Устройство зенитно ракетного вооружения, контрольно-испытательного и технологического оборудования

УСТРОЙСТВО ЗЕНИТНО РАКЕТНОГО ВООРУЖЕНИЯ, КОНТРОЛЬНО-ИСПЫТАТЕЛЬНОГО И ТЕХНОЛОГИЧЕСКОГО ОБОРУДОВАНИЯ

УСТРОЙСТВО ПЗРК 9К38

 

 

КОНСПЕКТ ЛЕКЦИЙ

 

 

ВВЕДЕНИЕ

В 1983 году принят на вооружение новый переносной зенитный ракетный комплекс "Игла" (9К38), который существенно отличается от ранее принятых на вооружение комплексов типа "Стрела" по следующим параметрам;

- существенно повышена боевая эффективность стрельбы по современным и перспективным воздушным целям (вероят­ность поражения цели увеличена с 0,24 до 0,5);

- упрощен процесс боевой работы стрелка-зенитчика (не требуется введение углов упреждения при пуске ракеты);

- обеспечено опознавание цели и блокировка пуска по своим самолетам и вертолетам;

- обеспечено раннее оповещение стрелков-зенитчиков о воздушной обстановке в зоне действия подразделения (за счет включения в состав ПЗРК средства целеуказания — пе­реносного электронного планшета);

- увеличены размеры зоны поражения воздушных целей, увеличена скорость полета ЗУР за счет уменьшения лобового сопротивления и уменьшения полетной массы ракеты;

- повышена помехозащищенность комплекса при воздействии организованных помех типа ложная тепловая цель.

 

 

I. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ПЕРЕНОСНОМ ЗЕНИТНОМ РАКЕТНОМ

КОМПЛЕКСЕ "ИГЛА"

1.1. Назначение и состав ПЗРК

 

Переносный зенитный ракетный комплекс ближнего действия "Игла" предназначен для поражения визуально наблюдаемых реактивных, турбовинтовых и винтомоторных самолетов и вертолетов на встречных и догонных курсах в условиях естественных (фоновых) помех. ПЗРК "Игла" обеспечивает поражение этих целей и в условиях организованных высокотем­пературных помех.

Комплекс является эффективным средством непосредственного прикрытия мотострелковых, танковых, артиллерийских, парашютно-десантных, зенитно-ракетных подразделений и отдельных малоразмерных объектов (командных пунктов, стартовых и огневых позиций, аэродромов, мостов, переправ и т.п. от атак самолетов всех типов и вертолетов).

Комплекс прост в эксплуатации, обладает высокой мобильностью и возможностью применения во всех видах боя м боевой деятельности войск, когда применение других средств ПВО ограничено или практически исключено (при действии в труднодоступной болотистой, лесистой и горной местности). В бою комплекс обслуживается одним человеком. Стрельба комплексом производится с правого плеча стрелка-зенитчика из положения стоя или с колена с открытой, обеспечивающей обзор воздушного пространства, позиции. Комплекс позволяет производить пуск из окопа, с позиций, занимаемых на воде, болотистой местности, с объектов бронетанковой техники, двигающих­ся по ровной местности со скоростью не более 20 км/ч, а также с автомашины с места или короткой остановки; комплекс позволяет осуществлять пуск ракеты стрелком-зенитчиком в индивидуальных средствах противохимической защиты.

В состав комплекса входят боевые средства (рис. 1), средства приема целеуказания (рис. 2), средства технического обслуживания (рис. 3) и учебно-тренировочные средства. Основные элементы указанных средств комплекса представлены в табл.1.

 

Рис. 1. Боевые средства комплекса:

1 - пусковая труба 9П3В;

2 – наземный источник питания 9Б23В;

3 – пусковой механизм 9П516;

4 - встроенный НРЗ 1Л14;

5 – головной отсек ЗУР 9М39;

6 - рулевой отсек;

7 - боевой отсек;

8 - двигательная установка (маршевый двигатель);

9 - стартовый двигатель

 

Рис.2. Изделие 1Л15-1

1 - антенное гнездо, 2 - вилка Ш3; 3 - клеммы “+27В”, “┴”; 4 - крышка телефона; 5 - таблица для записи исходных данных; 6 - крышка батарейного отсека; 7 - винт крепления крышки батарейного отсека; 8 - кнопки; 9 - переключатель рода работ; 10 - светодиодные индикаторы; 4 - матричный светодиодный индикатор; 12 - рамка; 13 - винт крепления приемника; 14 – переключатель приемника; 15 – планка крепления приемника; 16 – приемник.

 

Рис.5. Передвижной контрольный пункт 9В883 (в развернутом состоянии)

 

Таблица 1

№ п/п.	Элементы комплекса	ПЗРК "Игла" 9К38	ПЗРК "Игла-1" 9К310
1. 2. 3. 4.   1. 2. 3.   1. 2.     1.   2. 3. 4.	Боевые средства комплекса Зенитная управляемая ракета Пусковая труба Пусковой механизм с встроенным НРЗ 1Л14 Наземный источник питания Средства приема целеуказания Переносный электронный планшет Радиостанция Радиоприемник Средства технического обслуживания Передвижный контрольный пункт Контрольно-проверочная аппаратура для баз и арсеналов Учебно-тренировочные средства Унифицированный полевой тренажер (в том числе три учебно-тренировочных комплекса 9Ф623) Комплект контроля пуска Тренировочно-практический комплект Габаритно-массовый макет.	9М39 9П39 9П516-1 9Б238   1Л15-1 Р-147 Р-147П   9В866   9Ф719   9Ф635   9Ф636 9Ф634 9К310- макет	9П322 9П519-1 9Б238   1Л15-1 Р-147 Р-147П   9В837М   9Ф837М   9Ф635   9Ф636 9Ф634 9К310- макет

 

1.2. Тактико-технические характеристики комплекса и его средств

 

Боевые средства комплекса "Игла" ("Игла-1")

Масса комплекса в боевом положении, кг 18 (17,95)

Масса комплекса в походном положении (с одиночным комплектом ЗИП), кг 20

Время перевода комплекса из походного положения в боевое, с не более 13

Время готовности к пуску (после включения НИП), с не более 6

Время работы НИП, с не менее 30

Скорость поражаемых целей, к/с:

на встречных курсах 360

на догонных курсах 320

Средняя скорость полета ЗУР, м/с 570

Диапазон рабочих температур, °С от -44(-40)

до +50

Максимальная высота поражаемых целей, м:

на встречных курсах:

реактивные самолеты 2000

вертолеты и поршневые самолеты 3000

на догонных курсах:

реактивные самолеты 2500

вертолеты и поршневые самолеты 3500

Минимальная высота поражаемых целей, м: 10

Максимальный параметр поражаемых целей, м:

на встречных курсах:

реактивные самолеты не менее 2000

вертолеты и поршневые самолеты не менее 2500

на догонных курсах:

реактивные самолеты не менее 2500

вертолеты и поршневые самолеты не менее 3000

Максимальная наклонная дальность, м:

на встречных курсах:

реактивные самолеты до 3000

вертолеты и поршневые самолеты не менее 4500

на догонных курсах:

реактивные самолеты до 4800

вертолеты и поршневые самолеты до 5000

Минимальная наклонная дальность, м 500

 

Примечание. В скобках указаны отличающиеся числовые характеристики комплекса "Игла-1".

 

Ближняя граница зон пуска и поражения в основном огра­ничивается:

на встречном курсе - поперечной располагаемой перегрузкой ракеты;

на догонном курсе - максимальной угловой скоростью слежения (Ел.max = 12 град с‾¹), при которой пусковой механизм (ПМ) в режиме АВТОМАТ разрешает пуск.

Дальняя граница зон пуска и поражения в основном ограничивается:

на встречном курсе - мощностью излучения от цели, при которой тепловая головка самонаведения (ТГС) надежно функционирует в момент старта ракеты (Еmin = 3,8 10‾¹º Вт см‾²)

на догонном курсе - дальностью управляемого полета ракеты, ограниченной ресурсом работы двигателя, и минимально допустимой скоростью сближения ракеты с целью обеспечивающей надежное срабатывание взрывателя.

Ограничение по мощности излучения является величиной, зависящей от типа, параметров полета цели, режима работы ее двигателей и чувствительности ТГС.

Кроме того, на величину зон пуска и поражения оказывают влияние следующие факторы:

- максимально допустимый угол пеленга ТГС;

- максимально допустимая угловая скорость слежения;

- максимально допустимый угол пуска;

- работное время автомата разарретирования и пуска (АРП).

Переносный электронный планшет 1Л15-1

Масса, кг 6,87

Время приведения в боевую готовность, мин не более 3

Время непрерывной работа, ч не менее 24

Время смены источника питания не более 3

Время выхода на режим, с не более 7

Максимальное расстояние отображения целей, км радиусом 12,8

Число целей, отображаемых одновременно до 4

Расстояние до передающего пункта, км до 15

Диапазон рабочих температур, °С от –50 до +50

Технический ресурс работы, ч не менее 5000

Гарантийная наработка, ч 500

 

Примечание. При использовании планшета при минусовой температуре окружающего воздуха приемник и источник питания необходимо располагать под одеждой стрелка-зенитчика.

 

Радиостанция Р-147 (радиоприемник Р-147П)

Тип портативная, УКВ,

симплексная, телефонная

 

Число фиксированных частот в диапазоне 44…52 МГц 4

Дальность приема оповещения от радиостанции типа

Р-III с 1,6 м антенной, км до 20

Дальность двухсторонней связи, км:

в положении "стоп" не менее I

в положении "сидя" не менее 0,75

в положения "лежа" не менее 0,5

Время непрерывной работы от батареи типа "Акция" (6РЦ63), ч до 12

Масса, кг 0,7 (0,5)

 

Подвижной контрольный пункт 9В866 (9В837М)

Время развертывания из походного положения в рабочее, мин не более 30(60)

Время свертывания, мин не более 25(30)

Гарантийный ресурс работы (в течение 1000 ч) не менее 10000

проверок

Непрерывная работа (с последующим перерывом не менее I ч), ч не менее 12

Надежность работы на один отказ не менее 1500

циклов проверок

(но не менее 300 ч наработки на один отказ)

Среднее время проведения ТО-1 с одним ПМ или

регламентных работ с одной ракетой, мин 5

 

 

1.3. Особенности реализации системы управления полетом ракеты

 

Для обеспечения вывода ракеты в район встречи с целью необходимо управлять движением центра масс ракеты так, чтобы при этом требуемые перегрузки ракеты были минимальными.

Система управления полетом ракеты ПЗРК основана на самонаведении, которая работает на принципе непрерывного информационного контакта между ракетой и целью вдоль линии соединяющей центр масс ракеты с целью.

В системах самонаведения за ошибку наведения приняв мгновенный промах ракеты, который определяется величиной угловой скорости линии визирования "ракета-цель".

Принятый в системе самонаведения ракет ПЗРК метод пропорционального сближения с целью предполагает прямую пропорциональную зависимость между управляющей силой ракеты и ошибкой системы самонаведения в виде

У = К1Ел (1)

где У, н - управляющая сила ракеты;

Ел рад с‾¹ - угловая скорость линии визирования цели;

К1 н с рад‾¹ - коэффициент пропорциональности.

Для обеспечения сближения ракеты с целью по методу пропорционального сближения бортовая аппаратура ракеты должна иметь следующий состав:

головку самонаведения, обеспечивающую захват и авто сопровождение воздушной цели и выработку сигнала, пропорционального ошибке наведения - угловой скорости линии визировяния цели;

устройство выработки команд, обеспечивающее формирование закона управления рулями ракеты для ее сближения с цель по методу пропорционального сближения;

автопилот, обеспечивающий отработку управления рулями с помощью рулевого привода и улучшение качества управления.

В связи с жесткими ограничениями на массу и объем бортовой аппаратуры ЗУР ПЗРК, в основу ее построения заложен принцип одноканального управления вращающейся ракетой с работающим в релейном режиме рулевым приводом. Рассмотрим необходимые условия для реализации выражения (1), где в качестве управляющей примем среднюю силу, создаваемую рулями и корпусом за один оборот ракеты.

Для реализации управления по методу пропорционального сближения при одноканальном релейном рулевом приводе необходимо:

принудительно вращать ракету относительно продольной оси (для создания управляющей силы в любом поперечном направлении);

иметь сигнал управления с информацией об ошибке наведения (Ел) в виде сигнала переменного тока на частоте вращения ракеты, т.е. дважды менять знак за оборот ракеты;

кроме сигнала управления, на вход рулевого привода подавать сигнал линеаризации стабильной амплитуды и частоты, равной удвоенной частоте вращения ракеты.

На рис. 4 а,б,в,г представлены годографы вектора управляющей силы в зависимости от величины и вида суммарного сигнала управления

Uc = UEл + Uл,

где UEл = UEл sin(ωpt + μц) - ошибка наведения;

Uл = Uл sin2ωpt - сигнал линеаризации.

Как видно из рис, 4г неcкомпенсированная (незаштрихованная) площадь сектора зависит от амплитуды сигнал UEл и определяет величину, а ось симметрии нескомпенсированного сектора (определяется фазой μц сигнала UEл) - направление средней за оборот управляющей силы (У). Если амплитуда UEл в 1,5...2 раза превышает амплитуду Uл, то переброс рулей будет осуществляться через 180°, при этом управляющая сила У будет иметь максимальное значение.

Величина управляющей силы характеризуется коэффициентом команды (Кк), под которым понимается степень использования максимальной управляющей силы (Кк = У/Уmax). Зависимость коэффициента команды как от соотношения амплитудных значений UEл и Uл приведена на рис, 5.

 

Рис. 4. Зависимость управляющей силы У от величины

суммарного сигнала управления

 

 

Рис. 5. Зависимость коэффициента команды от

угловой скорости линии визирования

2. ЗЕНИТНАЯ УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА 9М39

 

2.1. Компановка и технические характеристики ЗУР

 

ЗУР представляет собой тело цилиндрической формы с аэродинамическим конусным насадкой в головной части. Конструктивно ракета выполнена в виде четырех скрепленных между собой с помощью шпилек отсеков головного, рулевого, боевого и двигательного (рис.1).

 

Основные технические характеристики ракеты:

Калибр, мм 72,2

Длина, мм 1680

Масса (снаряженной), кг 10,6

Средняя скорость полета на марше при t = 15°С), м/с 570

Cкорость вращения относительно продольной оси, оборот/с 20...12

Метод наведения пропорциональное сближение

Система управления одноканальная

Тип головки самонаведения тепловая следящая, пас­сивная

Головной (первый) отсек представляет собой тепловую головку самонаведения (ТГС) 9Э410, которая конструктивно состоит из координатора и электронного блока.

Координатор представляет собой оптико-механическое устройство, состоящее из гироскопа с оптической системой и модулирующим устройством, и блока катушек.

Электронный блок представляет собой этажерочную конструкцию, набранную из круглых галет. Последняя галета снабжена контактными штырями и является платой для электрической стыковки ТГС с ракетой.

В рулевом (втором) отсеке установлены рулевая машинка (РМ) с рулями, бортовой источник питания (БИП), состоящий из турбогенератора (ТГ) и стабилизатора-выпрямителя (СВ), датчик угловых скоростей (ДУС) и усилитель ДУС, пороховой управляющий двигатель (ПУД), розетка с блоком взведения.

Снаружи рулевого отсека в плоскости перпендикулярной плоскости рулей закреплены дестабилизаторы.

В боевом (третьем) отсеке находятся собственно боевая часть (БЧ), взрывательное устройство (ВЗ) и взрывной генератор (ВГ). В передней части корпуса БЧ имеется прилив с отверстием, куда входит стопор, обеспечивающий механическую стыковку ракеты с трубой.

Двигательный (четвертый) отсек представляет собой совокупность стартового двигателя (СД), двухрежимного однокамерного двигателя и лучевого воспламенителя замедленного действия. На внешней части соплового блока закреплен крыльевой блок, который, в свою очередь, состоит из корпуса, четырех складывающихся крыльев и механизма их стопорения.

 

2.2. Устройство тепловой головки самонаведения

 

ТГС предназначена для обеспечения захвата и автосопровождения цели по ее тепловому излучению, измерения угловой скорости линии визирования ракета-цель (Ел) и формирования сигналов управления ракетой, в том числе и в условиях организованного противником противодействия путем постановки помех типа "ложная тепловая цель" (ЛТЦ).

ТГС работает по тепловому излучению двигателей самолетов и вертолетов (нагретой части реактивного сопла, газовой струе реактивного двигателя, нагретым выхлопным патрубкам поршневых и газотурбинных двигателей и выхлопным газам).

Структурная схема ТГС (рис. 6) включает в себя:

- следящий координатор цели (СКЦ);

- устройство выработки команд (УВК);

- систему охлаждения фотоприемника основного канала (ФПок).

 

Основные-технические характеристики ТГС:

Чувствительность 'ГГС по основному каналу, Вт/см² 3,8 10‾¹⁰

Угод зрения, град 1,5

Максимальная угловая скорость отслеживания, град/с 12

Максимальные углы пеленга в любом направлении

относительно двух взаимно перпендикулярных осей, град ±38

Частота вращения ротора гироскопа, Гц 100

Вид модуляции лучистого потока импульсная

Следящий координатор цели

Следящий координатор цели предназначен для непрерывного автоматического определения угла рассогласования между оптической осью координатора и линией ракета-цель, слежения за целью и выработки сигнала пропорционального, угловой скорости линии визирования ракета-цель (Ел).

СКЦ состоит из собственно координатора и электронного блока.

Координатор цели включает в себя два основных узла: статор и ротор (гироскоп).

Статор обеспечивает вращение ротора гироскопа, его электрическое арретирование и электромагнитную коррекцию и состоит из фланца и приклеенных к нему катушек -коррекции, вращения, пеленга (арретира) и ГОН.

Ротор представляет собой вращающийся с частотой ωг постоянный кольцеообразный магнит с явно выраженными полюсами, установленный на кардановом подвесе, обеспечивающим ротору возможность прокачиваться на углы пеленга. На роторе-магнит закреплены (рис. 7) сферическое зеркало, детали оптичес­кой системы, два фотоприемника (основного и вспомогательного каналов) и два предусилителя (ПУ) сигналов с фотоприемников (ФП).

Для извлечения информации об ошибке рассогласования, импульсная модуляция лучистого потока осуществляется путем вращения ФПок и ФПвк, расположенных в фокальных плоскостях излучения каналов, с нанесенными на них масками определенной конфигурации, обеспечивающими обратную зависимость длительности импульсов от угла рассогласования(рис. 8).

 

 

 

Рис. 7. Оптическая схема координатора

1 – обтекатель; 2 – бленда с ртутным демпфером; 3 – контр-зеркало; 4 – ход лучей, потока основного канала; 5 – светоделительный(итерференционный) фильтр; 6 – линза; 7 – фотоприемник основного канала; 8 – зеркало-магнит; 9 – ход лучей потока вспомогательного канала; 10 – фотоприемник вспомогательного канала.

 

Рис. 8. Импульсная модуляция лучистого потока

 

 

 

 

Рис. 9. Спектральная плотность излучения различных источников

 

Сущность процесса модуляции заключается в следующем (рис.8). Чем меньше ошибка рассогласования (угол между оптической осью гироскопа к направлением на цель), тем ближе к оси вращения ФП фокусируется изображение источника излучения в виде пятна рассеяния малых размеров, т.е. ошибка рассогласования ΔΕ пропорциональна радиусу окружности (положения 1 и 2 на рис. 8), по которой "засвечивается" ФП при прохождении его светочувствительного слоя под изображением цели. Время же "засветки" ФП будет обратно пропорционально радиусу окружности сканирования, а момент "засветки" будет определять направление рассогласования.

Электронный блок СКЦ предназначен для преобразования модулированного лучистого потока в электрический сигнал управления синусоидальной формы на частоте вращения гироскопа, амплитуда которого пропорциональна углу рассогласования, а фаза определяет направление рассогласования.

В состав электрического блока СКЦ входят (рис. 6):

- предусилители основного и вспомогательного канала ПУок и ПУвк;

- схема АРУ;

- фотоприемники ФПок и ФПвк;

- схема переключения;

- усилительно-преобразовательные элементы;

- усилитель коррекции;

- схема ближней зоны.

ФП обеспечивают преобразование модулированного лучистого потока в модулированный электрический импульс, дли­тельность которого обратно пропорциональна углу рассогласования (ΔΕ), а момент его появления (фаза) определяет направление рассогласования.

В качестве ФПок используется охлаждаемый до температуры порядка - 200°С фоторезистор, выполненный на базе сурмянистого индия (InSb), максимум спектральной чувствительности которого лежит в диапазоне длин волн излучения 3,8...5,0 мкм.

В качестве ФПвк используется неохлаждаемый фоторезистор, выполненный на базе сернистого свинца (PbS) максимум спектральной чувствительности которого лежит в диапазоне 1,8...3,2 мкм.

Диапазон излучения лучистой энергии различными источниками представлен на рис. 9.

ПУ обеспечивают предварительное усиление сигналов с ФП до уровня, превышающего наводки "паразитных" сигналов во вращающемся контактом устройстве, и достаточного для работы последующих схем. ПУ представляет собой операционный усили­тель на микросхеме, коэффициент усиления которого меняется в широких пределах сигналом со схемы АРУ.

Схема АРУ предназначена для выработки сигнала АРУ, обеспечивающего регулировку коэффициента усиления ПУ(одинакового для основного и вспомогательного каналов) в широких пределах в зависимости от мощности лучистого потока у попадающего на ФП. Схема АРУ работает только по сигналу с ПУок.

Схема переключения предназначена для селекции целей от организованных и фоновых помех и включает в себя логические элементы, срабатывающие при выполнении определенных условий. Входными сигналами схемы переключения являются сигналы с ПУок, ПУвк, пускового механизма (ПМ) и усилителя коррекции (УК). Отличительным признаком излучения целей, по сравнению с излучением организованных высокотемпературных помех типа ЛТЦ и отраженной фоновыми образованиями солнечной энергии, является спектральная плотность излучения (рис. 9). Поэтому, если в поле зрения ТГС попадает излучение цели, то отношение сигнала с Пуок к сигналу о ПУвк будет больше единицы, и схема переключения сформирует пропускающий строб на схему управления.

Если же в поле зрения ТГС попадает излучение ЛТЦ, то это отношение будет меньше единицы, и переключающий строб схемой переключения не формируется. Защита ТГС от собственного излучения протяженных фоновых образований обеспечивается самим видом модуляции (чем больше длительность импульса, тем меньше ошибка рассогласования).

Усилительно-преобразовательные элементы обеспечивают преобразование импульсного сигнала с ПУок в сигнал управления переменного тока на частоте вращения ротора гироскопа и усиления этого сигнала до требуемого значения.

Усилительно-преобразовательные элеметы в свой состав включают:

- усилитель с АРУ;

- схему управления;

- избирательный усилитель;

- амплитудный детектор с фильтром;

- нелинейный элемент;

- фазовращатель;

- избирательный усилитель огибающей.

Структурная схема связей преобразовательно-усилительных элементов с другими схемами электронного блока координатора представлена на рис. 10.

Усилитель с АРУ производит нормирование импульсного сигнала с ПУок. При этом форма сигнала, полученная после его обработки в ПУок, в общем, сохраняется.

Схема управления представляет собой двухвходовую схему "И", на один вход которой поступает импульсный сигнал с усилителя с АРУ, а на второй - пропускающий строб признака цели со схемы переключения.

Избирательный усилитель предназначен для усиления импульсного сигнала таким образом, чтобы обеспечить требуемую зависимость амплитуды первой гармоники сигнала на выходе амплитудного детектора от ошибки рассогласовании (UΔΕ = ΔΕ). При этом выбор полосы пропускания и резонансной частоты усилителя производится с учетом заданных характеристик пятна рассеяния изображения цели в плоскости ФПок, формы маски ФП и частотных характеристик тракта обработки сигнала до усилителя. Характеристики избиратель­ного усилителя оптимизируются с учетом действия шума и фона.

Амплитудный детектор предназначен для выделения первой гармоники импульсного сигнала, амплитуда которой обратно пропорциональна длительности импульса. Фильтр амплитудного детектора обеспечивает предварительную фильтрацию гармонического сигнала с амплитудного детектора.

Нелинейный элемент производит при необходимости корректировку зависимости, формируемой избирательным усилителем.

Фазовращатель предназначен для компенсации запаздывания сигнала в электронном блоке.

Избирательный усилитель огибающей производит дополнительную фильтрацию сигнала с целью выделения его первой гармоники, следующей на частоте вращения ротора гироскопа. Полоса пропускания этого усилителя выбрана достаточно широкой для обеспечения требуемого быстродействия следящего координатора цели.

Усилитель коррекции предназначен для усиления синусоидального сигнала с усилителя огибающей по мощности, что необходимо для осуществления коррекции гироскопа. Нагрузкой усилителя коррекции служит катушка коррекции и последовательно соединенные с ней активные резисторы, сигнал с которых поступает в УВК.

Схема ближней зоны служит для компенсации падения крутизны модуляционной характеристики сигнала коррекции в районе встречи ракеты с целью и определение момента работы схемы смещения в УВК.

В состав схемы ближней зоны входят:

- усилитель с АРУ;

- фазовращатель;

- избирательный усилитель;

- амплитудный детектор;

- фильтр низких частот.

Входным сигналом для схемы ближней зоны является сигнал с ФПок, поступающий через дополнительный контакт ВКУ. При малых расстояниях до цели (начиная с 400...600 м) угловые размеры цели начинают оказывать влияние на размеры пятна рассеяния, которое до этого определялось, в основном, угловыми размерами сферической аберраций. Увеличение размеров пятна рассеяния приводит к увеличению длительности импульсов, что приводит, при принятом в СКЦ способе форми­рования из импульсного сигнала с ФП сигнала коррекции, к уменьшению крутизны зависимости амплитуды сигнала коррекции от ошибки рассогласования (ΔΕ). При этом может произойти срыв слежения за целью.

Принцип работы схемы ближней зоны заключается в следующем. Сигнал с ФПок поступает на вход усилителя с АРУ и на вход избирательного усилителя, параметры которого (резонансная частота, полоса пропускания) отличаются от параметров избирательного усилителя основного канала СКЦ. Выходной сигнал избирательного усилителя детектируется и фильтруется фильтром низких частот (ФНЧ). Сигнал с ФНЧ меняет уровень задержки цепи АРУ усилителя с АРУ. Сигнал усилителя с АРУ через фазовращатель, который компенсирует задержку сигнала в электронном блоке координатора, поступает на вход усилителя коррекции, который усиливает первую гармонику сигнала на частоте вращения ротора гироскопа и на вход схемы смещения УВК. Выбор коэффициента усиления усилителя с АРУ определяет величину ближней зоны, в которой схема работает с большой эффективностью.

 

Принцип работы СКЦ

 

При работе СКЦ можно выделить следующие режимы:

- режим разгона ротора гироскопа;

- режим автосопровождения цели;

- режим электрического арретирования.

 

Устройство выработки команд

Устройство выработки команд (УВК) предназначено для формирования сигналов управления ракетой при ее полете в различных условиях и обеспечивает:

фильтрацию сигнала со следящего координатора цели с целью повышения качества сигнала управления ракетой;

формирование сигнала смещения ракеты в тело самолета (вертолета) относительно среза сопла реактивного двигателя с целью повышения эффективности поражения цели;

формирование сигнала на разворот ракеты на начальном участке траектории с целью автоматического задания начальных углов возвышения и упреждения;

преобразование сигнала управления, действующего на частоте вращения ротора гироскопа, в сигнал управления на частоте вращения ракеты.

Функциональная схема УВК и АП представлена на рис. 16. Входными сигналами УВК являются:

- сигнал с усилителя коррекции;

- сигнал со схемы ближней зоны цели;

- сигнал с катушки пеленга;

- сигнал с катушки ГОН.

Сигнал с усилителя коррекции проходит последовательно через синхронный фильтр (СФ) и динамический ограничитель (ДО) поступает на вход I сумматора.

Узкополосный избирательный СФ предназначен для фильтрация: сигнала с усилителя коррекции. Применение СФ обусловлено тем, что частота сигнала коррекции в определенных пределах может колебаться относительно частоты вращения ротора гироскопа.

СФ состоит из двух идентичных каналов, выходные сигналы которых суммируются. Каждый из каналов представляет собой последовательно соединенные фазовый детектор (ФД), фильтр низких частот (ЖЧ) и модулятор. Опорными сигналами ФД и модуляторов являются обнуленные сигналы прямоугольной формы со скважностью, равной двум, действующие на частоте вращения ротора гироскопа (ωг). Опорные сиг­налы на СФ поступают с выхода системы ФАПЧ (рис. 12) и отличаются сдвигом по фазе в одном из каналов относитель­но другого на угол 90°.

ДО служит для дополнительного ограничения резко изменяющегося сигнала с СФ и состоит из усилителя-ограничителя и цепи формирования уровня ограничения (амплитудный детек­тор и фильтр низких частот).

АД и ФНЧ устанавливают уровень ограничения, который пропорционален установившейся величине входного сигнала. Следовательно, при постоянной величине входного сигнала на выходе усилителя сигнал не ограничивается. При изменении входного сигнала величина уровня ограничения из-за запаздывания сигнала в цепи управления оказывается не рав­ной величине входного сигнала. При этом возрастающий сигнал на выходе усилителя ограничивается, а убывающий проходит без ограничения. Тем самым достигается дополнительная фильтрация управляющего сигнала.

С выхода ДО сигнал управления поступает на первый вход сумматора, на второй и третий входы которого поступают сигналы, соответственно, со схем смещения и управления полетом ракеты на начальном участке.

Схема смещения предназначена для формирования сигнала смещения траектории полета ракеты со среза сопла в центр планера цели в ближней зоне цели (0..600 м до цели).

Смещение траектории производится в плоскости управле­ния путем сложения с управляющим сигналом коррекции производной от его составляющей в этой плоскости, формируемой схемой смещения.

Входным сигналом схемы смещения является сигнал, со схемы ближней зоны, который поступает на фазовый детектор, ФНЧ, ФВЧ и далее на амплитудный детектор. После детектирования сигнал ограничивается управляемым ограничителем и модулируется. Опорным сигналом ФД и модулятора является сигнал с ФАПЧ.

Сигнал управления уровнем ограничения управляемого ограничителя формируется из сигнала с катушки пеленга схемой состоящей из амплитудного детектора, фильтра низких частот и ограничителя. Этим достигается дополнительное снижение величины смещения при малых углах пеленга. Выходной сигнал со схемы смещения поступает на второй вход сумматора.

Схема управления полетом ракеты на начальном участке формирует сигнал управления ракетой по пеленгу для придания ей необходимых углов упреждения и возвышения. Схема работает в режиме автосопровождения цели и отключается после пуска работы ракеты через заданное время τ. Законы изменения выходного сигнала схемы различны для предстартового и полетного режимов.

Входной сигнал с катушки пеленга поступает через электронный ключ I (схема И-НЕ) на первый вход электронного переключателя (ЭП) и через инвертор на его второй вход. ЭП управляет сигналом, формируемым из сигнала с катушки пеленга с помощью цепи из последовательно включенных амплитудного детектора, ФНЧ и компаратора. Знак выходного сигнала компаратора зависит от результата сравнения его выходного сигнала с заданным углом пеленга. Ключ I введен с целью изменения закона управления в полетном режиме. Ключ управляется сигналом со схемы "И", на один из входов которой поступает сигнал со схемы задержки на время τ с момента пуска ракеты, а на другой - сигнал с элемента с петлей гистерезиса.

Сигнал с компаратора на вход элемента с петлей гистерезиса поступает через электронный ключ Кл.3 (схема И), который замкнут в течение времени τ с момента пуска ракеты.

Сигнал с ЭП через Кл.2, управляемый схемой задержки, поступает на третий вход сумматора.

Выходной сигнал сумматора сигналов с динамического ограничителя, схемы смещения и схемы управления полетом на начальном участке, действующий на частоте вращения ротора гироскопа ωг, поступает на фазовый детектор, где перемножается с опорным сигналом с катушки ГОН.

Катушка ГОН устанавливается на корпусе ТГС, ее продольная ось лежит в плоскости, перпендикулярной оси ракеты. Следовательно, при вращении ротора-магнита гироскопа и встречного вращения ракеты в полете сигнал, наводимый в катушке ГОН, действует на суммарной частоте равной ωгон = ωг + ωр.

В результате перемножения сигналов ФД на его выходе будет два сигнала: один – на частоте вращения ракеты, вто­рой - на частоте 2ωг + ωр.

Для выделения сигнала на частоте ωр служит фильтр фазового детектора, на который -поступает и сигнал с генератора линеаризации. Фильтр подавляет высокочастот­ную составляющую сигнала с фазового детектора и уменьшает нелинейные искажения сигнала линеаризации.

Сигнал линеаризации представляет собой периодический сигнал треугольной формы; амплитуда и частота которого устанавливаются такими, чтобы во всем диапазоне частот вращения ракеты зависимость коэффициента команды от угловой скорости линии визирования имела линейный участок(рис.5).

Выходной сигнал фильтра подается на усилитель-ограничитель с большим коэффициентом усиления, на второй вход которого поступает сигнал с усилителя датчика угловой скорости (ДУС), действующий на частоте ωр. С усилителя-ограничителя сигнал поступает на усилитель мощности, нагрузкой которого являются обмотки рулевой машинки.

Рулевая машинка (РМ) служит для аэродинамического управления ракетой в полете, а также для газодинамического управления ракетой на начальном, участке ее полета, когда аэродинамические рули еще не эффективны. Она является газовым усилителем управляющих электрических сигналов, вырабатываемых УВК.

РМ состоит из обоймы, в приливах которой расположены рабочий цилиндр с поршнем и фильтр тонкой очистки. В обойму запрессован корпус, в котором собран распределитель на базе шариковых клапанов, состоящий из двух шариковых клапанов поджатых пружинами, двух якорей со штоками, двух толка