Приветствую. Переключимся ненадолго на тематику зенитно-ракетных комплексов. Точнее к уже довольно долго рассматриваемому на нашем канале ЗРК 2К11 "Круг". К сожалению, в силу определенных обстоятельств, так получилось что статьи по этой теме выходят с большими временными промежутками. Постараемся впредь не допускать подобного при составлении последующих комплексных обзоров. Сегодня на очереди технические особенности сразу двух ключевых компонентов этой зенитной системы, а именно- самоходной пусковой установки 2П24 и зенитной управляемой ракеты 3М8. Кому интересно можете ознакомиться с предыдущей публикацией по этой теме, которая была посвящена станции наведения ракет 1С32 (Ссылка на статью). Самоходная пусковая установка комплекса предназначалась для решения нескольких задач. Это транспортировка, предстартовый контроль и запуск зенитной управляемой ракеты типа 3М8. На пусковой установке размещались две такие ракеты. Эффективная разработка многих оружейных систем предполагала наличие определенной межвидовой унификации. В случае с пусковой установкой 2П24 она заключалась в применении легкобронированного гусеничного шасси "объект 123", которое в свою очередь являлось модификацией базового варианта "объекта 105". (более известного как САУ СУ-100П).
Разработка "объекта 123" велась в конструкторском бюро Свердловского завода транспортного машиностроения (Уралтрансмаш). Ведущим инженером по разработке был В. М. Пьянков. Непосредственное создание самой пусковой установки осуществлялась под руководством Л. В. Люльева в ОКБ-8 ГКАТ, впоследствии переименованного в СМКБ "Новатор". Там же велась и разработка ракеты 3М8 с командной системой наведения. В одной из первых публикаций по ЗРК 2К11 "Круг" мы отмечали что разработка ракеты проходила на конкурсной основе и к ней привлекли несколько конструкторских коллективов. Однако в конечном счете остановились на разработке коллектива ОКБ-8. Стоит также добавить что параллельно с вариантом ракеты 3М8 велась проработка ЗУР 3М10, которая отличалась комбинированной системой наведения с применением полуактивной головки самонаведения. Но на тот момент времени реализовать подобную систему не смогли и остановились на варианте ракеты 3М8. Теперь более подробно.
Технические особенности СПУ 2П24 (КС-41).
Самоходная пусковая установка имела схему компоновки с передним расположением МТО. Располагалось оно в передней части корпуса с правой стороны. В качестве силовой установки применялся четырехтактный V-образный дизельный двигатель жидкостного охлаждения В-105В, который развивал мощность в 400 л. с. Его запуск осуществлялся сжатым воздухом, либо от электростартера СТ-16М.
Для охлаждения различных узлов МТО применялась специальная система обдува. Трансмиссия механическая, ступенчатая. В ее состав входил главный фрикцион, механизм передачи и поворота, два бортовых редуктора. Подвеска индивидуальная, торсионная гидравлическая. Слева в передней части машины находился отсек управления, где располагался механик-водитель. Средняя часть корпуса отводилась под боевое отделение. Здесь размещалась аппаратура для подготовки, контроля и пуска ракет, а также навигационное оборудование. Обмен данными со станцией наведения 1С32 осуществлялся по радиотелекодовой линии. По левому борту было оборудовано место командира, по правому- оператора. Для внутренней радиосвязи между членами экипажа применялось танковое переговорное устройство Р-124. Для внешней связи на борту была установлена УКВ радиостанция типа Р-123М.
Для справки. Танковая УКВ радиостанция Р-123М. Известная также как "Магнолия-М". В ее состав входил приемопередатчик, блок питания, антенное устройство, набор кабелей, монтажный комплект антенного устройства, ящик ЗИП. Являлась приемопередающей, телефонной, ультрокоротковолновой станцией с частотной модуляцией, выполненной по трансиверной схеме. Диапазон рабочих частот составлял от 20 до 51,5 МГц. Радиостанция имела 1261 рабочую частоту, с шагом 25 кГц. Перестройка с одной частоты на другую производилась плавно по оптической шкале.
Сверху находилась артиллерийская часть установки, которая включала в себя специальную опорную балку, стрелу и кронштейны с опорами. Там размещались две ракеты. На марше они дополнительно фиксировались при помощи подводных опор. Запуск ракет мог быть осуществлен при подъеме стрелы с направляющими на угол в пределах от 10 до 60 градусов. В кормовой части размещались агрегаты системы электропитания и отопительно-вентиляционной установки ОВ-65Г. В качестве источника электроэнергии применялся энергоагрегат 1Э7. В его состав входили одновальный газотурбинный двигатель ГТД-5, мощностью в 40 л. с. и генератор С-20.
Для справки. Газотурбинный двигатель ГТД-5. Был разработан в Омском мотостроительном конструкторском бюро. Главный конструктор- Глушенков Валентин Андреевич. Предназначался для привода генератора. Был выполнен по одновальной схеме с центробежным компрессором и радиальной центростремительной турбиной. Основными узлами конструкции являлись: центробежный компрессор, ротор ТК, камера сгорания, радиальная турбина, выхлопное устройство с эжектором, редуктор. Среди основных систем можно выделить следующие: система смазки, система воздухоочистки, электрическая система.
В случае необходимости была реализована возможность работы генератора и от основного двигателя В-105В. Бортовая электросеть была выполнена по однопроводной схеме с напряжением в 24 В. Самоходная пусковая установка имела противопульную броню, толщиной от 14 до 17 мм. Стоит также отметить что машина оборудовалась системой противоатомной защиты и звукоизоляцией. Топливо размещалось в пяти топливных баках, общей емкостью в 780 литров. Запас хода при этом составлял до 360 км. СПУ могла развивать скорость до 63 км/ч по шоссе и до 27 км/ч на пересеченной местности.
Общая масса установки составляла порядка 29 тонн. Существовало несколько вариантов машин, которые имели некоторые различия (к примеру разные передние фиксаторы для ракет) в зависимости от модификации комплекса.
Технические особенности ЗУР 3М8.
Двухступенчатая зенитная управляемая ракета 3М8 была выполнена по аэродинамической схеме "поворотное крыло". Как уже отмечалось выше за ее разработку отвечало ОКБ-8. Отдельные узлы и системы создавались в смежных организациях. К примеру бортовая аппаратура (блок) радиоуправления и визирования ракеты (шифр 1СБ7) разрабатывалась в конструкторском бюро НИИ-20. А сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель создавали в ОКБ-670, которое возглавлял М. М. Бондарюк. Общая компоновка ракеты приведена на скриншоте ниже.
В качестве первой ступени выступали стартовые ускорители в виде твердотопливного ракетного двигателя 3Ц5. Всего их было четыре и размещались они по бокам конструкции маршевой ступени. Каждый из этих ускорителей снаряжался зарядом 4Л11, который состоял из твердого баллиститного топлива РСИ-12К. Сам заряд был в виде одноканальной шашки весом 173 кг. После отработки стартовые двигатели отделялись от ракеты. Вторая (маршевая) ступень представляла собой сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель 3Ц4 (РД-07К). Ответственным ведущим конструктором в ОКБ-670 по нему был И. Б. Леванов. Изначально компоновка первого варианта ракеты должны были включать четыре автономных одноконтурных двигателя РД-07 (диаметр 350 мм), которые располагались симметрично относительно оси ракеты. Двигатель должен был развивать начальную тягу в 1650 кгс. Однако от этой схемы отказались и перешли к варианту с одним маршевым двигателем. В результате был разработан РД-07К (диаметр 850 мм), который развивал тягу в четыре раза больше, чем предыдущая модификация. При его создании были освоены новые технологии. К примеру камера сгорания изготавливалась из титанового сплава СТ-4, что позволило в итоге снизить массу изделия. Летные испытания шли достаточно долго, возникало много проблем, но в конечном счете двигатель был доведен до ума.
Впоследствии были разработаны варианты двигателя 3Ц4М1 и 3Ц4М2 для модернизированных ЗУР 3М8М1 и 3М8М2. Начальный вес маршевой ступени составлял около 1400 кг, из них примерно 270 кг приходилось на горючее (керосин Т-1 или ТС) и 27 кг на монотопливо- изопропилнитрат. Последний применялся для работы турбонасосного агрегата С5.15, который в свою очередь отвечал за подачу основного горючего. В качестве окислителя использовался воздух. Баки с керосином располагались на корпусе двигателя. В центральной части ракеты находились: осколочно-фугасная боевая часть 3Н11 массой 150 кг (тип взрывчатого вещества ТГ-20 - 20% тротила с 80% гексогена соответственно), радиовзрыватель 3Э26 и баллон воздушного аккумулятора давления. Поворотное крыло (размах 2206 мм) размещалось по X-образной схеме, оно могло отклоняться рулевым приводом в диапазоне от -28 до + 28 градусов. Стреловидность по передней кромке составляла +19 градусов 38 минут, по задней -8 градусов и 26 минут. Размах стабилизатора 2702 мм, угол его стреловидности по передней кромке равнялся 20 градусам. Общая длина ракеты составляла 8436 мм, диаметр 850 мм. Масса ракеты равнялась 2450 кг.
Остановимся подробнее на блоке 1СБ7. Конкретно им занималась 32 лаборатория НИИ-20, под руководством конструктора Н. Я. Хитрова. В состав этой лаборатории входило 6 отделов, большинство из которых курировало разработку отдельных узлов данного устройства. К примеру группа Г. И. Сергеева занималась дешифратором команд ЗКРБ-3, а группа А. В. Залевского разрабатывала приемник ЗКРБ-2 и гетеродин ЗКРБ-4. Блок 1СБ7 предназначался для решения следующих задач:
- Прием по радиолинии от наземной СНР кодированных команд управления ЗУР;
- Декодирование и преобразование их в аналоговые сигналы, применяемые для наведения ракеты на цель;
- Формирование и передача ответных сигналов для обеспечения визирования ракеты станцией наведения;
Масса блока составляла 31 кг, в его состав входило антенно-фидерное устройство, приемник, дешифратор, ответчик, преобразователь команд и некоторые другие узлы. Командная линия работала в дециметровом диапазоне. По ней передавались запросные импульсы, а после приема и декодирования формировались ответные импульсы. В качестве передатчика ответных импульсов применялся импульсный магнетрон сантиметрового диапазона.
Поражение цели осуществлялось осколками и фугасным действием. В случае промаха через определенный промежуток времени срабатывал предохранительно-исполнительный механизм, что приводило к самоликвидации ракеты.
При написании данной статьи использовались материалы со следующих источников: https://karopka.ru, http://pvo.guns.ru/, https://missilery.info/, http://www.dogswar.ru, https://techno-story.ru, http://www.russianarms.ru/, https://commons.wikimedia.org/, http://engine.aviaport.ru, https://military.trcvr.ru, https://www.npoelm.ru, книга Н.Я. Василин, А.Л. Гуринович. Зенитно-ракетные комплексы, книга С.И. Петухов, И.В. Шестов. История создания и развития вооружения и военной техники ПВО сухопутных войск России, книга М. В. Давыдов. Годы и люди. Часть вторая. Зенитные ракетные системы, книга История отечественной радиолокации. Издание второе, испр., доп. под редакцией С. В. Хохлова, книга Газотурбинный двигатель ГТД-5. Техническое описание. Издательство типография ОМПО им. П. И. Баринова, журнал Техника и вооружение.
Уважаемые читатели, подписывайтесь на канал, ожидайте новых публикаций.
Ознакомиться с полным каталогом наших статей вы можете здесь (Ссылка на обзор).