Файл: Г. В. Рудианов устройство и эксплуатация пзрк 9К38 Боевые средства пзрк 9К38.pdf

130
Стартовый двигатель придает ракете необходимые скорость вылета из пус- ковой трубы (около 30 м/с) и частоту вращения относительно продольной оси
(около 20 об/с). Ускорение ракеты достигает 120 g.
При вылете ракеты из пусковой трубы происходит раскрытие рулей, крыль- ев и пластин дестабилизатора и их фиксация в раскрытом положении.
Форсом пламени стартового двигателя поджигается лучевой воспламени- тель замедленного действия, установленный в сопловом блоке маршевого двига- теля.
Срабатывание маршевого двигателя. При загорании навески пороха вос- пламеняется основной заряд стартового двигателя и лучевой воспламенитель маршевого двигателя.
Лучевой воспламенитель обеспечит воспламенение заряда маршевого дви- гателя примерно через 0,4 с после вылета из трубы и безопасность стрелка (раке- та удалится на 5,5 м).
Маршевый однокамерный двухрежимный двигатель обеспечивает разгон ракеты до крейсерской скорости (до 570 м/с) и поддержание её в полете.
С началом движения ракеты по трубе механизм бортразъёма обеспечит от- стыковку вилки бортразъёма, а с выходом ракеты из трубы раскрываются рули
(а также крылья и дестабилизаторы). При этом замыкаются контакты размыка- теля блока взведения, обеспечивая подачу напряжения с БИП: а) на электровоспламенитель предохранительно-детонирующего устройства
(ПДУ), от которого загораются пиропредохранитель ПДУ и пирозапресовка ме- ханизма самоликвидации. Под действием осевого ускорения блокирующий сто- пор проседает (снятие I ступени предохранения), а через 1–1,9 с прогорает пиро- предохранитель, разрешающий поворотной втулке с капсюлем-детонатором установиться в боевое положение (снятие II ступени); б) через контакты поворотной втулки на зарядку конденсаторов С1, С2 бое- вой цепи — взрыватель готов к срабатыванию; в) на электровоспламенитель порохового управляющего двигателя, от кото- рого загораются навеска пороха, петарда и пороховой заряд. Пороховые газы через газораспределительную втулку рулевой машины поступают в сопла, обес- печивая на начальном участке полёта дополнительное газодинамическое управ- ление по командам автопилота.
УВК формирует напряжение команды управления полётом (рис. 2): а) сигнал ошибки наведения ракеты, пропорциональный угловой скорости линии визирования, с выхода усилителя коррекции КЦ через синхронный фильтр и динамический ограничитель поступает на первый вход сумматора Σ.
Информация о величине и плоскости ошибки наведения содержится, соответ- ственно, в амплитуде и фазе сигнала с частотой сканирования цели; б) на второй вход сумматора Σ поступает сигнал со схемы управления поле- том на начальном участке, обеспечивающий ускоренный вывод ракеты на кине- матическую траекторию;

131
в) формирователь команд управления рулями, используя в качестве опорно- го сигнал ГОН, переносит информацию об ошибке наведения с частоты скани- рования f
2
(100 Гц) на частоту управления рулями f
3
(20 Гц). При этом синусои- дальный сигнал частоты f
3
несёт в себе информацию о том, в какую сторону (фа- за сигнала) и насколько (амплитуда сигнала) в любой момент периода управле- ния нужно отклонить вращающиеся рули, чтобы создаваемая ими управляющая сила непрерывно уменьшала ошибку наведения; г) схема линеаризации обеспечивает сохранение линейной зависимости ве- личины управляющей силы от величины ошибки наведения при релейном ре- жиме работы рулей. Благодаря ей формируется суммарный управляющий сиг- нал, задающий переброс рулей из одного крайнего положения в другое (±15°) четыре раза за период управления и на разное время.
Динамический ограничитель
Синхронный фильтр
Схема смещения
Схема управления полетом на начальном участке
φ
зад
Формирователь команд управления рулями
u
со с усилителя коррекции
u
со со схемы ближней зоны
u
η с катушки пеленга
Σ
на автопилот
u
η с катушки пеленга время задержки (τ)
Рис. 2. Структурная схема УВК
Для повышения эффективности наведения в ОГСН предусмотрены схема ближней зоны и схема смещения, обеспечивающие на конечном участке полёта слежение за энергетическим максимумом излучения цели (соплом) и смещение траектории от сопла в корпус.
Автопилот формирует управляющую силу, действующую на ракету, на основании сигнала УВК (с помощью одноканального релейного рулевого привода) и демпфирования колебаний ракеты относительно продольной оси
(рис. 3): а) с помощью усилителя-ограничителя и усилителя мощности суммарный управляющий сигнал преобразуется в импульсное двухполярное напряжение управления электромагнитами рулевой машины;

132
б) для гашения поперечных колебаний корпуса ракеты используется сигнал отрицательной динамической обратной связи с датчика угловых скоростей, по- даваемый на усилитель-ограничитель.
Под действием напряжений управления полётом, формируемых усилите- лем-ограничителем автопилота, поочерёдно срабатывают электромагниты зо- лотника рулевой машины, обеспечивая подачу газов ПАД в полости рабочего цилиндра и соответствующее перемещение рулей.
Сигнал команды из УВК
Усилитель- ограничитель
Усилитель мощности
Рулевая машинка
ДУС с усилителем ракета
Рис. 3. Структурная схема автопилота
Рули создают аэродинамическую управляющую силу, удерживающую ра- кету на кинематической траектории полёта в учрежденную точку встречи с це- лью.
При попадании ракеты в цель: а) в момент прохождения взрывателя через металлическую преграду или вдоль неё основной датчик цели ГМД1 выдает импульс тока, от которого после- довательно сработают ЭВ3, капсюль-детонатор, детонатор взрывателя, детона- тор и разрывной заряд боевой части, а через трубку и взрывной генератор и остатки топлива МД; б) под действием волн упругих деформаций срабатывает дублирующий датчик ГМД2, электрический импульс которого вызывает срабатывание с за- держкой инициирующего заряда и далее подрыв БЧ (если подрыв еще не про- изошел).
При промахе механизм самоликвидации уничтожит ракету.