Добавлен: 25.10.2023
Просмотров: 90
Скачиваний: 2
ВНИМАНИЕ! Если данный файл нарушает Ваши авторские права, то обязательно сообщите нам.
В пособии изложены назначение, состав, тактико-технические характеристики, устройство и функционирование ПЗРК К «Игла»,
порядок проведения технического обслуживания и текущего ремонта элементов комплекса в войсковых частях, общие сведения об эксплуатации вооружения и военной техники, а также порядок работы командира взвода при подготовке и проведении занятий с личным составом.
Предназначено для студентов технических факультетов, проходящих военную подготовку по военно-учетной специальности Боевое применение подразделений, вооружённых переносными зенитными ракетными комплексами ближнего действия».
ВВЕДЕНИЕ
1. УСТРОЙСТВО И ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ ПЗРК
2. ЭКСПЛУАТАЦИЯ ПЗРК
3. МЕТОДИЧЕСКАЯ ПОДГОТОВКА
ПРИЛОЖЕНИЯ
порядок проведения технического обслуживания и текущего ремонта элементов комплекса в войсковых частях, общие сведения об эксплуатации вооружения и военной техники, а также порядок работы командира взвода при подготовке и проведении занятий с личным составом.
Предназначено для студентов технических факультетов, проходящих военную подготовку по военно-учетной специальности Боевое применение подразделений, вооружённых переносными зенитными ракетными комплексами ближнего действия».
ВВЕДЕНИЕ
1. УСТРОЙСТВО И ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ ПЗРК
2. ЭКСПЛУАТАЦИЯ ПЗРК
3. МЕТОДИЧЕСКАЯ ПОДГОТОВКА
ПРИЛОЖЕНИЯ
ВВЕДЕНИЕ ТЕХНИЧЕСКАЯ ПОДГОТОВКА — составная часть боевой подготовки, включающая обучение личного состава владению вооружением и военной техникой, выработку навыков и умений,
необходимых для технически грамотной эксплуатации, поддержания в боевой готовности и умелого применения их в бою. Включает изучение материальной части вооружения и техники, правил безопасной эксплуатации, практическое освоение технического обслуживания и производства текущего ремонта силами расчёта (экипажа).
Содержание технической подготовки командира взвода ПЗРК 9К38
«Игла» в данном учебном пособии определятся Квалификационными требованиями и Программой подготовки офицеров запаса по ВУС Боевое применение подразделений, вооружённых переносными зенитными ракетными комплексами ближнего действия, а структура соответствует
Тематическому плану, принятому на ВК ТПУ, и порядку прохождения тем.
Пособие базируется на содержании Технического описания и
Инструкции по эксплуатации образцов вооружения и техники, входящих в комплекса также Рекомендациях по эксплуатации ПЗРК К Игла в войсковых частях, разработанных и утверждённых в Министерстве
Обороны РФ и обязательных для реализации в соответствующих подразделениях. При изучении пособия необходимо пользоваться
Альбомом схем и рисунков к дисциплине, а также плакатами,
разработанными на военной кафедре.
Данная работа содержит три раздела.
В первом разделе изложены назначение, состав, устройство и функционирование боевых и обеспечивающих средств комплекса,
направления их развития и модернизации, а также общие сведения о подвижных средствах, на которых производится перемещение подразделений, вооружённых ПЗРК.
Во втором разделе изложены общие сведения об эксплуатации вооружения и военной техники в войсковых частях, описан порядок подготовки и эксплуатации, технического обслуживания и текущего ремонта элементов ПЗРК силами расчёта, меры безопасности при обращении с комплексом, а также правила хранения и транспортировки элементов ПЗРК.
В третьем разделе изложены общие сведения об организации и
необходимых для технически грамотной эксплуатации, поддержания в боевой готовности и умелого применения их в бою. Включает изучение материальной части вооружения и техники, правил безопасной эксплуатации, практическое освоение технического обслуживания и производства текущего ремонта силами расчёта (экипажа).
Содержание технической подготовки командира взвода ПЗРК 9К38
«Игла» в данном учебном пособии определятся Квалификационными требованиями и Программой подготовки офицеров запаса по ВУС Боевое применение подразделений, вооружённых переносными зенитными ракетными комплексами ближнего действия, а структура соответствует
Тематическому плану, принятому на ВК ТПУ, и порядку прохождения тем.
Пособие базируется на содержании Технического описания и
Инструкции по эксплуатации образцов вооружения и техники, входящих в комплекса также Рекомендациях по эксплуатации ПЗРК К Игла в войсковых частях, разработанных и утверждённых в Министерстве
Обороны РФ и обязательных для реализации в соответствующих подразделениях. При изучении пособия необходимо пользоваться
Альбомом схем и рисунков к дисциплине, а также плакатами,
разработанными на военной кафедре.
Данная работа содержит три раздела.
В первом разделе изложены назначение, состав, устройство и функционирование боевых и обеспечивающих средств комплекса,
направления их развития и модернизации, а также общие сведения о подвижных средствах, на которых производится перемещение подразделений, вооружённых ПЗРК.
Во втором разделе изложены общие сведения об эксплуатации вооружения и военной техники в войсковых частях, описан порядок подготовки и эксплуатации, технического обслуживания и текущего ремонта элементов ПЗРК силами расчёта, меры безопасности при обращении с комплексом, а также правила хранения и транспортировки элементов ПЗРК.
В третьем разделе изложены общие сведения об организации и
проведении боевой подготовки личного состава в войсковых частях,
приведён порядок работы командира взвода при подготовке и проведении занятий по военно-технической подготовке подразделения.
В приложениях содержится порядок проведения технического обслуживания и ремонта элементов комплекса, расход материалов при проведении работ, порядок подготовки и использования учебно- тренировочных средства также правила оформления и содержание плана- конспекта командира взвода при проведении с личным составом занятий по военно-технической подготовке
1. УСТРОЙСТВО И
ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ ПЗРК История создания переносных зенитных ракетных комплексов (ПЗРК)
берёт свое начало с х годов ХХ века. В то время на вооружении войск
ПВО Сухопутных войск СССР в основном состояли зенитные пулемётные установки (ЗПУ) и зенитные артиллерийские комплексы (ЗАК, которые нуждались в средствах буксирования, имели значительное время развёртывания, заряжания, время реакции и цикл стрельбы, малую вероятность поражения. Кроме того, они также имели значительные массогабаритные характеристики, были заметны на поле боя, имели плохие манёвренные возможности.
Основная задача вышеперечисленных средств ПВО Сухопутных войск состояла в том, чтобы не допустить выполнения воздушным противником полётного задания по нанесению авиационного удара, а в идеальном случае нанести повреждения или уничтожить средства воздушного нападения противника.
Возникла необходимость создания принципиально нового средства
ПВО, которое находилось бы непосредственно в боевых порядках прикрываемых общевойсковых подразделений и не имело бы вышеупомянутых недостатков.
Решение задачи по созданию нового комплекса было поручено
«Коломенскому ОКБ машиностроения. Техническое задание требовало создания дешёвого, технологичного, простого в обслуживании и изучении,
малогабаритного, малозаметного зенитного ракетного комплекса,
находящегося непосредственно в боевых порядках прикрываемых частей и подразделений. Комплекс должен применяться одним стрелком по всем типам воздушных целей с любой неподготовленной стартовой позиции, с земли, объектов автомобильной и бронетанковой техники,
железнодорожных платформ, с места ив движении, своды, со средств переправы, с крыш зданий и т. д, с соблюдением основных требований безопасности. Дальность стрельбы комплекса должна была составлять дома высота поражения до 1500 м.
За основу построения системы управления комплекса был принят
ПТУР БМП, который наводился через оптический прицел по проводам. Но этот метод не обеспечивал решения поставленной задачи. Было принято
приведён порядок работы командира взвода при подготовке и проведении занятий по военно-технической подготовке подразделения.
В приложениях содержится порядок проведения технического обслуживания и ремонта элементов комплекса, расход материалов при проведении работ, порядок подготовки и использования учебно- тренировочных средства также правила оформления и содержание плана- конспекта командира взвода при проведении с личным составом занятий по военно-технической подготовке
1. УСТРОЙСТВО И
ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ ПЗРК История создания переносных зенитных ракетных комплексов (ПЗРК)
берёт свое начало с х годов ХХ века. В то время на вооружении войск
ПВО Сухопутных войск СССР в основном состояли зенитные пулемётные установки (ЗПУ) и зенитные артиллерийские комплексы (ЗАК, которые нуждались в средствах буксирования, имели значительное время развёртывания, заряжания, время реакции и цикл стрельбы, малую вероятность поражения. Кроме того, они также имели значительные массогабаритные характеристики, были заметны на поле боя, имели плохие манёвренные возможности.
Основная задача вышеперечисленных средств ПВО Сухопутных войск состояла в том, чтобы не допустить выполнения воздушным противником полётного задания по нанесению авиационного удара, а в идеальном случае нанести повреждения или уничтожить средства воздушного нападения противника.
Возникла необходимость создания принципиально нового средства
ПВО, которое находилось бы непосредственно в боевых порядках прикрываемых общевойсковых подразделений и не имело бы вышеупомянутых недостатков.
Решение задачи по созданию нового комплекса было поручено
«Коломенскому ОКБ машиностроения. Техническое задание требовало создания дешёвого, технологичного, простого в обслуживании и изучении,
малогабаритного, малозаметного зенитного ракетного комплекса,
находящегося непосредственно в боевых порядках прикрываемых частей и подразделений. Комплекс должен применяться одним стрелком по всем типам воздушных целей с любой неподготовленной стартовой позиции, с земли, объектов автомобильной и бронетанковой техники,
железнодорожных платформ, с места ив движении, своды, со средств переправы, с крыш зданий и т. д, с соблюдением основных требований безопасности. Дальность стрельбы комплекса должна была составлять дома высота поражения до 1500 м.
За основу построения системы управления комплекса был принят
ПТУР БМП, который наводился через оптический прицел по проводам. Но этот метод не обеспечивал решения поставленной задачи. Было принято
революционное решение по созданию оптической головки самонаведения
(ОГС), работающей в инфракрасном (тепловом) диапазоне волн.
Решение этой задачи было поручено киевскому объединению
«АРСЕНАЛ» и Ленинградскому оптико-механическому объединению
(ЛОМО)», но за основу, была принята ОГС объединения АРСЕНАЛ как наиболее отвечающая техническому заданию.
Разработка комплекса была поручена коллективу инженеров, которым руководил главный конструктор по фамилии Непобедимый. В результате в
ОКБ создан планер ракеты по схеме утка (рули впереди относительно центра масса крылья — сзади, система управления, двигательная установка, наземный блок питания, пусковой механизм, пусковая труба,
переносные пассивный радиопеленгатор и наземный радиолокационный запросчик, средства технического обслуживания, учебно-тренировочные средства.
И в 1967 г, пройдя успешные государственные испытания, комплекс был принят на вооружение с индексом К «Стрела-2».
Рис. 1. ПЗРК К «Стрела-2»
Таблица Основные тактико-технические характеристики
1
Зона поражения при стрельбе вдогон:
по дальности, м
500–
3200
по высоте, м Максимальная скорость полёта поражаемого летательного аппаратам с 3 Эффективность стрельбы вдогон одной ЗУР
0,19–
0,25 4 Масса комплекса в боевом положении, кг 5 Масса ЗУР Мкг Масса боевой части, кг
(ОГС), работающей в инфракрасном (тепловом) диапазоне волн.
Решение этой задачи было поручено киевскому объединению
«АРСЕНАЛ» и Ленинградскому оптико-механическому объединению
(ЛОМО)», но за основу, была принята ОГС объединения АРСЕНАЛ как наиболее отвечающая техническому заданию.
Разработка комплекса была поручена коллективу инженеров, которым руководил главный конструктор по фамилии Непобедимый. В результате в
ОКБ создан планер ракеты по схеме утка (рули впереди относительно центра масса крылья — сзади, система управления, двигательная установка, наземный блок питания, пусковой механизм, пусковая труба,
переносные пассивный радиопеленгатор и наземный радиолокационный запросчик, средства технического обслуживания, учебно-тренировочные средства.
И в 1967 г, пройдя успешные государственные испытания, комплекс был принят на вооружение с индексом К «Стрела-2».
Рис. 1. ПЗРК К «Стрела-2»
Таблица Основные тактико-технические характеристики
1
Зона поражения при стрельбе вдогон:
по дальности, м
500–
3200
по высоте, м Максимальная скорость полёта поражаемого летательного аппаратам с 3 Эффективность стрельбы вдогон одной ЗУР
0,19–
0,25 4 Масса комплекса в боевом положении, кг 5 Масса ЗУР Мкг Масса боевой части, кг
Боевое крещение комплекс принял вовремя арабо-израильского конфликта в 1968 г. перед очередным, ожидаемым, налётом стрелки- зенитчики занимали свои стартовые позиции. Для противника противодействие было настолько неожиданными ошеломляющим, что в течение нескольких дней налёты ВВС Израиля не осуществлялись. По неофициальным данным, комплексом было уничтожено до 20–30 %
самолётов, участвовавших в налёте.
Комплекс подтвердил фамилию своего главного конструктора Непобедимый, и своё название Стрела — невидимая, точная, легкая.
Летчики противника не видели привычных позиций ПВО и не могли понять, какими средствами сбивались самолеты, тем более что основным видом стрельбы комплекса была стрельба на догонных курсах. Ракета попадала в сопло или в срез сопла самолёта, но иногда ракета выдувалась реактивной струёй двигателя. Одна из ракет М попала в сопло самолёта,
не взорвалась, а зацепилась в нём своими аэродинамическими поверхностями. Она была успешно доставлена на аэродром противника,
после чего попала в руки специалистов и была разобрана. Вражеской стороной был понят принцип работы ракеты и приняты меры по защите самолётов от ПЗРК — созданы специальные тепловые ловушки (ЛТЦ ложные тепловые цели. Так был раскрыт секрет ранее неизвестного оружия.
Основными недостатками комплекса Стрела являлись малая дальность стрельбы (2000–2500 м, низкая помехозащищённость и вероятность поражения.
Следующим этапом создания ПЗРК явился комплекс «Стрела-2М».
Внешне он не отличался от своего предшественника, но претерпел ряд существенных доработок. Возникшие трудности в вопросе увеличения дальности стрельбы и точности поражения решили с помощью установления датчика компенсации продольных и поперечных колебаний ракеты в полёте, который бы выдавал дополнительный сигнал в автопилот,
пропорциональный этим колебаниям. Также была применена более чувствительная головка самонаведения
самолётов, участвовавших в налёте.
Комплекс подтвердил фамилию своего главного конструктора Непобедимый, и своё название Стрела — невидимая, точная, легкая.
Летчики противника не видели привычных позиций ПВО и не могли понять, какими средствами сбивались самолеты, тем более что основным видом стрельбы комплекса была стрельба на догонных курсах. Ракета попадала в сопло или в срез сопла самолёта, но иногда ракета выдувалась реактивной струёй двигателя. Одна из ракет М попала в сопло самолёта,
не взорвалась, а зацепилась в нём своими аэродинамическими поверхностями. Она была успешно доставлена на аэродром противника,
после чего попала в руки специалистов и была разобрана. Вражеской стороной был понят принцип работы ракеты и приняты меры по защите самолётов от ПЗРК — созданы специальные тепловые ловушки (ЛТЦ ложные тепловые цели. Так был раскрыт секрет ранее неизвестного оружия.
Основными недостатками комплекса Стрела являлись малая дальность стрельбы (2000–2500 м, низкая помехозащищённость и вероятность поражения.
Следующим этапом создания ПЗРК явился комплекс «Стрела-2М».
Внешне он не отличался от своего предшественника, но претерпел ряд существенных доработок. Возникшие трудности в вопросе увеличения дальности стрельбы и точности поражения решили с помощью установления датчика компенсации продольных и поперечных колебаний ракеты в полёте, который бы выдавал дополнительный сигнал в автопилот,
пропорциональный этим колебаниям. Также была применена более чувствительная головка самонаведения
Рис. 2. ПЗРК КМ «Стрела-2М»
Таблица Основные тактико-технические характеристики
1
Зона поражения при стрельбе вдогон:
по дальности, м
500–
4000
по высоте, м Максимальная скорость полёта поражаемого летательного аппаратам с 3 Эффективность стрельбы вдогон одной ЗУР
0,22–
0,25 4 Масса комплекса в боевом положении, кг 5 Масса ЗУР, кг 6 Масса боевой части, кг
1,17
Рис. 3. ПЗРК К «Стрела-3»
Рис. 4. ПЗРК К «Игла-1»
Средства воздушного нападения продолжали развиваться, развивались и средства борьбы сними. Следующим этапом в совершенствовании ПЗРК
был этап создания переносных зенитных ракетных комплексов «Стрела-3»
и «Игла-1».
В этих комплексах был применён новый наземный блок питания,
включающий в себя сам источник питания и баллон с газом, новая более чувствительная ГСН с охлаждаемым фотоприёмником, новая двигательная установка, после чего существенно увеличилась вероятность поражения,
помехозащищённость, скорость поражаемых воздушных целей, скорость полёта самой ракеты.
Самое главное, что эти комплексы получили возможность вести
Таблица Основные тактико-технические характеристики
1
Зона поражения при стрельбе вдогон:
по дальности, м
500–
4000
по высоте, м Максимальная скорость полёта поражаемого летательного аппаратам с 3 Эффективность стрельбы вдогон одной ЗУР
0,22–
0,25 4 Масса комплекса в боевом положении, кг 5 Масса ЗУР, кг 6 Масса боевой части, кг
1,17
Рис. 3. ПЗРК К «Стрела-3»
Рис. 4. ПЗРК К «Игла-1»
Средства воздушного нападения продолжали развиваться, развивались и средства борьбы сними. Следующим этапом в совершенствовании ПЗРК
был этап создания переносных зенитных ракетных комплексов «Стрела-3»
и «Игла-1».
В этих комплексах был применён новый наземный блок питания,
включающий в себя сам источник питания и баллон с газом, новая более чувствительная ГСН с охлаждаемым фотоприёмником, новая двигательная установка, после чего существенно увеличилась вероятность поражения,
помехозащищённость, скорость поражаемых воздушных целей, скорость полёта самой ракеты.
Самое главное, что эти комплексы получили возможность вести
стрельбу не только на догонных, но и на встречных курсах.
Таблица Основные тактико-технические характеристики
Комплекс
Стрела-3 Игла Калибр ракеты, мм 72 2 Длина ракеты, мм 1427 3 Зона поражения по дальности, м 500–
5000 4 Зона поражения по высоте, м 10–
3500 5 Вероятность поражения истребителя одной ЗУР
0,3–0,33 0,4 Максимальная скорость поражаемых целей, м/с
(навстречу/вдогон)
260/310 300/360 7 Скорость полёта ЗУР, мс 560 8 Масса ракеты, кг 10,8 9 Масса боевой части, кг 1,27 10 Масса пускового устройства, кг 3
11 Масса ПРП С, кг 2,5 12 Масса НРЗ, кг 2,3 13 Масса комплекса в боевом положении, кг 18,2 14 Время подготовки к пуску ракеты, с Комплексом нового — третьего — поколения до сих пор считается переносной зенитный ракетный комплекс К Игла. Общие сведения о ПЗРК К «Игла»
Переносной зенитный ракетный комплекс К Игла является средством непосредственного прикрытия войск и объектов от ударов средств воздушного нападения (СВН) противника. Он состоит на вооружении зенитных отделений, зенитных ракетных взводов и батарей,
входящих в состав зенитных дивизионов, а также других подразделений родов войск видов Вооружённых Сил РФ с 1983 г
Таблица Основные тактико-технические характеристики
Комплекс
Стрела-3 Игла Калибр ракеты, мм 72 2 Длина ракеты, мм 1427 3 Зона поражения по дальности, м 500–
5000 4 Зона поражения по высоте, м 10–
3500 5 Вероятность поражения истребителя одной ЗУР
0,3–0,33 0,4 Максимальная скорость поражаемых целей, м/с
(навстречу/вдогон)
260/310 300/360 7 Скорость полёта ЗУР, мс 560 8 Масса ракеты, кг 10,8 9 Масса боевой части, кг 1,27 10 Масса пускового устройства, кг 3
11 Масса ПРП С, кг 2,5 12 Масса НРЗ, кг 2,3 13 Масса комплекса в боевом положении, кг 18,2 14 Время подготовки к пуску ракеты, с Комплексом нового — третьего — поколения до сих пор считается переносной зенитный ракетный комплекс К Игла. Общие сведения о ПЗРК К «Игла»
Переносной зенитный ракетный комплекс К Игла является средством непосредственного прикрытия войск и объектов от ударов средств воздушного нападения (СВН) противника. Он состоит на вооружении зенитных отделений, зенитных ракетных взводов и батарей,
входящих в состав зенитных дивизионов, а также других подразделений родов войск видов Вооружённых Сил РФ с 1983 г
Рис. 5. ПЗРК К «Игла»
Комплекс предназначен для поражения реактивных, турбовинтовых и
винтомоторных самолётов, а также вертолётов на встречных и
догонных курсах в условиях естественных (фоновых) и искусственных
тепловых помех при визуальной видимости цели.
Таблица 4
Тактико-технические характеристики
1
Максимальная высота поражаемых целей на встречных/догонных
курсах, м:
реактивные самолёты
2000/2500
поршневые самолёты и вертолёты
3000/3500 2 Минимальная высота поражаемых целей, м Максимальный параметр поражаемых целей на встречных/догонных курсах, м:
реактивные самолёты
2000/2500
поршневые самолёты и вертолёты
2500/3000 Скорость поражаемых целей на встречных/догонных курсах,
м/с
360/320 5 Наклонная дальность поражениям от 500 до 6 Время перевода из походного положения в боевое, сне более Время готовности к пуску (после выхода на режим наземного источника питания, сне более 5 8 Диапазон рабочих температур, Сот –44 до
+50
Состав комплекса
1. Боевые средства Зенитная управляемая ракета М представляет собой реактивный летательный аппарат, снабжённый двухступенчатой твёрдотопливной двигательной установкой, бортовой аппаратурой управления полётом по методу пропорционального сближения за счёт пассивного оптического самонаведения и боевой частью с контактным взрывателем.
Рис. 6. ЗУР М Пусковая труба П (П) обеспечивает прицельный и безопасный пуск ракеты, а также является направляющим устройством припуске и одновременно служит контейнером при эксплуатации ракеты.
Рис. 7. Пусковая труба П Наземный источник питания Б (одноразового действия)
предназначен для снабжения хладагентом
ОГС и обеспечения электроэнергией комплекса в период подготовки к пуску ракеты.
Рис. 8. НИП Б Пусковой механизм П (без НРЗ-9П516) предназначен для подготовки к пуску и пуска ракеты по выбранной цели для обстрела.
Обеспечивает звуковую сигнализацию качества захвата цели и её
принадлежности, а также исключает обстрел цели с принадлежностью
«свой» при использовании НРЗ Л
Комплекс предназначен для поражения реактивных, турбовинтовых и
винтомоторных самолётов, а также вертолётов на встречных и
догонных курсах в условиях естественных (фоновых) и искусственных
тепловых помех при визуальной видимости цели.
Таблица 4
Тактико-технические характеристики
1
Максимальная высота поражаемых целей на встречных/догонных
курсах, м:
реактивные самолёты
2000/2500
поршневые самолёты и вертолёты
3000/3500 2 Минимальная высота поражаемых целей, м Максимальный параметр поражаемых целей на встречных/догонных курсах, м:
реактивные самолёты
2000/2500
поршневые самолёты и вертолёты
2500/3000 Скорость поражаемых целей на встречных/догонных курсах,
м/с
360/320 5 Наклонная дальность поражениям от 500 до 6 Время перевода из походного положения в боевое, сне более Время готовности к пуску (после выхода на режим наземного источника питания, сне более 5 8 Диапазон рабочих температур, Сот –44 до
+50
Состав комплекса
1. Боевые средства Зенитная управляемая ракета М представляет собой реактивный летательный аппарат, снабжённый двухступенчатой твёрдотопливной двигательной установкой, бортовой аппаратурой управления полётом по методу пропорционального сближения за счёт пассивного оптического самонаведения и боевой частью с контактным взрывателем.
Рис. 6. ЗУР М Пусковая труба П (П) обеспечивает прицельный и безопасный пуск ракеты, а также является направляющим устройством припуске и одновременно служит контейнером при эксплуатации ракеты.
Рис. 7. Пусковая труба П Наземный источник питания Б (одноразового действия)
предназначен для снабжения хладагентом
ОГС и обеспечения электроэнергией комплекса в период подготовки к пуску ракеты.
Рис. 8. НИП Б Пусковой механизм П (без НРЗ-9П516) предназначен для подготовки к пуску и пуска ракеты по выбранной цели для обстрела.
Обеспечивает звуковую сигнализацию качества захвата цели и её
принадлежности, а также исключает обстрел цели с принадлежностью
«свой» при использовании НРЗ Л
Рис. 9. Пусковой механизм П. Средства приёма целеуказания и связи Переносной электронный планшет Л обеспечивает своевременное оповещение стрелка-зенитчика о месте нахождения и направлении движения воздушных целей (от 1 до 4), индикацию траектории перемещения и принадлежности целей в радиусе 12,5 км.
Информацию о целях в виде кодограммы ПЭП получает на встроенный радиоприёмник с батарейного командного пункта (БКП) или командного пункта (КП) зенитного дивизиона.
Рис. 10. ПЭП Л Радиостанция Р обеспечивает приём оповещения о воздушной обстановке и управление огнём стрелков-зенитчиков. Вместо указанных средств связи могут использоваться переносные аналоги
Информацию о целях в виде кодограммы ПЭП получает на встроенный радиоприёмник с батарейного командного пункта (БКП) или командного пункта (КП) зенитного дивизиона.
Рис. 10. ПЭП Л Радиостанция Р обеспечивает приём оповещения о воздушной обстановке и управление огнём стрелков-зенитчиков. Вместо указанных средств связи могут использоваться переносные аналоги
Рис. 11. Радиостанция Р. Средства технического обслуживания Подвижный контрольный пункт ПКП В и контрольно- проверочная аппаратура Ф служат для проведения технического обслуживания и регламентных работ боевых средств комплекса в полевых условиях и на базах (арсеналах
Рис. 12. ПКП В с КПА Ф. Учебно-тренировочные средства Унифицированный полевой тренажер Ф предназначен для обучения и комплексных тренировок одного, двух или трёх стрелков- зенитчиков боевой работе и стрельбе по имитированными реальным воздушным целям в реальной фоновой обстановке с обеспечением объективного контроля действий обучаемых
Учебно-тренировочный комплект Ф предназначен для психофизиологической подготовки одного или двух стрелков-зенитчиков и выполнения учебно-тренировочных задач на месте ив движении.
Обеспечивает имитацию пуска ракеты (болванки) на безопасной площадке Учебно-разрезной макет КУР предназначен для изучения
Учебно-тренировочный комплект Ф предназначен для психофизиологической подготовки одного или двух стрелков-зенитчиков и выполнения учебно-тренировочных задач на месте ив движении.
Обеспечивает имитацию пуска ракеты (болванки) на безопасной площадке Учебно-разрезной макет КУР предназначен для изучения
устройства боевых средств комплекса.
Рис. 13. Унифицированный полевой тренажёр 9Ф635
Рис. 14. Учебно-тренировочный комплект Ф
Рис. 13. Унифицированный полевой тренажёр 9Ф635
Рис. 14. Учебно-тренировочный комплект Ф
Рис. 15. Учебно-разрезной макет 9К38УР
Рис. 16. Габаритно-весовой макет К ГВМ
• Габаритно-весовой макет К ГВМ предназначен для обучения и тренировки стрелков-зенитчиков выполнению правил обращения с боевым комплексом, а также выполнению нормативов боевой работы Комплект электрифицированных стендов У предназначен для изучения устройства боевых средств комплекса, режимов работы и взаимодействия составных частей, а также правил стрельбы и боевой работы.
Принцип работы комплекса
При поступлении команды К бою или самостоятельно после визуального обнаружения цели стрелок-зенитчик занимает стартовую позицию, принимает удобное для стрельбы боевое положение и изготавливается к стрельбе. Определив исходные данные для стрельбы и момент пуска ракеты, он приводит в действие НИП.
После производства накола НИП сжатый газ поступает в фотоприёмник ракеты для охлаждения оптической головки самонаведения.
Одновременно срабатывает батарея электропитания, и напряжение сне поступает в электронные блоки пускового механизма, ракеты и пусковой трубы. Ротор гироскопа ОГС ракеты разгоняется за 5 с до об/с и
Рис. 16. Габаритно-весовой макет К ГВМ
• Габаритно-весовой макет К ГВМ предназначен для обучения и тренировки стрелков-зенитчиков выполнению правил обращения с боевым комплексом, а также выполнению нормативов боевой работы Комплект электрифицированных стендов У предназначен для изучения устройства боевых средств комплекса, режимов работы и взаимодействия составных частей, а также правил стрельбы и боевой работы.
Принцип работы комплекса
При поступлении команды К бою или самостоятельно после визуального обнаружения цели стрелок-зенитчик занимает стартовую позицию, принимает удобное для стрельбы боевое положение и изготавливается к стрельбе. Определив исходные данные для стрельбы и момент пуска ракеты, он приводит в действие НИП.
После производства накола НИП сжатый газ поступает в фотоприёмник ракеты для охлаждения оптической головки самонаведения.
Одновременно срабатывает батарея электропитания, и напряжение сне поступает в электронные блоки пускового механизма, ракеты и пусковой трубы. Ротор гироскопа ОГС ракеты разгоняется за 5 с до об/с и
арретируется (электрически стопорится), те. происходит согласование оптической оси ОГС ракеты с осью прицела пусковой трубы.
Если стрелок точно сопровождает цель через механический прицел пусковой трубы, а сигнал цели мощнее сигнала фона и помех, то возможно проведение пуска ракеты водном из двух режимов (Автомат или
«Ручной») путём нажатия на пусковой крючок пускового механизма.
После срабатывания стартового двигателя ЗУР вылетает из пусковой трубы со скоростью до 28 мс и угловой скоростью вращения до 20 об/с.
После удаления ЗУР на безопасное для стрелка-зенитчика расстояние (не менее 5,5 м) срабатывает маршевый двигатель ЗУР, который разгоняете до скорости 570 мс и поддерживает эту скорость в полёте. Дальнейшее вращение ракеты на траектории полёта обеспечивается за счёт повёрнутых относительно продольной оси ракеты крыльев и дестабилизаторов.
В момент вылета ЗУР из трубы происходит раскрытие рулей и срабатывание порохового управляющего двигателя, который осуществляет разворот ракеты на начальном участке траектории по командам ОГС.
Снимается первая ступень предохранения, а через 1–1,9 си вторая, после чего боевая часть готова к действию.
В процессе слежения за целью ОГС формирует суммарный командный сигнал, который поступает в рулевой отсек ракеты на рулевые машины и обеспечивает управление ЗУР в полёте.
При попадании ракеты в цель срабатывает взрыватель боевой части,
который подрывает боевую часть, а взрывной генератор подрывает остатки топлива двигательной установки.
В случае непопадания ракеты в цель по истечении 14–17 с происходит самоликвидация ЗУР.
Наведение ракеты нацель осуществляется по методу пропорционального сближения, при котором управляющий сигнал пропорционален абсолютной угловой скорости вращения линии визирования ракета-цель. Сущность метода заключается в том, чтобы свести к нулю угловую скорость линии визирования, что обеспечит встречу ракеты с целью в упреждённой точке.
Система управления полётом предназначена для реализации выбранного метода наведения ракеты нацель. В качестве измерителя угловой скорости линии визирования используется одноканальная гироскопическая головка самонаведения. В основу построения бортовой аппаратуры заложен принцип одноканального управления вращающейся ракетой с работающими в релейном режиме рулями, позволяющими,
используя вращение ракеты, создавать управляющую силу в любом
Если стрелок точно сопровождает цель через механический прицел пусковой трубы, а сигнал цели мощнее сигнала фона и помех, то возможно проведение пуска ракеты водном из двух режимов (Автомат или
«Ручной») путём нажатия на пусковой крючок пускового механизма.
После срабатывания стартового двигателя ЗУР вылетает из пусковой трубы со скоростью до 28 мс и угловой скоростью вращения до 20 об/с.
После удаления ЗУР на безопасное для стрелка-зенитчика расстояние (не менее 5,5 м) срабатывает маршевый двигатель ЗУР, который разгоняете до скорости 570 мс и поддерживает эту скорость в полёте. Дальнейшее вращение ракеты на траектории полёта обеспечивается за счёт повёрнутых относительно продольной оси ракеты крыльев и дестабилизаторов.
В момент вылета ЗУР из трубы происходит раскрытие рулей и срабатывание порохового управляющего двигателя, который осуществляет разворот ракеты на начальном участке траектории по командам ОГС.
Снимается первая ступень предохранения, а через 1–1,9 си вторая, после чего боевая часть готова к действию.
В процессе слежения за целью ОГС формирует суммарный командный сигнал, который поступает в рулевой отсек ракеты на рулевые машины и обеспечивает управление ЗУР в полёте.
При попадании ракеты в цель срабатывает взрыватель боевой части,
который подрывает боевую часть, а взрывной генератор подрывает остатки топлива двигательной установки.
В случае непопадания ракеты в цель по истечении 14–17 с происходит самоликвидация ЗУР.
Наведение ракеты нацель осуществляется по методу пропорционального сближения, при котором управляющий сигнал пропорционален абсолютной угловой скорости вращения линии визирования ракета-цель. Сущность метода заключается в том, чтобы свести к нулю угловую скорость линии визирования, что обеспечит встречу ракеты с целью в упреждённой точке.
Система управления полётом предназначена для реализации выбранного метода наведения ракеты нацель. В качестве измерителя угловой скорости линии визирования используется одноканальная гироскопическая головка самонаведения. В основу построения бортовой аппаратуры заложен принцип одноканального управления вращающейся ракетой с работающими в релейном режиме рулями, позволяющими,
используя вращение ракеты, создавать управляющую силу в любом
направлении пространства.
На начальном участке траектории ракета летит не в упрежденную точку, а угловая скорость линии визирования неравна нулю. Оптическая головка самонаведения измеряет эту угловую скорость и пропорциональное величине формирует команду управления, исполняя которую, рули рулевого отсека создают управляющую силу в нужном направлении пространства.
Под действием управляющей силы ракета разворачивается относительно центра масс. Появляющиеся при этом углы атаки и скольжение создают результирующую подъёмную силу, которая изменяет траекторию полёта ракеты таким образом, чтобы свести к нулю угловую скорость линии визирования.
Метод пропорционального сближения обеспечивает попадание ракеты вблизи наиболее теплоконтрастных элементов конструкции цели. Припусках ракет по реактивным самолётам центр попаданий лежит в районе среза сопла двигателя. Однако, конструкция современных самолётов такова, что район среза сопла является малоуязвимой областью для ракеты с боевой частью малой мощности. Для повышения эффективности поражения в ракете предусмотрена схема смещения центра группирования попаданий в направлении полёта самолёта, те. в его корпус. Схема смещения вырабатывает дополнительный сигнал, который обеспечивает отклонение ракеты от среза сопла в корпус. Устройство и функционирование боевых средств. Зенитная управляемая ракета 9М39
Зенитная управляемая ракета М является боевым средством ПЗРК
9К38. Она представляет собой боевой реактивный беспилотный управляемый крылатый летательный аппарат, предназначенный для
поражения реактивных, турбовинтовых, винтомоторных самолётов и
вертолётов в ближней зоне на встречных и догонных курсах в условиях
естественных и искусственных тепловых помех при визуальной видимости
цели.
При построении ЗУР использованы) планер, выполненный по аэродинамической схеме утка с вращающимся вокруг продольной оси корпусом ракеты и одноканальным релейным управлением аэро— и газодинамическим на участке разгона и аэродинамическим на маршевом участке
2) двухступенчатая тандемная твёрдотопливная двигательная установка) одноканальная пассивная оптическая тепловая гироскопическая система самонаведения по методу пропорционального сближения) боевая часть осколочно-фугасного действия с контактным взрывателем) бортовой источник энергии на основе порохового аккумулятора давления.
Рис. 17. Отсеки ракеты
Конструктивно ракета М состоит из скрепленных между собой отсеков (рис. 17):
• В отсеке ОГС размещены три основные системы координатор цели,
следящая система координатора и автопилот (формирователь сигнала управления рулями — ФСУР).
• В рулевом отсеке размещены рулевая машина с рулями,
дестабилизаторы, датчик угловой скорости с усилителем, бортовой источник питания (БИП), пороховой аккумулятор давления (ПАД),
пороховой управляющий двигатель (ПУД В отсеке боевой части размещены собственно боевая часть,
контактный взрыватель, взрывной генератор и провода электрической связи с БИП.
• В отсеке двигательной установки последовательно расположены двухрежимный маршевый двигатель и стартовый двигатель. С наружной стороны на сопловой блок установлены крылья.
Таблица Основные тактико-технические характеристики ракеты Калибр, мм 2 Длина, мм
3 Масса, кг 4 Масса боевой части, кг 5 Угол зрения ОГС, град 6 Угол пеленга ОГС, град 7 Скорость выброса из трубы, мс 8 Скорость полёта на маршем с 9 Скорость вращения относительно продольной оси, об/с 12–20 10 Располагаемые перегрузки до 11 Время готовности к пуску, с до 12 Диапазон рабочих температур, Сот –44 до +50
На начальном участке траектории ракета летит не в упрежденную точку, а угловая скорость линии визирования неравна нулю. Оптическая головка самонаведения измеряет эту угловую скорость и пропорциональное величине формирует команду управления, исполняя которую, рули рулевого отсека создают управляющую силу в нужном направлении пространства.
Под действием управляющей силы ракета разворачивается относительно центра масс. Появляющиеся при этом углы атаки и скольжение создают результирующую подъёмную силу, которая изменяет траекторию полёта ракеты таким образом, чтобы свести к нулю угловую скорость линии визирования.
Метод пропорционального сближения обеспечивает попадание ракеты вблизи наиболее теплоконтрастных элементов конструкции цели. Припусках ракет по реактивным самолётам центр попаданий лежит в районе среза сопла двигателя. Однако, конструкция современных самолётов такова, что район среза сопла является малоуязвимой областью для ракеты с боевой частью малой мощности. Для повышения эффективности поражения в ракете предусмотрена схема смещения центра группирования попаданий в направлении полёта самолёта, те. в его корпус. Схема смещения вырабатывает дополнительный сигнал, который обеспечивает отклонение ракеты от среза сопла в корпус. Устройство и функционирование боевых средств. Зенитная управляемая ракета 9М39
Зенитная управляемая ракета М является боевым средством ПЗРК
9К38. Она представляет собой боевой реактивный беспилотный управляемый крылатый летательный аппарат, предназначенный для
поражения реактивных, турбовинтовых, винтомоторных самолётов и
вертолётов в ближней зоне на встречных и догонных курсах в условиях
естественных и искусственных тепловых помех при визуальной видимости
цели.
При построении ЗУР использованы) планер, выполненный по аэродинамической схеме утка с вращающимся вокруг продольной оси корпусом ракеты и одноканальным релейным управлением аэро— и газодинамическим на участке разгона и аэродинамическим на маршевом участке
2) двухступенчатая тандемная твёрдотопливная двигательная установка) одноканальная пассивная оптическая тепловая гироскопическая система самонаведения по методу пропорционального сближения) боевая часть осколочно-фугасного действия с контактным взрывателем) бортовой источник энергии на основе порохового аккумулятора давления.
Рис. 17. Отсеки ракеты
Конструктивно ракета М состоит из скрепленных между собой отсеков (рис. 17):
• В отсеке ОГС размещены три основные системы координатор цели,
следящая система координатора и автопилот (формирователь сигнала управления рулями — ФСУР).
• В рулевом отсеке размещены рулевая машина с рулями,
дестабилизаторы, датчик угловой скорости с усилителем, бортовой источник питания (БИП), пороховой аккумулятор давления (ПАД),
пороховой управляющий двигатель (ПУД В отсеке боевой части размещены собственно боевая часть,
контактный взрыватель, взрывной генератор и провода электрической связи с БИП.
• В отсеке двигательной установки последовательно расположены двухрежимный маршевый двигатель и стартовый двигатель. С наружной стороны на сопловой блок установлены крылья.
Таблица Основные тактико-технические характеристики ракеты Калибр, мм 2 Длина, мм
3 Масса, кг 4 Масса боевой части, кг 5 Угол зрения ОГС, град 6 Угол пеленга ОГС, град 7 Скорость выброса из трубы, мс 8 Скорость полёта на маршем с 9 Скорость вращения относительно продольной оси, об/с 12–20 10 Располагаемые перегрузки до 11 Время готовности к пуску, с до 12 Диапазон рабочих температур, Сот –44 до +50
1 2 3 4 5 6 7 8 9 ... 21
Планер
Планер ракеты М предназначен для решения следующих задач) создания управляющей силы, изменяющей направление полёта;
2) гашения колебаний корпуса, возникающих при управлении) стабилизации ракеты в направлении полёта;
4) поддержания скорости вращения ракеты в полёте;
5) создания подъёмной силы) размещения бортовой аппаратуры.
Планер выполнен по аэродинамической схеме утка и состоит из носового обтекателя с аэродинамическим насадком;
• корпуса рулей дестабилизаторов;
• крыльев.
Носовой обтекатель с аэродинамическим насадком предназначен для
снижения лобового аэродинамического сопротивления ракеты
и
пропускания лучистой энергии от цели с минимальными потерями.
Обтекатель выполнен из специального стекла в виде мениска.
Металлический насадок, кроме снижения сопротивления, ещё и уменьшает нагрев обтекателя.
Корпус планера предназначен для создания подъёмной силы и
размещения бортовой аппаратуры. Как уже отмечено, корпус состоит из скрепленных между собой цилиндрических отсеков.
Рули предназначены для создания управляющей силы, изменяющей
направление полёта, и гашения колебаний корпуса, возникающих при управлении. Они представляют собой пару аэродинамических пластин из прочной стали. Их форма обеспечивает оптимальное обтекание конструкции сверхзвуковым воздушным потоком и создание управляющей силы требуемой величины. Когда ракета находится в пусковой трубе, рули сложены в отверстия в корпусе рулевого отсека и размыкают цепи блока взведения взрывателя. После выхода вращающейся ракеты из трубы рули под действием центробежных сил и пружин стопоров раскрываются,
надёжно фиксируются в рабочем положении и коммутируют цепи питания взрывателя и порохового управляющего двигателя (ПУД).
При одноканальном управлении вращающейся ракетой для создания управляющей силы в любом направлении полёта рули перебрасываются рулевой машиной из одного крайнего положения в другое (на ±15°) 4 раза за один оборот вращения ракеты. Для этого ОГС, определяя ошибку наведения ракеты, формирует релейный сигнал управления рулевой машиной, задающий время нахождения рулей в каждом из 4 крайних положений.
Рис. 18. Создание результирующей аэродинамической силы R в
соответствии с управляющим сигналом
Так как на участке разгона ракеты эффективность рулей недостаточна,
то предусматривается параллельное газодинамическое управление с помощью двух сопел, расположенных в плоскости, перпендикулярной плоскости рулей, но по разные стороны корпуса. Реактивную силу создают пороховые газы ПУД, истекающие через то или другое сопло. Коммутация сопел осуществляется той же рулевой машиной синхронно с перебросом рулей.
Дестабилизаторы расположены в плоскости, перпендикулярной
надёжно фиксируются в рабочем положении и коммутируют цепи питания взрывателя и порохового управляющего двигателя (ПУД).
При одноканальном управлении вращающейся ракетой для создания управляющей силы в любом направлении полёта рули перебрасываются рулевой машиной из одного крайнего положения в другое (на ±15°) 4 раза за один оборот вращения ракеты. Для этого ОГС, определяя ошибку наведения ракеты, формирует релейный сигнал управления рулевой машиной, задающий время нахождения рулей в каждом из 4 крайних положений.
Рис. 18. Создание результирующей аэродинамической силы R в
соответствии с управляющим сигналом
Так как на участке разгона ракеты эффективность рулей недостаточна,
то предусматривается параллельное газодинамическое управление с помощью двух сопел, расположенных в плоскости, перпендикулярной плоскости рулей, но по разные стороны корпуса. Реактивную силу создают пороховые газы ПУД, истекающие через то или другое сопло. Коммутация сопел осуществляется той же рулевой машиной синхронно с перебросом рулей.
Дестабилизаторы расположены в плоскости, перпендикулярной
плоскости рулей, и имеют аналогичную им форму, но меньших размеров,
складываются в углубления в корпусе и неподвижны после раскрытия. Они предназначены для оптимизации соотношения устойчивости
и
управляемости (располагаемых перегрузок) ракеты путём выбора положения центра давления относительно центра масс и поддержания
вращения ракеты из-за их разворота относительно продольной оси.
Крылья выполнены в виде крыльевого блока, закрепленного на корпусе сопла маршевого двигателя по схеме Х относительно рулей.
Крыльевой блок предназначен для стабилизации ракеты в направлении
полёта, поддержания скорости вращения ракеты и создания подъёмной
силы при наличии углов атаки.
Крыльевой блок состоит из корпуса, четырех складывающихся крыльев и механизма их стопорения. Корпус из алюминиевого сплава имеет) отверстия для крепления блока) 4 выступа для крепления стартового двигателя с помощью разжимного кольца) 4 отверстия для установки механизма стопорения) 4 отверстия для установки осей складывания крыльев.
До выхода ракеты из трубы крылья сложены против часовой стрелки.
При выходе из трубы крылья под действием центробежных сил раскрываются и надёжно фиксируются механизмом стопорения.
Оптическая головка самонаведения
Оптическая головка самонаведения Э предназначена для
формирования сигнала управления, обеспечивающего
пассивное
самонаведение ракеты по методу пропорционального сближения.
ОГС представляет собой оптическое приёмное устройство и решает следующие задачи) пространственная селекция целей) спектральная селекция инфракрасного излучения поражаемых целей, ложных тепловых целей (ЛТЦ), фоновых помехи защита от них) преобразование инфракрасного излучения выбранной для обстрела цели в электрический сигнал ошибки слежения, пропорциональный пространственному рассогласованию оптической оси ОГС и линии визирования ракета — цель) захвати автоматическое сопровождение цели оптической осью
складываются в углубления в корпусе и неподвижны после раскрытия. Они предназначены для оптимизации соотношения устойчивости
и
управляемости (располагаемых перегрузок) ракеты путём выбора положения центра давления относительно центра масс и поддержания
вращения ракеты из-за их разворота относительно продольной оси.
Крылья выполнены в виде крыльевого блока, закрепленного на корпусе сопла маршевого двигателя по схеме Х относительно рулей.
Крыльевой блок предназначен для стабилизации ракеты в направлении
полёта, поддержания скорости вращения ракеты и создания подъёмной
силы при наличии углов атаки.
Крыльевой блок состоит из корпуса, четырех складывающихся крыльев и механизма их стопорения. Корпус из алюминиевого сплава имеет) отверстия для крепления блока) 4 выступа для крепления стартового двигателя с помощью разжимного кольца) 4 отверстия для установки механизма стопорения) 4 отверстия для установки осей складывания крыльев.
До выхода ракеты из трубы крылья сложены против часовой стрелки.
При выходе из трубы крылья под действием центробежных сил раскрываются и надёжно фиксируются механизмом стопорения.
Оптическая головка самонаведения
Оптическая головка самонаведения Э предназначена для
формирования сигнала управления, обеспечивающего
пассивное
самонаведение ракеты по методу пропорционального сближения.
ОГС представляет собой оптическое приёмное устройство и решает следующие задачи) пространственная селекция целей) спектральная селекция инфракрасного излучения поражаемых целей, ложных тепловых целей (ЛТЦ), фоновых помехи защита от них) преобразование инфракрасного излучения выбранной для обстрела цели в электрический сигнал ошибки слежения, пропорциональный пространственному рассогласованию оптической оси ОГС и линии визирования ракета — цель) захвати автоматическое сопровождение цели оптической осью
сведение ошибки слежения к нулю) формирование сигнала управления ракетой, пропорционального угловой скорости линии визирования (по методу пропорционального сближения).
Рис. 19. Отсек ОГС 9Э410
Решение задачи пространственной селекции целей осуществляется созданием узкого поля зрения ОГС (2°) за счёт применения зеркально- линзовой оптической системы (объектива. Однако узкое поле зрения потребует точного прицеливания и принудительного совмещения оптической оси объектива с линией прицеливания.
Для пространственной селекции оптического излучения объектов выбор угла поля зрения носит характер оптимизации при очень малом угле затрудняется наведение и сопровождение, а при большом — повышается объём информации, в том числе ложной. Величина угла зависит от отношения фокусного расстояния и диаметра кадра объектива.
Задача спектральной селекции инфракрасного
излучения
поражаемых целей, ложных тепловых целей (ЛТЦ), фоновых помехи защита от них решается путём избирательного двухканального приёма инфракрасного излучения поражаемых целей и помех.
Физическими основами пассивной оптической локации является то,
что все тела, температура которых выше абсолютного нуля, излучают электромагнитные волны в оптическом диапазоне. Оптический диапазон лежит между радио и рентгеновским излучением и включает в себя инфракрасное излучение с длиной волны λ = 1000–0,78 мкм
• видимое излучение — λ = 0,78–0,4 мкм ультрафиолетовое излучение — λ = 0,4–0,001 мкм.
При этом также известно, что максимум спектральной интенсивности излучения Солнца, его фоновых отражений достигается при λ = 1 мкм, а ложных тепловых целей
(ЛТЦ) — при λ = 2 мкм нагретые элементы сопел реактивных двигателей и выхлопных патрубков поршневых двигателей, а также их выхлопные газовые струи имеют инфракрасное (тепловое) излучение в узком диапазоне длин волн мкм.
При построении приёмных устройств для инфракрасного излучения в объективах создаются входные оптические полосовые фильтры, которые, в принципе, могут быть созданы различными методами интерференцией,
избирательным поглощением, избирательным отражением, избирательным преломлением и поляризацией.
Использование в приёмниках оптических фильтров позволяет выделить из всего потока лучистой энергии только инфракрасное излучение целей и помех образовать в приемном устройстве два спектральных канала:
основной (ОК) — поражаемых целей и вспомогательный (ВК) — помех.
Сравнение уровней сигналов в ОК и ВК позволяет выстроить логику селекции и защиты:
ВК/ОК < 1 — цель ВК/ОК ≈ 1 — фон ВК/ОК > 1 — ЛТЦ.
Задача преобразования инфракрасного излучения выбранной для
обстрела цели в электрический сигнал ошибки
слежения,
пропорциональный пространственному рассогласованию оптической
оси ОГС и линии визирования ракета — цель решается следующим образом Оптическая система формирует в фокальной плоскости изображение цели в виде пятна малых размеров (положение пятна в фокальной плоскости однозначно характеризует направление (ε) и величину угла (А)
рассогласования оптической оси и линии визирования, те. ошибку слежения Модулятор приемного устройства, расположенный в фокальной плоскости, производит сканирование положения пятна и модуляцию потока лучистой энергии по закону ошибки слежения. В качестве модуляторов нашли применение вращающиеся диски — растры с чередующимися прозрачными и непрозрачными участками
Рис. 19. Отсек ОГС 9Э410
Решение задачи пространственной селекции целей осуществляется созданием узкого поля зрения ОГС (2°) за счёт применения зеркально- линзовой оптической системы (объектива. Однако узкое поле зрения потребует точного прицеливания и принудительного совмещения оптической оси объектива с линией прицеливания.
Для пространственной селекции оптического излучения объектов выбор угла поля зрения носит характер оптимизации при очень малом угле затрудняется наведение и сопровождение, а при большом — повышается объём информации, в том числе ложной. Величина угла зависит от отношения фокусного расстояния и диаметра кадра объектива.
Задача спектральной селекции инфракрасного
излучения
поражаемых целей, ложных тепловых целей (ЛТЦ), фоновых помехи защита от них решается путём избирательного двухканального приёма инфракрасного излучения поражаемых целей и помех.
Физическими основами пассивной оптической локации является то,
что все тела, температура которых выше абсолютного нуля, излучают электромагнитные волны в оптическом диапазоне. Оптический диапазон лежит между радио и рентгеновским излучением и включает в себя инфракрасное излучение с длиной волны λ = 1000–0,78 мкм
• видимое излучение — λ = 0,78–0,4 мкм ультрафиолетовое излучение — λ = 0,4–0,001 мкм.
При этом также известно, что максимум спектральной интенсивности излучения Солнца, его фоновых отражений достигается при λ = 1 мкм, а ложных тепловых целей
(ЛТЦ) — при λ = 2 мкм нагретые элементы сопел реактивных двигателей и выхлопных патрубков поршневых двигателей, а также их выхлопные газовые струи имеют инфракрасное (тепловое) излучение в узком диапазоне длин волн мкм.
При построении приёмных устройств для инфракрасного излучения в объективах создаются входные оптические полосовые фильтры, которые, в принципе, могут быть созданы различными методами интерференцией,
избирательным поглощением, избирательным отражением, избирательным преломлением и поляризацией.
Использование в приёмниках оптических фильтров позволяет выделить из всего потока лучистой энергии только инфракрасное излучение целей и помех образовать в приемном устройстве два спектральных канала:
основной (ОК) — поражаемых целей и вспомогательный (ВК) — помех.
Сравнение уровней сигналов в ОК и ВК позволяет выстроить логику селекции и защиты:
ВК/ОК < 1 — цель ВК/ОК ≈ 1 — фон ВК/ОК > 1 — ЛТЦ.
Задача преобразования инфракрасного излучения выбранной для
обстрела цели в электрический сигнал ошибки
слежения,
пропорциональный пространственному рассогласованию оптической
оси ОГС и линии визирования ракета — цель решается следующим образом Оптическая система формирует в фокальной плоскости изображение цели в виде пятна малых размеров (положение пятна в фокальной плоскости однозначно характеризует направление (ε) и величину угла (А)
рассогласования оптической оси и линии визирования, те. ошибку слежения Модулятор приемного устройства, расположенный в фокальной плоскости, производит сканирование положения пятна и модуляцию потока лучистой энергии по закону ошибки слежения. В качестве модуляторов нашли применение вращающиеся диски — растры с чередующимися прозрачными и непрозрачными участками
Рис. 20. Принцип формирования изображения цели и ошибки слежения Фотодетекторы приёмного устройства преобразовывают модулированный лучистый поток в пропорциональный электрический сигнал ошибки слежения. В качестве детекторов наибольшее применение нашли фоторезисторы — полупроводниковые приборы, не содержащие p —
n перехода. В них при поглощении фотонов генерируются электронно- дырочные пары, создающие, при приложении внешнего электрического поля ток в рабочей цепи. Подбором материала и температуры фоторезистора можно обеспечить требуемый диапазон его спектральной чувствительности.
Для обеспечения захвата и автоматического сопровождения
выбранной для обстрела цели необходимо. Принудительно совместить (арретировать) оптическую ось ОГС с линией прицеливания пусковой трубы (реализуется автоматически при выдаче питания от наземного источника. Прицелиться (совместить линию прицеливания с направлением нацель. Для перехода на автоматическое сопровождение нажать на пусковой крючок (до положения «РР» — разрешение разарретирования). При этом следящая система разарретируется и начинает работать. Задающим воздействием для следящей системы является сигнал ошибки слежения, а в качестве исполнительного элемента используется свободный гироскоп, на роторе которого и закреплён объектив. Под действием электромагнитного момента внешних сил, создаваемого следящей системой, ротор гироскопа
n перехода. В них при поглощении фотонов генерируются электронно- дырочные пары, создающие, при приложении внешнего электрического поля ток в рабочей цепи. Подбором материала и температуры фоторезистора можно обеспечить требуемый диапазон его спектральной чувствительности.
Для обеспечения захвата и автоматического сопровождения
выбранной для обстрела цели необходимо. Принудительно совместить (арретировать) оптическую ось ОГС с линией прицеливания пусковой трубы (реализуется автоматически при выдаче питания от наземного источника. Прицелиться (совместить линию прицеливания с направлением нацель. Для перехода на автоматическое сопровождение нажать на пусковой крючок (до положения «РР» — разрешение разарретирования). При этом следящая система разарретируется и начинает работать. Задающим воздействием для следящей системы является сигнал ошибки слежения, а в качестве исполнительного элемента используется свободный гироскоп, на роторе которого и закреплён объектив. Под действием электромагнитного момента внешних сил, создаваемого следящей системой, ротор гироскопа
прецессирует в сторону уменьшения ошибки слежения, причем с угловой
скоростью, пропорциональной ошибке слежения.
Формирование сигнала управления ракетой по
методу
пропорционального сближения осуществляет автопилот. Он представляет собой одноканальную систему автоматического регулирования и
структурно состоит из формирователя сигнала управления рулями (ФСУР)
и рулевой машины (РМ).
Объектом управления автопилота являются рули планера ракеты. С
помощью планера изменяется положение ракеты относительно целит. е.
изменяется положение линии визирования ракета — цель»).
При управлении полётом по методу пропорционального сближения ракета наводится не нацель, а в некоторую упрежденную точку встречи
(УТВ) по условию равенства нулю угловой скорости поворота линии
визирования, те. наличие угловой скорости линии визирования свидетельствует об ошибке наведения, которую автопилот должен свести к нулю.
Измерителем угловой скорости линии визирования является гироскопический следящий координатор, сопровождающий цель. При этом информация об угловой скорости линии визирования содержится в сигнале ошибки слежения, поэтому он подается на автопилот как сигнал ошибки наведения.
Для решения этих задач ОГС имеет следующую структуру и состав. Следящий координатор цели (СКЦ):
1. Свободный гироскопа) статор катушки вращения (КВ катушки коррекции (КК);
• катушки генератора опорных напряжений (ГОН катушки пеленга (П);
б) ротор карданов подвес постоянный магнит координатор оптическая система (О фотоприёмники основного и вспомогательного каналов (ФПок,
ФПвк);
2. Системы автоматического управления:
а) следящая система арретирования и коррекции ротора гироскопа
(СС);
скоростью, пропорциональной ошибке слежения.
Формирование сигнала управления ракетой по
методу
пропорционального сближения осуществляет автопилот. Он представляет собой одноканальную систему автоматического регулирования и
структурно состоит из формирователя сигнала управления рулями (ФСУР)
и рулевой машины (РМ).
Объектом управления автопилота являются рули планера ракеты. С
помощью планера изменяется положение ракеты относительно целит. е.
изменяется положение линии визирования ракета — цель»).
При управлении полётом по методу пропорционального сближения ракета наводится не нацель, а в некоторую упрежденную точку встречи
(УТВ) по условию равенства нулю угловой скорости поворота линии
визирования, те. наличие угловой скорости линии визирования свидетельствует об ошибке наведения, которую автопилот должен свести к нулю.
Измерителем угловой скорости линии визирования является гироскопический следящий координатор, сопровождающий цель. При этом информация об угловой скорости линии визирования содержится в сигнале ошибки слежения, поэтому он подается на автопилот как сигнал ошибки наведения.
Для решения этих задач ОГС имеет следующую структуру и состав. Следящий координатор цели (СКЦ):
1. Свободный гироскопа) статор катушки вращения (КВ катушки коррекции (КК);
• катушки генератора опорных напряжений (ГОН катушки пеленга (П);
б) ротор карданов подвес постоянный магнит координатор оптическая система (О фотоприёмники основного и вспомогательного каналов (ФПок,
ФПвк);
2. Системы автоматического управления:
а) следящая система арретирования и коррекции ротора гироскопа
(СС);
б) система стабилизации оборотов ротора гироскопа (ССО).
II. Автопилот. Формирователь сигнала управления рулями (ФСУР).
2. Газовая рулевая машина (и пороховой управляющий двигатель).
УСТРОЙСТВО И РАБОТА ОГС
Оптическая система
Оптическая система предназначена для избирательного приёма
инфракрасного излучения поражаемых целей и помехи фокусировки его в
фокальных плоскостях основного и вспомогательного спектральных
каналов координатора.
В ОГС Э применена зеркально-линзовая оптическая система,
состоящая из следующих элементов) обтекатель) главное зеркало) корригирующая линза) контрзеркало;
5) спектроразделительный фильтр.
Все элементы оптической системы, за исключением обтекателя,
размещены навалу ротора гироскопа и образуют объектив, имеющий шесть степеней свободы вращение относительно 3 осей связанной системы координат (начало координат — в точке карданного подвеса ротора вкруговую по крену (относительно оптической осина углы ±38° по тангажу и рысканию (углы пеленга цели перемещение вместе с ракетой по 3 осям земной системы координат.
Фокусное расстояние (F) такого объектива равно пути оптического потока от зеркала до фоторезистора, расположенного в фокальной плоскости.
Угол зрения объектива
(φ) равен отношению диаметра фотосопротивления (d) к фокусному расстоянию = d/F, град.
Телесный угол поля зрения ω ≈ φ
2
, стерадиан
II. Автопилот. Формирователь сигнала управления рулями (ФСУР).
2. Газовая рулевая машина (и пороховой управляющий двигатель).
УСТРОЙСТВО И РАБОТА ОГС
Оптическая система
Оптическая система предназначена для избирательного приёма
инфракрасного излучения поражаемых целей и помехи фокусировки его в
фокальных плоскостях основного и вспомогательного спектральных
каналов координатора.
В ОГС Э применена зеркально-линзовая оптическая система,
состоящая из следующих элементов) обтекатель) главное зеркало) корригирующая линза) контрзеркало;
5) спектроразделительный фильтр.
Все элементы оптической системы, за исключением обтекателя,
размещены навалу ротора гироскопа и образуют объектив, имеющий шесть степеней свободы вращение относительно 3 осей связанной системы координат (начало координат — в точке карданного подвеса ротора вкруговую по крену (относительно оптической осина углы ±38° по тангажу и рысканию (углы пеленга цели перемещение вместе с ракетой по 3 осям земной системы координат.
Фокусное расстояние (F) такого объектива равно пути оптического потока от зеркала до фоторезистора, расположенного в фокальной плоскости.
Угол зрения объектива
(φ) равен отношению диаметра фотосопротивления (d) к фокусному расстоянию = d/F, град.
Телесный угол поля зрения ω ≈ φ
2
, стерадиан
Рис. 21. Прохождение оптических сигналов цели и помехи в объективе
ОГС:
1 — обтекатель 2 — контрзеркало; 3 — фоторезистор ВК; 4 фоторезистор
ОК;
5
—
корригирующая линза
6
—
спектроразделительный фильтр 7 — главное зеркало-магнит
ОГС:
1 — обтекатель 2 — контрзеркало; 3 — фоторезистор ВК; 4 фоторезистор
ОК;
5
—
корригирующая линза
6
—
спектроразделительный фильтр 7 — главное зеркало-магнит
Рис. 22. Устройство оптической системы ОГС:
1 — обтекатель 2 — фотоприемник ВК; 3 — контрзеркало; 4 —
спектрораздельный фильтр 5 — фотоприемник ОК; 6 — обойма 7 коллектор 8 — корригирующая линза 9 — бленда 10 — главное зеркало — карданов подвес. Обтекатель, как оптический компонент, является слабой отрицательной (рассеивающей) линзой. Он выполнен в виде мениска,
ограниченного двумя сферическими поверхностями, из ИК-прозрачного материала с высокой излучательностью, теплопроводностью и
теплоёмкостью.
2. Главное зеркало образовано сферической поверхностью торца магнита ротора гироскопа. В качестве отражательного слоя используется пленка серебра. Корригирующая линза — афокальная линза (с фокусом в бесконечность) выполняет функцию коррекции искажений оптического потока возникающих из-за неточностей изготовления линз и
немонохромности потока. Контрзеркало — фокусирующий элемент с отражающей плёнкой
1 — обтекатель 2 — фотоприемник ВК; 3 — контрзеркало; 4 —
спектрораздельный фильтр 5 — фотоприемник ОК; 6 — обойма 7 коллектор 8 — корригирующая линза 9 — бленда 10 — главное зеркало — карданов подвес. Обтекатель, как оптический компонент, является слабой отрицательной (рассеивающей) линзой. Он выполнен в виде мениска,
ограниченного двумя сферическими поверхностями, из ИК-прозрачного материала с высокой излучательностью, теплопроводностью и
теплоёмкостью.
2. Главное зеркало образовано сферической поверхностью торца магнита ротора гироскопа. В качестве отражательного слоя используется пленка серебра. Корригирующая линза — афокальная линза (с фокусом в бесконечность) выполняет функцию коррекции искажений оптического потока возникающих из-за неточностей изготовления линз и
немонохромности потока. Контрзеркало — фокусирующий элемент с отражающей плёнкой
серебра. Спектроразделительный фильтр — оптический компонент,
выполненный из специального стекла, прозрачного для излучения с λ = 2,6–
6,5 мкм и отражающего сигналы с λ = 0,46–4 мкм.
Таким образом, инфракрасное излучение истинных и ложных целей,
попавших в узкое поле зрения объектива, слабо рассевается обтекателем,
обеспечивая засветку рабочей поверхности главного зеркала при наличии ошибки слежения (при отсутствии ошибки излучение экранируется корпусом бленды объектива).
Отразившись от главного зеркала, оптический поток проходит через корригирующую линзу на контрзеркало. Коррекцией устраняются отклонения потока от заданного направления (погрешности изображения аберрации).
Отразившись от контрзеркала, оптический поток направляется на спектроразделительный фильтр. Благодаря фильтру инфракрасное излучение истинной цели фокусируется в пятно диаметром 1 мм в фокальной плоскости основного спектрального канала, а инфракрасное излучение ложных тепловых целей (ЛТЦ) и помех фокусируется в фокальной плоскости вспомогательного спектрального канала.
Важно, что положение пятна в фокальной плоскости однозначно
характеризует направление и величину рассогласования между оптической
осью объектива и линией визирования ракета — цельте. определяет
ошибку слежения).
Фотоприёмник
Фотоприёмник координатора
ОГС Э предназначен для
преобразования информации об ошибке слежения, заложенной в
положении теплового пятна в фокальной плоскости объектива, в
электрический сигнал.
Он представляет собой двухканальный оптический детектор,
имеющий:
• основной канал с охлаждаемым фоторезистором для сигналов поражаемых целей вспомогательный канал для сигналов помех.
Каждый канал фотоприемника состоит) из модулятора) фоторезистора (в ОК — с системой охлаждения
3) предварительного усилителя) схемы автоматической регулировки усиления.
Все элементы фотоприёмника также размещены навалу ротора гироскопа и вращаются с ним относительно статора с частотой f
2
= 100 Гц допуска и f
2
+ f
3
= 112–120 Гц — в полёте, обеспечивая стабильную частоту сканирования цели f
ск
= 100 Гц. Модулятор представляет собой непрозрачную маску с
прямоугольным окном, нанесенную на фоточувствительный слой фоторезистора. При такой форме растра модулятора реализуется импульсный метод модуляции теплового потока. Период повторения тепловых импульсов будет равен T = сказа начало отсчета периода принимается связанная ось ОгУг (направленная вертикально вверх).
При этом информация об ошибке слежения содержится во временном положении импульса в периоде сканирования (н) как направление ошибки слежения (ε);
• в длительности импульса (и) как величина ошибки слежения (Очевидно, что чем дальше тепловое пятно от центра диска, тем больше линейная скорость пересечения им окна, тем меньше длительность импульса = S/2πR
n
× T
ск
,
где S — ширина окна п расстояние от центра диска до пятна Т
ск
— период сканирования
выполненный из специального стекла, прозрачного для излучения с λ = 2,6–
6,5 мкм и отражающего сигналы с λ = 0,46–4 мкм.
Таким образом, инфракрасное излучение истинных и ложных целей,
попавших в узкое поле зрения объектива, слабо рассевается обтекателем,
обеспечивая засветку рабочей поверхности главного зеркала при наличии ошибки слежения (при отсутствии ошибки излучение экранируется корпусом бленды объектива).
Отразившись от главного зеркала, оптический поток проходит через корригирующую линзу на контрзеркало. Коррекцией устраняются отклонения потока от заданного направления (погрешности изображения аберрации).
Отразившись от контрзеркала, оптический поток направляется на спектроразделительный фильтр. Благодаря фильтру инфракрасное излучение истинной цели фокусируется в пятно диаметром 1 мм в фокальной плоскости основного спектрального канала, а инфракрасное излучение ложных тепловых целей (ЛТЦ) и помех фокусируется в фокальной плоскости вспомогательного спектрального канала.
Важно, что положение пятна в фокальной плоскости однозначно
характеризует направление и величину рассогласования между оптической
осью объектива и линией визирования ракета — цельте. определяет
ошибку слежения).
Фотоприёмник
Фотоприёмник координатора
ОГС Э предназначен для
преобразования информации об ошибке слежения, заложенной в
положении теплового пятна в фокальной плоскости объектива, в
электрический сигнал.
Он представляет собой двухканальный оптический детектор,
имеющий:
• основной канал с охлаждаемым фоторезистором для сигналов поражаемых целей вспомогательный канал для сигналов помех.
Каждый канал фотоприемника состоит) из модулятора) фоторезистора (в ОК — с системой охлаждения
3) предварительного усилителя) схемы автоматической регулировки усиления.
Все элементы фотоприёмника также размещены навалу ротора гироскопа и вращаются с ним относительно статора с частотой f
2
= 100 Гц допуска и f
2
+ f
3
= 112–120 Гц — в полёте, обеспечивая стабильную частоту сканирования цели f
ск
= 100 Гц. Модулятор представляет собой непрозрачную маску с
прямоугольным окном, нанесенную на фоточувствительный слой фоторезистора. При такой форме растра модулятора реализуется импульсный метод модуляции теплового потока. Период повторения тепловых импульсов будет равен T = сказа начало отсчета периода принимается связанная ось ОгУг (направленная вертикально вверх).
При этом информация об ошибке слежения содержится во временном положении импульса в периоде сканирования (н) как направление ошибки слежения (ε);
• в длительности импульса (и) как величина ошибки слежения (Очевидно, что чем дальше тепловое пятно от центра диска, тем больше линейная скорость пересечения им окна, тем меньше длительность импульса = S/2πR
n
× T
ск
,
где S — ширина окна п расстояние от центра диска до пятна Т
ск
— период сканирования
Рис. 23. Формирование сигнала ошибки слежения в зависимости от
положения пятна
Рис.
24. Чувствительность фоторезисторов основного
и
вспомогательного каналов
положения пятна
Рис.
24. Чувствительность фоторезисторов основного
и
вспомогательного каналов
Рис. 25. Устройство фоторезистора основного канала. Фоторезистор — полупроводник, обладающий свойством фотопроводимости, те. способностью генерировать электронно-дырочные пары при поглощении тепловых фотонов. Спектральная чувствительность фоторезистора определяется материалом и температурой полупроводника.
В качестве фоторезистора основного канала используется монокристалл антимонида индия, охлажденный до температуры 77 К (–
196 °C) для повышения спектральной чувствительности в области 5 мкм.
Система охлаждения фоторезистора основного канала работает по принципу дросселирования сжатого газообразного азота до перехода его в жидкую фазу скип. В качестве источника азота, сжатого до атм, используется баллон наземного источника питания. При нахождении ракеты в пусковой трубе баллон газопроводом соединяется с
микрохолодильником брызгающего типа.
Жидкий азот с выхода микрохолодильника омывает основание фоторезистора и пропитывает набивку накопителя жидкого азота,
обеспечивая требуемую температуру фоторезистора в течение заданного времени.
Под действием тепловых импульсов цели в рабочей цепи фоторезистора будет протекать импульсный ток, те. произойдет детектирование модулированного теплового потока — преобразование ошибки слежения в синхронный электрический сигнал
В качестве фоторезистора основного канала используется монокристалл антимонида индия, охлажденный до температуры 77 К (–
196 °C) для повышения спектральной чувствительности в области 5 мкм.
Система охлаждения фоторезистора основного канала работает по принципу дросселирования сжатого газообразного азота до перехода его в жидкую фазу скип. В качестве источника азота, сжатого до атм, используется баллон наземного источника питания. При нахождении ракеты в пусковой трубе баллон газопроводом соединяется с
микрохолодильником брызгающего типа.
Жидкий азот с выхода микрохолодильника омывает основание фоторезистора и пропитывает набивку накопителя жидкого азота,
обеспечивая требуемую температуру фоторезистора в течение заданного времени.
Под действием тепловых импульсов цели в рабочей цепи фоторезистора будет протекать импульсный ток, те. произойдет детектирование модулированного теплового потока — преобразование ошибки слежения в синхронный электрический сигнал
Рис. 26. Получение импульсов тока вцепи фоторезистора
Во вспомогательном канале используется неохлажденный фоторезистор на основе сернистого свинца, чувствительный к излучению ложных тепловых целей с максимумом 2–3 мкм. Предварительный усилитель представляет собой широкополосный усилитель низкой частоты, позволяющий усилить информационный сигнал до уровня надёжной работы последующих устройств преобразовать сигнал ошибки слежения из импульсной формы
(видеосигнал постоянного тока с бесконечным спектром частот) в сигнал переменного тока со значительно сокращенным диапазоном частот.
Выходной сигнал предварительного усилителя имеет сложную форму и содержит в себе множество гармонических колебаний, в том числе и первую гармонику частоты сканирования, которая в дальнейшем используется в качестве информационного сигнала об ошибке слежения за целью.
Для выделения первой гармоники и применяют последовательное сокращение диапазона частот сигнала ошибки слежения с помощью предварительного усилителя, избирательного усилителя, амплитудного детектора, усилителя коррекции СКЦ.
Во вспомогательном канале используется неохлажденный фоторезистор на основе сернистого свинца, чувствительный к излучению ложных тепловых целей с максимумом 2–3 мкм. Предварительный усилитель представляет собой широкополосный усилитель низкой частоты, позволяющий усилить информационный сигнал до уровня надёжной работы последующих устройств преобразовать сигнал ошибки слежения из импульсной формы
(видеосигнал постоянного тока с бесконечным спектром частот) в сигнал переменного тока со значительно сокращенным диапазоном частот.
Выходной сигнал предварительного усилителя имеет сложную форму и содержит в себе множество гармонических колебаний, в том числе и первую гармонику частоты сканирования, которая в дальнейшем используется в качестве информационного сигнала об ошибке слежения за целью.
Для выделения первой гармоники и применяют последовательное сокращение диапазона частот сигнала ошибки слежения с помощью предварительного усилителя, избирательного усилителя, амплитудного детектора, усилителя коррекции СКЦ.
Рис. 27. Спектральное преобразование сигнала ошибки слежения. Схема автоматической регулировки усиления представляет собой отрицательную обратную связь, изменяющую коэффициент усиления предварительных усилителей и тем самым стабилизирующую параметры сигнала ошибки при изменении мощности принимаемого излучения.
Таким образом, тепловое излучение цели и помех, сфокусированное объективом, проецируется в виде пятен малого размера на диски модуляторов соответственно основного и вспомогательного каналов фотоприёмника.
Благодаря тому, что диски модуляторов размещены в фокальных плоскостях объектива и ось их вращения совпадает сего оптической осью,
положение пятна на диске однозначно характеризует угловое рассогласование между линией визирования и оптической осью объектива,
т. е. ошибку слежения координатора. Благодаря вращению и специальной форме прозрачного окна дисков происходит круговое сканирование положения цели (и ЛТЦ) в пределах поля зрения ОГС и преобразование информации об ошибке слежения из пространственного видав импульсную модуляцию теплового потока.
Охлаждаемый фоторезистор основного канала преобразует модулированный тепловой поток цели в синхронный импульсный электрический сигнал постоянного тока. Причем в длительности импульса содержится информация о величине, а во временном положении импульса в периоде сканирования — о направлении ошибки слежения за целью.
Предварительный усилитель преобразует сигнал постоянного тока вцепи фоторезистора в сигнал переменного тока, содержащий в себе первую гармонику частоты сканирования. Амплитуда сигнала частоты
Таким образом, тепловое излучение цели и помех, сфокусированное объективом, проецируется в виде пятен малого размера на диски модуляторов соответственно основного и вспомогательного каналов фотоприёмника.
Благодаря тому, что диски модуляторов размещены в фокальных плоскостях объектива и ось их вращения совпадает сего оптической осью,
положение пятна на диске однозначно характеризует угловое рассогласование между линией визирования и оптической осью объектива,
т. е. ошибку слежения координатора. Благодаря вращению и специальной форме прозрачного окна дисков происходит круговое сканирование положения цели (и ЛТЦ) в пределах поля зрения ОГС и преобразование информации об ошибке слежения из пространственного видав импульсную модуляцию теплового потока.
Охлаждаемый фоторезистор основного канала преобразует модулированный тепловой поток цели в синхронный импульсный электрический сигнал постоянного тока. Причем в длительности импульса содержится информация о величине, а во временном положении импульса в периоде сканирования — о направлении ошибки слежения за целью.
Предварительный усилитель преобразует сигнал постоянного тока вцепи фоторезистора в сигнал переменного тока, содержащий в себе первую гармонику частоты сканирования. Амплитуда сигнала частоты
сканирования несёт информацию о величине, а фаза — о направлении ошибки слежения.
Охлаждение фоторезистора до температуры –196 °C позволяет не только задать спектральный диапазон излучения поражаемых целей, но и значительно повысить чувствительность фотоприёмника на фоне тепловых помех. Охлаждающее устройство фоторезистора основного канала дросселирует сжатый до 350 атм азот, хранящийся в баллоне наземного источника питания. При понижении давления азот переходит в жидкое состояние с температурой –196 °C (77 К, охлаждает фоторезистор и накапливается в специальном корпусе с набивкой. Охлаждающее устройство обеспечивает достижение заданной температуры фоторезистора за 4,5 с перед пуском и подержание её в течение 14 с после пуска.
Неохлаждаемый фоторезистор вспомогательного канала чувствителен к тепловому излучению ложных тепловых целей (ЛТЦ) и аналогично преобразует его в электрический сигнал.
Повышению качества сигнала ошибки слежения, а в целом и наведения ракеты нацель способствует и автоматическая регулировка усиления, работающая по сигналу предварительного ПУок. Сигнал ошибки слежения за целью с выхода фотоприемника основного канала поступает на схему переключения и схему ближней зоны электронного блока ОГС.
Сигнал ЛТЦ с выхода фотоприемника вспомогательного канала поступает на схему переключения.
Охлаждение фоторезистора до температуры –196 °C позволяет не только задать спектральный диапазон излучения поражаемых целей, но и значительно повысить чувствительность фотоприёмника на фоне тепловых помех. Охлаждающее устройство фоторезистора основного канала дросселирует сжатый до 350 атм азот, хранящийся в баллоне наземного источника питания. При понижении давления азот переходит в жидкое состояние с температурой –196 °C (77 К, охлаждает фоторезистор и накапливается в специальном корпусе с набивкой. Охлаждающее устройство обеспечивает достижение заданной температуры фоторезистора за 4,5 с перед пуском и подержание её в течение 14 с после пуска.
Неохлаждаемый фоторезистор вспомогательного канала чувствителен к тепловому излучению ложных тепловых целей (ЛТЦ) и аналогично преобразует его в электрический сигнал.
Повышению качества сигнала ошибки слежения, а в целом и наведения ракеты нацель способствует и автоматическая регулировка усиления, работающая по сигналу предварительного ПУок. Сигнал ошибки слежения за целью с выхода фотоприемника основного канала поступает на схему переключения и схему ближней зоны электронного блока ОГС.
Сигнал ЛТЦ с выхода фотоприемника вспомогательного канала поступает на схему переключения.
1 2 3 4 5 6 7 8 9 ... 21
Следящая система координатора цели
Следящая система предназначена для автоматического слежения координатора за целью и на основе этого определения угловой скорости линии визирования, необходимой для реализации метода пропорционального сближения при наведении ракеты в упрежденную точку встречи с целью.
Для этого следящая система решает следующие задачи. Непрерывно автоматически совмещает оптическую ось координатора (Х
К
) с линией визирования цели (Х
В
), те. сводит ошибку слежения координатора к нулю (Δ
ε
→ 0).
Рис. 28. К работе следящей системы координатора цели. При Δε → 0 появляется возможность измерения угловой скорости виртуальной линии визирования (в) как угловой скорости поворота самого координатора (к, те. в = к. При использовании гироскопического привода координатора угловая скорость его прецессии (поворота координатора) пропорциональна величине внешнего управляющего момента, а последний пропорционален ошибке слежения, те. в ≈ Δε.
4. При реализации метода пропорционального сближения за параметр управления (ошибку наведения Δφ(t)) принимается в, а система наведения ракеты нацель будет стремиться свести ошибку наведения к нулю путём изменения угла пеленга φ, те. В системе наведения ракеты нацель следящий координатор является датчиком ошибки наведения, а автопилот — следящим приводом. Поэтому в качестве управляющего сигнала для автопилота используется сигнал ошибки слежения координатора, те. U
ВХ
АП
= Структурно следящая система координатора построена по классической схеме, в которой сточки зрения автоматического управления. Объектив одновременно выполняет роль датчика цели (положения линии визирования в) и датчика отрицательной обратной связи (положения оптической оси координатора к. Фотоприёмник выполняет роль алгебраического сумматора,
формирующего электрический сигнал рассогласования (ошибки слежения координатора Δε = в
— к. Электронный блок выполняет роль усилительно- преобразовательного тракта, формирующего электрические управляющие сигналы для исполнительного элемента следящей системы координатора) и автопилота в Причем UΔε = U × в. Статорные катушки коррекции гироскопа выполняют роль исполнительного элемента, создающего электромагнитный внешний момент ротора. Ротор гироскопа является объектом управления следящей системы.
Под действием внешнего момента он прецессирует в сторону уменьшения ошибки слежения. Так как координатор цели механически связан с ротором гироскопа,
то следящая система заставляет его непрерывно сопровождать цель оптической осью и на основе этого формирует сигнал угловой скорости линии визирования для автопилота.
Для обеспечения боевого применения ракеты следящий координатор имеет ещё две вспомогательные системы автоматического управления. Система арретирования координатора предназначена для
принудительного совмещения при прицеливании оптической
оси
координатора с линией прицеливания пусковой трубы, чем обеспечивается захват цели узким полем зрения ОГС. Причем линия прицеливания наклонена вниз на 10° относительно продольной оси пусковой трубы, что исключает удар ракеты о землю при старте.
Рис. 29. К работе системы арретирования координатора Принцип работы этой системы основан на использовании катушки пеленга, размещенной на статоре гироскопа, и катушки заклона,
размещенной в блоке датчиков пусковой трубы. Постоянный магнит ротора наводит в катушке пеленга синусоидальный сигнал, характеризующий направление (фазу) и величину (амплитуду) отклонения оптической оси от продольной оси ракеты (угол пеленга φ). Катушка заклона, включенная встречно с катушкой пеленга, формирует синусоидальный сигнал,
характеризующий заданное отклонение линии прицеливания от продольной оси ракеты (–10°). Таким образом, разностный сигнал двух катушек значит ошибку арретирования оптической оси относительно линии прицеливания (Δ
арр
).
При прицеливании сигнал ошибки арретирования подается на вход следящей системы координатора и отрабатывается ею до Δ
арр
= оптическая ось удерживается на линии прицеливания. При нажатии на спусковой крючок и загорании сигнальной лампочки захвата цели от следящей системы отключается сигнал ошибки арретирования, а подключается сигнал ошибки слежения координатора (Δε).
2. Система разгона и стабилизации оборотов ротора гироскопа
предназначена для задания стабильной частоты сканирования цели f
2
= 100
Гц.
Для этого система должна допуска ракеты разогнать ротор гироскопа до 100 оборотов в секунду относительно статора (корпуса ракеты) и поддерживать этот уровень припуске ракеты система и статор начинают вращаться со скоростью об/с (f
3
= 12–20 Гц) в противоположном вращению ротора направлении. Чтобы сохранить неизменной частоту сканирования относительно цели, система должна увеличить частоту вращения ротора относительно статора на и стабилизировать ее на этом уровне.
Принцип работы этой системы основан на использовании катушек вращения (КВ, размещенных на статоре гироскопа. При разгоне автоматика последовательно запитывает катушки, и они создают вращающееся магнитное поле, увлекающее за собой ротор с постоянным магнитом. При стабилизации оборотов ротора система сравнивает заданную частоту вращения с фактической и формирует в катушках вращения управляющие сигналы тока определенной фазы и величины.
Магнитное поле, создаваемое катушками, притормаживает или ускоряет вращение ротора Электронные элементы следящего координатора размещены в электронном блоке ОГС. К ним относятся) следящая система схема переключения избирательный усилитель амплитудный детектор фазовращатель усилитель коррекции схема ближней зоны) система стабилизации оборотов ротора частотомер усилитель.
Схема переключения предназначена для логической и временной селекции сигнала истинной цели, в том числе в условиях отстрела противником ЛТЦ с интервалом более 0,3 си превышением мощности излучения ЛТЦ над мощностью излучения цели до 6 раз.
Логика работы этой схемы следующая при отстреле ЛТЦ появляется мощный источник излучения,
уходящий от целина выходе вспомогательного канала координатора появится электрический сигнал, враз превышающий по уровню сигнал на выходе основного канала схема переключения сформирует пропускной строб (импульс),
временное положение которого в периоде сканирования связано с временным положением импульса истинной цели пропускной строб подключит выход фотоприёмника к следящей системе только на время прохождения импульса истинной цели и исключит перезахват ЛТЦ.
Избирательный усилитель и амплитудный
детектор
предназначены для выделения из сложного сигнала цели первой гармоники частоты сканирования, несущей в себе информацию об ошибке слежения.
Усилитель коррекции предназначен для качественного усиления по напряжению и мощности сигнала ошибки слежения на частоте сканирования и запитки им катушек коррекции гироскопа, входов
автопилота и цепей пусковой трубы и пускового механизма.
Усилитель коррекции состоит из предварительного усилителя напряжения и усилителя мощности (тока Рис. 30. Логическая и временная селекция истинной цели
Предусилитель обеспечивает избирательное, качественное (без искажений) усиление сигналов в полосе пропускания 60–150 Гц, те. на частоте сканирования.
Для этого он имеет активные фильтры нижних и верхних частот, охваченные положительной обратной связью и задающие полосу пропускания эмиттерные повторители, согласующие входное и выходное сопротивление усилителя динамическую нагрузку, обеспечивающую температурную компенсацию отрицательную обратную связь по постоянному и переменному току,
обеспечивающую стабильность параметров усиления и улучшение синусоидальности выходного напряжения.
Схема ближней зоны предназначена для повышения надёжности сопровождения цели при малых расстояниях доне. При этом увеличиваются интенсивность излучения и размеры пятна, что приводит к изменению параметров импульсов на выходе фотосопротивления.
Частотомер ССО предназначен для сравнения заданной и фактической частоты вращения ротора гироскопа (частоты сканирования) и выработки импульсного управляющего напряжения, фаза которого дат направление, а амплитуда — величину подкрутки ротора.
Принцип работы частотомера следующий постоянный магнит ротора гироскопа индуцирует в обмотках генератора опорного напряжения (ГОН) синусоидальную ЭДС, частота которой характеризует фактическую частоту вращения ротора сигнал ГОН поступает в частотомер и преобразуется:
а) с помощью дифференцирующей цепи — в последовательность импульсов;
б) с помощью счётчика (накопителя) импульсов — в постоянное напряжение факт, величина которого характеризует фактическую частоту вращения;
в) с помощью суммирующего усилителя — в разностный сигнал ±ΔU
= факт — зад, причем зад формируется схемой ИЛИ допуска (нет вращения ракеты) соответствующим f
2
, а после пуска — соответствующим + f
3
те характеризует величину превышения или уменьшения скорости вращения ротора относительно заданной допуска и после пуска);
г) с помощью электронного ключа, коммутируемого напряжением
ГОН, постоянное напряжение ±ΔU преобразуется в импульсное управляющее напряжение упр, характеризующее необходимую величину подкрутки или торможения ротора.
Усилитель ССО предназначен для усиления управляющего сигнала по напряжению и току и запитки им катушек вращения гироскопа. Катушки вращения создадут магнитное поле, при взаимодействии которого с постоянным магнитом ротора будет поддерживаться заданная частота вращения.
Функционирование системы разгона и стабилизации оборотов ротора
гироскопа
1. В исходном состоянии ротор гироскопа, а значит полюса постоянного магнита и создаваемый ими магнитный поток Ф
г
, имеют случайную ориентацию. При приведении в действие наземного источника питания электрическое питание выдаётся на блок датчиков пусковой трубы,
электронный блок пускового механизма и ОГС ракеты. В зависимости от ориентации Ф
г1
один из двух датчиков положения размещенных диаметрально по окружности пусковой трубы, сформирует электрический сигнал управления U
у
и выдаст его в блок разгона пускового механизма. Под действием у в блоке разгона сработает один из двухэлектронных ключей и выдаст питание соответственно на одну из двух статорных катушек вращения гироскопа (КВ. В результате взаимодействия магнитных полей КВ и постоянного магнита возникает вращающий момент и начинается раскрутка ротора гироскопа. В последующем через каждые 180° поворота ротора срабатывает другой датчик положения и соответствующая КВ. За время не более 5 с ротор раскручивается до 100 оборотов в секунду, блок разгона отключается, а поддержание вращения возлагается на систему стабилизации оборотов (ССО) ОГС
Рис. 31. К работе системы стабилизации оборотов ротора Принципиально переключение катушек вращения происходит следующим образом:
А. Пусть ротор гироскопа имеет случайную ориентацию, как на рис. 32, и тогда постоянный магнит ротора создает магнитный поток Ф
г
Б. Магнитные сердечники индуктивных датчиков положения (ДП имеют некоторую исходную намагниченность и создают магнитные потоки
Ф
дп1,2
В. Ф
г
, замыкаясь через сердечники датчиков, изменяет их намагниченность Ф
дп1
— ½Ф
г
;
• Ф
дп2
+ ½Ф
г
Таким образом, в этом положении ротора максимальную намагниченность приобретет сердечник ДП2 (т. к. Ф
дп2
+ ½Ф
г
), а значит его индуктивное сопротивление X
L2
станет минимальными, соответственно,
увеличится ток вцепи ВЧ генератора, выпрямителя и падение напряжения на п, приложенное к базе транзисторного ключа Г. Срабатывая, ключ пропустит ток через соответствующую катушку вращения — КВ2.
Рис. 32. Работа системы разгона ротора гироскопа. Задание и стабилизация оборотов гироскопа необходимы для поддержания частоты сканирования цели в узкой полосе пропускания усилительно-преобразовательного тракта сигнала ошибки наведения ракеты. Мы уже говорили, что частота сканирования цели принята равной Гц и поэтому обороты ротора должны быть 100 об/с — допуска (нет вращения корпуса ракеты 120 об/с — в полёте (так как корпус ракеты вращается относительно продольной оси в противоположном ротору направлении
9. Датчиком фактической частоты вращения ротора является обмотка генератора опорных напряжений (ГОН, размещенная на статоре гироскопа. Магнит ротора наводит в ней синусоидальную ЭДС
фактической частоты (факт, которая прикладывается ко входу частотомера
ССО.
10. В частотомере происходит:
а) сравнение факт с требуемой (треб) и преобразование информации об ошибке (Δf) в двуполярное постоянное напряжение, величина которого характеризует величину f, а полярность — необходимость разгона или торможения;
б) преобразование постоянного напряжения в импульсное с частотой
ГОН (факт. Усилитель ССО усиливает управляющий сигнал по мощности,
изменяет его форму на колоколообразную и запитывает катушки вращения гироскопа. Катушки вращения создают магнитное поле, притормаживающее или ускоряющее ротор.
Функционирование системы арретирования координатора цели
После разгона ротора гироскопа автомат разарретирования и пуска
(АРП) пускового механизма обеспечивает коммутацию цепей включения в работу системы арретирования.
При этом. Если оптическая ось координатора произвольно отклонена от продольной оси ракеты на некоторый угол пеленга Ψ, то постоянный магнит ротора, вращаясь, будет индуцировать:
а) в статорной обмотке пеленга синусоидальную ЭДС, амплитуда которой несет информацию о величине, а фаза — о направлении отклонения;
б) в обмотке заклона, размещенной в блоке датчиков пусковой трубы,
синусоидальную ЭДС, амплитуда и фаза которой задают отклонение линии прицеливания от продольной оси ракеты на 10° вниз. Так как обмотки включены встречно, то их разностный сигнал ошибки арретирования (Δ
арр
), отработанный до нуля следящим приводом координатора, обеспечит удержание оптической осина линии прицеливания
3. После прицеливания, нажатия на пусковой крючок и захвата цели
(загорания лампочки) от следящего привода отключается сигнал ошибки арретирования Δ
арр
, формируемый ССО (координатор разарретируется), и подключается сигнал ошибки слежения Δε, формируемый КЦ (координатор начинает следить за целью).
Если излучение от целине превышает сигнал фона, то АРП обеспечит периодическое арретирование гироскопа (лампочка мигает) и возможность захвата цели.
Функционирование следящего координатора цели при сопровождении
цели
1. Благодаря размещению координатора целина вращающемся роторе гироскопа осуществляется круговое сканирование положения цели относительно оптической оси в пределах поля зрения со стабильной частотой. Тепловое излучение цели, фона и ЛТЦ селектируется и фокусируется оптической системой в виде пятен малого размера (1 мм) в фокальных плоскостях основного (цели) и вспомогательного (помех)
каналов координатора. Положение пятен однозначно характеризует пространственное положение цели и помех относительно оптической оси координатора (ошибку слежения. С помощью фотоприёмника сфокусированные тепловые потоки цели и помех подвергаются импульсной модуляции и преобразованию в информационные электрические периодические сигналы ошибки слежения. Причем важно, что в спектре сигнала цели содержится первая
гармоника частоты сканирования
(f
скан
), амплитуда
которой
характеризует величину, а изменение фазы в периоде сканирования
(Т
скан
) — направление ошибки слежения за целью (Δε).
4. Сигналы с выходов основного и вспомогательного каналов координатора поступают на схему переключения (СП) следящей системы,
которая обеспечивает защиту от ЛТЦ путём стробирования (временной селекции) в периоде сканирования только сигнала цели. Сигнал цели с выхода СП поступает:
а) на избирательный усилитель;
б) на обнаружитель цели АРП пускового механизма. Избирательный усилитель и амплитудный детектор используются для выделения из сложного сигнала цели информационного сигнала первой гармоники частоты сканирования. Фазовращатель компенсирует временную задержку информационного сигнала в электронном блоке для управления в реальном масштабе времени. В усилителе коррекции происходит повышение качества и мощности сигнала ошибки слежения. Как мы уже знаем, сигнал на выходе усилителя коррекции U
ук
является:
а) управляющим для исполнительного элемента следящей системы катушки коррекции;
б) задающим для системы автоматического управления рулями —
автопилота;
в) информационным для схем логической коммутации пускового механизма — автомата разарретирования и пуска. Катушка коррекции создает внутри статора магнитное поле, вектор напряженности которого (к) совпадает с продольной осью ракеты, а его направление и величина изменяются по закону сигнала ошибки слежения,
т. е. к ≈ U
ук
Рис. 33. Использование свойства прецессии гироскопа:
ω
пр
— вектор угловой скорости прецессии (коррекции СКЦ);
вращается с р и М
вн
;
m
р
— вектор магнитного момента постоянного магнита (связан с
линией раздела полюсов магнита и согласован с
положением
фотосопротивления; вращается с Р имеет постоянную величину Н — вектор кинетического момента ротора (имеет постоянную
величину и направление совпадает с осью вращения ротора);
h
к
— вектор напряженности магнитного поля катушек коррекции
(совпадает с продольной осью ракеты изменяет величину и направление
по сигналу ошибки слежения);
М
вн
— вектор внешнего момента, создаваемый взаимодействием
магнитных полей катушек коррекции и постоянного магнита (вращается
с Р изменяет величину по сигналу ошибки слежения точно привязан к
положению фотосопротивления);
ω
р
, пр — угловая скорость и направление вращения ротора и
прецессии ротора, S — полюса постоянного магнита;
ФС — фотосопротивление
В результате взаимодействия магнитных полей катушки коррекции и постоянного магнита ротора (характеризующегося вектором магнитного момента р) возникает внешний электромагнитный момент (M
вн
),
приложенный к ротору гироскопа (правило трех пальцев правой руки если указательный палец направить пора согнутый на 90° средний палец по
h
к
, то большой палец укажет M
вн
). Учитывая, что магнит и его вращаются и что к изменяется по синусоидальному закону ошибки слежения, можно представить эпюру изменения величины и направления
M
вн
за один оборот ротора. Видно, что равнодействующая (ΣM
1 2 3 4 5 6 7 8 9 ... 21
4. При реализации метода пропорционального сближения за параметр управления (ошибку наведения Δφ(t)) принимается в, а система наведения ракеты нацель будет стремиться свести ошибку наведения к нулю путём изменения угла пеленга φ, те. В системе наведения ракеты нацель следящий координатор является датчиком ошибки наведения, а автопилот — следящим приводом. Поэтому в качестве управляющего сигнала для автопилота используется сигнал ошибки слежения координатора, те. U
ВХ
АП
= Структурно следящая система координатора построена по классической схеме, в которой сточки зрения автоматического управления. Объектив одновременно выполняет роль датчика цели (положения линии визирования в) и датчика отрицательной обратной связи (положения оптической оси координатора к. Фотоприёмник выполняет роль алгебраического сумматора,
формирующего электрический сигнал рассогласования (ошибки слежения
координатора Δε = в
— к. Электронный блок выполняет роль усилительно- преобразовательного тракта, формирующего электрические управляющие сигналы для исполнительного элемента следящей системы координатора) и автопилота в Причем UΔε = U × в. Статорные катушки коррекции гироскопа выполняют роль исполнительного элемента, создающего электромагнитный внешний момент ротора. Ротор гироскопа является объектом управления следящей системы.
Под действием внешнего момента он прецессирует в сторону уменьшения ошибки слежения. Так как координатор цели механически связан с ротором гироскопа,
то следящая система заставляет его непрерывно сопровождать цель оптической осью и на основе этого формирует сигнал угловой скорости линии визирования для автопилота.
Для обеспечения боевого применения ракеты следящий координатор имеет ещё две вспомогательные системы автоматического управления. Система арретирования координатора предназначена для
принудительного совмещения при прицеливании оптической
оси
координатора с линией прицеливания пусковой трубы, чем обеспечивается захват цели узким полем зрения ОГС. Причем линия прицеливания наклонена вниз на 10° относительно продольной оси пусковой трубы, что исключает удар ракеты о землю при старте.
Рис. 29. К работе системы арретирования координатора
— к. Электронный блок выполняет роль усилительно- преобразовательного тракта, формирующего электрические управляющие сигналы для исполнительного элемента следящей системы координатора) и автопилота в Причем UΔε = U × в. Статорные катушки коррекции гироскопа выполняют роль исполнительного элемента, создающего электромагнитный внешний момент ротора. Ротор гироскопа является объектом управления следящей системы.
Под действием внешнего момента он прецессирует в сторону уменьшения ошибки слежения. Так как координатор цели механически связан с ротором гироскопа,
то следящая система заставляет его непрерывно сопровождать цель оптической осью и на основе этого формирует сигнал угловой скорости линии визирования для автопилота.
Для обеспечения боевого применения ракеты следящий координатор имеет ещё две вспомогательные системы автоматического управления. Система арретирования координатора предназначена для
принудительного совмещения при прицеливании оптической
оси
координатора с линией прицеливания пусковой трубы, чем обеспечивается захват цели узким полем зрения ОГС. Причем линия прицеливания наклонена вниз на 10° относительно продольной оси пусковой трубы, что исключает удар ракеты о землю при старте.
Рис. 29. К работе системы арретирования координатора
Принцип работы этой системы основан на использовании катушки пеленга, размещенной на статоре гироскопа, и катушки заклона,
размещенной в блоке датчиков пусковой трубы. Постоянный магнит ротора наводит в катушке пеленга синусоидальный сигнал, характеризующий направление (фазу) и величину (амплитуду) отклонения оптической оси от продольной оси ракеты (угол пеленга φ). Катушка заклона, включенная встречно с катушкой пеленга, формирует синусоидальный сигнал,
характеризующий заданное отклонение линии прицеливания от продольной оси ракеты (–10°). Таким образом, разностный сигнал двух катушек значит ошибку арретирования оптической оси относительно линии прицеливания (Δ
арр
).
При прицеливании сигнал ошибки арретирования подается на вход следящей системы координатора и отрабатывается ею до Δ
арр
= оптическая ось удерживается на линии прицеливания. При нажатии на спусковой крючок и загорании сигнальной лампочки захвата цели от следящей системы отключается сигнал ошибки арретирования, а подключается сигнал ошибки слежения координатора (Δε).
2. Система разгона и стабилизации оборотов ротора гироскопа
предназначена для задания стабильной частоты сканирования цели f
2
= 100
Гц.
Для этого система должна допуска ракеты разогнать ротор гироскопа до 100 оборотов в секунду относительно статора (корпуса ракеты) и поддерживать этот уровень припуске ракеты система и статор начинают вращаться со скоростью об/с (f
3
= 12–20 Гц) в противоположном вращению ротора направлении. Чтобы сохранить неизменной частоту сканирования относительно цели, система должна увеличить частоту вращения ротора относительно статора на и стабилизировать ее на этом уровне.
Принцип работы этой системы основан на использовании катушек вращения (КВ, размещенных на статоре гироскопа. При разгоне автоматика последовательно запитывает катушки, и они создают вращающееся магнитное поле, увлекающее за собой ротор с постоянным магнитом. При стабилизации оборотов ротора система сравнивает заданную частоту вращения с фактической и формирует в катушках вращения управляющие сигналы тока определенной фазы и величины.
Магнитное поле, создаваемое катушками, притормаживает или ускоряет вращение ротора
размещенной в блоке датчиков пусковой трубы. Постоянный магнит ротора наводит в катушке пеленга синусоидальный сигнал, характеризующий направление (фазу) и величину (амплитуду) отклонения оптической оси от продольной оси ракеты (угол пеленга φ). Катушка заклона, включенная встречно с катушкой пеленга, формирует синусоидальный сигнал,
характеризующий заданное отклонение линии прицеливания от продольной оси ракеты (–10°). Таким образом, разностный сигнал двух катушек значит ошибку арретирования оптической оси относительно линии прицеливания (Δ
арр
).
При прицеливании сигнал ошибки арретирования подается на вход следящей системы координатора и отрабатывается ею до Δ
арр
= оптическая ось удерживается на линии прицеливания. При нажатии на спусковой крючок и загорании сигнальной лампочки захвата цели от следящей системы отключается сигнал ошибки арретирования, а подключается сигнал ошибки слежения координатора (Δε).
2. Система разгона и стабилизации оборотов ротора гироскопа
предназначена для задания стабильной частоты сканирования цели f
2
= 100
Гц.
Для этого система должна допуска ракеты разогнать ротор гироскопа до 100 оборотов в секунду относительно статора (корпуса ракеты) и поддерживать этот уровень припуске ракеты система и статор начинают вращаться со скоростью об/с (f
3
= 12–20 Гц) в противоположном вращению ротора направлении. Чтобы сохранить неизменной частоту сканирования относительно цели, система должна увеличить частоту вращения ротора относительно статора на и стабилизировать ее на этом уровне.
Принцип работы этой системы основан на использовании катушек вращения (КВ, размещенных на статоре гироскопа. При разгоне автоматика последовательно запитывает катушки, и они создают вращающееся магнитное поле, увлекающее за собой ротор с постоянным магнитом. При стабилизации оборотов ротора система сравнивает заданную частоту вращения с фактической и формирует в катушках вращения управляющие сигналы тока определенной фазы и величины.
Магнитное поле, создаваемое катушками, притормаживает или ускоряет вращение ротора
Электронные элементы следящего координатора размещены в электронном блоке ОГС. К ним относятся) следящая система схема переключения избирательный усилитель амплитудный детектор фазовращатель усилитель коррекции схема ближней зоны) система стабилизации оборотов ротора частотомер усилитель.
Схема переключения предназначена для логической и временной селекции сигнала истинной цели, в том числе в условиях отстрела противником ЛТЦ с интервалом более 0,3 си превышением мощности излучения ЛТЦ над мощностью излучения цели до 6 раз.
Логика работы этой схемы следующая при отстреле ЛТЦ появляется мощный источник излучения,
уходящий от целина выходе вспомогательного канала координатора появится электрический сигнал, враз превышающий по уровню сигнал на выходе основного канала схема переключения сформирует пропускной строб (импульс),
временное положение которого в периоде сканирования связано с временным положением импульса истинной цели пропускной строб подключит выход фотоприёмника к следящей системе только на время прохождения импульса истинной цели и исключит перезахват ЛТЦ.
Избирательный усилитель и амплитудный
детектор
предназначены для выделения из сложного сигнала цели первой гармоники частоты сканирования, несущей в себе информацию об ошибке слежения.
Усилитель коррекции предназначен для качественного усиления по напряжению и мощности сигнала ошибки слежения на частоте сканирования и запитки им катушек коррекции гироскопа, входов
автопилота и цепей пусковой трубы и пускового механизма.
Усилитель коррекции состоит из предварительного усилителя напряжения и усилителя мощности (тока
Схема переключения предназначена для логической и временной селекции сигнала истинной цели, в том числе в условиях отстрела противником ЛТЦ с интервалом более 0,3 си превышением мощности излучения ЛТЦ над мощностью излучения цели до 6 раз.
Логика работы этой схемы следующая при отстреле ЛТЦ появляется мощный источник излучения,
уходящий от целина выходе вспомогательного канала координатора появится электрический сигнал, враз превышающий по уровню сигнал на выходе основного канала схема переключения сформирует пропускной строб (импульс),
временное положение которого в периоде сканирования связано с временным положением импульса истинной цели пропускной строб подключит выход фотоприёмника к следящей системе только на время прохождения импульса истинной цели и исключит перезахват ЛТЦ.
Избирательный усилитель и амплитудный
детектор
предназначены для выделения из сложного сигнала цели первой гармоники частоты сканирования, несущей в себе информацию об ошибке слежения.
Усилитель коррекции предназначен для качественного усиления по напряжению и мощности сигнала ошибки слежения на частоте сканирования и запитки им катушек коррекции гироскопа, входов
автопилота и цепей пусковой трубы и пускового механизма.
Усилитель коррекции состоит из предварительного усилителя напряжения и усилителя мощности (тока
Рис. 30. Логическая и временная селекция истинной цели
Предусилитель обеспечивает избирательное, качественное (без искажений) усиление сигналов в полосе пропускания 60–150 Гц, те. на частоте сканирования.
Для этого он имеет активные фильтры нижних и верхних частот, охваченные положительной обратной связью и задающие полосу пропускания эмиттерные повторители, согласующие входное и выходное сопротивление усилителя динамическую нагрузку, обеспечивающую температурную компенсацию отрицательную обратную связь по постоянному и переменному току,
обеспечивающую стабильность параметров усиления и улучшение синусоидальности выходного напряжения.
Схема ближней зоны предназначена для повышения надёжности сопровождения цели при малых расстояниях доне. При этом увеличиваются интенсивность излучения и размеры пятна, что приводит к изменению параметров импульсов на выходе фотосопротивления.
Частотомер ССО предназначен для сравнения заданной и фактической частоты вращения ротора гироскопа (частоты сканирования) и выработки импульсного управляющего напряжения, фаза которого дат
Предусилитель обеспечивает избирательное, качественное (без искажений) усиление сигналов в полосе пропускания 60–150 Гц, те. на частоте сканирования.
Для этого он имеет активные фильтры нижних и верхних частот, охваченные положительной обратной связью и задающие полосу пропускания эмиттерные повторители, согласующие входное и выходное сопротивление усилителя динамическую нагрузку, обеспечивающую температурную компенсацию отрицательную обратную связь по постоянному и переменному току,
обеспечивающую стабильность параметров усиления и улучшение синусоидальности выходного напряжения.
Схема ближней зоны предназначена для повышения надёжности сопровождения цели при малых расстояниях доне. При этом увеличиваются интенсивность излучения и размеры пятна, что приводит к изменению параметров импульсов на выходе фотосопротивления.
Частотомер ССО предназначен для сравнения заданной и фактической частоты вращения ротора гироскопа (частоты сканирования) и выработки импульсного управляющего напряжения, фаза которого дат
направление, а амплитуда — величину подкрутки ротора.
Принцип работы частотомера следующий постоянный магнит ротора гироскопа индуцирует в обмотках генератора опорного напряжения (ГОН) синусоидальную ЭДС, частота которой характеризует фактическую частоту вращения ротора сигнал ГОН поступает в частотомер и преобразуется:
а) с помощью дифференцирующей цепи — в последовательность импульсов;
б) с помощью счётчика (накопителя) импульсов — в постоянное напряжение факт, величина которого характеризует фактическую частоту вращения;
в) с помощью суммирующего усилителя — в разностный сигнал ±ΔU
= факт — зад, причем зад формируется схемой ИЛИ допуска (нет вращения ракеты) соответствующим f
2
, а после пуска — соответствующим + f
3
те характеризует величину превышения или уменьшения скорости вращения ротора относительно заданной допуска и после пуска);
г) с помощью электронного ключа, коммутируемого напряжением
ГОН, постоянное напряжение ±ΔU преобразуется в импульсное управляющее напряжение упр, характеризующее необходимую величину подкрутки или торможения ротора.
Усилитель ССО предназначен для усиления управляющего сигнала по напряжению и току и запитки им катушек вращения гироскопа. Катушки вращения создадут магнитное поле, при взаимодействии которого с постоянным магнитом ротора будет поддерживаться заданная частота вращения.
Функционирование системы разгона и стабилизации оборотов ротора
гироскопа
1. В исходном состоянии ротор гироскопа, а значит полюса постоянного магнита и создаваемый ими магнитный поток Ф
г
, имеют случайную ориентацию. При приведении в действие наземного источника питания электрическое питание выдаётся на блок датчиков пусковой трубы,
электронный блок пускового механизма и ОГС ракеты. В зависимости от ориентации Ф
г1
один из двух датчиков положения
Принцип работы частотомера следующий постоянный магнит ротора гироскопа индуцирует в обмотках генератора опорного напряжения (ГОН) синусоидальную ЭДС, частота которой характеризует фактическую частоту вращения ротора сигнал ГОН поступает в частотомер и преобразуется:
а) с помощью дифференцирующей цепи — в последовательность импульсов;
б) с помощью счётчика (накопителя) импульсов — в постоянное напряжение факт, величина которого характеризует фактическую частоту вращения;
в) с помощью суммирующего усилителя — в разностный сигнал ±ΔU
= факт — зад, причем зад формируется схемой ИЛИ допуска (нет вращения ракеты) соответствующим f
2
, а после пуска — соответствующим + f
3
те характеризует величину превышения или уменьшения скорости вращения ротора относительно заданной допуска и после пуска);
г) с помощью электронного ключа, коммутируемого напряжением
ГОН, постоянное напряжение ±ΔU преобразуется в импульсное управляющее напряжение упр, характеризующее необходимую величину подкрутки или торможения ротора.
Усилитель ССО предназначен для усиления управляющего сигнала по напряжению и току и запитки им катушек вращения гироскопа. Катушки вращения создадут магнитное поле, при взаимодействии которого с постоянным магнитом ротора будет поддерживаться заданная частота вращения.
Функционирование системы разгона и стабилизации оборотов ротора
гироскопа
1. В исходном состоянии ротор гироскопа, а значит полюса постоянного магнита и создаваемый ими магнитный поток Ф
г
, имеют случайную ориентацию. При приведении в действие наземного источника питания электрическое питание выдаётся на блок датчиков пусковой трубы,
электронный блок пускового механизма и ОГС ракеты. В зависимости от ориентации Ф
г1
один из двух датчиков положения
размещенных диаметрально по окружности пусковой трубы, сформирует электрический сигнал управления U
у
и выдаст его в блок разгона пускового механизма. Под действием у в блоке разгона сработает один из двухэлектронных ключей и выдаст питание соответственно на одну из двух статорных катушек вращения гироскопа (КВ. В результате взаимодействия магнитных полей КВ и постоянного магнита возникает вращающий момент и начинается раскрутка ротора гироскопа. В последующем через каждые 180° поворота ротора срабатывает другой датчик положения и соответствующая КВ. За время не более 5 с ротор раскручивается до 100 оборотов в секунду, блок разгона отключается, а поддержание вращения возлагается на систему стабилизации оборотов (ССО) ОГС
Рис. 31. К работе системы стабилизации оборотов ротора
у
и выдаст его в блок разгона пускового механизма. Под действием у в блоке разгона сработает один из двухэлектронных ключей и выдаст питание соответственно на одну из двух статорных катушек вращения гироскопа (КВ. В результате взаимодействия магнитных полей КВ и постоянного магнита возникает вращающий момент и начинается раскрутка ротора гироскопа. В последующем через каждые 180° поворота ротора срабатывает другой датчик положения и соответствующая КВ. За время не более 5 с ротор раскручивается до 100 оборотов в секунду, блок разгона отключается, а поддержание вращения возлагается на систему стабилизации оборотов (ССО) ОГС
Рис. 31. К работе системы стабилизации оборотов ротора
Принципиально переключение катушек вращения происходит следующим образом:
А. Пусть ротор гироскопа имеет случайную ориентацию, как на рис. 32, и тогда постоянный магнит ротора создает магнитный поток Ф
г
Б. Магнитные сердечники индуктивных датчиков положения (ДП имеют некоторую исходную намагниченность и создают магнитные потоки
Ф
дп1,2
В. Ф
г
, замыкаясь через сердечники датчиков, изменяет их намагниченность Ф
дп1
— ½Ф
г
;
• Ф
дп2
+ ½Ф
г
Таким образом, в этом положении ротора максимальную намагниченность приобретет сердечник ДП2 (т. к. Ф
дп2
+ ½Ф
г
), а значит его индуктивное сопротивление X
L2
станет минимальными, соответственно,
увеличится ток вцепи ВЧ генератора, выпрямителя и падение напряжения на п, приложенное к базе транзисторного ключа Г. Срабатывая, ключ пропустит ток через соответствующую катушку вращения — КВ2.
Рис. 32. Работа системы разгона ротора гироскопа. Задание и стабилизация оборотов гироскопа необходимы для поддержания частоты сканирования цели в узкой полосе пропускания усилительно-преобразовательного тракта сигнала ошибки наведения ракеты. Мы уже говорили, что частота сканирования цели принята равной Гц и поэтому обороты ротора должны быть 100 об/с — допуска (нет вращения корпуса ракеты 120 об/с — в полёте (так как корпус ракеты вращается относительно продольной оси в противоположном ротору направлении
9. Датчиком фактической частоты вращения ротора является обмотка генератора опорных напряжений (ГОН, размещенная на статоре гироскопа. Магнит ротора наводит в ней синусоидальную ЭДС
фактической частоты (факт, которая прикладывается ко входу частотомера
ССО.
10. В частотомере происходит:
а) сравнение факт с требуемой (треб) и преобразование информации об ошибке (Δf) в двуполярное постоянное напряжение, величина которого характеризует величину f, а полярность — необходимость разгона или торможения;
б) преобразование постоянного напряжения в импульсное с частотой
ГОН (факт. Усилитель ССО усиливает управляющий сигнал по мощности,
изменяет его форму на колоколообразную и запитывает катушки вращения гироскопа. Катушки вращения создают магнитное поле, притормаживающее или ускоряющее ротор.
Функционирование системы арретирования координатора цели
После разгона ротора гироскопа автомат разарретирования и пуска
(АРП) пускового механизма обеспечивает коммутацию цепей включения в работу системы арретирования.
При этом. Если оптическая ось координатора произвольно отклонена от продольной оси ракеты на некоторый угол пеленга Ψ, то постоянный магнит ротора, вращаясь, будет индуцировать:
а) в статорной обмотке пеленга синусоидальную ЭДС, амплитуда которой несет информацию о величине, а фаза — о направлении отклонения;
б) в обмотке заклона, размещенной в блоке датчиков пусковой трубы,
синусоидальную ЭДС, амплитуда и фаза которой задают отклонение линии прицеливания от продольной оси ракеты на 10° вниз. Так как обмотки включены встречно, то их разностный сигнал ошибки арретирования (Δ
арр
), отработанный до нуля следящим приводом координатора, обеспечит удержание оптической осина линии прицеливания
3. После прицеливания, нажатия на пусковой крючок и захвата цели
(загорания лампочки) от следящего привода отключается сигнал ошибки арретирования Δ
арр
, формируемый ССО (координатор разарретируется), и подключается сигнал ошибки слежения Δε, формируемый КЦ (координатор начинает следить за целью).
Если излучение от целине превышает сигнал фона, то АРП обеспечит периодическое арретирование гироскопа (лампочка мигает) и возможность захвата цели.
Функционирование следящего координатора цели при сопровождении
цели
1. Благодаря размещению координатора целина вращающемся роторе гироскопа осуществляется круговое сканирование положения цели относительно оптической оси в пределах поля зрения со стабильной частотой. Тепловое излучение цели, фона и ЛТЦ селектируется и фокусируется оптической системой в виде пятен малого размера (1 мм) в фокальных плоскостях основного (цели) и вспомогательного (помех)
каналов координатора. Положение пятен однозначно характеризует пространственное положение цели и помех относительно оптической оси координатора (ошибку слежения. С помощью фотоприёмника сфокусированные тепловые потоки цели и помех подвергаются импульсной модуляции и преобразованию в информационные электрические периодические сигналы ошибки слежения. Причем важно, что в спектре сигнала цели содержится первая
гармоника частоты сканирования
(f
скан
), амплитуда
которой
характеризует величину, а изменение фазы в периоде сканирования
(Т
скан
) — направление ошибки слежения за целью (Δε).
4. Сигналы с выходов основного и вспомогательного каналов координатора поступают на схему переключения (СП) следящей системы,
которая обеспечивает защиту от ЛТЦ путём стробирования (временной селекции) в периоде сканирования только сигнала цели. Сигнал цели с выхода СП поступает:
а) на избирательный усилитель;
б) на обнаружитель цели АРП пускового механизма. Избирательный усилитель и амплитудный детектор используются
А. Пусть ротор гироскопа имеет случайную ориентацию, как на рис. 32, и тогда постоянный магнит ротора создает магнитный поток Ф
г
Б. Магнитные сердечники индуктивных датчиков положения (ДП имеют некоторую исходную намагниченность и создают магнитные потоки
Ф
дп1,2
В. Ф
г
, замыкаясь через сердечники датчиков, изменяет их намагниченность Ф
дп1
— ½Ф
г
;
• Ф
дп2
+ ½Ф
г
Таким образом, в этом положении ротора максимальную намагниченность приобретет сердечник ДП2 (т. к. Ф
дп2
+ ½Ф
г
), а значит его индуктивное сопротивление X
L2
станет минимальными, соответственно,
увеличится ток вцепи ВЧ генератора, выпрямителя и падение напряжения на п, приложенное к базе транзисторного ключа Г. Срабатывая, ключ пропустит ток через соответствующую катушку вращения — КВ2.
Рис. 32. Работа системы разгона ротора гироскопа. Задание и стабилизация оборотов гироскопа необходимы для поддержания частоты сканирования цели в узкой полосе пропускания усилительно-преобразовательного тракта сигнала ошибки наведения ракеты. Мы уже говорили, что частота сканирования цели принята равной Гц и поэтому обороты ротора должны быть 100 об/с — допуска (нет вращения корпуса ракеты 120 об/с — в полёте (так как корпус ракеты вращается относительно продольной оси в противоположном ротору направлении
9. Датчиком фактической частоты вращения ротора является обмотка генератора опорных напряжений (ГОН, размещенная на статоре гироскопа. Магнит ротора наводит в ней синусоидальную ЭДС
фактической частоты (факт, которая прикладывается ко входу частотомера
ССО.
10. В частотомере происходит:
а) сравнение факт с требуемой (треб) и преобразование информации об ошибке (Δf) в двуполярное постоянное напряжение, величина которого характеризует величину f, а полярность — необходимость разгона или торможения;
б) преобразование постоянного напряжения в импульсное с частотой
ГОН (факт. Усилитель ССО усиливает управляющий сигнал по мощности,
изменяет его форму на колоколообразную и запитывает катушки вращения гироскопа. Катушки вращения создают магнитное поле, притормаживающее или ускоряющее ротор.
Функционирование системы арретирования координатора цели
После разгона ротора гироскопа автомат разарретирования и пуска
(АРП) пускового механизма обеспечивает коммутацию цепей включения в работу системы арретирования.
При этом. Если оптическая ось координатора произвольно отклонена от продольной оси ракеты на некоторый угол пеленга Ψ, то постоянный магнит ротора, вращаясь, будет индуцировать:
а) в статорной обмотке пеленга синусоидальную ЭДС, амплитуда которой несет информацию о величине, а фаза — о направлении отклонения;
б) в обмотке заклона, размещенной в блоке датчиков пусковой трубы,
синусоидальную ЭДС, амплитуда и фаза которой задают отклонение линии прицеливания от продольной оси ракеты на 10° вниз. Так как обмотки включены встречно, то их разностный сигнал ошибки арретирования (Δ
арр
), отработанный до нуля следящим приводом координатора, обеспечит удержание оптической осина линии прицеливания
3. После прицеливания, нажатия на пусковой крючок и захвата цели
(загорания лампочки) от следящего привода отключается сигнал ошибки арретирования Δ
арр
, формируемый ССО (координатор разарретируется), и подключается сигнал ошибки слежения Δε, формируемый КЦ (координатор начинает следить за целью).
Если излучение от целине превышает сигнал фона, то АРП обеспечит периодическое арретирование гироскопа (лампочка мигает) и возможность захвата цели.
Функционирование следящего координатора цели при сопровождении
цели
1. Благодаря размещению координатора целина вращающемся роторе гироскопа осуществляется круговое сканирование положения цели относительно оптической оси в пределах поля зрения со стабильной частотой. Тепловое излучение цели, фона и ЛТЦ селектируется и фокусируется оптической системой в виде пятен малого размера (1 мм) в фокальных плоскостях основного (цели) и вспомогательного (помех)
каналов координатора. Положение пятен однозначно характеризует пространственное положение цели и помех относительно оптической оси координатора (ошибку слежения. С помощью фотоприёмника сфокусированные тепловые потоки цели и помех подвергаются импульсной модуляции и преобразованию в информационные электрические периодические сигналы ошибки слежения. Причем важно, что в спектре сигнала цели содержится первая
гармоника частоты сканирования
(f
скан
), амплитуда
которой
характеризует величину, а изменение фазы в периоде сканирования
(Т
скан
) — направление ошибки слежения за целью (Δε).
4. Сигналы с выходов основного и вспомогательного каналов координатора поступают на схему переключения (СП) следящей системы,
которая обеспечивает защиту от ЛТЦ путём стробирования (временной селекции) в периоде сканирования только сигнала цели. Сигнал цели с выхода СП поступает:
а) на избирательный усилитель;
б) на обнаружитель цели АРП пускового механизма. Избирательный усилитель и амплитудный детектор используются
для выделения из сложного сигнала цели информационного сигнала первой гармоники частоты сканирования. Фазовращатель компенсирует временную задержку информационного сигнала в электронном блоке для управления в реальном масштабе времени. В усилителе коррекции происходит повышение качества и мощности сигнала ошибки слежения. Как мы уже знаем, сигнал на выходе усилителя коррекции U
ук
является:
а) управляющим для исполнительного элемента следящей системы катушки коррекции;
б) задающим для системы автоматического управления рулями —
автопилота;
в) информационным для схем логической коммутации пускового механизма — автомата разарретирования и пуска. Катушка коррекции создает внутри статора магнитное поле, вектор напряженности которого (к) совпадает с продольной осью ракеты, а его направление и величина изменяются по закону сигнала ошибки слежения,
т. е. к ≈ U
ук
Рис. 33. Использование свойства прецессии гироскопа:
ω
пр
— вектор угловой скорости прецессии (коррекции СКЦ);
вращается с р и М
вн
;
m
р
— вектор магнитного момента постоянного магнита (связан с
линией раздела полюсов магнита и согласован с
положением
фотосопротивления; вращается с Р имеет постоянную величину
ук
является:
а) управляющим для исполнительного элемента следящей системы катушки коррекции;
б) задающим для системы автоматического управления рулями —
автопилота;
в) информационным для схем логической коммутации пускового механизма — автомата разарретирования и пуска. Катушка коррекции создает внутри статора магнитное поле, вектор напряженности которого (к) совпадает с продольной осью ракеты, а его направление и величина изменяются по закону сигнала ошибки слежения,
т. е. к ≈ U
ук
Рис. 33. Использование свойства прецессии гироскопа:
ω
пр
— вектор угловой скорости прецессии (коррекции СКЦ);
вращается с р и М
вн
;
m
р
— вектор магнитного момента постоянного магнита (связан с
линией раздела полюсов магнита и согласован с
положением
фотосопротивления; вращается с Р имеет постоянную величину
Н — вектор кинетического момента ротора (имеет постоянную
величину и направление совпадает с осью вращения ротора);
h
к
— вектор напряженности магнитного поля катушек коррекции
(совпадает с продольной осью ракеты изменяет величину и направление
по сигналу ошибки слежения);
М
вн
— вектор внешнего момента, создаваемый взаимодействием
магнитных полей катушек коррекции и постоянного магнита (вращается
с Р изменяет величину по сигналу ошибки слежения точно привязан к
положению фотосопротивления);
ω
р
, пр — угловая скорость и направление вращения ротора и
прецессии ротора, S — полюса постоянного магнита;
ФС — фотосопротивление
В результате взаимодействия магнитных полей катушки коррекции и постоянного магнита ротора (характеризующегося вектором магнитного момента р) возникает внешний электромагнитный момент (M
вн
),
приложенный к ротору гироскопа (правило трех пальцев правой руки если указательный палец направить пора согнутый на 90° средний палец по
h
к
, то большой палец укажет M
вн
). Учитывая, что магнит и его вращаются и что к изменяется по синусоидальному закону ошибки слежения, можно представить эпюру изменения величины и направления
M
вн
за один оборот ротора. Видно, что равнодействующая (ΣM
величину и направление совпадает с осью вращения ротора);
h
к
— вектор напряженности магнитного поля катушек коррекции
(совпадает с продольной осью ракеты изменяет величину и направление
по сигналу ошибки слежения);
М
вн
— вектор внешнего момента, создаваемый взаимодействием
магнитных полей катушек коррекции и постоянного магнита (вращается
с Р изменяет величину по сигналу ошибки слежения точно привязан к
положению фотосопротивления);
ω
р
, пр — угловая скорость и направление вращения ротора и
прецессии ротора, S — полюса постоянного магнита;
ФС — фотосопротивление
В результате взаимодействия магнитных полей катушки коррекции и постоянного магнита ротора (характеризующегося вектором магнитного момента р) возникает внешний электромагнитный момент (M
вн
),
приложенный к ротору гироскопа (правило трех пальцев правой руки если указательный палец направить пора согнутый на 90° средний палец по
h
к
, то большой палец укажет M
вн
). Учитывая, что магнит и его вращаются и что к изменяется по синусоидальному закону ошибки слежения, можно представить эпюру изменения величины и направления
M
вн
за один оборот ротора. Видно, что равнодействующая (ΣM
1 2 3 4 5 6 7 8 9 ... 21
вн
)
находится в плоскости и пропорциональна ошибке слежения. Из теории и практики гироскопа известно, что при наличии внешнего момента, приложенного к ротору, гироскоп будет прецессировать,
т. е. стремиться совместить по кратчайшему пути вектор кинетического момента (H) с M
вн
, причем с угловой скоростью пр, пропорциональной
M
вн
Благодаря свойству прецессии:
а) гироскопический следящий координатор безынерционно совмещает свою оптическую ось с линией визирования (направлением нацель, т. е.
автоматически сопровождает цель;
б) при сопровождении цели сигнал ошибки слежения (пропорционален угловой скорости прецессии, а значит угловой скорости линии визирования ракета — цель (в) и поэтому с выхода усилителя коррекции он подается на вход автопилота для реализации метода
пропорционального сближения (в = 0) как сигнал ошибки наведения ракеты на цель.
Автопилот
Автопилот ракеты М входит в состав ОГС и предназначен для
автоматического управления полётом ракеты. Он представляет собой одноканальную систему автоматического управления, задающим воздействием для которой является сигнал ошибки слежения с выхода следящего координатора цели, а объектом управления — рули ракеты,
работающие в релейном режиме.
Автопилот решает следующие задачи. Фильтрация сигнала ошибки наведения, пропорционального угловой скорости линии визирования (в, — для реализации метода пропорционального сближения и повышения качества управления полетом. Формирование специального сигнала управления ракетой по пеленгу на начальном участке траектории — для ускорения вывода на кинематическую траекторию и увеличения зоны поражения за счёт приближения ближней границы. Преобразование сигнала ошибки наведения с частоты сканирования целина частоту вращения ракеты — для реализации одноканального управления полётом.
4. Формирование импульсного сигнала управления на рулевом приводе для реализации релейного режима его работы. Демпфирование поперечных колебаний корпуса ракеты относительно центра масс — для повышения точности и устойчивости наведения. Смещение центра группирования попаданий ракеты от сопла в корпус цели.
К задачами принципам работы автопилота. При заданном методе пропорционального сближения автопилот должен вести ракету в упреждённую точку встречи с целью по траектории,
обеспечивающей отсутствие угловой скорости линии визирования, т. е.
наличие угловой скорости является ошибкой наведения (параметром управления, которую автопилот должен свести к нулю. Датчиком угловой скорости линии визирования является гироскопический следящий координатор цели, синусоидальный сигнал
Автопилот
Автопилот ракеты М входит в состав ОГС и предназначен для
автоматического управления полётом ракеты. Он представляет собой одноканальную систему автоматического управления, задающим воздействием для которой является сигнал ошибки слежения с выхода следящего координатора цели, а объектом управления — рули ракеты,
работающие в релейном режиме.
Автопилот решает следующие задачи. Фильтрация сигнала ошибки наведения, пропорционального угловой скорости линии визирования (в, — для реализации метода пропорционального сближения и повышения качества управления полетом. Формирование специального сигнала управления ракетой по пеленгу на начальном участке траектории — для ускорения вывода на кинематическую траекторию и увеличения зоны поражения за счёт приближения ближней границы. Преобразование сигнала ошибки наведения с частоты сканирования целина частоту вращения ракеты — для реализации одноканального управления полётом.
4. Формирование импульсного сигнала управления на рулевом приводе для реализации релейного режима его работы. Демпфирование поперечных колебаний корпуса ракеты относительно центра масс — для повышения точности и устойчивости наведения. Смещение центра группирования попаданий ракеты от сопла в корпус цели.
К задачами принципам работы автопилота. При заданном методе пропорционального сближения автопилот должен вести ракету в упреждённую точку встречи с целью по траектории,
обеспечивающей отсутствие угловой скорости линии визирования, т. е.
наличие угловой скорости является ошибкой наведения (параметром управления, которую автопилот должен свести к нулю. Датчиком угловой скорости линии визирования является гироскопический следящий координатор цели, синусоидальный сигнал
следующий на частоте сканирования, несет в себе информацию о плоскости и величине ошибки наведения. При прицеливании и пуске ракета направляется нацель, а не в упрежденную точку, поэтому ошибка наведения велика. Для ускорения её
отработки программно (в зависимости от стрельбы навстречу или вдогон)
увеличивается команда управления рулевым приводом, обеспечивающая быстрое придание ракете требуемого угла пеленга (между продольной осью ракеты и оптической осью координатора) в плоскости наведения.
Рис. 34. Траектория движения ЗУР по методу пропорционального
движения
отработки программно (в зависимости от стрельбы навстречу или вдогон)
увеличивается команда управления рулевым приводом, обеспечивающая быстрое придание ракете требуемого угла пеленга (между продольной осью ракеты и оптической осью координатора) в плоскости наведения.
Рис. 34. Траектория движения ЗУР по методу пропорционального
движения
Рис. 35. Сигнал ошибки наведения
При одноканальном управлении полётом вращающейся относительно продольной оси ракеты информация об ошибке наведения должна следовать на частоте вращения пары рулей. Для преобразования частоты информационного сигнала используется фазовый детектор, выделяющий сигнал разностной частоты сканирования (f
2
) и генератора опорных напряжений (f
2
+ f
3
), те. Важно, что при преобразовании частоты
информация о плоскости и величине ошибки наведения сохраняется.
Рис. 36. Сигнал ошибки наведения на начальном участке полёта
Для придания линейной зависимости величины управляющей силы от величины сигнала ошибки (U
фд
) используется генератор линеаризации
(ГЛ), вырабатывающий синусоидальное напряжение (гл) удвоенной частоты вращения корпуса ракеты (2f
3
) и определенной амплитуды.
Из суммарного сигнала (U
выхΣII
) U
фд
игл сформируется сигнал управления рулями удвоенной частоты и переменной длительности импульсов
При одноканальном управлении полётом вращающейся относительно продольной оси ракеты информация об ошибке наведения должна следовать на частоте вращения пары рулей. Для преобразования частоты информационного сигнала используется фазовый детектор, выделяющий сигнал разностной частоты сканирования (f
2
) и генератора опорных напряжений (f
2
+ f
3
), те. Важно, что при преобразовании частоты
информация о плоскости и величине ошибки наведения сохраняется.
Рис. 36. Сигнал ошибки наведения на начальном участке полёта
Для придания линейной зависимости величины управляющей силы от величины сигнала ошибки (U
фд
) используется генератор линеаризации
(ГЛ), вырабатывающий синусоидальное напряжение (гл) удвоенной частоты вращения корпуса ракеты (2f
3
) и определенной амплитуды.
Из суммарного сигнала (U
выхΣII
) U
фд
игл сформируется сигнал управления рулями удвоенной частоты и переменной длительности импульсов
Рис. 37. Преобразование сигнала ошибки наведения
Для обеспечения релейного режима работы рулей синусоидальный сигнал ошибки наведения на частоте управления должен быть преобразован в двухполярный импульсный сигнал управления рулевым приводом. Для этого используются усилитель-ограничитель и усилитель мощности, работающий в ключевом режиме. Такой сигнал управления обеспечит переброс рулей из одного крайнего положения в другое четыре раза за период вращения и разное время нахождения рулей в каждом из положений в зависимости от соотношения амплитуд U
фд
и гл
Для обеспечения релейного режима работы рулей синусоидальный сигнал ошибки наведения на частоте управления должен быть преобразован в двухполярный импульсный сигнал управления рулевым приводом. Для этого используются усилитель-ограничитель и усилитель мощности, работающий в ключевом режиме. Такой сигнал управления обеспечит переброс рулей из одного крайнего положения в другое четыре раза за период вращения и разное время нахождения рулей в каждом из положений в зависимости от соотношения амплитуд U
фд
и гл
Рис. 38. Получение сигнала управления рулями
Под действием импульсного сигнала управления рулевой привод создаст управляющую аэродинамическую силу, уменьшающую ошибку наведения.
Так как на участке разгона ракеты эффективность аэродинамических рулей мала, то дополнительно используется пороховой управляющий двигатель (ПУД. Два сопла ПУД размещены диаметрально в плоскости,
перпендикулярной рулям. Подача газа водно из сопел регулируется той же рулевой машиной и обеспечивает создание управляющей реактивной силы,
синхронной управляющей аэродинамической силе рулей.
Функционально автопилот состоит из следующих элементов. Формирователь сигнала управления рулями (ФСУР).
1. Фильтр сигнала ошибки наведения:
а) синхронный фильтр;
б) динамический ограничитель. Формирователь сигнала управления рулями на начальном участке траектории:
а) ФСУР по пеленгу;
б) ΣI.
3. ФСУР-1:
а) фазовый детектор;
б) генератор линеаризации;
в) г) фильтр
4. ФСУР-2:
а) усилитель-ограничитель;
б) усилитель мощности. Контур отрицательной динамической обратной связи:
а) датчик угловой скорости;
б) усилитель. Схема смещения. Рулевая машина. Пороховой управляющий двигатель.
Элементы ФСУР размещены в электронном блоке ОГС, а датчик угловой скорости, рулевая машина и пороховой управляющий двигатель в рулевом отсеке.
Входными сигналами автопилота являются:
а) сигнал ошибки наведения с выхода усилителя коррекции следящего координатора цели сигнал со статорных катушек генератора опорных напряжений;
б) сигнал со статорной катушки пеленга;
в) сигнал с кнопки вдогон пусковой трубы;
г) сигнал управления пуском спускового механизма.
Для управления рулями используется энергия порохового аккумулятора давления бортового источника питания.
Выходами автопилота являются управляющие воздействия на рули планера ракеты и сопла порохового управляющего двигателя.
Особенности устройства и работы элементов ФСУР
Фазовый детектор
В данном случае фазовый детектор используется для переноса спектра информационного сигнала ошибки наведения с частоты сканирования на частоту управления полётом f
3
с сохранением амплитудных и фазовых соотношений. Для преобразования используется опорное напряжение с катушек ГОН, имеющее частоту f
2
+ f
3
. Операция переноса спектра реализуется перемножением информационного и опорного сигналов. В
качестве умножителя используются два операционных усилителя с инвертирующим включением. Вцепи отрицательной обратной связи ОУ
включены нелинейные элементы — диоды. И поэтому в них протекают токи комбинационных частот (m (f
2
+ f
3
) ± nf
2
).
Под действием импульсного сигнала управления рулевой привод создаст управляющую аэродинамическую силу, уменьшающую ошибку наведения.
Так как на участке разгона ракеты эффективность аэродинамических рулей мала, то дополнительно используется пороховой управляющий двигатель (ПУД. Два сопла ПУД размещены диаметрально в плоскости,
перпендикулярной рулям. Подача газа водно из сопел регулируется той же рулевой машиной и обеспечивает создание управляющей реактивной силы,
синхронной управляющей аэродинамической силе рулей.
Функционально автопилот состоит из следующих элементов. Формирователь сигнала управления рулями (ФСУР).
1. Фильтр сигнала ошибки наведения:
а) синхронный фильтр;
б) динамический ограничитель. Формирователь сигнала управления рулями на начальном участке траектории:
а) ФСУР по пеленгу;
б) ΣI.
3. ФСУР-1:
а) фазовый детектор;
б) генератор линеаризации;
в) г) фильтр
4. ФСУР-2:
а) усилитель-ограничитель;
б) усилитель мощности. Контур отрицательной динамической обратной связи:
а) датчик угловой скорости;
б) усилитель. Схема смещения. Рулевая машина. Пороховой управляющий двигатель.
Элементы ФСУР размещены в электронном блоке ОГС, а датчик угловой скорости, рулевая машина и пороховой управляющий двигатель в рулевом отсеке.
Входными сигналами автопилота являются:
а) сигнал ошибки наведения с выхода усилителя коррекции следящего координатора цели сигнал со статорных катушек генератора опорных напряжений;
б) сигнал со статорной катушки пеленга;
в) сигнал с кнопки вдогон пусковой трубы;
г) сигнал управления пуском спускового механизма.
Для управления рулями используется энергия порохового аккумулятора давления бортового источника питания.
Выходами автопилота являются управляющие воздействия на рули планера ракеты и сопла порохового управляющего двигателя.
Особенности устройства и работы элементов ФСУР
Фазовый детектор
В данном случае фазовый детектор используется для переноса спектра информационного сигнала ошибки наведения с частоты сканирования на частоту управления полётом f
3
с сохранением амплитудных и фазовых соотношений. Для преобразования используется опорное напряжение с катушек ГОН, имеющее частоту f
2
+ f
3
. Операция переноса спектра реализуется перемножением информационного и опорного сигналов. В
качестве умножителя используются два операционных усилителя с инвертирующим включением. Вцепи отрицательной обратной связи ОУ
включены нелинейные элементы — диоды. И поэтому в них протекают токи комбинационных частот (m (f
2
+ f
3
) ± nf
2
).
Далее, используя фазовые соотношения и логику последовательного алгебраического суммирования, взаимно подавляют сигналы исходных частот (сканирования и ГОНа из оставшихся сигналов суммарной и разностной частот с помощью двойного Т-образного фильтра выделяют сигнал разностной частоты [(f
2
— f
3
) — f
2
= Физический смысл такого преобразования состоит в том, что ошибка наведения проецируется на вращающуюся плоскость, в которой рули создают управляющую силу. При этом получаемый синусоидальный сигнал частоты f
3
будет нести в себе информацию о том, в какую сторону (фаза сигнала) и насколько (амплитуда сигнала) нужно повернуть рули в любой момент периода их вращения, чтобы создаваемая ими управляющая сила непрерывно уменьшала ошибку наведения.
Информационный сигнал на частоте управления с выхода фазового детектора поступает на первый вход сумматора (ΣII) схемы линеаризации.
Схема линеаризации
Схема состоит из генератора линеаризации и сумматора-усилителя.
Генератор линеаризации собран по схеме генератора низкой частоты с использованием операционного усилителя, частоты зависимой
RC-цепи положительной обратной связи и фильтра низких частот.
Генератор вырабатывает синусоидальное напряжение удвоенной частоты управления (2f
3
), поступающее на второй вход сумматора.
При этом суммарный сигнал (U
сум
= U
фд
+ гл) на выходе сумматора определяется в зависимости от соотношения амплитуд U
фд
и U
гл
Усилитель-ограничитель
Усилитель состоит из каскада усиления на интегральной схеме дифференциального усилителя и каскада ограничения на составном транзисторе.
Входными сигналами усилителя являются суммарный информационный сигнал си сигнал датчика угловых скоростей контура демпфирования колебаний корпуса ракеты.
Выходной управляющий импульсный сигнал подается на усилитель мощности, работающий в ключевом режиме.
Вид выходного сигнала в зависимости от U
сум
представлен на рис. Очевидно, что под действием управляющего сигнала рулевая машина будет перебрасывать рули из однократного положения в другое по-разному:
• При U
фд
= 0 рули перебрасываются четырежды за один оборот корпуса и будут находиться в каждом положении одинаковое время
2
— f
3
) — f
2
= Физический смысл такого преобразования состоит в том, что ошибка наведения проецируется на вращающуюся плоскость, в которой рули создают управляющую силу. При этом получаемый синусоидальный сигнал частоты f
3
будет нести в себе информацию о том, в какую сторону (фаза сигнала) и насколько (амплитуда сигнала) нужно повернуть рули в любой момент периода их вращения, чтобы создаваемая ими управляющая сила непрерывно уменьшала ошибку наведения.
Информационный сигнал на частоте управления с выхода фазового детектора поступает на первый вход сумматора (ΣII) схемы линеаризации.
Схема линеаризации
Схема состоит из генератора линеаризации и сумматора-усилителя.
Генератор линеаризации собран по схеме генератора низкой частоты с использованием операционного усилителя, частоты зависимой
RC-цепи положительной обратной связи и фильтра низких частот.
Генератор вырабатывает синусоидальное напряжение удвоенной частоты управления (2f
3
), поступающее на второй вход сумматора.
При этом суммарный сигнал (U
сум
= U
фд
+ гл) на выходе сумматора определяется в зависимости от соотношения амплитуд U
фд
и U
гл
Усилитель-ограничитель
Усилитель состоит из каскада усиления на интегральной схеме дифференциального усилителя и каскада ограничения на составном транзисторе.
Входными сигналами усилителя являются суммарный информационный сигнал си сигнал датчика угловых скоростей контура демпфирования колебаний корпуса ракеты.
Выходной управляющий импульсный сигнал подается на усилитель мощности, работающий в ключевом режиме.
Вид выходного сигнала в зависимости от U
сум
представлен на рис. Очевидно, что под действием управляющего сигнала рулевая машина будет перебрасывать рули из однократного положения в другое по-разному:
• При U
фд
= 0 рули перебрасываются четырежды за один оборот корпуса и будут находиться в каждом положении одинаковое время
поэтому результирующая управляющей силы, создаваемая ими, будет равна нулю При U
фд
/U
гл
> 1,5 рули перебрасываются дважды на одинаковое время.
Вспомнив, что с плоскостью ошибки наведения связана фаза U
фд
, а значит и временное положение импульсов U
уд
в периоде управления (Т
упр
),
понимаем, что рули создадут максимальную результирующую управляющую силу, лежащую в плоскости ошибки наведения и уменьшающую эту ошибку При 0 < U
фд
/U
гл
< 1,5 рули перебрасываются четырежды на разное время и создадут результирующую управляющую силу (R) в плоскости ошибки, по величине пропорциональную коэффициенту команды К
к
Таким образом, с помощью схемы линеаризации введена линейная
зависимость управляющей силы от величины ошибки наведения.
ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ АВТОПИЛОТА. Сигнал ошибки наведения ракеты, пропорциональный угловой скорости линии визирования, с выхода усилителя коррекции следящего координатора цели поступает на синхронный фильтр формирователя сигнала управления рулями (ФСУР). Информация о величине и плоскости ошибки наведения содержится в амплитуде и фазе периодического сигнала с частотой сканирования цели. Синхронный фильтр позволяет выделить первую гармонику входного сигнала и обеспечивает высокую точность передачи информации. С помощью усилителя-динамического ограничителя задаётся и стабилизируется требуемый коэффициент передачи входного сигнала на суммирующий усилитель ΣI. На второй вход сумматора поступает сигнал со схемы ФСУРа по пеленгу. Схема ФСУРа по пеленгу, используя сигналы статорной катушки пеленга, блока пусковой логики и кнопки «НАВСТРЕЧУ-ВДОГОН»,
формирует на начальном этапе полёта ракеты дополнительный синусоидальный сигнал, при суммировании которого с сигналом ошибки наведения обеспечивается ускоренный вывод ракеты на кинематическую траекторию. Для реализации одноканального управления фазовый детектор
фд
/U
гл
> 1,5 рули перебрасываются дважды на одинаковое время.
Вспомнив, что с плоскостью ошибки наведения связана фаза U
фд
, а значит и временное положение импульсов U
уд
в периоде управления (Т
упр
),
понимаем, что рули создадут максимальную результирующую управляющую силу, лежащую в плоскости ошибки наведения и уменьшающую эту ошибку При 0 < U
фд
/U
гл
< 1,5 рули перебрасываются четырежды на разное время и создадут результирующую управляющую силу (R) в плоскости ошибки, по величине пропорциональную коэффициенту команды К
к
Таким образом, с помощью схемы линеаризации введена линейная
зависимость управляющей силы от величины ошибки наведения.
ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ АВТОПИЛОТА. Сигнал ошибки наведения ракеты, пропорциональный угловой скорости линии визирования, с выхода усилителя коррекции следящего координатора цели поступает на синхронный фильтр формирователя сигнала управления рулями (ФСУР). Информация о величине и плоскости ошибки наведения содержится в амплитуде и фазе периодического сигнала с частотой сканирования цели. Синхронный фильтр позволяет выделить первую гармонику входного сигнала и обеспечивает высокую точность передачи информации. С помощью усилителя-динамического ограничителя задаётся и стабилизируется требуемый коэффициент передачи входного сигнала на суммирующий усилитель ΣI. На второй вход сумматора поступает сигнал со схемы ФСУРа по пеленгу. Схема ФСУРа по пеленгу, используя сигналы статорной катушки пеленга, блока пусковой логики и кнопки «НАВСТРЕЧУ-ВДОГОН»,
формирует на начальном этапе полёта ракеты дополнительный синусоидальный сигнал, при суммировании которого с сигналом ошибки наведения обеспечивается ускоренный вывод ракеты на кинематическую траекторию. Для реализации одноканального управления фазовый детектор
используя сигнал ошибки наведения с выхода сумматора ΣI, следующий на частоте сканирования f
2
, и сигнал генератора опорных напряжений с частотой вращения ротора f
2
+ f
3
, переносит информацию об ошибке наведения с частоты сканирования на частоту управления рулями Синусоидальный сигнал частоты f
3
несёт в себе информацию о том, в какую сторону (фаза) и насколько (амплитуда) нужно отклонить рули в любой момент периода их вращения, чтобы создаваемая ими управляющая сила непрерывно уменьшала ошибку наведения. Сигнал с выхода фазового детектора поступает на суммирующий усилитель ΣII схемы линеаризации. Схема линеаризации применяется для сохранения линейной зависимости величины управляющей силы, создаваемой рулями, от величины сигнала ошибки наведения при использовании релейного режима работы рулей. Благодаря ей формируется суммарный управляющий сигнал,
обеспечивающий переброс рулей на ±15° четыре раза за период вращения и нахождение рулей разное время в каждом из положений. Нужно помнить,
что фаза суммарного управляющего сигнала ошибки наведения будет задавать плоскость результирующей управляющей силы, совпадающей с плоскостью ошибки наведения. С помощью усилителя-ограничителя и усилителя мощности,
работающего в ключевом режиме, суммарный управляющий сигнал с выхода ΣII преобразуется в импульсное двухполярное напряжение управления электромагнитами рулевой машины. Для гашения поперечных колебаний корпуса ракеты, возникающих при управлении, используется контур отрицательной динамической обратной связи (электронный амортизатор, повышающий устойчивость управления. Для этого сигнал датчика угловой скорости колебаний с определённым коэффициентом передачи вычитается на входе усилителя#ограничителя из суммарного управляющего сигнала. Под действием управляющего напряжения поочередно срабатывают электромагниты золотника, обеспечивая подачу газов порохового аккумулятора, давление (ПАД) в полости рабочего цилиндра рулевой машины и соответствующее перемещение поводка и рулей. Рули создают аэродинамическую управляющую силу,
результирующая R которой за период управления:
а) лежит в плоскости ошибки наведения ракеты;
б) направлена на уменьшение ошибки наведения;
в) пропорциональна величине ошибки наведения.
Под действием результирующей управляющей силы ракета
2
, и сигнал генератора опорных напряжений с частотой вращения ротора f
2
+ f
3
, переносит информацию об ошибке наведения с частоты сканирования на частоту управления рулями Синусоидальный сигнал частоты f
3
несёт в себе информацию о том, в какую сторону (фаза) и насколько (амплитуда) нужно отклонить рули в любой момент периода их вращения, чтобы создаваемая ими управляющая сила непрерывно уменьшала ошибку наведения. Сигнал с выхода фазового детектора поступает на суммирующий усилитель ΣII схемы линеаризации. Схема линеаризации применяется для сохранения линейной зависимости величины управляющей силы, создаваемой рулями, от величины сигнала ошибки наведения при использовании релейного режима работы рулей. Благодаря ей формируется суммарный управляющий сигнал,
обеспечивающий переброс рулей на ±15° четыре раза за период вращения и нахождение рулей разное время в каждом из положений. Нужно помнить,
что фаза суммарного управляющего сигнала ошибки наведения будет задавать плоскость результирующей управляющей силы, совпадающей с плоскостью ошибки наведения. С помощью усилителя-ограничителя и усилителя мощности,
работающего в ключевом режиме, суммарный управляющий сигнал с выхода ΣII преобразуется в импульсное двухполярное напряжение управления электромагнитами рулевой машины. Для гашения поперечных колебаний корпуса ракеты, возникающих при управлении, используется контур отрицательной динамической обратной связи (электронный амортизатор, повышающий устойчивость управления. Для этого сигнал датчика угловой скорости колебаний с определённым коэффициентом передачи вычитается на входе усилителя#ограничителя из суммарного управляющего сигнала. Под действием управляющего напряжения поочередно срабатывают электромагниты золотника, обеспечивая подачу газов порохового аккумулятора, давление (ПАД) в полости рабочего цилиндра рулевой машины и соответствующее перемещение поводка и рулей. Рули создают аэродинамическую управляющую силу,
результирующая R которой за период управления:
а) лежит в плоскости ошибки наведения ракеты;
б) направлена на уменьшение ошибки наведения;
в) пропорциональна величине ошибки наведения.
Под действием результирующей управляющей силы ракета
удерживается на кинематической траектории полёта в упрежденную точку встречи с целью. На участке разгона ракеты эффективность аэродинамического управления недостаточна, поэтому дополнительно используется пороховой управляющий двигатель.
Для повышения эффективности поражения цели во ФСУРе предусмотрена схема смещения, обеспечивающая наконечном участке полёта смещение траектории от сопла в корпус самолёта.
РУЛЕВОЙ ОТСЕК
В рулевом отсеке размещены элементы бортовой энергосистемы и автопилота.
Рис. 39. Устройство рулевого отсека
Пороховой аккумулятор давления
Пороховой аккумулятор давления (ПАД) предназначен для питания
пороховыми газами турбогенератора, а также рулевой машины.
Он представляет собой камеру с зарядом твёрдого топлива и элементами воспламенения. Образование пороховых газов происходит за счёт торцевого горения заряда, поэтому длина ПАД определяется временем управляемого полёта ракеты.
Технические характеристики скорость горения заряда — примерно 5 мм/с;
• время горения — не менее 11 с
• расход газа — 2,5 г/с.
ПАД состоит из стального корпуса, являющегося камерой сгорания.
Внутри корпуса размещается пороховой заряд, покрытый бронировкой защитным слоем, препятствующим горению с боковых сторон. В корпус ввёрнут воспламенитель, состоящий из электровоспламенителя, навески пороха и пиротехнической петарды.
При срабатывании электровоспламенителя срабатывает пиротехническая петарда, затем воспламеняется навеска пороха.
Раскалённые частицы пороха поджигают основной заряди происходит его торцевое горение со скоростью примерно 5 мм/с в течение не менее 11 с. С
выхода ПАД газ через дроссель и газовую втулку поступает в турбогенератор и РМ.
ПАД, как и ПУД, являясь пиротехническим устройством, несет определенную опасность. Поэтому при сборке рулевого отсека пиротехнические устройства не снаряжаются. Заряды и
электровоспламенители поступают отдельно на снаряжательную базу и устанавливаются при общем снаряжении ракеты. Контроль качества ПАД и
ПУД производится на отдельных сборках, взятых из партии, без установки в рулевой отсек путём поджига их с замером внутрибаллистических характеристик темперирования на предельных температурах.
Рис. 40. Устройство ПАД:
1 — чехол теплозащитный 2 — корпус 3 — фильтр 4 — навеска
дымного пороха 5 — пороховой заряд 6 — бронировка 7 —
Для повышения эффективности поражения цели во ФСУРе предусмотрена схема смещения, обеспечивающая наконечном участке полёта смещение траектории от сопла в корпус самолёта.
РУЛЕВОЙ ОТСЕК
В рулевом отсеке размещены элементы бортовой энергосистемы и автопилота.
Рис. 39. Устройство рулевого отсека
Пороховой аккумулятор давления
Пороховой аккумулятор давления (ПАД) предназначен для питания
пороховыми газами турбогенератора, а также рулевой машины.
Он представляет собой камеру с зарядом твёрдого топлива и элементами воспламенения. Образование пороховых газов происходит за счёт торцевого горения заряда, поэтому длина ПАД определяется временем управляемого полёта ракеты.
Технические характеристики скорость горения заряда — примерно 5 мм/с;
• время горения — не менее 11 с
• расход газа — 2,5 г/с.
ПАД состоит из стального корпуса, являющегося камерой сгорания.
Внутри корпуса размещается пороховой заряд, покрытый бронировкой защитным слоем, препятствующим горению с боковых сторон. В корпус ввёрнут воспламенитель, состоящий из электровоспламенителя, навески пороха и пиротехнической петарды.
При срабатывании электровоспламенителя срабатывает пиротехническая петарда, затем воспламеняется навеска пороха.
Раскалённые частицы пороха поджигают основной заряди происходит его торцевое горение со скоростью примерно 5 мм/с в течение не менее 11 с. С
выхода ПАД газ через дроссель и газовую втулку поступает в турбогенератор и РМ.
ПАД, как и ПУД, являясь пиротехническим устройством, несет определенную опасность. Поэтому при сборке рулевого отсека пиротехнические устройства не снаряжаются. Заряды и
электровоспламенители поступают отдельно на снаряжательную базу и устанавливаются при общем снаряжении ракеты. Контроль качества ПАД и
ПУД производится на отдельных сборках, взятых из партии, без установки в рулевой отсек путём поджига их с замером внутрибаллистических характеристик темперирования на предельных температурах.
Рис. 40. Устройство ПАД:
1 — чехол теплозащитный 2 — корпус 3 — фильтр 4 — навеска
дымного пороха 5 — пороховой заряд 6 — бронировка 7 —
пиротехническая петарда
8
— корпус воспламенителя
9
—
электровоспламенитель
Бортовой источник питания
Бортовой источник питания (БИП) предназначен для обеспечения
энергией аппаратуры ракеты. Он представляет собой маленькую электростанцию, источником энергии для которой, как и для рулевой машины, являются газы, образующиеся при работе ПАД.
Рис. 41. Устройство БИП
К элементам БИП относятся) турбогенератор) стабилизатор-выпрямитель.
1. Турбогенератор, имеющий большую удельную мощность,
предназначен для выработки напряжения переменного тока. Он представляет собой однофазный генератор с возбуждением от постоянного магнита и приводом от одноступенчатой активной турбины на его валу. Стабилизатор-выпрямитель представляет собой электрический прибор и предназначен для преобразования напряжения переменного тока,
поступающего с турбогенератора, в напряжение постоянного тока и его
стабилизации.
Технические характеристики БИП:
• мощность — 250 Вт
• частота оборотов турбины — 9000–18000 об/мин;
• выдаваемое напряжение постоянного тока — 40±2 В и 20±2 В. Турбогенератор состоит из статора и ротора, на оси которого крепится турбина, являющаяся его приводом. Статор представляет собой литой корпус, в котором установлены два постоянных магнита
10МДК-25ВА и две секции с обмотками.
Статор залит компаундом К, который обеспечивает жесткое крепление всех входящих в него деталей, а также механическую защиту и электрическую прочность обмоток.
Ротор представляет собой вал с установленными на нём штампованными звездочками специальной формы из электротехнической стали 49КФ, приклеенными клеем БФ-4.
На валу насажены два радиальных шарикоподшипника. Один из них служит опорой ротора. Он предварительно завальцовывается во втулку из нержавеющей стали, которая с помощью фланца крепится к статору винтами. Второй шарикоподшипник может перемещаться в осевом направлении и является плавающей опорой. При сборке после установки ротора в статор он закрывается крышкой и на нём крепится турбина.
Особенностью устройства турбогенератора является совмещение водной конструкции генератора и турбопривода. Турбопривод, кроме турбины, включает ещё цилиндрическое расширяющееся сопло с критическим сечением 1,5 мм и диаметром на выходе 2,1 мм,
расположенное под углом 17° к корпусу статора. Для выхода газа в корпусе рулевого отсека имеется прямоугольный паз, через который газ сбрасывается в атмосферу.
Диаметр турбины определяется максимальным габаритом магнитной системы турбогенератора. Диаметр отверстий турбины, создающих рабочие поверхности лопаток, и их число выбраны из условия прочности перемычек. Они и сталь, в свою очередь, определяют диаметр выходного сечения сопла с учетом необходимого перекрытия.
Работа турбогенератора основана на эффекте индуцирования переменной ЭДС в обмотках статора при изменении внутри них величины магнитного потока. Переменный магнитный поток в магнитопроводе катушек возникает вследствие изменения между полюсами магнитов величины воздушного зазора (а следовательно, и его магнитного сопротивления) при вращении ротора
8
— корпус воспламенителя
9
—
электровоспламенитель
Бортовой источник питания
Бортовой источник питания (БИП) предназначен для обеспечения
энергией аппаратуры ракеты. Он представляет собой маленькую электростанцию, источником энергии для которой, как и для рулевой машины, являются газы, образующиеся при работе ПАД.
Рис. 41. Устройство БИП
К элементам БИП относятся) турбогенератор) стабилизатор-выпрямитель.
1. Турбогенератор, имеющий большую удельную мощность,
предназначен для выработки напряжения переменного тока. Он представляет собой однофазный генератор с возбуждением от постоянного магнита и приводом от одноступенчатой активной турбины на его валу. Стабилизатор-выпрямитель представляет собой электрический прибор и предназначен для преобразования напряжения переменного тока,
поступающего с турбогенератора, в напряжение постоянного тока и его
стабилизации.
Технические характеристики БИП:
• мощность — 250 Вт
• частота оборотов турбины — 9000–18000 об/мин;
• выдаваемое напряжение постоянного тока — 40±2 В и 20±2 В. Турбогенератор состоит из статора и ротора, на оси которого крепится турбина, являющаяся его приводом. Статор представляет собой литой корпус, в котором установлены два постоянных магнита
10МДК-25ВА и две секции с обмотками.
Статор залит компаундом К, который обеспечивает жесткое крепление всех входящих в него деталей, а также механическую защиту и электрическую прочность обмоток.
Ротор представляет собой вал с установленными на нём штампованными звездочками специальной формы из электротехнической стали 49КФ, приклеенными клеем БФ-4.
На валу насажены два радиальных шарикоподшипника. Один из них служит опорой ротора. Он предварительно завальцовывается во втулку из нержавеющей стали, которая с помощью фланца крепится к статору винтами. Второй шарикоподшипник может перемещаться в осевом направлении и является плавающей опорой. При сборке после установки ротора в статор он закрывается крышкой и на нём крепится турбина.
Особенностью устройства турбогенератора является совмещение водной конструкции генератора и турбопривода. Турбопривод, кроме турбины, включает ещё цилиндрическое расширяющееся сопло с критическим сечением 1,5 мм и диаметром на выходе 2,1 мм,
расположенное под углом 17° к корпусу статора. Для выхода газа в корпусе рулевого отсека имеется прямоугольный паз, через который газ сбрасывается в атмосферу.
Диаметр турбины определяется максимальным габаритом магнитной системы турбогенератора. Диаметр отверстий турбины, создающих рабочие поверхности лопаток, и их число выбраны из условия прочности перемычек. Они и сталь, в свою очередь, определяют диаметр выходного сечения сопла с учетом необходимого перекрытия.
Работа турбогенератора основана на эффекте индуцирования переменной ЭДС в обмотках статора при изменении внутри них величины магнитного потока. Переменный магнитный поток в магнитопроводе катушек возникает вследствие изменения между полюсами магнитов величины воздушного зазора (а следовательно, и его магнитного сопротивления) при вращении ротора
Рис. 42. Работа турбогенератора
Пороховые газы ПАД через сопло попадают на лопатки турбины и приводят её во вращение вместе с ротором. При повороте ротора наполовину полюсного деления величина магнитного потока, проходя через обмотку генератора, уменьшается, а при повороте ротора на однополюсное деление — увеличивается, что соответствует одному периоду переменного тока. Индуцированная в обмотке статора переменная ЭДС снимается с клемм и подается на вход стабилизатора-выпрямителя. Частота переменного тока зависит от количества зубьев в звездочке и скорости вращения турбины.
Число зубьев в звездочке ограничено конструкцией турбогенератора.
Максимальная частота его вращения зависит от параметров газового потока, силы трения и физических возможностей вращающихся деталей, в первую очередь подшипников.
Можно определить частоту переменного тока по формуле f = где Z
p
— число зубьев (10); n — число оборотов в минуту (9000–18000).
2.
Пороховые газы ПАД через сопло попадают на лопатки турбины и приводят её во вращение вместе с ротором. При повороте ротора наполовину полюсного деления величина магнитного потока, проходя через обмотку генератора, уменьшается, а при повороте ротора на однополюсное деление — увеличивается, что соответствует одному периоду переменного тока. Индуцированная в обмотке статора переменная ЭДС снимается с клемм и подается на вход стабилизатора-выпрямителя. Частота переменного тока зависит от количества зубьев в звездочке и скорости вращения турбины.
Число зубьев в звездочке ограничено конструкцией турбогенератора.
Максимальная частота его вращения зависит от параметров газового потока, силы трения и физических возможностей вращающихся деталей, в первую очередь подшипников.
Можно определить частоту переменного тока по формуле f = где Z
p
— число зубьев (10); n — число оборотов в минуту (9000–18000).
2.
Стабилизатор-выпрямитель выполняет две функции) преобразует напряжение переменного тока турбогенератора в требуемые значения постоянных напряжений и поддерживает их стабильность при изменениях скорости вращения ротора турбогенератора и тока нагрузки) регулирует скорость вращения ротора турбогенератора при изменении давления газа на входе в сопло путём создания дополнительной электромагнитной нагрузки навал турбины
Для этого структурная схема стабилизатора-выпрямителя состоит из взаимосвязанных цепей нагрузки, регулирования и управления, и фактически стабилизация напряжения происходит по обоим контурам одновременно.
В первом случае способ стабилизации частоты магнитоэлектрического синхронного генератора основан на гашении избыточной мощности привода за счёт превращения её в потерю в магнитопроводе генератора, для чего в цепь нагрузки включён управляющий дроссель насыщения.
Недогруженный генератор развивает обороты, превышающие необходимые для обеспечения требуемой нагрузки, а повышение оборотов ведёт к повышению напряжения на нагрузке. Это напряжение сравнивается с опорным в схеме сравнения, и выделяется разностный сигнал, который обеспечивает компенсацию увеличения напряжения на нагрузке и стабилизирует его на определенном уровне. По мере роста напряжения до В пробивается стабилитрон. Вцепи стабилизации протекает значительный ток, который вызывает увеличение электрических потерь в генераторе и торможение ротора.
Во втором случае повышение оборотов вызывает увеличение магнитного потока в генераторе и возрастание потерь на подмагничивание и вихревые токи. Возрастание потерь с учётом повышенной частоты,
близкой к резонансной, настолько значительно, что вызывает большой дополнительный момент, вызывающий торможение вала турбогенератора,
и ограничивает скорость вращения ротора.
Поскольку напряжение 20 В формируется с тех же витков трансформатора, то стабилизируется и оно. Стабилизированное напряжение 20 В поступает со стабилизатора-выпрямителя на ОГС, РО,
ДУС, БЧ.
В первом случае способ стабилизации частоты магнитоэлектрического синхронного генератора основан на гашении избыточной мощности привода за счёт превращения её в потерю в магнитопроводе генератора, для чего в цепь нагрузки включён управляющий дроссель насыщения.
Недогруженный генератор развивает обороты, превышающие необходимые для обеспечения требуемой нагрузки, а повышение оборотов ведёт к повышению напряжения на нагрузке. Это напряжение сравнивается с опорным в схеме сравнения, и выделяется разностный сигнал, который обеспечивает компенсацию увеличения напряжения на нагрузке и стабилизирует его на определенном уровне. По мере роста напряжения до В пробивается стабилитрон. Вцепи стабилизации протекает значительный ток, который вызывает увеличение электрических потерь в генераторе и торможение ротора.
Во втором случае повышение оборотов вызывает увеличение магнитного потока в генераторе и возрастание потерь на подмагничивание и вихревые токи. Возрастание потерь с учётом повышенной частоты,
близкой к резонансной, настолько значительно, что вызывает большой дополнительный момент, вызывающий торможение вала турбогенератора,
и ограничивает скорость вращения ротора.
Поскольку напряжение 20 В формируется с тех же витков трансформатора, то стабилизируется и оно. Стабилизированное напряжение 20 В поступает со стабилизатора-выпрямителя на ОГС, РО,
ДУС, БЧ.
Рис. 43. Структурная схема стабилизатора-выпрямителя
Рулевая машина
Рулевая машина предназначена для аэродинамического управления
ракетой в полёте. Одновременно РМ служит распределительным устройством в системе газодинамического управления ракетой на начальном участке траектории, когда аэродинамические рули неэффективны. Она является газовым усилителем управляющих электрических сигналов, формируемых ОГС.
Рулевая машина (РМ) состоит из обоймы, в приливах которой расположены рабочий цилиндр с поршнем и фильтр тонкой очистки пороховых газов. В обойму запрессован корпус с золотниковым распределителем, состоящим из четырехкромочного золотника, двух втулок и якорей. В корпусе также размещены две катушки электромагнитов.
Обойма имеет две проушины, в которых на подшипниках расположена стойка с пружинами (рессорой) и с напрессованным на нее поводком.
В пазах поводка и стойки расположены рули, которые в полёте удерживаются в раскрытом положении стопорами и пружинами. В приливе обоймы, между проушинами, размещается газораспределительная втулка,
жёстко закрепленная с помощью фиксатора настойке. На втулке имеется паз с отсечными кромками для подвода газа, поступающего от ПУД к каналами соплам.
РМ работает от газов ПАД, которые по трубе через фильтр тонкой очистки поступают к золотнику и от него по каналам в кольцах, корпусе и обойме под поршень.
Управляющие сигналы с ОГС поступают поочерёдно в катушки
Рулевая машина
Рулевая машина предназначена для аэродинамического управления
ракетой в полёте. Одновременно РМ служит распределительным устройством в системе газодинамического управления ракетой на начальном участке траектории, когда аэродинамические рули неэффективны. Она является газовым усилителем управляющих электрических сигналов, формируемых ОГС.
Рулевая машина (РМ) состоит из обоймы, в приливах которой расположены рабочий цилиндр с поршнем и фильтр тонкой очистки пороховых газов. В обойму запрессован корпус с золотниковым распределителем, состоящим из четырехкромочного золотника, двух втулок и якорей. В корпусе также размещены две катушки электромагнитов.
Обойма имеет две проушины, в которых на подшипниках расположена стойка с пружинами (рессорой) и с напрессованным на нее поводком.
В пазах поводка и стойки расположены рули, которые в полёте удерживаются в раскрытом положении стопорами и пружинами. В приливе обоймы, между проушинами, размещается газораспределительная втулка,
жёстко закрепленная с помощью фиксатора настойке. На втулке имеется паз с отсечными кромками для подвода газа, поступающего от ПУД к каналами соплам.
РМ работает от газов ПАД, которые по трубе через фильтр тонкой очистки поступают к золотнику и от него по каналам в кольцах, корпусе и обойме под поршень.
Управляющие сигналы с ОГС поступают поочерёдно в катушки
электромагнитов РМ. При прохождении тока через правую катушку электромагнита якорь с золотником притягивается в сторону этого электромагнита и открывает проход газа в левую полость рабочего цилиндра под поршень. Под давлением газа поршень перемещается в крайнее правое положение до упора в крышку. Перемещаясь, поршень увлекает за собой выступ поводка и поворачивает поводок и стойку, а вместе сними и рули в крайнее положение.
Рис. 44. Устройство рулевой машины — рабочий цилиндр 2 — катушки электромагнитов 3 золотниковый распределитель 4 — корпус 5 — обойма 6 — фильтр 7 сопла 8 — рули 9 — поводок 10 — поршень
Одновременно поворачивается и газораспределительная втулка, при этом отсечённая кромка открывает доступ газа от ПУД через канал к соответствующему соплу.
При прохождении тока через левую катушку электромагнита поршень перемещается в другое крайнее положение.
В момент переключения тока в катушках, когда усилие, создаваемое пороховыми газами, превышает силу притяжения электромагнита, золотник под действием силы от пороховых газов перемещается, причём перемещение золотника начинается раньше, чем происходит нарастание
Рис. 44. Устройство рулевой машины — рабочий цилиндр 2 — катушки электромагнитов 3 золотниковый распределитель 4 — корпус 5 — обойма 6 — фильтр 7 сопла 8 — рули 9 — поводок 10 — поршень
Одновременно поворачивается и газораспределительная втулка, при этом отсечённая кромка открывает доступ газа от ПУД через канал к соответствующему соплу.
При прохождении тока через левую катушку электромагнита поршень перемещается в другое крайнее положение.
В момент переключения тока в катушках, когда усилие, создаваемое пороховыми газами, превышает силу притяжения электромагнита, золотник под действием силы от пороховых газов перемещается, причём перемещение золотника начинается раньше, чем происходит нарастание
тока в другой катушке, что повышает быстродействие РМ.
Рис. 45. Устройство рулевой машины
Пороховой управляющий двигатель
ПУД предназначен для газодинамического управления ракетой на
начальном участке траектории полёта.
В рулевом отсеке находятся такие пиротехнические устройства, как пороховой аккумулятор давления (ПАД) и пороховой управляющий двигатель (ПУД. Особенности работы этих устройств определяют их одинаковые конструкции и компоновку. Каждый из них состоит из корпуса,
выполненного из прочной стали, в который вложен пороховой заряди установлен элемент воспламенения. Пороховой заряд представляет собой шашку из баллистического состава. Как известно, пороха бывают баллистическими и смесевыми. Ярким представителем смесевого пороха является простой, так называемый дымный оружейный порох,
изобретённый в древнем Китае и представляющий собой механическую смесь тонко измельченного минерального окислителя
(селитры),
органического горючего (угля) и полимерной связки (серы. В настоящее время такой порох применяется менее широко, так как его повсеместно заменяют баллистические пороха. Баллистический состав представляет собой вещество, в котором основные компоненты твердого топлива
(окислитель и горючее) входят в структуру одной молекулы. Основой таких
Рис. 45. Устройство рулевой машины
Пороховой управляющий двигатель
ПУД предназначен для газодинамического управления ракетой на
начальном участке траектории полёта.
В рулевом отсеке находятся такие пиротехнические устройства, как пороховой аккумулятор давления (ПАД) и пороховой управляющий двигатель (ПУД. Особенности работы этих устройств определяют их одинаковые конструкции и компоновку. Каждый из них состоит из корпуса,
выполненного из прочной стали, в который вложен пороховой заряди установлен элемент воспламенения. Пороховой заряд представляет собой шашку из баллистического состава. Как известно, пороха бывают баллистическими и смесевыми. Ярким представителем смесевого пороха является простой, так называемый дымный оружейный порох,
изобретённый в древнем Китае и представляющий собой механическую смесь тонко измельченного минерального окислителя
(селитры),
органического горючего (угля) и полимерной связки (серы. В настоящее время такой порох применяется менее широко, так как его повсеместно заменяют баллистические пороха. Баллистический состав представляет собой вещество, в котором основные компоненты твердого топлива
(окислитель и горючее) входят в структуру одной молекулы. Основой таких
порохов является микроклетчатка. В зависимости от назначения пороха по- разному обрабатываются с добавлением различных добавок. В результате горение такого вещества происходит без образования крупных частиц и с высокими показателями удельного объема газа (объема, который занимает продукт сгорания вещества).
Для воспламенения вещества используется воспламенитель, который включает в себя электровоспламенитель, пиротехническую петарду и навеску из смесевого дымного) пороха.
Электровоспламенитель представляет собой электротехническое изделие, в металлическом корпусе которого размещаются колодка с мостиком накаливания, на который нанесена капелька вещества, надёжно вспыхивающая от нагрева мостика
(металлической проволоки, и небольшая навеска пиротехнического состава, которую поджигает вспыхивающее вещество колодки.
Корпус электровоспламенителя после сборки заливается герметизирующим составом. Электровоспламенитель имеет посадочные места с резьбой и проводами с наконечниками. Энергии воспламенителя зачастую недостаточно для воспламенения основного заряда. Поэтому для надёжного воспламенения заряда применяют воспламенитель. Он состоит из пиротехнической петарды и навески дымного пороха.
После срабатывания электровоспламенителя загорается пиротехническая петарда, поджигающая навеску пороха. При сгорании пороха образуются крупные раскалённые частицы, которые попадают на основной заряди вызывают его возгорание. Горение основного заряда происходит по всей его открытой поверхности. В зависимости от требований к скорости газообразования и времени работы устройства форма заряда может быть выбрана такой, что она обеспечит максимальную поверхность горения. Это достигается образованием различных щелей,
срезов и внутренних профилей. Если же требуется уменьшить поверхность горения, то её закрывают различными бронировками, обеспечивая,
например, только торцевое горение заряда.
ПУД состоит из корпуса, представляющего собой камеру сгорания, и переходника. Внутри корпуса размещаются пороховой заряди воспламенитель, состоящий из электровоспламенителя, навески пороха и пиротехнической петарды. Расход газа и параметры внутренней баллистики определяются дроссельным отверстием в переходнике
Для воспламенения вещества используется воспламенитель, который включает в себя электровоспламенитель, пиротехническую петарду и навеску из смесевого дымного) пороха.
Электровоспламенитель представляет собой электротехническое изделие, в металлическом корпусе которого размещаются колодка с мостиком накаливания, на который нанесена капелька вещества, надёжно вспыхивающая от нагрева мостика
(металлической проволоки, и небольшая навеска пиротехнического состава, которую поджигает вспыхивающее вещество колодки.
Корпус электровоспламенителя после сборки заливается герметизирующим составом. Электровоспламенитель имеет посадочные места с резьбой и проводами с наконечниками. Энергии воспламенителя зачастую недостаточно для воспламенения основного заряда. Поэтому для надёжного воспламенения заряда применяют воспламенитель. Он состоит из пиротехнической петарды и навески дымного пороха.
После срабатывания электровоспламенителя загорается пиротехническая петарда, поджигающая навеску пороха. При сгорании пороха образуются крупные раскалённые частицы, которые попадают на основной заряди вызывают его возгорание. Горение основного заряда происходит по всей его открытой поверхности. В зависимости от требований к скорости газообразования и времени работы устройства форма заряда может быть выбрана такой, что она обеспечит максимальную поверхность горения. Это достигается образованием различных щелей,
срезов и внутренних профилей. Если же требуется уменьшить поверхность горения, то её закрывают различными бронировками, обеспечивая,
например, только торцевое горение заряда.
ПУД состоит из корпуса, представляющего собой камеру сгорания, и переходника. Внутри корпуса размещаются пороховой заряди воспламенитель, состоящий из электровоспламенителя, навески пороха и пиротехнической петарды. Расход газа и параметры внутренней баллистики определяются дроссельным отверстием в переходнике
Рис. 46. Устройство ПУД
После вылета ракеты из пусковой трубы и раскрытия рулей электрический импульс с конденсатора взведения поступает на электровоспламенитель, воспламеняющий навеску пороха и петарду, от форса пламени которых загорается пороховой заряд. Пороховые газы,
проходя через распределительную втулку и два сопла, расположенные перпендикулярно плоскости рулей РМ, создают управляющее усилие,
обеспечивающее разворот ракеты.
Датчик угловой скорости
ДУС предназначен для формирования электрического сигнала,
пропорционального угловой скорости колебаний ракеты относительное осей. Этот сигнал используется в качестве отрицательной динамической обратной связи в контуре демпфирования поперечных колебаний, возникающих при управлении ракетой.
ДУС представляет собой рамку с двумя электромагнитными обмотками, которая на полуосях подвешена в центровых винтах с корундовыми подпятниками и может покачиваться в рабочих зазорах магнитной цепи, состоящий из основания, постоянного магнита и башмаков. Сигнал угловой скорости снимается с обмоток рамки и через безмоментные растяжки выводится на контакты, изолированные от корпуса
После вылета ракеты из пусковой трубы и раскрытия рулей электрический импульс с конденсатора взведения поступает на электровоспламенитель, воспламеняющий навеску пороха и петарду, от форса пламени которых загорается пороховой заряд. Пороховые газы,
проходя через распределительную втулку и два сопла, расположенные перпендикулярно плоскости рулей РМ, создают управляющее усилие,
обеспечивающее разворот ракеты.
Датчик угловой скорости
ДУС предназначен для формирования электрического сигнала,
пропорционального угловой скорости колебаний ракеты относительное осей. Этот сигнал используется в качестве отрицательной динамической обратной связи в контуре демпфирования поперечных колебаний, возникающих при управлении ракетой.
ДУС представляет собой рамку с двумя электромагнитными обмотками, которая на полуосях подвешена в центровых винтах с корундовыми подпятниками и может покачиваться в рабочих зазорах магнитной цепи, состоящий из основания, постоянного магнита и башмаков. Сигнал угловой скорости снимается с обмоток рамки и через безмоментные растяжки выводится на контакты, изолированные от корпуса
Рис. 47. Устройство ДУС:
1 — корундовый подпятник 2 — контакты 3 — рамка с обмотками — безмоментные растяжки 5 — башмак 6 — постоянный магнит 7 полуось 8 — винт 9 — контакты обмоток
ДУС устанавливается в центре масс так, чтобы его ось ОХ совпадала с продольной осью ракеты. При этом При прямолинейном полёте вращающейся ракеты рамка под действием центробежных сил самоустановится в плоскости,
перпендикулярной оси вращения ракеты. ЭДС в её обмотках не наводится,
так как обмотки не перемещаются в магнитном поле постоянного магнита При отклонении ракеты от прямолинейного полёта в некоторой плоскости (φ — угол наклона плоскости отклонения относительно направления вверх) с некоторой угловой скоростью ω быстровращающаяся вместе с корпусом ракеты рамка приобретёт свойства гироскопа, и на неё
начнёт действовать гироскопический момент M
г
Под действием гироскопического момента рамка ДУС начинает колебаться в магнитном поле постоянного магнита, иве обмотках индуцируется синусоидальная ЭДС, амплитуда которой характеризует величину угловой скорости отклонения (ω), а фаза — угол наклона плоскости отклонения (φ). Снимаемый с обмоток рамки сигнал через усилитель ДУС подается на усилитель-ограничитель ФСУР, повышающий устойчивость управления ракетой. Часть усиленного сигнала поступает на дополнительную демпфирующую обмотку рамки для компенсации её
собственных колебаний
1 — корундовый подпятник 2 — контакты 3 — рамка с обмотками — безмоментные растяжки 5 — башмак 6 — постоянный магнит 7 полуось 8 — винт 9 — контакты обмоток
ДУС устанавливается в центре масс так, чтобы его ось ОХ совпадала с продольной осью ракеты. При этом При прямолинейном полёте вращающейся ракеты рамка под действием центробежных сил самоустановится в плоскости,
перпендикулярной оси вращения ракеты. ЭДС в её обмотках не наводится,
так как обмотки не перемещаются в магнитном поле постоянного магнита При отклонении ракеты от прямолинейного полёта в некоторой плоскости (φ — угол наклона плоскости отклонения относительно направления вверх) с некоторой угловой скоростью ω быстровращающаяся вместе с корпусом ракеты рамка приобретёт свойства гироскопа, и на неё
начнёт действовать гироскопический момент M
г
Под действием гироскопического момента рамка ДУС начинает колебаться в магнитном поле постоянного магнита, иве обмотках индуцируется синусоидальная ЭДС, амплитуда которой характеризует величину угловой скорости отклонения (ω), а фаза — угол наклона плоскости отклонения (φ). Снимаемый с обмоток рамки сигнал через усилитель ДУС подается на усилитель-ограничитель ФСУР, повышающий устойчивость управления ракетой. Часть усиленного сигнала поступает на дополнительную демпфирующую обмотку рамки для компенсации её
собственных колебаний
БОЕВОЕ СНАРЯЖЕНИЕ
Боевое снаряжение ракеты (изделие 9Н312Ф) предназначено для
поражения воздушной цели или нанесения ей повреждений, приводящих к
невозможности выполнения боевой задачи.
Основными поражающими факторами являются фугасное действие ударной волны продуктов взрыва боевой части и остатков топлива двигательной установки, а также осколочное действие элементов,
образующихся при взрыве и дроблении корпуса.
Таблица Основные технические характеристики
1
Масса, кг
1,27
в том числе взрывчатого вещества, кг 2 Тротиловый эквивалент взрывчатого вещества, кг 0,53 3 Длина отсека, мм 4 Диаметр, мм 5 Количество осколков, шт 6 Угол разлета осколков, град 7 Скорость детонации взрывчатого веществам с 8 Масса осколка, г 9 Толщина корпуса БЧ, мм 10 Скорость разлета осколков, м/с
2000–2200
Состав боевого снаряжения. Боевая часть. Взрыватель. Взрывной генератор. Боевая часть предназначена для создания заданного поля
поражения, воздействующего нацель после получения от взрывателя инициирующего импульса.
Боевая часть состоит из следующих элементов:
а) корпус;
б) боевой заряд;
в) детонатор;
г) трубка.
Корпус выполнен из высокопрочной стали. Он представляет собой цилиндрическую деталь с толщиной стенок 3 мм. С торцов корпус имеет
Боевое снаряжение ракеты (изделие 9Н312Ф) предназначено для
поражения воздушной цели или нанесения ей повреждений, приводящих к
невозможности выполнения боевой задачи.
Основными поражающими факторами являются фугасное действие ударной волны продуктов взрыва боевой части и остатков топлива двигательной установки, а также осколочное действие элементов,
образующихся при взрыве и дроблении корпуса.
Таблица Основные технические характеристики
1
Масса, кг
1,27
в том числе взрывчатого вещества, кг 2 Тротиловый эквивалент взрывчатого вещества, кг 0,53 3 Длина отсека, мм 4 Диаметр, мм 5 Количество осколков, шт 6 Угол разлета осколков, град 7 Скорость детонации взрывчатого веществам с 8 Масса осколка, г 9 Толщина корпуса БЧ, мм 10 Скорость разлета осколков, м/с
2000–2200
Состав боевого снаряжения. Боевая часть. Взрыватель. Взрывной генератор. Боевая часть предназначена для создания заданного поля
поражения, воздействующего нацель после получения от взрывателя инициирующего импульса.
Боевая часть состоит из следующих элементов:
а) корпус;
б) боевой заряд;
в) детонатор;
г) трубка.
Корпус выполнен из высокопрочной стали. Он представляет собой цилиндрическую деталь с толщиной стенок 3 мм. С торцов корпус имеет
посадочные места и места крепления с соседними отсеками (РО и ДУ).
Кроме того, на корпусе имеется бугель с отверстием, который присоединении заходит глубоко в рулевой отсек. В бугель при сборке входит стопор трубы, предназначенный для фиксации в ней ракеты. Внутри корпус имеет насечку специальной формы, позволяющей при подрыве боевого заряда образовывать заданное дробление на осколки.
Боевой заряд представляет собой взрывчатое вещество (ВВ),
запрессованное в корпус БЧ. ВВ изготовлено из вещества ОКФАЛ-20
(взрывчатая механическая смесь на основе октогена).
ВВ имеет достаточно высокие характеристики детонации — 8000 мс ив тоже время отвечает требованию отсутствия детонации при случайных воздействиях, например падении, простреле и т. п. Для подрыва боевого заряда необходимо оказать на него определенное энергетическое воздействие с высокой скоростью по всей торцевой поверхности. Для этих целей служит детонатор.
Детонатор представляет собой заряд ВВ, более чувствительного к инициирующему воздействию со стороны взрывателя. В БЧ детонатор размещён непосредственно рядом с боевым зарядом и удерживается механической манжетой. Так как взрыватель расположен за боевым зарядом, то для его связи с РО (для получения питания) в боевом заряде имеется отверстие, сформированное установленной в этом месте трубкой.
Через трубку протянуты четыре провода.
Необходимо отметить, что при способе заданного дробления образуются осколки 0,4–0,5 г, что позволяет им наносить эффективное поражение, в то время как при подрыве БЧ с гладким корпусом часть металла превращается в пыль и мелкие осколки. Взрыватель (Э) предназначен для выдачи импульса на подрыв
заряда БЧ при попадании ракеты в цель или по истечению времени
самоликвидации, а также для передачи импульса от заряда БЧ к
взрывному генератору. Расположение взрывателя за боевым зарядом обусловлено тем, что он должен сработать после проникновения боевой части внутрь цели. При ударе корпусные элементы ракеты разрушаются вследствие больших нагрузок ив таком виде проникают внутрь цели.
Взрыватель же, находясь за основным зарядом, успевает выдать импульс на его подрыв до своего разрушения, но при проникновении заряда внутрь цели.
Взрыватель относится к электромеханическому типу. Он имеет две
ступени предохранения, которые снимаются в полёте, чем обеспечивается безопасность при эксплуатации комплекса
Кроме того, на корпусе имеется бугель с отверстием, который присоединении заходит глубоко в рулевой отсек. В бугель при сборке входит стопор трубы, предназначенный для фиксации в ней ракеты. Внутри корпус имеет насечку специальной формы, позволяющей при подрыве боевого заряда образовывать заданное дробление на осколки.
Боевой заряд представляет собой взрывчатое вещество (ВВ),
запрессованное в корпус БЧ. ВВ изготовлено из вещества ОКФАЛ-20
(взрывчатая механическая смесь на основе октогена).
ВВ имеет достаточно высокие характеристики детонации — 8000 мс ив тоже время отвечает требованию отсутствия детонации при случайных воздействиях, например падении, простреле и т. п. Для подрыва боевого заряда необходимо оказать на него определенное энергетическое воздействие с высокой скоростью по всей торцевой поверхности. Для этих целей служит детонатор.
Детонатор представляет собой заряд ВВ, более чувствительного к инициирующему воздействию со стороны взрывателя. В БЧ детонатор размещён непосредственно рядом с боевым зарядом и удерживается механической манжетой. Так как взрыватель расположен за боевым зарядом, то для его связи с РО (для получения питания) в боевом заряде имеется отверстие, сформированное установленной в этом месте трубкой.
Через трубку протянуты четыре провода.
Необходимо отметить, что при способе заданного дробления образуются осколки 0,4–0,5 г, что позволяет им наносить эффективное поражение, в то время как при подрыве БЧ с гладким корпусом часть металла превращается в пыль и мелкие осколки. Взрыватель (Э) предназначен для выдачи импульса на подрыв
заряда БЧ при попадании ракеты в цель или по истечению времени
самоликвидации, а также для передачи импульса от заряда БЧ к
взрывному генератору. Расположение взрывателя за боевым зарядом обусловлено тем, что он должен сработать после проникновения боевой части внутрь цели. При ударе корпусные элементы ракеты разрушаются вследствие больших нагрузок ив таком виде проникают внутрь цели.
Взрыватель же, находясь за основным зарядом, успевает выдать импульс на его подрыв до своего разрушения, но при проникновении заряда внутрь цели.
Взрыватель относится к электромеханическому типу. Он имеет две
ступени предохранения, которые снимаются в полёте, чем обеспечивается безопасность при эксплуатации комплекса
Рис. 48. Устройство отсека боевой части — трубка с проводами 2 — предохранительно-детонирущее
устройтво (ПДУ); 3 — боевые цепи 4 — боевой заряд (взрывчатое
вещество); 5 — корпус с насечкой 6 — детонатор 7 — генераторные
магнитоэлектрические датчики (ГМД)
Взрыватель состоит из следующих элементов корпус предохранительно-детонирующее устройство (ПДУ);
• механизм самоликвидации трубка основной датчик цели
ГМД1 импульсный вихревой магнитоэлектрический генератор дублирующий датчик цели ГМД2 (импульсный волновой магнитоэлектрический генератор пусковой электровоспламенитель ЭВ два боевых электровоспламенителя ЭВ и ЭВ пиротехнический замедлитель инициирующий заряд капсюль-детонатор;
• детонатор взрывателя.
ПДУ служит для обеспечения безопасности в обращении со взрывателем до момента взведения его после пуска ракеты. Он состоит из
пиротехнического предохранителя, поворотной втулки с пружиной
кручения и блокирующего стопора с пружиной сжатия. Пиротехнический
устройтво (ПДУ); 3 — боевые цепи 4 — боевой заряд (взрывчатое
вещество); 5 — корпус с насечкой 6 — детонатор 7 — генераторные
магнитоэлектрические датчики (ГМД)
Взрыватель состоит из следующих элементов корпус предохранительно-детонирующее устройство (ПДУ);
• механизм самоликвидации трубка основной датчик цели
ГМД1 импульсный вихревой магнитоэлектрический генератор дублирующий датчик цели ГМД2 (импульсный волновой магнитоэлектрический генератор пусковой электровоспламенитель ЭВ два боевых электровоспламенителя ЭВ и ЭВ пиротехнический замедлитель инициирующий заряд капсюль-детонатор;
• детонатор взрывателя.
ПДУ служит для обеспечения безопасности в обращении со взрывателем до момента взведения его после пуска ракеты. Он состоит из
пиротехнического предохранителя, поворотной втулки с пружиной
кручения и блокирующего стопора с пружиной сжатия. Пиротехнический
предохранитель имеет в своём составе заряд, стопор и пружину сжатия.
При этом пружина сжата, стопор подвыдвинут, и его перемещению под действием пружины препятствует заряд.
В исходном состоянии поворотная втулка развёрнута и сжимает пружину кручения. От поворота она удерживается блокирующим стопором,
который, в свою очередь, сжимает пружину сжатия, и стопором пиротехнического предохранителя.
Механизм самоликвидации обеспечивает срабатывание капсюля- детонатора по истечении времени самоликвидации в случае промаха. В его составе имеется пиротехническая запрессовка, время горения которой 15–
17 с.
Трубка обеспечивает подачу импульса от заряда БЧ к заряду ВГ. Она представляет собой трубку, в которую запрессован заряд ВВС обоих концов она закрыта заглушками.
Основной датчик цели ГМД1 вырабатывает электрический импульс при прохождении ракеты со скоростью не менее 80 мс через металлическую преграду или вдоль не. Работа датчика основана на возникновении ЭДС в обмотке катушки датчика под действием вихревых токов, возникающих в металлических материалах при движении через них или вдоль них постоянного магнита, входящего в конструкцию датчика.
Тем самым обеспечивается подрыв БЧ после её проникновения в корпус цели в случае попадания в поверхность либо рикошета.
Дублирующий датчик цели ГМД2 вырабатывает электрический импульс при ударе взрывателя о преграду, в том числе и под различными углами рикошета. Иначе его называют ударным датчиком. Он состоит из волнового генератора, якоря и сердечника. При ударе якорь отрывается,
перемещая сердечники в обмотках катушки волнового генератора возникает импульс тока.
Пусковой электровоспламенитель ЭВ предназначен для запуска
ПДУ и механизма самоликвидации.
Боевые
электровоспламенители ЭВ и ЭВ служат для инициирования капсюля-детонатора при наличии электрического импульса соответственно от ГМД2 и ГМД1.
Пиротехнический замедлитель служит для обеспечения задержки срабатывания капсюля-детонатора на время, достаточное для его срабатывания от ЭВ2.
Инициирующий заряд,
капсюль-детонатор и
детонатор
взрывателя служат для подрыва боевой части. Взрывной генератор предназначен для подрыва несгоревшей части
При этом пружина сжата, стопор подвыдвинут, и его перемещению под действием пружины препятствует заряд.
В исходном состоянии поворотная втулка развёрнута и сжимает пружину кручения. От поворота она удерживается блокирующим стопором,
который, в свою очередь, сжимает пружину сжатия, и стопором пиротехнического предохранителя.
Механизм самоликвидации обеспечивает срабатывание капсюля- детонатора по истечении времени самоликвидации в случае промаха. В его составе имеется пиротехническая запрессовка, время горения которой 15–
17 с.
Трубка обеспечивает подачу импульса от заряда БЧ к заряду ВГ. Она представляет собой трубку, в которую запрессован заряд ВВС обоих концов она закрыта заглушками.
Основной датчик цели ГМД1 вырабатывает электрический импульс при прохождении ракеты со скоростью не менее 80 мс через металлическую преграду или вдоль не. Работа датчика основана на возникновении ЭДС в обмотке катушки датчика под действием вихревых токов, возникающих в металлических материалах при движении через них или вдоль них постоянного магнита, входящего в конструкцию датчика.
Тем самым обеспечивается подрыв БЧ после её проникновения в корпус цели в случае попадания в поверхность либо рикошета.
Дублирующий датчик цели ГМД2 вырабатывает электрический импульс при ударе взрывателя о преграду, в том числе и под различными углами рикошета. Иначе его называют ударным датчиком. Он состоит из волнового генератора, якоря и сердечника. При ударе якорь отрывается,
перемещая сердечники в обмотках катушки волнового генератора возникает импульс тока.
Пусковой электровоспламенитель ЭВ предназначен для запуска
ПДУ и механизма самоликвидации.
Боевые
электровоспламенители ЭВ и ЭВ служат для инициирования капсюля-детонатора при наличии электрического импульса соответственно от ГМД2 и ГМД1.
Пиротехнический замедлитель служит для обеспечения задержки срабатывания капсюля-детонатора на время, достаточное для его срабатывания от ЭВ2.
Инициирующий заряд,
капсюль-детонатор и
детонатор
взрывателя служат для подрыва боевой части. Взрывной генератор предназначен для подрыва несгоревшей части
топлива маршевой двигательной установки и создания тем самым дополнительного поля поражения. Взрывной генератор представляет собой расположенную в корпусе БЧ шашку с запрессованным в ней зарядом ВВ.
ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ БОЕВОГО СНАРЯЖЕНИЯ
Принципиальная схема БЧ состоит из пусковой цепи и боевой цепи.
Пусковая цепь между выводами
1 и
3) содержит электровоспламенитель ЭВ и 2 дросселя. Напряжение 40 В с конденсатора блока взведения розетки РО подается на электровоспламенитель ЭВ припуске ракеты в момент замыкания контактов размыкателя после раскрывания рулей. Дроссели установлены для защиты от токов насыщения.
Боевая цепь (между выводами 1 и 2) питается от БИП напряжением В в течение всего полёта ракеты. В боевую цепь входят контактная группа
В1, два боевых электровоспламенителя ЭВ, ЭВ, датчики цели ГМД1,
ГМД2.
Контактная группа В представляет собой разомкнутые контакты,
которые находясь на поворотной втулке замыкаются при её повороте.
При вылете ракеты из трубы и раскрытии рулей размыкатель розетки
РО замыкается. Напряжение с конденсаторов блока взведения поступает на электровоспламенитель ЭВ взрывателя.
Электровоспламенитель срабатывает и воспламеняет пиротехнический стопор и механизм самоликвидации.
При условии прогорания запрессовки пиротехнического стопора
(через 1–1,9 си оседании инерционного стопора под действием осевого ускорения (более 9g) поворотная втулка под действием пружины разворачивается в боевое положение. При этом капсюль-детонатор совмещается с детонатором взрывателя, и замыкаются контакты питания боевой цепи от БИП. Снята вторая ступень предохранения. В это время продолжает гореть пиротехническая запрессовка механизма самоликвидации, а БИП подпитывает конденсаторы Си С2.
При попадании ракеты в цель в момент прохождения взрывателя через механическую преграду в обмотке основного датчика цели ГМД1
возникает импульс электрического тока, который поступает на электровоспламенитель ЭВ, а от него воспламеняется капсюль-детонатор.
Срабатывание капсюля-детонатора вызывает подрыв БЧ, трубка передает воздействие на заряд ВГ. При этом происходит срабатывание ВГ и подрыв
ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ БОЕВОГО СНАРЯЖЕНИЯ
Принципиальная схема БЧ состоит из пусковой цепи и боевой цепи.
Пусковая цепь между выводами
1 и
3) содержит электровоспламенитель ЭВ и 2 дросселя. Напряжение 40 В с конденсатора блока взведения розетки РО подается на электровоспламенитель ЭВ припуске ракеты в момент замыкания контактов размыкателя после раскрывания рулей. Дроссели установлены для защиты от токов насыщения.
Боевая цепь (между выводами 1 и 2) питается от БИП напряжением В в течение всего полёта ракеты. В боевую цепь входят контактная группа
В1, два боевых электровоспламенителя ЭВ, ЭВ, датчики цели ГМД1,
ГМД2.
Контактная группа В представляет собой разомкнутые контакты,
которые находясь на поворотной втулке замыкаются при её повороте.
При вылете ракеты из трубы и раскрытии рулей размыкатель розетки
РО замыкается. Напряжение с конденсаторов блока взведения поступает на электровоспламенитель ЭВ взрывателя.
Электровоспламенитель срабатывает и воспламеняет пиротехнический стопор и механизм самоликвидации.
При условии прогорания запрессовки пиротехнического стопора
(через 1–1,9 си оседании инерционного стопора под действием осевого ускорения (более 9g) поворотная втулка под действием пружины разворачивается в боевое положение. При этом капсюль-детонатор совмещается с детонатором взрывателя, и замыкаются контакты питания боевой цепи от БИП. Снята вторая ступень предохранения. В это время продолжает гореть пиротехническая запрессовка механизма самоликвидации, а БИП подпитывает конденсаторы Си С2.
При попадании ракеты в цель в момент прохождения взрывателя через механическую преграду в обмотке основного датчика цели ГМД1
возникает импульс электрического тока, который поступает на электровоспламенитель ЭВ, а от него воспламеняется капсюль-детонатор.
Срабатывание капсюля-детонатора вызывает подрыв БЧ, трубка передает воздействие на заряд ВГ. При этом происходит срабатывание ВГ и подрыв
остатков топлива МД. Также срабатывает и дублирующий датчик цели
ГМД2. Импульс, наводимый в обмотке
ГМД2, поступает на электровоспламенитель ЭВ. От его срабатывания поджигается пиротехнический воспламенитель, время горения которого не превышает времени, необходимого для подхода основного датчика целик преграде.
После прогорания замедлителя последовательно срабатывают:
инициирующий заряд, капсюль-детонатор, БЧ. Взрывчатое вещество трубки передаёт огневое воздействие на заряд ВГ.
В случае промаха ракеты по цели после прогорания пиротехнической запрессовки механизма самоликвидации срабатывает капсюль-детонатор и вызывает срабатывание боевой части ракеты. Ракета самоликвидируется.
ГМД2. Импульс, наводимый в обмотке
ГМД2, поступает на электровоспламенитель ЭВ. От его срабатывания поджигается пиротехнический воспламенитель, время горения которого не превышает времени, необходимого для подхода основного датчика целик преграде.
После прогорания замедлителя последовательно срабатывают:
инициирующий заряд, капсюль-детонатор, БЧ. Взрывчатое вещество трубки передаёт огневое воздействие на заряд ВГ.
В случае промаха ракеты по цели после прогорания пиротехнической запрессовки механизма самоликвидации срабатывает капсюль-детонатор и вызывает срабатывание боевой части ракеты. Ракета самоликвидируется.