Р-73 ракета реактвний двигун. не горів (сопло, система керування елеронати та факелом вогню)

Сопло, система керування елеронати та факелом вогню для різкої зміни курсу.




Это российская АА-11 «Арчер» , обозначение НАТО для Р-73 , ракета ближнего действия (SR), пассивно-инфракрасного (PIR) самонаведения, осколочно-фугасная (HE), управляемая ракета класса «воздух-воздух» (AAM). ), с двумя версиями, известными как Р-73М1 и Р-73М2 .

AA-11 Archer имеет в носовой части четыре небольших стреловидных прямоугольных подвижных киля или датчика, за которыми следуют четыре фиксированных прямоугольных киля и четыре треугольных подвижных киля с обрезанными концами.

Все эти три набора плавников расположены на одной линии.


Передний ряд килей имеет небольшие противовесы — датчики угла атаки системы управления, позволяющие ракете маневрировать при угле атаки до 40°.

Ракета имеет четыре прямоугольных крыла в задней части с подвижными рулевыми поверхностями на задней кромке.

Кроме того, на выходе двигателя имеются четыре лопатки с векторным управлением тягой (TVC).

Все движущиеся поверхности управления приводятся в действие газом под давлением через аккумулятор.

Дополнительные изображения и техническая информация доступны членам CAT-UXO.

Техническая информация

• Диаметр:
• 170 мм
• 6,69 дюйма
• Длина:
• 2900 мм
• 114,17 дюйма
• АУВ:
• 105 кг
• 231,49 фунта
• Наполнять:
• 7,40 кг
• 16,31 фунта
• Руководство:
• ПИР
• Взрыватель:
• PRX и ИМП
• Наполнять:
• октоген
• Пропеллент/Топливо:
• Перхлорат аммония
• Функция:
• ААМ
• Боевая часть:
• ВОРОНА

Дополнительная информация

По всей длине ракеты проходит канатный жгут. Эта сложная комбинация систем управления была разработана для того, чтобы придать ракете хорошую маневренность как при запуске для использования против целей, находящихся за пределами прицеливания, так и в конце полета для противодействия маневренности любых истребителей-мишеней. Длина «Арчера» составляет 2,9 м, диаметр корпуса 170 мм, размах переднего киля 0,38 м, размах крыльев 0,51 м и масса 105 кг (Р-73М1) или 110 кг (Р-73М2). Ракета имеет инерциальное наведение на среднем курсе с концевой двухцветной ГСН и, как полагают, обладает способностью всеракурсного поражения, а также способностью различать сигнальные ракеты-приманки. Боеголовка весит 7,4 кг и может представлять собой урановую или стальную боеголовку непрерывного действия (CROW). Взрыватель, судя по всему, представляет собой активный лазерный взрыватель (AL-PRX), аналогичный тому, который используется на AA-8 Aphid. Твердотопливный двигатель имеет фазы горения наддува и поддержания, поскольку двигатель должен гореть как можно дольше, чтобы использовать систему векторного управления тягой (TVC). Версия Р-73М1 имеет минимальную дальность стрельбы 300 м и максимальную дальность 20 км с возможностью выдачи целеуказания перед пуском под углом 45° с использованием нашлемного прицела. Версия Р-73М2 имеет угол прицеливания, увеличенный до 60°, и максимальную дальность поражения типичной истребительной цели 30 км. Ракеты Р-73М1 и Р-73М2 могут сопровождать цели в полете с углами отклонения от проекции, превышающими указанные пределы обозначения, увеличиваясь до 60° и 80° соответственно. Секция электроники ГСН содержит оптику ГСН PIR, свободный гироскоп, комплект подвесов по тангажу и рысканью и соответствующую электронику. Четыре датчика угла атаки расположены в передней части блока электроники ГСН. Датчики угла атаки передают данные обратной связи по тангажу автопилоту. Секция управления «уткой» содержит два исполнительных механизма, которые приводятся в действие генератором горячего газа, расположенным в задней части силовой секции. Аэродинамическое управление ракетой по тангажу и рысканию обеспечивается четырьмя оперениями. Орган наведения содержит автопилот и активный оптический импульсный активный лазер (AL) или радиочастотный бесконтактный (RF-PRX) взрыватель. Автопилот в основном состоит из гироскопов, чувствительных к движению, и связанной с ними электроники, которая обрабатывает информацию обратной связи и определяет правильную корректировку курса ракеты во время полета. Ракета имеет как ударный (IMP), так и бесконтактный (PRX) взрыватель. Взрыватель Impact (IMP) состоит из двух коаксиальных магнитов и электрической катушки. Кроме того, ракета может иметь либо активный оптический импульсный взрыватель Active-Laser (AL), либо взрыватель RF-PRX для обнаружения целей. Отличительными характеристиками лазерного взрывателя являются два оптических окна, расположенные под углом 180° друг от друга на секции управления наведением и взрывателе. Считается, что небольшое переднее окно предназначено для передачи лазерных импульсов.Большое заднее окно используется для приема энергии лазера, отраженной от цели. Предполагается, что максимальный радиус обнаружения лазера составляет примерно 7 м (23 фута). Взрыватель RF-PRX вместе с соответствующей электроникой состоит из двух передающих и двух приемных антенн, каждая из которых расположена под углом 180 ° друг от друга. Приемные антенны расположены примерно под углом 45° от передающих антенн. Максимальный радиус обнаружения оценивается в 35 м (115 футов). Секция электропитания содержит генератор горячего газа, блок электрического преобразования (ЭБУ) и серию из шести тепловых батарей. Газогенератор подает пневматическую энергию на переднее оперение, крены и секцию векторного управления тягой (TVC). Тепловые батареи обеспечивают электроэнергией автопилот ГСН и компоненты взрывателя. В ракете используется осколочно-фугасная (HE) стальная или урановая боеголовка непрерывного действия (U-CROW). Обе боеголовки имеют конструкцию с наклонным стержнем или с управляемым движением сосредоточенных осколков. Примерно от 0,5% до 0,8% от общего количества урана (4,2 кг, 9,26 фунта), используемого в U-CROW, содержит радиоактивный изотоп. Помимо повышенной твердости, U-CROW обеспечивает пирофорную реакцию при детонации боеголовки. В результате стержни High-Velocity (HV) сгорают при проникновении в целевой самолет. Устройство безопасности и взведения (SAD), электромеханическое устройство, используемое для предотвращения преждевременной детонации боеголовки, взрывает боеголовку при достижении оптимальных условий и идентифицируется взрывателем ракеты. Основными компонентами секции ракетного двигателя являются воспламенитель и звездообразное перфорированное твердотопливное зерно. К корпусу ракетного двигателя прикреплены четыре крыла с подвижными рычагами управления. Подвижные рычаги управления (управляемые автопилотом) обеспечивают управление ракетой по крену во время полета. На передней пусковой направляющей расположены два электрических контакта воспламенителя ракетного двигателя. Контакты прижимаются к ответным контактам пусковой установки самолета без механического соединительного устройства. Секция управления вектором тяги (TVC) позволяет ракете изменять вектор тяги для быстрого поворота на ранней стадии полета с низким импульсом. Выступы поворачиваются в выхлопной шлейф, чтобы отклонить выхлопные газы, что приводит к смещению вектора тяги. Выступы, управляемые попарно, механически связаны с устройством поршень/управляющий стержень и приводятся в действие двумя сервоприводами, которые получают энергию от генератора горячего газа. Одна или обе пары выступов могут использоваться на различной глубине введения выхлопного шлейфа (газового потока) для достижения желаемой величины и угла вектора тяги. Автопилот управляет секцией TVC и координирует функции TVC с утками и кулисами крыла. При получении сигнала о запуске с самолета срабатывает воспламенитель ракетного двигателя, воспламеняющий топливо ракетного двигателя. Вскоре после того, как ракета покинула авиационную пусковую установку,запускаются тепловые батареи и генератор горячего газа, обеспечивающие электрическое/пневматическое питание ГСН, взрывателя, автопилота, утки, кренов крыла и секции TVC. Когда длительное ускорение создает силу от 5 до 6 g, подпружиненный ротор детонатора в SAD разблокируется, вызывая воспламенение пиротехнической пороховой последовательности самоуничтожения (SD). Одновременно с этим стопорный штифт отодвигается от ротора детонатора. Это действие удаляет положительный блок с ротора детонатора, позволяя ему совместить вывод взрывчатого вещества с электрическим детонатором. Электрическая цепь от взрывателей, контакта и приближения (PRX) в настоящее время также завершена, полностью взводя ракету. ГСН ракеты сопровождает цель посредством инфракрасного самонаведения. Когда цель обнаруживается взрывателем Proximity (PRX), в SAD передается сигнал огня, инициирующий последовательность взрывов. В случае попадания ракеты в цель контактный взрыватель подаст сигнал на САД, инициируя боевую часть. Если ракета не достигнет цели через 30–40 секунд полета, пиротехническая пороховая последовательность самоуничтожения (SD) сгорит до основания детонатора SAD, инициируя последовательность взрывчатых веществ.





Ракети Р 73




Проект/системаК-73Годы (разработка-испытания,/принятие на вооружение)
1974-79/84Носителиразличные модификации МиГ-21, МиГ-23, Миг-27,Миг-29, Миг-31, Су-27, Су-30,Су-34, Су-35, Ка-52
Ракеты: индекс (вес(кг.)Р-73РМД-1(43,5)Размеры: длина x.диаметр х размах крыла/стабилизатора/рулей (мм.)2095х120х390Тип БЧ (вес(кг.) /взрывателястержневая(8,0)/ радилокационный "Кречет", оптический "Янтарь"(Р-73Л)Система наведения(тип ГСН): ИК всеракурсная МК-80 "Маяк"
Дальность/высота стрельбы (м.)300-4000/ 20-20000Скорость ракеты (м/сек.)н.д. Скорость цели (м/сек.) 690Разработка (гл.конструктор)ПКПК/ОКБ-4(Бисноват М.Р.)/ МКБ "Вымпел" (Соколовский Г.А., Захаров Ю.К.)Производители завод №43 (Москва), Выпуск (шт.)н.д.(серийный)

Примечания: Разработка высокоманевренной ракеты ближнего воздушного боя К-73 - как развития ракеты К-60 - начата ОКБ "Молния" (ОКБ-4 М.Р.Биновата). По первоначальному проекту ракета создавалась без учета всеракурсности ГСН и только с газодинамическим управлением. Вероятно, планировалось использование доработанной ГСН ракеты К-60. После выбора всеракурсной ГСН "Маяк" разработки ПО "Арсенал" была принята современная аэродинамическая схема с изменением габаритов ракеты. Испытания упрощенных прототипов ракет К-73 с наземных пусковых установок начаты в 1979 г. Отрабатывалась работа газодинамических рулей. В том же 1979 г. в рамках заводских испытаний выполнено 8 полетов МиГ-23МЛ и три пуска ракет К-73. В 1980 г. с борта этого МиГ-23МЛ впервые сбита летающая мишень МиГ-17. В 1981-1982 г.г. работы по созданию ракет "воздух-воздух", которые велись ОКБ "Молния", были переданы в ОКБ "Вымпел". Главным конструктором назначен Г. А. Соколовский (по 1994 г.). Ракета принята на вооружение в 1984 г. Начало массового производства (модель Р-73 РМД-1) - 1987 г. В ракете, выполненной по аэродинамической схеме "утка" с дестабилизаторами в головной части корпуса и традиционным крестообразным расположением аэродинамических поверхностей на сопловой части двигателя, установлен блок газодинамического управления интерцепторного типа, создающий боковую силу за счет отклонения газовой струи двигателя, что придает ракете высокую маневренность. Дестабилизаторы расположены перед рулями и помимо традиционного предназначения уменьшают местные углы атаки, предохраняя рулевые поверхности от срывов потока и падения эффективности при резких маневрах. Газодинамическое управление обеспечивает высокую маневренность сразу после пуска, когда скорость еще не высока и эффективность обычных рулей недостаточна. Отклонение струи позволяет ракете, едва сошедшей с АПУ, менять направление полета на 90° и более. Р-73 оснащена малогабаритной пассивной инфракрасной головкой самонаведения повышенной чувствительности и помехозащищенности с глубоким охлаждением фотоприемника, которая захватывает цель еще на подвеске под носителем. Эта головка отрабатывает углы целеуказания до 45° (60° для РМД-2), имеет углы прокачки координатора до 75° и угловую скорость слежения за целью (угловую скорость линии визирования) до 60°/с. Чтобы избавить летчика от потерь времени на выбор оружия малой или средней дальности в быстро меняющейся боевой обстановке, разрешенная дистанция пуска Р-73 увеличена до 30км (РМД-2 до 40 км). ГСН позволяет отстраиваться от естественных и искусственных помех с помощью цифровой обработки сигнала. Ракета атакует цель, совершающую полет в диапазоне высот от 20м (5 м для Р-73М РМД-2) до 20 км со скоростью до 2500 км/ч, при любом ее начальном положении. В зависимости от модификации, ракета оснащается лазерным или радиовзрывателем. Боевая часть массой 7.4 кг стержневого типа. Поражающими элементами БЧ являются урановые стержни. Двигатель - однорежимный РДТТ с газодинамическими рулями-интерцепторами.Модификации:.Р-73 (К-73,"изд. 72", ) (1979г.)-опытная высокоманевренная ракета с аэрогазодинамическим управлением, с ГСН МК-76-2,
Р-73 (К-73,"изд. 72", AA-11 Archer ) (1984г.)-базовая модификация, с всеракурсной ГСН ТГС-80 («Маяк-80». Серия на заводе №43
Р-73/РМД-1 (К-73,"изд. 72", AA-11 Archer ) (1987г.)-модернизированная, угол целеуказания – 45 град. Дальность пуска – 0,3-20 км,
Р-73Л(К-73,"изд. 72", AA-11 Archer) (1989г.) - вариант ракеты с оптическим лазерным неконтактным взрывателем,
Р-73М/Р-73РМД-2(К-73,"изд. 72", AA-11 Archer-М) (1989г.) -модернизированная,вариант ракеты с улучшенными ТТХ и новой ГСН. Р-73 РМД-2 обладает возможностью пуска в заднюю полусферу носителя и может использоваться против ракет "воздух-воздух".Угол целеуказания – 60 град. Дальность пуска – 0,3-40 км
Р-73К - вариант ракет Р-73 с радиолокационным неконтактным взрывателем,
Р-74М (К-74МЭ) (1994-?г.)-Развитие Р-73 с новой ГСН МК-80М (угол прокачки ГСН увеличен до 1200), с 4-х канальным газодинамическим управлением. Дальность пуска – 40 км, По данным источника (7) начато серийное производство на заводе "Курганприбор"(№ 603),
К-30(К-МД? ("изд. 300")- практически новая ракета малой дальности, ближнего высокоманевренного воздушного боя и противоракетной обороны. Ракета оснащена матричной тепловой ГСН с возможностью распознавания образа и повышенной вдвое дальностью захвата. Двигатель двухрежимный с временем работы до 100 секунд и трехканальным устройством газодинамического управления.
РВВ МД?/ ("изд. 760")- перспективная ракета для Су-57, так называемого «второго этапа модернизации». Характеристики ракеты наращены за счет оснащения её комбинированной системой управления в составе тепловой головки самонаведения, инерциальной системы управления (ИСУ) и приёмника линии радиокоррекции. Захват цели может осуществляться уже после пуска по целеуказанию от ИСУ

Стан по фото