывы читателей о книге Авиация и космонавтика 2002 12, автор: Неизвестный Автор. Читайте комментарии и мнения людей о произведении.


Понравилась книга? Поделитесь впечатлениями - оставьте Ваш отзыв или расскажите друзьям

Напишите свой комментарий
x