5В21 - зенитная управляемая ракета

НАЗНАЧЕНИЕ И ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ

Зенитная управляемая ракета 5В21А является боевым звеном передвижного огневого комплекса системы С-200 и предназначена для поражения скоростных, высотных и малоразмерных воздушных целей (самолетов, самолетов-снарядов, крылатых ракет) на больших дальностях.

Старт ракеты наклонный под углом 48° с пусковой установки 5П72 в направлении на цель.

До старта ракеты с ЦВМ РПЦ через кабину управления стартом КЗМ на ракету поступает информация. По этой информации головка самонаведения осуществляет захват цели и ее автоматическое сопровождение, устанавливается программа работы маршевого двигателя, выбирается метод самонаведения, а также время выдачи команды дальнего взведения на радиовзрыватель.

По команде «Пуск» через стартовую автоматику запускаются бортовые источники питания, затем запускаются стартовые двигатели и ракета стартует.

При достижении ракетой скорости, соответствующей величине скоростного напора 0,65 кгс/см2, запускается маршевый двигатель. После запуска маршевого двигателя начинает работать исполнительный механизм регулятора тяги, который обеспечивает изменение тяги двигателя по заранее заданной программе.

Через 0,6 сек после старта начинается стабилизация ракеты по всем трем каналам и управление по каналу крена.

Через 1 сек после сброса стартовых двигателей (СД) счетно-решающий прибор (СРП) выдает на автопилот (АП) команду «Начало управления» и происходит подключение команд с выхода СРП к АП по I и II каналам. Начинается управляемый полет ракеты.

Управление полетом ракеты осуществляется по командам с ГСН, работающей в режиме автоматического сопровождения цели, и СРП. Команды управления вырабатываются ГСН и СРП по отраженному от цели сигналу РПЦ в соответствии с выбранным методом самонаведения.

Через 20 или 45 сек после старта ракеты в зависимости от того, в ближней или дальней зоне должна произойти встреча ракеты с целью, на радновзрыватель (РВ) с программного механизма выдается команда дальнего взведения (КДВ). По этой команде РБ подготавливается к работе.

В процессе сближения ракеты с целью при достижении угловой скорости поворота линии визирования «ракета — цель» 3,5 град/сек (сигнал поступает от ГСН) РВ формирует команду ближнего взведения (КБВ) и начинает работать, получая отраженный от цели сигнал РПЦ. В момент нахождения цели в области наиболее эффективного поражения РВ выдает сигнал на подрыв боевой части.

В случае если ракета пролетит мимо цели, то по окончании работы бортового источника питания пропадет напряжение +27 в, что является командой для самоликвидации ракеты.

Основные технические данные ракеты:
Полная длина - 10 764 мм
Длина второй ступени - 10 285 мм
Диаметр второй ступени - 750 им
Длина стартового двигателя - 5091 мм
Размах крыльев - 2520 мм
Размах рулей-элеронон - 2234 мм
Размах стабилизаторов - 2361 мм
Стартовый вес:
- СД 5С25 - 6950 кг
- СД 5С28 - 7068 кг
Вес снаряженной и заправленной второй ступени - 3860 кг
Вес снаряженной первой ступени:
- СД 5С25 - 3090 кг
- СД 5С28 - 3208 кг
Вес окислителя АК-27П - 1680 кг
Вес горючего ТГ-02 - 586 кг
Вес сжатого воздуха в шар-баллоне - 16,5 кг
Вес гидросмеси - 12 кг
Вес боевой части - 217 кг

ОБЩЕЕ УСТРОЙСТВО
Ракета 5В21А двухступенчатая. Первая ступень ракеты состоит из четырех стартовых двигателей 5С25 или 5С28 с установленными на них стабилизаторами, переходниками (крестовиной на нижнем двигателе) и обтекателями, а также кольцевого отсека №7.

Конструктивно все четыре двигателя объединены в один блок кольцевым отсеком № 7, надеваемым на хвостовую часть второй ступени ракеты.

Стартовые двигатели расположены в горизонтальной и вертикальной плоскостях симметрии ракеты вокруг корпуса второй ступени. Стартовые двигатели соединяются со второй ступенью передними узлами крепления и расцепки, имеющимися на каждом переходнике и крестовине, а в хвостовой части — с помощью кольцевого отсека № 7, на котором установлены задние узлы крепления. На крестовине и корпусе нижнего стартового двигателя расположены два бугеля и две полуоси с роликами, которые являются передними и задними точками опоры ракеты на ПУ (ЗМ или ТЗМ) соответственно.

Для обеспечения требуемой устойчивости полета ракеты на начальном участке траектории на каждом стартовом двигателе установлен стабилизатор. На нижнем двигателе установлен складывающийся стабилизатор, который занимает рабочее положение после схода ракеты с ПУ.

Асимметричные конические обтекатели, установленные на каждом стартовом двигателе, создают поперечную аэродинамическую силу, используемую для сброса отработавших двигателей.

Во вторую ступень, выполненную по нормальной аэродинамической схеме, входят:
— планер;
— двигательная установка;
— боевое снаряжение;
— аппаратура управления;
— источники энергоснабжения;
— электросистема;
— гидросистема.

Планер состоит из корпуса, четырех крыльев, четырех рулей-элеронов и бортового обтекателя. Корпус из конструктивно-технологических и эксплуатационных соображений разделен на шесть отсеков. Крылья и рули-элероны установлены по Х-образной схеме.

Двигательная установка второй ступени состоит из жидкостного ракетного двигателя 5Д12, топливной, воздушной и газовой систем.

Боевое снаряжение включает осколочно-фугасную боевую часть 5Б14Ш, предохранительно-исполнительный механизм (ПИМ) 5Б73 и двухканальный радиовзрыватель 5Е24Ф.

В состав аппаратуры управления входят:
— головка самонаведения 5Г23;
— счетно-решающий прибор 5Э22;
— автопилот 5А41;
— контрольный радиоответчик (КРО) 5У14;
— программный механизм ПМК-60Д.

Полуактивная радиолокационная головка самонаведения при подготовке ракеты к пуску наводится на цель аппаратурой АУГН кабины КЗМ, производит захват цели и переводится на автоматическое сопровождение цели по угловым координатам, скорости и дальности. Сопровождение продолжается и после старта, в полете ракеты. С ГСН данные о координатах цели поступают в счетно-решающий прибор, где обрабатываются в соответствии с принятым методом наведения и выдаются в автопилот для выработки команд управления полетом. Кроме того, ГСН вырабатывает сигналы для радиовзрывателя и контрольного радиоответчика.

ГСН может работать на нескольких диапазонах частот. При переходе с одного диапазона на другой необходимо заменить сменный гетеродин (блок КН-3) и установить соответствующий отсек № 1.

Счетно-решающий прибор формирует команды управления ракетой, а также выдает команды «ДВ» (дальнее взведение) на радиовзрыватель и «НУ» (начало управления) на автопилот.

Автопилот служит для стабилизации ракеты и для управления ее полетом по командам счетно-решающего прибора.

Контрольный радиоответчик предназначен для излучения высокочастотных импульсов, принимаемых на земле и позволяющих контролировать процесс самонаведения ракеты на цель.

Программный механизм предназначен для отсчета времени с момента старта ракеты и выдачи команд:
— дальнего взведения радиовзрывателя на 20-й или 45-й секунде полета в зависимости от дальности стрельбы;
— переключения методов самонаведения в СРП на 30-й секунде полета;
— спада тяги ЖРД на 43-й секунде полета при работе ЖРД по I основной программе.

К источникам энергоснабжения относят: бортовой источник питания 5И43, обеспечивающий питание постоянным и переменным током бортовой аппаратуры и гидропитание рулевых машин автопилота, преобразователь тока 5П53 и статический преобразователь 5И23.
В электросистему входят бортовая сеть с разъемами и пиропатроны.

Гидросистема обеспечивает работу рулевых машин автопилота и состоит из гидроагрегата, входящего в состав БИП, арматуры и трубопроводов.

ОСНОВНЫЕ ОТЛИЧИЯ РАКЕТЫ 5В2ІВ ОТ РАКЕТЫ 5В21А

Основные отличия ракеты 5В21В от ракеты 5В21А в том, что бортовая аппаратура ракеты 5В21В обладает лучшей помехозащищенностью. Это позволяет осуществлять наведение ракеты на воздушные цели при постановке активных прерывистых помех и ретрансляционных, уводящих по скорости помех, а также обеспечивать перезахват сигнала цели и работу головки самонаведения в режиме «Память закрытых целей» (ПЗЦ) при стрельбе с позиций, имеющих радиолокационное затенение.

На ракете 5В21В в отличие от ракеты 5В21А установлены, головка самонаведения 5Г24, счетно-решающий прибор 5Э23 (5Э23А), радиовзрыватель 5Е23. Кроме того, установлен программный механизм ПМК-60Д 2-й серии повышенной надежности, а в блоке коммутации — реле типа ТКЕ56ПОДГ с герметичным корпусом и изменена электросхема применительно к вновь установленому оборудованию.

Источник: Учебное пособие "Общие сведения о зенитно-ракетном комплексе С-200 и устройство ракеты 5В21А". 1972 г.

Зенитная управляемая ракета 5В21 скомпонована по двухступепчатой схеме с пакетным расположением четырех стартовых ускорителей. Маршевая ступень выполнена по нормальной аэродинамической схеме.

Конструктивно корпус маршевой ступени ракеты 5В21 состоял из семи отсеков.

Отсек №1 длиной 1793 мм объединял в герметичный блок радиопрозрачный обтекатель и ГСН. Стеклопластиковый радиопрозрачный обтекатель покрывался теплозащитной шпаклевкой и несколькими слоями лака.

Бортовая аппаратура ракеты (блоки ГСН, автонилот, радиовзрывагель, счетно-решающий прибор) размещалась во втором отсеке длиной 1085 мм.

Третий отсек ракеты длиной 1270 мм предназначался для размещения боевой части, бачка горючего для бор тового источника питания (БИП). При снаряжении ракеты боевой частью головная часть изделия до стыка между отсеками №2 и №3 поворачивалась на 90 -100 град, 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 жидкостный ракетный двигатель.

Шестой отсек длиной 841 мм прикрывал маршевый двигатель ракеты и обеспечивал также размещение рулей с рулевыми машинками. Задние узлы крепления стартовых двигателей располагались на сбрасываемом после отделения кольцевом седьмом отсеке длиной 752 мм.

Все корпусные элементы ракеты покрывались теплозащитным покрытием.

Крылья сварной конструкции каркасного типа размахом 2610 мм были выполнены в малом удлинении с положительной стреловидностью 75 град, по передней кромке и отрицательной 11 град, по задней. Корневая хорда составляла 4857 мм при относительной толщине профиля 1,75%, концевая хорда - 160 мм. Для уменьшения габаритов транспортной тары каждая консоль крыла технологически делилась на переднюю и заднюю части, которые крепились к корпусу в шести точках. На каждом крыле размещался приемник полного воздушного давления.

Жидкостный ракетный двигатель 5Д12 одноразового действия (без повторного включения) с турбонасосной системой подачи компонентов топлива в камеру сгорания, выпускался в комплектации с топливной, воздушной и газовой системами. Двигатель работал на азотной кислоте с добавкой четырехокиси азота в качестве окислителя и триэтиламинксилидине, используемом как горючее. Температура газов в камере сгорания двигателя достигала 2500-3000 °С.

Двигатель был выполнен по открытой схеме - с выбросом продуктов сгорания газогенератора турбонасосного агрегата через удлиненный патрубок в атмосферу. При запуске турбонасосного агрегата его ротор раскручивался пиростартером, что сопровождалось характерным выхлопом темного дыма перпендикулярно оси корпуса ракеты.

С целью обеспечения максимальной дальности пуска ракеты либо полета на максимальной скорости при обстреле целей на малой дальности предусматривалось несколько режимов работы двигателя. Программы их реализации выдавались перед стартом ракеты на регулятор тяги двигателя 5Ф45 и программное устройство на основании решения баллистической задачи, выработанного ЦВМ «-Пламя».

Режимы работы двигателя обеспечивали поддержание постоянных максимального (10000±300 кг) или минимального (3200±180 кг) значений тяги. При отключении системы регулирования тяги двигатель шел в разнос с дальнейшим разрушением, при этом развивалась тяга до 13000 кг. Режимы переменной тяги обеспечивали постепенное снижение тяги от максимальной до минимальной со средним градиентом 97±8 кг/с или резкий спад тяги до минимального значения.

Комбинация режимов позволяла реализовать несколько программ изменения тяги двигателя в полете. Первая основная программа предусматривала запуск двигателя с быстрым выходом на максимальную тягу. Начиная с 43± 1,5 с полета начинался спад тяги с остановкой двигателя по выработке топлива через 6,5-16 с с момента подачи команды «Спад». Вторая основная программа отличалась тем, что после запуска двигатель выходил на промежуточную тягу 8200±350 кг со снижением ее с постоянным градиентом до минимальной тяги и работой двигателя до полной выработки топлива на 100 с полета. Две промежуточные программы позволяли использовать максимальную тягу двигателя в течение любого временного интервала в пределах 0,2 - 50,8 с полета с последующим спадом с постоянным градиентом до полной выработки топлива или производить запуск двигателя с тягой 8200 - 10000 кг с последующим снижением тяги с постоянным градиентом до полной выработки топлива в ходе полета.

В баках окислителя и горючего размещались специальные заборные устройства, при больших знакопеременных поперечных перегрузках отслеживающие положение компонентов топлива и обеспечивающие их подачу в двигатель при поступлении в баки сжатого воздуха для поддержания давления подпора. Трубопровод подачи окислителя проходил под прикрытием короба по правому борту ракеты, а короб для проводки бортовой кабельной сети размещался с противоположной стороны корпуса.

Входивший в комплект двигателя турбонасосный агрегат обеспечивал компонентами топлива двигатель маршевой ступени, а также бортовой источник питания (при его работе от основных баков горючего и окислителя). Привод турбонасосного агрегата осуществлялся с использованием газогенератора, представлявшего собой автономную камеру сгорания компонентов топлива.

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 в одной из двух модификаций - 5С25 и 5С28. Стартовый двигатель конструктивно состоял из четырех блоков, включавших корпус с отделяемыми носовым обтекателем и сопловым блоком, воспламенитель, и двух пиропатронов. Нижний стартовый двигатель ракеты оснащался бугелями, закрепленными в носовой части на крестовине, и роликовыми опорами на хвостовой части, обеспечивающими опирание ракеты на транспортных машинах, механизированных стеллажах и пусковой установке, а при старте - движение ракеты по направляющей пусковой установки.

В передней части каждого блока стартового двигателя находился технологический разъем для снаряжения двигателя твердым топливом.

Комплектом поставки допускалось оснащение ракеты двумя оборудованными роликовыми опорами «нижними» стартовыми двигателями типа 5С25, в этом случае один из них крепился на ракете сверху.

Стартовый двигатель 5С28 оснащался твердотопливным зарядом 5Б28 из топлива марки РАМ-10К, состоявшим из шашки и обеспечивающих ее фиксацию в корпусе двенадцати «сухарей». Комплект поставки допускал только один «нижний» двигатель.

Сопла каждого ускорителя были наклонены относительно продольной оси корпуса таким образом, что вектор тяги проходил в районе центра масс ракеты и разнотяговость (до 8% для 5С25 и до 14% для 5С28) противоположных ускорителей 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 окончания работы ускорителей и их отделения.

В передней части ускоритель двумя аналогичными опорами был связан с силовым шпангоутом корпуса ракеты в районе межбакового отсека. Узлы крепления к седьмому отсеку обеспечивали проворот и последующее отделение ускорителей после разрыва передних связей противоположных блоков.

Для обеспечения аэродинамической устойчивости ракеты на стартовом участке полета на каждом из ускорителей размещалось по стабилизатору. На нижнем ускорителе стабилизатор складывался под углом 45 град, в сторону левого борта ракеты и занимал рабочее положение только после схода ракеты с пусковой установки.

Осколочно-фугасная боевая часть 5Б14Ш снаряжалась 87,6 - 91 кг взрывчатого вещества ТГ-20 и оснащалась 37000 шарообразных поражающих элементов двух диаметров, включая 21000 элементов массой 3,5 г и 16000 массой 2 г, что обеспечивало надежное поражение целей при стрельбе на встречных курсах и вдогон. Угол пространственного сектора статического разлета осколков составлял 120 град., скорость их разлета - 1000 - 1700 м/с. Подрыв осколочной боевой части ракеты осуществлялся по команде радиовзрывателя при пролете ракеты в непосредственной близости от цели, а при большом промахе - в конце управляемого полета ракеты, по пропаданию бортового питания.

Аэродинамические поверхности на маршевой ступени были расположены Х-образно по «нормальной» схеме - с задним положением рулей относительно крыльев.

Руль (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. Максимальный угол поворота руля составлял ±45град.

Контроль за пространственным положением ракеты и функционированием ее бортовой аппаратуры во время полета осуществлялся по сигналу контрольного радиоответчика.

Во время предстартовой подготовки ракеты производилось включение бортовой аппаратуры, ее прогрев, проверка функционирования; раскручивались гироскопы автопилота. Питание бортовой аппаратуры производилось от наземных источников через бортовые разъемы. Ддя охлаждения аппаратуры на борт ракеты от магистрали пусковой установки подавался воздух. При выдаче команды на подготовку ракеты к пуску на 17с производилось разарретирование антенны ГСН. «Синхронизация» головки самонаведения с лучом радиолокатора подсветки цели по направлению достигалась при повороте пусковой установки по азимуту в направление на цель и выдаче с ЦВМ «Пламя» расчетного значения угла места для наведения ГСН.

В соответствии с выданной командой головка самонаведения производила поиск и захват на автоматическое сопровождение назначенной для уничтожения воздушной цели. Не ранее чем за 3 с до пуска при отводе электровоздухоразъема производилось отключение ракеты от внешнего электроснабжения и воздушной магистрали с переходом аппаратуры на бортовой источник питания.

Бортовой источник питания предварительно запускался подачей электрического импульса на пиропатрон пускового стартера, после чего срабатывал воспламенитель порохового заряда. Турбина раскручивалась сначала продуктами сгорания порохового заряда. Через 0,55 с осуществлялся перевод ее питания на жидкое топливо. После раскрутки турбины до 0,92 номинального числа оборотов проходила команда на разрешение старта ракеты и осуществлялся перевод всех систем на бортовое питание. Рабочий режим турбины бортового источника питания, соответствующий 38200±3% об/мин при максимальной мощности 65 л.с, поддерживался в печение 200 с полета. Топливо для бортового источника питания в ходе дальнейшего полета поступало из специальных топливных бачков.

При прохождении команды «Пуск» последовательно производились разарретирование гироскопа автопилота, уборка отрывного разъема, запуск бортового источника питания, подрыв пиропатронов запуска стартового двигателя. При запуске верхнего стартового двигателя продукты сгорания его топлива, поступая через пневмомеханическую систему, открывали доступ сжатого воздуха из баллона в баки горючего и окислителя маршевого двигателя и в топливные бачки бортового источника питания.

При достижении заданного скоростного напора сигнализаторами давления формировалась команда на подрыв пиропатронов двигателя 5Д12, включался исполнительный механизм регулятора тяги.

Первые 0,45 - 0,85 с после старта ракета летела без задействования рулей для управления и стабилизации.

Отделение блоков стартового двигателя происходило после 3 - 5 с их работы при скорости полета ракеты около 650 м/с на удалении порядка 1 км от пусковой установки. Противоположные стартовые ускорители при монтаже на ракете скреплялись в их носовой части натяжными лентами, проходившими через среднюю часть корпуса маршевой ступени. На участке спада тяги по достижении установленного давления при выработке топлива в одном из двигателей установленный на нем специальный замок освобождал ленту крепления, идущую от противоположного блока. После выгорания топлива и падения давления в противоположном двигателе происходило освобождение второй ленты, обеспечивающее одновременное отделение обоих ускорителей. Для гарантированного увода ускорителей от маршевой ступени они оснащались скошенными носовыми коническими обтекателями. При разрыве крепления в носовой части под действием аэродинамических сил блоки ускорителей поворачивались относительно узлов крепления на седьмом отсеке в хвостовой части ракеты. Отделение седьмого отсека происходит под действием осевых аэродинамических сил после отделения последней пары ускорителей.

Зона падения блоков ускорителя располагалась на удалении до 4 км от пусковой установки, что накладывало определенные требования по участкам размещения огневых средств системы в зоне охраняемых объектов и ограничения секторов стрельбы.

Через секунду после сброса стартовых ускорителей автопилот подключался к органам управления полетом ракеты.

При стрельбе в «дальнюю зону» через 30 с полета производилось переключение методов наведения: метод «с постоянным углом упреждения» сменялся методом пропорционального сближения. Подача сжатого воздуха в баки окислителя и горючего маршевого двигателя производилась до тех пор, пока давление в шар-баллоне не снижалось до 50 кг/см2. После этого воздух подавался только в топливные бачки бортового источника питания для обеспечения управления на пассивном участке полета. В случае промаха по окончании работы бортового источника питания с предохранительно-исполнительного механизма снималось напряжение и с задержкой до 10 с выдавался сигнал на электродетонатор, что приводило к самоликвидации ракеты.

Автопилот ракеты, головка самонаведения, боевая часть и многие другие комплектующие поставлялись заводами-смежниками. Ленинградский Северный завод после проведения полной сборки маршевой ступени ракеты проверял все бортовые системы и узлы на правильность функционирования и соответствие изделия техническим требованиям. Ракеты с завода направлялись по разнарядке непосредственно в воинские части и на полигоны для отстрела.

Ракеты могли транспортироваться автопоездами, железнодорожным, морским, речным и воздушным транспортом в специальной таре или на специальных транспортных тележках. Каждая ракета, произведенная на заводе, отправлялась на базы хранения, полигоны или в войска в возвратной таре, позволявшей при необходимости хранить в ней ракеты вне инженерных сооружений в течение 10 лет.

Для транспортировки ракет любыми видами транспорта и их хранения использовалась штатная тара в виде герметичных и негерметичных контейнеров, ящиков для размещения и укладки комплектующих ракеты. Разработкой тары занималось одно из подразделений КБ Ленинградского Северного завода.

В системе С-200 «Ангара» предусматривалось применение двух вариантов ракет:
- 5В21 (В-860, изделие «Ф») - первый серийный вариант ракеты в боевом исполнении. Ракета комплектовалась головкой самонаведения 5Г22, счетно-решающим прибором 5Э22, автопилотом 5А41. Ракеты 5В21 выпускались на ранней стадии отработки системы С-200;
- 5В21А (В-860П, изделие «1Ф») - усовершенствованный вариант ракеты 5В21, укомплектованный бортовой аппаратурой, усовершенствованной по результатам полигонных испытаний. На ракете В-860П применялись головка самонаведения 5Г23, счетно-решающий прибор 5Э23, автопилот 5А43.

Головки самонаведения 5Г22 и 5Г23 осуществляли захват цели только до старта, при нахождении ракеты на пусковой установке.

Для отработки у расчетов навыков по заправке ракет выпускались учебно-заправочные ракеты УЗ, на которых идентично боевым ракетам выполнялась только топливная система (баки, трубопроводы, заправочные горловины и т.п.). Отработка навыков по заряжанию пусковых установок производилась на габаритно-массовых макетах ракет УГМ, также выпускавшихся серийно. В ряде случаев в качестве учебных ракет после соответствующей «доработки» использовались частично разукомплектованные боевые ракеты с истекшим сроком службы или получившие повреждения в ходе эксплуатации. Выпускавшиеся Северным заводом учебные ракеты УР предназначались для обучения курсантов военных училищ устройству ракет и представляли собой изделие в инертном снаряжении с «четвертным» вырезом по всей длине.

Зенитная управляемая ракета 5В21В (В-860ПВ) - вариант ракеты, предназначенный для использования в составе комплексов С-200В. С целью повышения боевой эффективности на ракете применена помехозащищенная ГСН типа 5Г24 и радиовзрыватель 5Е50.

Проведенные доработки и усовершенствования аппаратуры и технических средств комплекса С-200В позволили не только расширить границы зоны поражения целей и условия применения комплекса, но и ввести дополнительные режимы боевой работы.

Режим стрельбы по «закрытой цели» позволял производить пуск ракет в направлении облучаемой и сопровождаемой РПЦ цели без захвата ее головкой самонаведения ракеты перед пуском. Захват цели ГСН ракеты производился в ходе полета - на шестой секунде, после отделения стартовых двигателей.

Наряду с реализацией режима «закрытой цели» ГСН 5Г24 позволила также производить и стрельбу по постановщикам активных помех с многократным переходом в полете ракеты от сопровождения цели ГСН в полуактивном режиме по отраженному от цели сигналу РПЦ к пассивной пеленгации и самонаведению на источник излучения - станцию постановки активных помех. Для наведения ракеты на цель применялись методы «пропорционального сближения с компенсацией» и «с постоянным углом упреждения».

При отсутствии отраженного сигнала от цели в течение 5 с головкa самонаведения самостоятельно переходила на режим поиска цели по скорости в узком диапазоне. После пяти сканирований в узком диапазоне начиналось сканирование в широком диапазоне. При возобновлении подсвета цели РПЦ происходил ее перезахват головкой самонаведения ракеты с возобновлением процесса самонаведения. При отсутствии подсвета ракета уходила вверх на самоликвидацию.


Источник: журнал Техника и Вооружение №3 2004 г.