Авиация и космонавтика 2002 12

Осколочно-фугасная боевая часть 5Б14Ш снаряжалась 87,6…91 кг взрывчатого вещества и оснащалась 37 ООО шарообразных поражающих элементов двух диаметров, включая 21 ООО элементов массой 3,5 г и 16 ООО массой 2 г, что обеспечивало надежное поражение целей при стрельбе на встречных курсах и вдогон. Угол пространственного сектора статического разлета осколков составлял 120°, скорость их разлета - 1000… 1700 м/с. Подрыв боевой части ракеты осуществлялся по команде от радиовзрывателя при пролете ракеты в непосредственной близости от цели либо при промахе (по пропаданию бортового питания).

Аэродинамические поверхности на маршевой ступени были расположены X- образно по «нормальной» схеме - с задним положением рулей относительно крыльев. Руль (точнее - руль-элерон) трапециевидной формы состоял из двух связанных торсионами частей, что обеспечивало автоматическое уменьшение угла поворота большей части руля при увеличении скоростного напора для сужения диапазона величин управляющих моментов. Рули устанавливались на шестом отсеке ракеты и приводились в движение гидравлическими рулевыми машинками, отклоняясь на угол до ±45°.

Во время предстартовой подготовки производились включение, прогрев, проверка функционирования бортовой аппаратуры, раскручивались гироскопы автопилота при питании от наземных источников. Для охлаждения аппаратуры от

магистрали ПУ подавался воздух. «Синхронизация» головки самонаведения с лучом РПЦ по направлению достигалась при повороте пусковой установки по азимуту в направлении на цель и выдаче с ЦВМ «Пламя» расчетного значения угла места для наведения ГСН. Головка самонаведения производила поиск и захват на автоматическое сопровождение цели. Не позднее чем за Зс до пуска при отводе электровоздухоразъема производилось отключение ЗУР от внешних источников питания и воздушной магистрали и переход на бортовой источник питания.

Бортовой источник питания запускался на земле подачей электрического импульса на пиропатрон пускового стартера. Далее срабатывал воспламенитель порохового заряда. Продуктами сгорания порохового заряда (с характерным выбросом темного дыма перпендикулярно оси корпуса) ракеты раскручивалась турбина, которая через 0,55 с переводилась на жидкое топливо. Также раскручивался и ротор турбонасосного агрегата. После выхода турбины на 0,92 номинального режима по оборотам проходила команда на разрешение старта ракеты, и осуществлялся перевод всех систем на бортовое питание. Рабочий режим турбины бортового источника питания, соответствующий 38 200*3% об/ мин при максимальной мощности 65 л.с. поддерживался в течение 200 с полета. Топливо для бортового источника питания поступало из специальных топливных бачков за счет подачи сжатого воздуха под деформируемую алюминиевую внут- рибаковую диафрагму.

При прохождении команды «Пуск» последовательно производились уборка отрывного разъема, запуск бортового источника питания, подрыв пиропатронов запуска стартового двигателя. Газы из верхнего стартового двигателя, поступая через пневмомеханическую систему, открывали доступ сжатого воздуха из баллона в топливные баки двигателя и бачки бортового источника питания.

При заданном скоростном напоре сигнализаторами давления формировалась команда на подрыв пиропатронов двигателя, включался исполнительный механизм регулятора тяги. Первые 0,45…0,85 секунды после старта ЗУР летела без управления и стабилизации.

Отделение блоков стартового двигателя происходило спустя 3…5 с от старта, при скорости полета около 650 м/с на удалении порядка 1 км от пусковой установки. Диаметрально противоположные стартовые ускорители крепились в их носовой части 2 натяжными лентами, проходящими через корпус маршевой ступени. Специальный замок освобождал одну из лент по достижении установленного давления на участке спада тяги ускорителя. После падения давления в диаметрально расположенном ускорителе происходило освобождении второй ленты и одновременное отделение обоих ускорителей. Для гарантированного отвода ускорителей от маршевой ступени они оснащались скошенными носовыми обтекателями. При освобождении лент под действием аэродинамических сил блоки ускорителей поворачивались относительно узлов крепления на седьмом отсеке. Отделение седьмого отсека происходит под действием осевых аэродинамических сил после завершения работы последней пары ускорителей. Блоки ускорителя падали на удалении до 4 км от ПУ.

Через секунду после сброса стартовых ускорителей включался автопилот и начиналось управление полетом ракеты. При стрельбе в «дальнюю зону» через 30 с после старта производилось переключение от метода наведения «с постоянным углом упреждения» к «пропорциональному сближению». Сжатый воздух подавался в баки окислителя и горючего маршевого двигателя до тех пор, пока давление в шар-баллоне не снижалось до 50 кг/см 2 . После этого воздух подавался только в топливные бачки бортового источника питания для обеспечения управления на пассивном участке полета. При промахе по окончании работы бортового источника питания с предохранительно-исполнительного механизма снималось напряжение и, с задержкой до 10 с, выдавался сигнал на электродетонатор для самоликвидации.

В системе С-200 «Ангара» предусматривалось применение двух вариантов ракет:

- 5В21 (В-860, изделие «Ф»);

- 5В21А (В-860П, изделие «1Ф»)

- усовершенствованный вариант ракеты 5В21, использовавший бортовую аппаратуру, усовершенствованную по результатам полигонных испытаний: головку самонаведения 5Г23, счетно-решающий прибор 5Э23, автопилот 5А43.

Для отработки у расчетов навыков по заправке ЗУР и заряжанию ПУ выпускались, соответственно, учебно-заправоч- ные ракеты УЗ и габаритно-массовые макеты УГМ. В качестве учебных использовались и частично разукомплектованные боевые ракеты с истекшим сроком службы или поврежденные при эксплуатации. Предназначенные для обучения курсантов учебные ракеты УР выпускались с «четвертным» вырезом по всей длине.

После принятия на вооружение системы С-200 выявленные при пусках недостатки, а также отзывы и замечания, поступающие от строевых частей, позволили определить ряд недоработок, непредвиденных и неисследованных режимов работы, слабых мест техники системы. Было реализовано и испытано новое оборудование, обеспечивавшее повышение боевых возможностей и эксплуатационных показателей системы. Уже к моменту принятия на вооружение стало ясно, что система С-200 не обладала достаточной помехозащищенностью и могла поражать цели только в простой боевой обстановке, при действии постановщиков непрерывных шумовых помех. Важнейшим из направлений совершенствования комплекса стало повышение помехозащищенности.