Радиолокационная головка самонаведения. Активная радиолокационная головка самонаведения аргс. Принцип действия рлгс
Государственный комитет РФ по высшему образованию
БАЛТИЙСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ
_____________________________________________________________
Кафедра радиоэлектронных устройств
РАДИОЛОКАЦИОННАЯ ГОЛОВКА САМОНАВЕДЕНИЯ
Санкт-Петербург
2. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О РЛГС.
2.1 Назначение
Радиолокационная головка самонаведения устанавливается на ракете класса "земля-воздух" для обеспечения на конечном этапе полета ракеты автоматического захвата цели, ее автосопровождения и выдачи сигналов управления на автопилот (АП) и радиовзрыватель (РБ).
2.2 Технические характеристики
РЛГС характеризуется следующими основными тактико-техническими данными:
1. зона поиска по направлению:
По азимуту ± 10°
По углу места ± 9°
2. время обзора зоны поиска 1,8 - 2,0 сек.
3. время захвата цели по углу 1,5 сек (не более)
4. маμмальные углы отклонения зоны поиска:
По азимуту ± 50° (не менее)
По углу места ± 25° (не менее)
5. маμмальные углы отклонения равносигнальной зоны:
По азимуту ± 60° (не менее)
По углу места ± 35° (не менее)
6. дальность захвата цели типа самолета ИЛ-28 с выдачей сигналов управления на (АП) при вероятности не ниже 0,5 -19 км, а при вероятности не ниже 0,95 -16 км.
7 зона поиска по дальности 10 - 25 км
8. рабочий диапазон частот f ± 2,5%
9. средняя мощность передатчика 68 Вт
10. длительность ВЧ-импульса 0,9 ± 0,1 мксек
11. период следования ВЧ-импульсов Т ± 5%
12. чувствительность приемных каналов - 98дб (не менее)
13.потребдяема мощность от источников питания:
От сети 115 в 400 Гц 3200 Вт
От сети 36 в 400 Гц 500 Вт
От сети 27 600 Вт
14.вес станции – 245 кг.
3. ПРИНЦИПЫ ДЕЙСТВИЯ И ПОСТРОЕНИЯ РЛГС
3.1 Принцип действия РЛГС
РЛГС представляет собой радиолокационную станцию 3-х сантиметрового диапазона, работающую в режиме импульсного излучения. При самом общем рассмотрении РЛГС может быть разбита на две части: - собственно радиолокационную часть и автоматическую часть, обеспечивающую захват цели, ее автоматическое сопровождение по углу и дальности и выдачу сигналов управления на автопилот и радиовзрыватель.
Радиолокационная часть станции работает обычным образом. Высокочастотные электромагнитные колебания, генерируемые магнетроном в виде очень коротких импульсов, излучаются с помощью остронаправленной антенны, принимаются той же антенной, преобразуются и усиливаются в приемном устройстве, проходят далее в автоматическую часть станции - систему углового сопровождения цели и дальномерное устройство.
Автоматическая часть станции состоит из трех следующих функциональных систем:
1. системы управления антенной, обеспечивающей управление антенной во всех режимах работы РЛГС (в режиме "наведение", в режиме "поиск" и в режиме "самонаведение", который в свою очередь, подразделяется на режимы "захват" и "автосопровождение")
2. дальномерного устройства
3. вычислителя сигналов управления, подаваемых на автопилот и радиовзрыватель ракеты.
Система управления антенной в режиме "автосопровождение" работает по так называемому дифференциальному методу, в связи с чем в станции применена специальная антенна, состоящая из сфероидального зеркала и 4-х излучателей, вынесенных на некоторое расстояние перед зеркалом.
При работе РЛГС на излучение формируется одно-лепестковая диаграмма направленности с маμмумом совпадающим с осью антенной системы. Это достигается за счет разной длины волноводов излучателей - имеется жесткий сдвиг по фазе между колебаниями разных излучателей.
При работе на прием диаграммы направленности излучателей сдвинуты относительно оптической оси зеркала и пересекаются на уровне 0,4.
Связь излучателей с приемопередающим устройством осуществляется через волноводный тракт, в котором имеются два последовательно включенных ферритовых коммутатора:
· коммутатор осей (ФКО), работающий с частотой 125 Гц.
· коммутатор приемников (ФКП), работающий с частотой 62,5 Гц.
Ферритовые коммутаторы осей переключают волноводный тракт таким образом, что сначала подключают к передатчику все 4 излучателя, формируя одно-лепестковую диаграмму направленности, а затем к двухканальному приемнику, то излучатели, создающие две диаграммы направленности, расположенные в вертикальной плоскости, то излучатели, создающие две диаграммы направленности в горизонтальной плоскости. С выходов приемников сигналы попадают на схему вычитания, где в зависимости от положения цели относительно равносигнального направления, образованного пересечением диаграмм направленности данной пары излучателей, вырабатывается разностный сигнал, амплитуда и полярность которого определяется положением цели в пространстве (рис. 1.3).
Синхронно с ферритовым коммутатором осей в РЛГС работает схема выделения сигналов управления антенной, с помощью которой вырабатывается сигнал управления антенной по азимуту и по углу места.
Коммутатор приемников переключает входы приемных каналов с частотой 62,5Гц. Коммутация приемных каналов связана с необходимостью усреднения их характеристик, так как дифференциальный метод пеленгации цели требует полной идентичности параметров обоих приемных каналов. Дальномерное устройство РЛГС представляет собой систему с двумя электронными интеграторами. С выхода первого интегратора снимается напряжение, пропорциональное скорости сближения с целью, с выхода второго интегратора - напряжение, пропорциональное дальности до цели. Дальномер осуществляет захват ближайшей цели в диапазоне 10-25км с последующим ее автосопровождением до дальности 300 метров. На дальности 500 метров с дальномера выдается сигнал, служащий для взвода радио-взрывателя (РВ).
Вычислитель РЛГС является счетно-решающим устройством и служит для Формирования сигналов управления, выдаваемых РЛГС на автопилот (АП) и РВ. На АП подаётся сигнал, представляющий проекции вектора абсолютной угловой скорости луча визирования цели на поперечные оси ракеты. Эти сигналы используются для управления ракетой по курсу и тангажу. На РВ с вычислителя поступает сигнал, представляющий проекцию вектора скорости сближения цели с ракетой на полярное направление луча визирования цели.
Отличительными особенностями РЛГС по сравнению с другими аналогичными ей по своим тактико-техническим данным станциями являются:
1. применение в РЛГС длиннофокусной антенны, характеризующейся тем, что Формирование и отклонение луча осуществляется в ней с помощью отклонения одного довольно легкого зеркала, угол отклонения которого вдвое меньше угла отклонения луча. Кроме того, в такой антенне отсутствуют вращающиеся высокочастотные переходы, что упрощает ее конструкцию.
2. использование приемника с линейно-логарифмической амплитудной характеристикой, что обеспечивает расширение динамического диапазона канала до 80 дб и, тем самым, делает возможным пеленгацию источника активной помехи.
3. построение системы углового сопровождения по дифференциальному методу, обеспечивающему высокую помехозащищенность.
4. применение в станции оригинальной двухконтурной замкнутой схемы компенсации рыскания, обеспечивающей высокую степень компенсации колебаний ракеты относительно луча антенны.
5. конструктивное выполнение станции по так называемому контейнерному принципу, характеризующемуся целым рядом преимуществ в отношении снижения общего веса, использовании отведенного объема, уменьшении межблочных связей, возможности применения централизованной системы охлаждения и т.п.
3.2 Отдельные функциональные системы РЛГС
РЛГС может быть разбита на ряд отдельных функциональных систем, каждая из которых решает вполне определенную частную задачу (или несколько более или менее близких между собой частных задач) и каждая из которых в той или иной мере оформлена в виде отдельной технологической и конструктивной единицы. Таких Функциональных систем в РЛГС четыре:
3.2.1 Радиолокационная часть РЛГС
Радиолокационная часть РЛГС состоит из:
· передатчика.
· приемника.
· высоковольтного выпрямителя.
· высокочастотной части антенны.
Радиолокационная часть РЛГС предназначена:
· для генерирования высокочастотной электромагнитной энергии заданной частоты (f±2,5%) и мощности 60 Вт, которая в виде коротких импульсов (0,9 ± 0,1 мксек) излучается в пространство.
· для последующего приема отраженных от цели сигналов, их преобразования в сигналы промежуточной частоты (Fпч=30 МГц), усиления (по 2-м идентичным каналам), детектирования и выдачи на другие системы РЛГС.
3.2.2. Синхронизатор
Синхронизатор состоит из:
· узла манипуляции приема и синхронизации (МПС-2).
· узла коммутации приемников (КП-2).
· узла управления ферритовыми коммутаторами (УФ-2).
· узла селекции и интегрирования (СИ).
· узла выделения сигнала ошибки (СО)
· ультразвуковой линии задержки (УЛЗ).
Назначением этой части РЛГС является:
· формирование импульсов синхронизации для запуска отдельных схем в РЛГС и импульсов управления приемником, узлом СИ и дальномером (узел МПС-2)
· формирование импульсов управления ферритовым коммутатором осей, ферритовым коммутатором приемных каналов и опорного напряжения (узел УФ-2)
· интегрирование и суммирование принятых сигналов, нормирование напряжения для управления АРУ, преобразование видеоимпульсов цели и АРУ в радиочастотные сигналы (10 МГц) для осуществления задержки их в УЛЗ (узел СИ)
· выделение сигнала ошибки, необходимого для работы системы углового сопровождения (узел СО).
3.2.3. Дальномер
Дальномер состоит из:
· узла временного модулятора (ЕМ).
· узла временного дискриминатора (ВД)
· двух интеграторов.
БАЛТИЙСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ
_____________________________________________________________
Кафедра радиоэлектронных устройств
РАДИОЛОКАЦИОННАЯ ГОЛОВКА САМОНАВЕДЕНИЯ
Санкт-Петербург
2. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О РЛГС.
2.1 Назначение
Радиолокационная головка самонаведения устанавливается на ракете класса "земля-воздух" для обеспечения на конечном этапе полета ракеты автоматического захвата цели, ее автосопровождения и выдачи сигналов управления на автопилот (АП) и радиовзрыватель (РБ).
2.2 Технические характеристики
РЛГС характеризуется следующими основными тактико-техническими данными:
1. зона поиска по направлению:
По углу места ± 9°
2. время обзора зоны поиска 1,8 - 2,0 сек.
3. время захвата цели по углу 1,5 сек (не более)
4. маμмальные углы отклонения зоны поиска:
По азимуту ± 50° (не менее)
По углу места ± 25° (не менее)
5. маμмальные углы отклонения равносигнальной зоны:
По азимуту ± 60° (не менее)
По углу места ± 35° (не менее)
6. дальность захвата цели типа самолета ИЛ-28 с выдачей сигналов управления на (АП) при вероятности не ниже 0,5 -19 км, а при вероятности не ниже 0,95 -16 км.
7 зона поиска по дальности 10 - 25 км
8. рабочий диапазон частот f ± 2,5%
9. средняя мощность передатчика 68 Вт
10. длительность ВЧ-импульса 0,9 ± 0,1 мксек
11. период следования ВЧ-импульсов Т ± 5%
12. чувствительность приемных каналов - 98дб (не менее)
13.потребдяема мощность от источников питания:
От сети 115 в 400 Гц 3200 Вт
От сети 36 в 400 Гц 500 Вт
От сети 27 600 Вт
14.вес станции – 245 кг.
3. ПРИНЦИПЫ ДЕЙСТВИЯ И ПОСТРОЕНИЯ РЛГС
3.1 Принцип действия РЛГС
РЛГС представляет собой радиолокационную станцию 3-х сантиметрового диапазона, работающую в режиме импульсного излучения. При самом общем рассмотрении РЛГС может быть разбита на две части: - собственно радиолокационную часть и автоматическую часть, обеспечивающую захват цели, ее автоматическое сопровождение по углу и дальности и выдачу сигналов управления на автопилот и радиовзрыватель.
Радиолокационная часть станции работает обычным образом. Высокочастотные электромагнитные колебания, генерируемые магнетроном в виде очень коротких импульсов, излучаются с помощью остронаправленной антенны, принимаются той же антенной, преобразуются и усиливаются в приемном устройстве, проходят далее в автоматическую часть станции - систему углового сопровождения цели и дальномерное устройство.
Автоматическая часть станции состоит из трех следующих функциональных систем:
1. системы управления антенной, обеспечивающей управление антенной во всех режимах работы РЛГС (в режиме "наведение", в режиме "поиск" и в режиме "самонаведение", который в свою очередь, подразделяется на режимы "захват" и "автосопровождение")
2. дальномерного устройства
3. вычислителя сигналов управления, подаваемых на автопилот и радиовзрыватель ракеты.
Система управления антенной в режиме "автосопровождение" работает по так называемому дифференциальному методу, в связи с чем в станции применена специальная антенна, состоящая из сфероидального зеркала и 4-х излучателей, вынесенных на некоторое расстояние перед зеркалом.
При работе РЛГС на излучение формируется одно-лепестковая диаграмма направленности с маμмумом совпадающим с осью антенной системы. Это достигается за счет разной длины волноводов излучателей - имеется жесткий сдвиг по фазе между колебаниями разных излучателей.
При работе на прием диаграммы направленности излучателей сдвинуты относительно оптической оси зеркала и пересекаются на уровне 0,4.
Связь излучателей с приемопередающим устройством осуществляется через волноводный тракт, в котором имеются два последовательно включенных ферритовых коммутатора:
· коммутатор осей (ФКО), работающий с частотой 125 Гц.
· коммутатор приемников (ФКП), работающий с частотой 62,5 Гц.
Ферритовые коммутаторы осей переключают волноводный тракт таким образом, что сначала подключают к передатчику все 4 излучателя, формируя одно-лепестковую диаграмму направленности, а затем к двухканальному приемнику, то излучатели, создающие две диаграммы направленности, расположенные в вертикальной плоскости, то излучатели, создающие две диаграммы направленности в горизонтальной плоскости. С выходов приемников сигналы попадают на схему вычитания, где в зависимости от положения цели относительно равносигнального направления, образованного пересечением диаграмм направленности данной пары излучателей, вырабатывается разностный сигнал, амплитуда и полярность которого определяется положением цели в пространстве (рис. 1.3).
Синхронно с ферритовым коммутатором осей в РЛГС работает схема выделения сигналов управления антенной, с помощью которой вырабатывается сигнал управления антенной по азимуту и по углу места.
Коммутатор приемников переключает входы приемных каналов с частотой 62,5Гц. Коммутация приемных каналов связана с необходимостью усреднения их характеристик, так как дифференциальный метод пеленгации цели требует полной идентичности параметров обоих приемных каналов. Дальномерное устройство РЛГС представляет собой систему с двумя электронными интеграторами. С выхода первого интегратора снимается напряжение, пропорциональное скорости сближения с целью, с выхода второго интегратора - напряжение, пропорциональное дальности до цели. Дальномер осуществляет захват ближайшей цели в диапазоне 10-25км с последующим ее автосопровождением до дальности 300 метров. На дальности 500 метров с дальномера выдается сигнал, служащий для взвода радио-взрывателя (РВ).
Вычислитель РЛГС является счетно-решающим устройством и служит для Формирования сигналов управления, выдаваемых РЛГС на автопилот (АП) и РВ. На АП подаётся сигнал, представляющий проекции вектора абсолютной угловой скорости луча визирования цели на поперечные оси ракеты. Эти сигналы используются для управления ракетой по курсу и тангажу. На РВ с вычислителя поступает сигнал, представляющий проекцию вектора скорости сближения цели с ракетой на полярное направление луча визирования цели.
Отличительными особенностями РЛГС по сравнению с другими аналогичными ей по своим тактико-техническим данным станциями являются:
1. применение в РЛГС длиннофокусной антенны, характеризующейся тем, что Формирование и отклонение луча осуществляется в ней с помощью отклонения одного довольно легкого зеркала, угол отклонения которого вдвое меньше угла отклонения луча. Кроме того, в такой антенне отсутствуют вращающиеся высокочастотные переходы, что упрощает ее конструкцию.
2. использование приемника с линейно-логарифмической амплитудной характеристикой, что обеспечивает расширение динамического диапазона канала до 80 дб и, тем самым, делает возможным пеленгацию источника активной помехи.
3. построение системы углового сопровождения по дифференциальному методу, обеспечивающему высокую помехозащищенность.
4. применение в станции оригинальной двухконтурной замкнутой схемы компенсации рыскания, обеспечивающей высокую степень компенсации колебаний ракеты относительно луча антенны.
5. конструктивное выполнение станции по так называемому контейнерному принципу, характеризующемуся целым рядом преимуществ в отношении снижения общего веса, использовании отведенного объема, уменьшении межблочных связей, возможности применения централизованной системы охлаждения и т. п.
3.2 Отдельные функциональные системы РЛГС
РЛГС может быть разбита на ряд отдельных функциональных систем, каждая из которых решает вполне определенную частную задачу (или несколько более или менее близких между собой частных задач) и каждая из которых в той или иной мере оформлена в виде отдельной технологической и конструктивной единицы. Таких Функциональных систем в РЛГС четыре:
3.2.1 Радиолокационная часть РЛГС
Радиолокационная часть РЛГС состоит из:
· передатчика.
· приемника.
· высоковольтного выпрямителя.
· высокочастотной части антенны.
Радиолокационная часть РЛГС предназначена:
· для генерирования высокочастотной электромагнитной энергии заданной частоты (f±2,5%) и мощности 60 Вт, которая в виде коротких импульсов (0,9 ± 0,1 мксек) излучается в пространство.
· для последующего приема отраженных от цели сигналов, их преобразования в сигналы промежуточной частоты (Fпч=30 МГц), усиления (по 2-м идентичным каналам), детектирования и выдачи на другие системы РЛГС.
3.2.2. Синхронизатор
Синхронизатор состоит из:
· узла манипуляции приема и синхронизации (МПС-2).
· узла коммутации приемников (КП-2).
· узла управления ферритовыми коммутаторами (УФ-2).
· узла селекции и интегрирования (СИ).
· узла выделения сигнала ошибки (СО)
· ультразвуковой линии задержки (УЛЗ).
· формирование импульсов синхронизации для запуска отдельных схем в РЛГС и импульсов управления приемником, узлом СИ и дальномером (узел МПС-2)
· формирование импульсов управления ферритовым коммутатором осей, ферритовым коммутатором приемных каналов и опорного напряжения (узел УФ-2)
· интегрирование и суммирование принятых сигналов, нормирование напряжения для управления АРУ, преобразование видеоимпульсов цели и АРУ в радиочастотные сигналы (10 МГц) для осуществления задержки их в УЛЗ (узел СИ)
· выделение сигнала ошибки, необходимого для работы системы углового сопровождения (узел СО).
3.2.3. Дальномер
Дальномер состоит из:
· узла временного модулятора (ЕМ).
· узла временного дискриминатора (ВД)
· двух интеграторов.
Назначением этой части РЛГС является:
· поиск, захват и сопровождение цели по дальности с выдачей сигналов дальности до цели и скорости сближения с целью
· выдача сигнала Д-500 м
ОГС предназначена для осуществления захвата и автоматического сопровождения цели по ее тепловому излучению, измерения угловой скорости линии визирования ракета - цель и формирования управляющего сигнала, пропорционального угловой скорости линии визирования, в том числе и в условиях воздействия ложной тепловой цели (ЛТЦ).
Конструктивно ОГС состоит из координатора 2 (рис. 63) и электронного блока 3. Дополнительным элементом, оформляющим ОГС, является корпус 4. Аэродинамический насадок 1 служит для снижения аэродинамического сопротивления ракеты в полете.
В ОГС применен охлаждаемый фотоприемник, для обеспечения требуемой чувствительности которого служит система охлаждения 5. В качестве хладагента используется сжиженный газ, получаемый в системе охлаждения из газообразного азота путем дросселирования.
Структурная схема оптической головки самонаведения (рис. 28) состоит из схем следящего координатора и автопилота.
Следящий координатор (СК) осуществляет непрерывное автоматическое слежение за целью, формирует сигнал коррекции для совмещения оптической оси координатора с линией визирования и обеспечивает подачу управляющего сигнала, пропорционального угловой скорости линии визирования, в автопилот (АП).
Следящий координатор состоит из координатора, электронного блока, системы коррекции гироскопа и гироскопа.
Координатор состоит из объектива, двух фотоприемников (ФПок и ФПвк) и двух предусилителсй электрических сигналов (ПУок и ПУвк). В фокальных плоскостях основного и вспомогательного спектральных диапазонов объектива координатора находятся соответственно фотоприемники ФПок и ФПвк с радиально расположенными относительно оптической оси растрами определенной конфигурации.
Объектив, фотоприемники, предусилители закреплены на роторе гироскопа и вращаются вместе с ним, причем оптическая ось объектива совпадает с осью собственного вращения ротора гироскопа. Ротор гироскопа, основную массу которого составляет постоянный магнит, установлен в кардановом подвесе, позволяющем ему отклоняться от продольной оси ОГС на угол пеленга в любом направлении относительно двух взаимно перпендикулярных осей. При вращении ротора гироскопа происходит обзор пространства в пределах поля зрения объектива в обоих спектральных диапазонах с помощью фоторезисторов.
Изображения удаленного источника излучения расположены в фокальных плоскостях обоих спектров оптической системы в виде пятен рассеяния. Если направление на цель совпадает с оптической осью объектива, изображение фокусируется в центр поля зрения ОГС. При появлении углового рассогласования между осью объектива и направлением на цель пятно рассеяния смещается. При вращении ротора гироскопа фоторезисторы засвечиваются на время прохождения пятна рассеяния над фоточувствительным слоем. Такая импульсная засветка преобразуется фоторезисторами в электрические импульсы, длительность которых зависит от величины углового рассогласования, причем с увеличением рассогласования при выбранной форме растра длительность их уменьшается. Частота следования импульсов равна частоте вращения фоторезистора.
Рис. 28. Структурная схема оптической головки самонаведения
Сигналы с выходов фотоприемников ФПок и ФПвк поступают соответственно на предусилители ПУок и ПУвк, которые связаны общей системой автоматического регулирования усиления АРУ1, работающей по сигналу с ПУок. Этим обеспечивается постоянство отношения величин и сохранение формы выходных сигналов пред-усилителей в требуемом диапазоне изменения мощности принимаемого ОГС излучения. Сигнал с ПУок поступает на схему переключения (СП), предназначенную для защиты от ЛТЦ и фоновых помех. Защита от ЛТЦ основана на разных значениях температур излучения от реальной цели и ЛТЦ, определяющих различие в положении максимумов их спектральных характеристик.
На СП поступает также сигнал с ПУвк, содержащий информацию о помехах. Отношение величины излучения от цели, принимаемого вспомогательным каналом, к величине излучения от цели, принимаемого основным каналом, будет меньше единицы, и сигнал от ЛТЦ на выход СП не проходит.
В СП для цели формируется пропускной строб; выделенный на СП сигнал от цели поступает на избирательный усилитель и амплитудный детектор. Амплитудный детектор (АД) выделяет сигнал, амплитуда первой гармоники которого зависит от углового рассогласования между оптической осью объектива и направлением на цель. Далее сигнал проходит через фазовращатель, который компенсирует запаздывание сигнала в электронном блоке, и поступает на вход усилителя коррекции, усиливающего сигнал по мощности, что необходимо для осуществления коррекции гироскопа и подачи сигнала в АП. Нагрузкой усилителя коррекции (УК) служат обмотки коррекции и последовательно соединенные с ними активные сопротивления, сигналы с которых поступают в АП.
Наводимое в катушках коррекции электромагнитное поле взаимодействует с магнитным полем магнита ротора гироскопа, вынуждая его прецессировать в сторону уменьшения рассогласования между оптической осью объектива и направлением на цель. Таким образом, осуществляется слежение ОГС за целью.
При малых расстояниях до цели увеличиваются воспринимаемые ОГС размеры излучения от цели, что приводит к изменению характеристик импульсных сигналов с выхода фотоприемников, из-за чего ухудшается способность слежения ОГС за целью. Для исключения этого явления в электронном блоке СК предусмотрена схема ближней зоны, обеспечивающая слежение за энергетическим центром реактивной струи и сопла.
Автопилот выполняет следующие функции:
Фильтрацию сигнала с СК для повышения качества сигнала управления ракетой;
Формирование сигнала на разворот ракеты на начальном участке траектории для автоматического обеспечения необходимых углов возвышения и упреждения;
Преобразование сигнала коррекции в сигнал управления на частоте управления ракеты;
Формирование команды управления на рулевом приводе, работающем в релейном режиме.
Входными сигналами автопилота являются сигналы усилителя коррекции, схемы ближней зоны и пеленговой обмотки, а выходным сигналом - сигнал с двухтактного усилителя мощности, нагрузкой которого являются обмотки электромагнитов золотникового распределителя рулевой машинки.
Сигнал усилителя коррекции проходит через последовательно соединенные синхронный фильтр и динамический ограничитель и поступает на вход сумматора ∑І. Сигнал с пеленговой обмотки поступает на схему ФСУР по пеленгу. Он необходим на начальном участке траектории для сокращения времени выхода на метод наведения и задания плоскости наведения. Выходной сигнал с ФСУР поступает на сумматор ∑І.
Сигнал с выхода сумматора ∑І, частота которого равна частоте вращения ротора гироскопа, поступает на фазовый детектор. Опорным сигналом фазового детонатора является сигнал с обмотки ГОН. Обмотка ГОН устанавливается в ОГС таким образом, чтобы ее продольная ось лежала в плоскости, перпендикулярной продольной оси ОГС. Частота наводимого в обмотке ГОН сигнала равна сумме частот вращения гироскопа и ракеты. Поэтому одной из составляющих выходного сигнала фазового детектора является сигнал на частоте вращения ракеты.
Выходной сигнал фазового детектора поступает на фильтр, на входе которого суммируется с сигналом генератора линеаризации в сумматоре ∑ІІ. Фильтр подавляет высокочастотные составляющие сигнала с фазового детектора и уменьшает нелинейные искажения сигнала генератора линеаризации. Выходной сигнал с фильтра подастся на усилитель-ограничитель с большим коэффициентом усиления, на второй вход которого поступает сигнал с датчика угловых скоростей ракеты. С усилителя-ограничителя сигнал поступает на усилитель мощности, нагрузкой которого являются обмотки электромагнитов золотникового распределителя рулевой машинки.
Система арретирования гироскопа предназначена для согласования оптической оси координатора с визирной осью прицельного устройства, которая составляет заданный угол с продольной осью ракеты. В связи с этим при прицеливании цель будет находиться в поле зрения ОГС.
Датчиком отклонения оси гироскопа от продольной оси ракеты является пеленговая обмотка, продольная ось которой совпадает с продольной осью ракеты. В случае отклонения оси гироскопа от продольной оси пеленговой обмотки амплитуда и фаза наводимой в ней ЭДС однозначно характеризуют величину и направление угла рассогласования. Встречно с пеленговой обмоткой включена обмотка заклона, расположенная в блоке датчиков пусковой трубы. Наводимая в обмотке заклона ЭДС по величине пропорциональна углу между визирной осью прицельного устройства и продольной осью ракеты.
Разностный сигнал с обмотки заклона и пеленговой обмотки, усиленный по напряжению и мощности в следящем координаторе, поступает в обмотки коррекции гироскопа. Под воздействием момента со стороны системы коррекции гироскоп прецессирует в сторону уменьшения угла рассогласования с визирной осью прицельного устройства и арретируется в этом положении. Разарретирование гироскопа осуществляется АРП при переводе ОГС в режим слежения.
Для поддержания скорости вращения ротора гироскопа в требуемых пределах служит система стабилизации оборотов.
Рулевой отсек
Рулевой отсек включает в себя аппаратуру управления полетом ракеты. В корпусе рулевого отсека размещены рулевая машинка 2 (рис. 29) с рулями 8, бортовой источник питания, состоящий из турбогенератора 6 и стабилизатора-выпрямителя 5, датчик 10 угловых скоростей, усилитель /, пороховой аккумулятор 4 давления, пороховой управляющий двигатель 3, розетка 7 (с блоком взведения) и дестабилизатор
 |
Рис. 29. Рулевой отсек: 1 - усилитель; 2 - рулевая машинка; 3 - управляющий двигатель; 4 - аккумулятор давления; 5 - стабилизатор-выпрямитель; 6 - турбогенератор; 7 - розетка; 8 - рули (пластины); 9 - дестабилизатор; 10 - датчик угловых скоростей
Рис. 30. Рулевая машинка:
1 - выводные концы катушек; 2 - корпус; 3 - фиксатор; 4 - обойма; 5 - фильтр; 6 - рули; 7 - стопор; 8 - стойка; 9 - подшипник; 10 и 11 - пружины; 12 - поводок; 13 - сопло; 14 - газораспределительная втулка; 15 - золотник; 16 - втулка; 17 - правая катушка; 18 - якорь; 19 - поршень; 20 - левая катушка; Б и В - каналы
 |
Рулевая машинка предназначена для аэродинамического управления ракетой в полете. 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 машинка состоит из обоймы 4 (рис. 30), в приливах которой расположены рабочий цилиндр с поршнем 19 и фильтр 5 тонкой очистки. В обойму запрессован корпус 2 с золотниковым распределителем, состоящим из четырехкромочного золотника 15, двух втулок 16 и якорей 18. В корпусе размещены две катушки 17 и 20 электромагнитов. Обойма имеет две проушины, в которых на подшипниках 9 расположена стойка 8 с пружинами (рессорой) и с напрессованным на нее поводком 12. В пазах поводка и стойки расположены рули 6, которые в полете удерживаются в раскрытом положении стопорами 7 и пружинами 10 и 11. В приливе обоймы между проушинами размещается газораспределительная втулка 14, жестко закрепленная с помощью фиксатора 3 на стойке. На втулке имеется паз с отсечными кромками для подвода газа, поступающего от ПУД к каналам Б, В и соплам 13.
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. Командные сигналы с ОГС поступают поочередно в катушки электромагнитов РМ. При прохождении тока через правую катушку 17 электромагнита якорь 18 с золотником притягиваются в сторону этого электромагнита и открывают 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 с ними и рули в крайнее положение. Одновременно поворачивается и газораспределительная втулка, при этом отсечная кромка открывает доступ газа от ПУД через канал к соответствующему соплу.
При прохождении тока через левую катушку 20 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, причем перемещение золотника начинается раньше, чем происходит нарастание тока в другой катушке, что повышает быстродействие РМ.
Бортовой источник питания предназначен для электропитания аппаратуры ракеты в полете. Источником энергии для него являются газы, образующиеся при сгорании заряда ПАД.
БИП состоит из турбогенератора и стабилизатора-выпрямителя. Турбогенератор состоит из статора 7 (рис. 31), ротора 4, на оси которого крепится турбинка 3, являющаяся его приводом.
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 путем создания дополнительной электромагнитной нагрузки на валу турбинки.
 |
Рис. 31. Турбогенератор:
1 - статор; 2 - сопло; 3 - турбинка; 4 – ротор
БИП работает следующим образом. Пороховые газы от сгорания заряда ПАД через сопло 2 подаются на лопатки турбинки 3 и приводят ее во вращение вместе с ротором. При этом в обмотке статора индуктируется переменная ЭДС, которая подается на вход стабилизатора-выпрямителя. С выхода стабилизатора-выпрямителя постоянное напряжение подается в ОГС и усилитель ДУС. На электровоспламенители ВЗ и ПУД напряжение с БИП поступает после выхода ракеты из трубы и раскрытия рулей РМ.
Датчик угловых скоростей предназначен для формирования электрического сигнала, пропорционального угловой скорости колебаний ракеты относительно ее поперечных осей. Этот сигнал используется для демпфирования угловых колебаний ракеты в полете, ДУС представляет собой состоящую из двух обмоток рамку 1 (рис. 32), которая на полуосях 2 подвешена в центровых винтах 3 с корундовыми подпятниками 4 и может прокачиваться в рабочих зазорах магнитной цепи, состоящей из основания 5, постоянного магнита 6 и башмаков 7. Съем сигнала с чувствительного элемента ДУС (рамки) осуществляется через гибкие безмоментные растяжки 8, распаянные на контакты 10 рамки и контакты 9, электрически изолированные от корпуса.
 |  |
Рис. 32. Датчик угловых скоростей:
1 - рамка; 2 - полуось; 3 - центровой винт; 4 - подпятник; 5 - основание; 6 - магнит;
7 - башмак; 8 - растяжка; 9 и 10 - контакты; 11 - кожух
ДУС устанавливается так, чтобы его ось Х-Х совпадала с продольной осью ракеты. При вращении ракеты только вокруг продольной оси рамка под действием центробежных сил устанавливается в плоскости, перпендикулярной оси вращения ракеты.
Перемещение рамки в магнитом поле не происходит. ЭДС в ее обмотках не наводится. При наличии колебаний ракеты относительно поперечных осей происходит перемещение рамки в магнитном поле. Наводимая при этом в обмотках рамки ЭДС пропорциональна угловой скорости колебаний ракеты. Частота ЭДС соответствует частоте вращения вокруг продольной оси, а фаза сигнала - направлению вектора абсолютной угловой скорости ракеты.
Пороховой аккумулятор давления предназначен для питания пороховыми газами РМ и БИП. ПАД состоит из корпуса 1, (рис. 33), представляющего собой камеру сгорания, и фильтра 3, в котором происходит очистка газа от твердых частиц. Расход газа и параметры внутренней баллистики определяются отверстием дросселя 2. Внутри корпуса размещаются пороховой заряд 4 и воспламенитель 7, состоящий из электровоспламенителя 8, навески 5 пороха и пиротехнической петарды 6.
Рис. 34. Пороховой управляющий двигатель:
7 - переходник; 3 - корпус; 3 - пороховой заряд; 4 - навеска пороха; 5 - пиротехническая петарда; 6 - электровоспламенитель; 7 - воспламенитель
ПАД работает следующим образом. Электрический импульс с электронного блока пускового механизма поступает на электровоспламенитель, воспламеняющий навеску пороха и пиротехническую петарду, от форса пламени которых воспламеняется пороховой заряд. Образующиеся при этом пороховые газы очищаются в фильтре, после чего поступают в РМ и турбогенератор БИП.
Пороховой управляющий двигатель предназначен для газодинамического управления ракетой на начальном участке траектории полета. ПУД состоит из корпуса 2 (рис. 34), представляющего собой камеру сгорания, и переходника 1. Внутри корпуса размещаются пороховой заряд 3 и воспламенитель 7, состоящий из элек-тровоспламенителя 6, навески 4 пороха и пиротехнической петарды 5. Расход газа и параметры внутренней баллистики определяются дроссельным отверстием в переходнике.
ПУД работает следующим образом. После вылета ракеты из пусковой трубы и раскрытия рулей РМ 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.
Розетка осуществляет электрическую связь ракеты с пусковой трубой. Она имеет основные и контрольные контакты, размыкатель для подключения конденсаторов С1 и С2 блока взведения к электровоспламепителям ВЗ (ЭВ1) и ПУД, а также для коммутации плюсового вывода БИП к ВЗ после вылета ракеты из трубы и раскрытия рулей РМ.
 |
Рис. 35. Схема блока взведения:
1 - размыкатель
Размещенный в корпусе розетки блок взведения состоит из конденсаторов С1 и С2 (рис. 35), резисторов R3 и R4 для снятия остаточного напряжения с конденсаторов после проведения проверок или несостоявшегося пуска, резисторов R1 и R2 для ограничения тока в цепи конденсаторов и диода Д1, предназначенного для электрической развязки цепей БИП и ВЗ. Напряжение на блок взведения подается после перевода пускового крючка ПМ в положение до упора.
Дестабилизатор предназначен для обеспечения перегрузок, требуемой устойчивости и создания дополнительного крутящего момента, в связи с чем его пластины установлены под углом к продольной оси ракеты.
Боевая часть
Боевая часть предназначена для поражения воздушной цели или нанесения ей повреждений, приводящих к невозможности выполнения боевой задачи.
Поражающим фактором БЧ являются фугасное действие ударной волны продуктов взрывчатого вещества БЧ и остатков топлива ДУ, а также осколочное действие элементов, образующихся при взрыве и дроблении корпуса.
БЧ состоит из собственно боевой части, контактного взрывателя и взрывного генератора. БЧ является несущим отсеком ракеты и выполнена в виде неразъемного соединения.
Собственно БЧ (осколочно-фугасного действия) предназначена для создания заданного поля поражения, воздействующего на цель после получения от ВЗ инициирующего импульса. Она состоит из корпуса 1 (рис. 36), боевого заряда 2, детонатора 4, манжеты 5 и трубки 3, через которую проходят провода от ВЗ к рулевому отсеку ракеты. На корпусе имеется бугель Л, в отверстие которого входит стопор трубы, предназначенный для фиксации в ней ракеты.
 |
Рис. 36. Боевая часть:
БЧ - собственно боевая часть; ВЗ - взрыватель; ВГ - взрывной генератор: 1- корпус;
2 - боевой заряд; 3 - трубка; 4 - детонатор; 5 - манжета; А - бугель
Взрыватель предназначен для выдачи детонационного импульса на подрыв заряда БЧ при попадании ракеты в цель или по истечении времени самоликвидации, а также для передачи детонационного импульса от заряда боевой части к заряду взрывного генератора.
Взрыватель электромеханического типа имеет две ступени предохранения, которые снимаются в полете, чем обеспечивается безопасность эксплуатации комплекса (пуск, техническое обслуживание, транспортирование и хранение).
Взрыватель состоит из предохранительно-детонирующего устройства (ПДУ) (рис. 37), механизма самоликвидации, трубки, конденсаторов С1 и С2, основного датчика цели ГМД1 (импульсного вихревого магнитоэлектрического генератора), дублирующего датчика цели ГМД2 (импульсного волнового магнитоэлектрического генератора), пускового электровоспламенителя ЭВ1, двух боевых электровоспламенителей ЭВ2 и ЭВЗ, пиротехнического замедлителя, инициирующего заряда, капсюля-детонатора и детонатора взрывателя.
ПДУ служит для обеспечения безопасности в обращении с взрывателем до момента взведения его после пуска ракеты. Оно включает в себя пиротехнический предохранитель, поворотную втулку и блокирующий стопор.
Детонатор взрывателя служит для подрыва БЧ. Датчики цели ГМД 1 и ГМД2 обеспечивают срабатывание капсюля-детонатора при попадании ракеты в цель, а механизм самоликвидации - срабатывание капсюля-детонатора по истечении времени самоликвидации в случае промаха. Трубка обеспечивает передачу импульса от заряда боевой части к заряду взрывного генератора.
Взрывной генератор-предназначен для подрыва несгоревшей части маршевого заряда ДУ и создания дополнительного поля поражения. Он представляет собой расположенную в корпусе взрывателя чашку с запрессованным в ней составом взрывчатого вещества.
Взрыватель и боевая часть при пуске ракеты работают следующим образом. При вылете ракеты из трубы раскрываются рули РМ, при этом замыкаются контакты размыкателя розетки и напряжение с конденсатора С1 блока взведения поступает на электровоспламенитель ЭВ1 взрывателя, от которого одновременно зажигаются пиротехнический предохранитель ПДУ и пиротехническая запрессовка механизма самоликвидации.
 |
Рис. 37. Структурная схема взрывателя
В полете под воздействием осевого ускорения от работающего маршевого двигателя блокирующий стопор ПДУ оседает и не препятствует развороту поворотной втулки (снята первая ступень предохранения). Через 1-1,9 с после пуска ракеты прогорает пиротехнический предохранитель, пружина разворачивает поворотную втулку в боевое положение. При этом ось капсюля-детонатора совмещается с осью детонатора взрывателя, контакты поворотной втулки замыкаются, взрыватель подключается к БИП ракеты (снята вторая ступень предохранения) и готов к действию. В то же время продолжает гореть пиротехническая запрессовка механизма самоликвидации, а БИП подпитывает конденсаторы С1 и С2 взрывателя на всем. протяжении полета.
При попадании ракеты в цель в момент прохождения взрывателя через металлическую преграду (при ее пробитии) или вдоль нее (при рикошете) в обмотке основного датчика цели ГМД1 под воздействием вихревых токов, наводимых в металлической преграде при перемещении постоянного магнита датчика цели ГМД1, возникает импульс электрического тока. Этот импульс подается на электровоспламенитель ЭВЗ, от луча которого срабатывает капсюль-детопатор, вызывая действие детонатора взрывателя. Детонатор взрывателя инициирует детонатор боевой части, срабатывание которого вызывает разрыв боевого заряда БЧ и взрывчатого вещества в трубке взрывателя, передающей детонацию к взрывному генератору. При этом происходит срабатывание взрывного генератора и подрыв остатков топлива ДУ (при их наличии).
При попадании ракеты в цель срабатывает также дублирующий датчик цели ГМД2. Под воздействием воли упругих деформаций, имеющих место при встрече ракеты с преградой, якорь датчика цели ГМД2 отрывается, происходит разрыв магнитной цепи, в результате чего в обмотке наводится импульс электрического тока, который подается на электровоспламенитель ЭВ2. От луча огня электровоспламенителя ЭВ2 зажигается пиротехнический замедлитель, время горения которого превышает время, необходимое для подхода основного датчика цели ГМД1 к преграде. После прогорания замедлителя срабатывает инициирующий заряд, вызывая срабатывание капсюля-детонатора и детонатора БЧ, подрыв БЧ и остатков топлива ДУ (при их наличии).
В случае промаха ракеты по цели после прогорания пиротехнической запрессовки механизма самоликвидации от луча огня срабатывает капсюль-детонатор, вызывая действие детонатора и подрыв БЧ боевой части с взрывным генератором для самоликвидации ракеты.
Двигательная установка
Твердотопливная ДУ предназначена для обеспечения вылета ракеты из трубы, придания ей необходимой угловой скорости вращения, разгона до маршевой скорости и поддержания этой скорости в полете.
ДУ состоит из стартового двигателя, двухрежимного однокамерного маршевого двигателя и лучевого воспламенителя замедленного действия.
Стартовый двигатель предназначен для обеспечения вылета ракеты из трубы и придания ей необходимой угловой скорости вращения. Стартовый двигатель состоит из камеры 8 (рис. 38), стартового заряда 6, воспламенителя 7 стартового заряда, диафрагмы 5, диска 2, газоподводящей трубки 1 и соплового блока 4. Стартовый заряд состоит из трубчатых пороховых шашек (или монолита), свободно установленных в кольцевом объеме камеры. Воспламенитель стартового заряда состоит из корпуса, в котором размещены электровоспламенитель и навеска пороха. Диск и диафрагма обеспечивают крепление заряда при работе и транспортировании.
Стартовый двигатель стыкуется к сопловой части маршевого двигателя. При стыковке двигателей газоподводящая трубка надевается на корпус лучевого воспламенителя 7 (рис. 39) замедленного действия, расположенного в предсопловом объеме маршевого двигателя. Такое соединение обеспечивает передачу огневого импульса на лучевой воспламенитель. Электрическая связь воспламенителя стартового двигателя с пусковой трубой осуществляется через контактную связь 9 (рис. 38).
 |
Рис. 38. Стартовый двигатель:
1 - газоподводящая трубка; 2 - диск; 3 - заглушка; 4 - сопловой блок; 5 - диафрагма; 6 - стартовый заряд; 7 - воспламенитель стартового заряда; 8 -камера; 9 - контактная связь
Сопловой блок имеет семь (или шесть) расположенных под углом к продольной оси ракеты сопел, обеспечивающих вращение ракеты на участке работы стартового двигателя. Для обеспечения герметичности камеры ДУ при эксплуатации и создания необходимого давления при воспламенении стартового заряда в сопла установлены заглушки 3.
Двухрежимный однокамерный маршевый двигатель предназначен для обеспечения разгона ракеты до маршевой скорости на первом режиме и поддержания этой скорости в полете на втором режиме.
Маршевый двигатель состоит из камеры 3 (рис. 39), маршевого заряда 4, воспламенителя 5 маршевого заряда, соплового блока 6 и лучевого воспламенителя 7 замедленного действия. В переднюю часть камеры ввинчивается дно 1 с посадочными местами для стыковки ДУ и БЧ. Для получения требуемых режимов горения заряд частично забронирован и армирован шестью проволочками 2.
1 – дно; 2 – проволочки; 3 – камера; 4 – маршевый заряд; 5 – воспламенитель маршевого заряда; 6 – сопловой блок; 7 – лучевой воспламенитель замедленного действия; 8 – заглушка; А – резьбовое отверстие
Рис. 40. Лучевой воспламенитель замедленного действия: 1 - пиротехнический замедлитель; 2 - корпус; 3 - втулка; 4 - передаточный заряд; 5 - детон. заряд
 |
Рис. 41. Крыльевой блок:
1 - пластина; 2 - передний вкладыш; 3 - корпус; 4 - ось; 5 - пружина; 6 - стопор; 7 - винт; 8 - задний вкладыш; Б - выступ
Для обеспечения, герметичности камеры при эксплуатации и создания необходимого давления при воспламенении маршевого заряда на сопловом блоке установлена заглушка 8, которая разрушается и сгорает от пороховых газов маршевого двигателя. На внешней части соплового блока имеются резьбовые отверстия А для крепления крыльевого блока к ДУ.
Лучевой воспламенитель замедленного действия предназначен для обеспечения срабатывания маршевого двигателя на безопасном для стрелка-зенитчика расстоянии. За время его сгорания, равное 0,33 - 0,5 с, ракета удаляется от стрелка-зенитчика на расстояние не менее 5,5 м. Это предохраняет стрелка-зенитчика от воздействия струи пороховых газов маршевого двигателя.
Лучевой воспламенитель замедленного действия состоит из корпуса 2 (рис. 40), в котором размещены пиротехнический замедлитель 1, передаточный заряд 4 во втулке 3. С другой стороны во втулку запрессован детонирующий заряд 5. От пороховых газов, образующихся в камере стартового двигателя при горении заряда, воспламеняется детонирующий заряд. Ударная волна, образующаяся при детонации, передается через стенку втулки и воспламеняет передаточный заряд, от которого зажигается пиротехнический замедлитель. Через время задержки от пиротехнического замедлителя загорается воспламенитель маршевого заряда, который воспламеняет маршевый заряд.
ДУ работает следующим образом. При подаче электрического импульса на электровоспламенитель стартового заряда срабатывает воспламенитель, а затем стартовый заряд. Под воздействием реактивной силы, создаваемой стартовым двигателем, ракета вылетает из трубы с необходимой угловой скоростью вращения. Стартовый двигатель заканчивает работу в трубе и задерживается в ней. От пороховых газов, образовавшихся в камере стартового двигателя, срабатывает лучевой воспламенитель замедленного действия, поджигающий воспламенитель маршевого заряда, от которого на безопасном для стрелка-зенитчика расстоянии срабатывает маршевый заряд. Реактивная сила, создаваемая маршевым двигателем, разгоняет ракету до маршевой скорости и поддерживает эту скорость в полете.
Крыльевой блок
Крыльевой блок предназначен для аэродинамической стабилизации ракеты в полете, создания подъемной силы при наличии углов атаки и поддержания требуемой скорости вращения ракеты на траектории.
Крыльевой блок состоит из корпуса 3 (рис. 41), четырех складывающихся крыльев и механизма их стопорения.
Складывающееся крыло состоит из пластины 7, которая крепится двумя винтами 7 к вкладышам 2 и 8, надетым на ось 4, размещенную в отверстии корпуса.
Механизм стопорения состоит из двух стопоров 6 и пружины 5, с помощью которой стопоры разжимаются и запирают крыло при раскрытии. После вылета вращающейся ракеты из трубы под действием центробежных сил крылья раскрываются. Для поддержания требуемой скорости вращения ракеты в полете крылья развернуты относительно продольной оси крыльевого блока на определенный угол.
Крыльевой блок винтами крепится на сопловом блоке маршевого двигателя. На корпусе крыльевого блока имеется четыре выступа Б для соединения его со стартовым двигателем с помощью разжимного соединительного кольца.
 |
Рис. 42. Труба 9П39(9П39-1*)
1 - передняя крышка; 2 и 11- замки; 3 - блок датчиков; 4 - антенна; 5 - обоймы; 6 и 17 – крышки; 7 – диафрагма; 8 – плечевой ремень; 9 – обойма; 10 – труба; 12 - задняя крышка; 13 - лампа; 14 - винт; 15 - колодка; 16 - рычаг механизма накала; 18. 31 и 32 – пружины; 19 38 – фиксаторы; 20 – разъем; 21 – задняя стойка; 22 - механизм бортразъема; 23 - ручка; 24 - передняя стойка; 25 - обтекатель; 26 - насадок; 27 – плата; 28 – штырьевые контакты; 29 – направляющие штыри; 30 - стопор; 33 - тяга; 34 - вилка; 35 - корпус; 36 - кнопка; 37 - проушина; А и Е - метки; Б и М – отверстия; В – мушка; Г – целик; Д – треугольная метка; Ж – вырез; И – направляющие; К - скос; Л и У - поверхности; Д - паз; Р и С – диаметры; Ф – гнезда; Ш – плата; Щ и Э – прокладка; Ю – накладка; Я – амортизатор;
*) Примечание:
1. В эксплуатации могут находится два варианта труб: 9П39 (с антенной 4) и 9П39-1 (без антенны 4)
2. В эксплуатации могут находится 3 варианта механических прицела с лампой световой информации
Создание систем высокоточного наведения на цель дальнобойных ракет класса «земля–земля» – одна из важнейших и сложных проблем при разработке высокоточного оружия (ВТО). Это обусловлено прежде всего тем, что при прочих равных условиях сухопутные цели имеют значительно меньшее соотношение «полезный сигнал/помеха» по сравнению с морскими и воздушными, а пуск и наведение ракеты осуществляются без непосредственного контакта оператора с целью.
В высокоточных ракетных комплексах дальнего огневого поражения класса «земля–земля», реализующих концепцию эффективного поражения наземных целей боевыми частями обычного снаряжения независимо от дальности стрельбы, для управления на конечном участке траектории системы инерциальной навигации комплексируются с системами самонаведения ракет, в которых используется принцип навигации по геофизическим полям Земли. Инерциальная навигационная система как базовая обеспечивает высокую помехозащищенность и автономность комплексированных систем. Это дает ряд неоспоримых преимуществ, в том числе в условиях непрерывного совершенствования систем противоракетной обороны.
Для комплексирования инерциальных систем управления с системами самонаведения по геофизическим полям Земли в первую очередь необходима специальная система информационного обеспечения.
Идеология и принципы системы информационного обеспечения определяются основными характеристиками объектов поражения и собственно комплексов вооружения. Функционально информационное обеспечение высокоточных ракетных комплексов включает в себя такие основные составляющие, как получение и дешифрование разведывательной информации, выработка целеуказания, доведение информации целеуказания до комплексов ракетного оружия.
Важнейшим элементом систем высокоточного наведения ракет являются головки самонаведения (ГСН). Одной из отечественных организаций, занимающейся разработками в данной области, является Центральный НИИ автоматики и гидравлики (ЦНИИАГ), расположенный в Москве. Там был накоплен большой опыт по разработке систем наведения ракет класса «земля–земля» с головками самонаведения оптического и радиолокационного типов с корреляционно-экстремальной обработкой сигналов.
Применение корреляционно-экстремальных систем самонаведения по картам геофизических полей путем сравнения значений геофизического поля, измеренного в полете, с заложенной в память бортовой ЭВМ его эталонной картой позволяет исключить ряд накопленных ошибок управления. Для систем самонаведения по оптическому изображению местности эталонной картой может служить оптический разведывательный снимок, на котором цель определяется практически без ошибок относительно элементов окружающего ландшафта. В силу этого ГСН, ориентирующаяся по элементам ландшафта, наводится именно в указанную точку независимо от того, с какой точностью известны ее географические координаты.
Появлению опытных образцов оптических и радиолокационных корреляционно-экстремальных систем и их ГСН предшествовал огромный объем теоретических и экспериментальных исследований в области информатики, теорий распознавания образов и обработки изображений, основ разработки аппаратного и программного обеспечения для текущих и эталонных изображений, организации банков фоно-целевой обстановки различных участков земной поверхности в различных диапазонах электромагнитного спектра, математического моделирования ГСН, вертолетных, самолетных и ракетных испытаний.
Конструкция одного из вариантов оптической ГСН приведена на рис. 1
.
Оптическая ГСН обеспечивает в полете распознавание участка ландшафта в районе цели по его оптическому изображению, сформированному объективом координатора на поверхности матричного многоэлементного фотоприемника. Каждый элемент приемника преобразует яркость соответствующего ему участка местности в электрический сигнал, который поступает на вход кодирующего устройства. Сформированный этим устройством бинарный код записывается в память ЭВМ. Здесь же хранится эталонное изображение искомого участка местности, полученное по фотоснимку и закодированное по тому же алгоритму. При сближении с целью ведется ступенчатое масштабирование путем вызова из памяти ЭВМ эталонных изображений соответствующего масштаба.
Распознавание участка местности производится в режимах захвата и сопровождения цели. В режиме сопровождения цели используется беспоисковый метод, основанный на алгоритмах теории распознавания образов.
Алгоритм работы оптической ГСН предоставляет возможность формировать сигналы управления как в режиме непосредственного наведения, так и в режиме экстраполяции углов наведения. Это позволяет не только повысить точность наведения ракеты на цель, но и обеспечить экстраполяцию сигналов управления в случае срыва сопровождения цели. Достоинство оптических ГСН – пассивный режим работы, высокая разрешающая способность, малые масса и габариты.
Радиолокационные ГСН обеспечивают высокую погодную, сезонную и ландшафтную надежность при существенном уменьшении инструментальных ошибок системы управления и целеуказания. Общий вид одного из вариантов радиолокационной ГСН приведен на рис. 2
.
Принцип действия радиолокационной ГСН основан на корреляционном сравнении текущего радиолокационного яркостного изображения местности в районе цели, получаемого на борту ракеты с помощью радиолокатора, с эталонными изображениями, синтезированными предварительно по первичным информационным материалам. В качестве первичных информационных материалов используются топографические карты, цифровые карты местности, аэрофотоснимки, космические снимки и каталог удельных эффективных поверхностей рассеяния, характеризующих отражательные радиолокационные свойства различных поверхностей и обеспечивающих перевод оптических снимков в радиолокационные изображения местности, адекватные текущим изображениям. Текущие и эталонные изображения представляются в виде цифровых матриц, и их корреляционная обработка проводится в бортовой ЭВМ в соответствии с разработанным алгоритмом сравнения. Главной целью работы радиолокационной ГСН является определение координат проекции центра масс ракеты относительно точки цели в условиях работы по местности различной информативности, заданных метеорологических условиях с учетом сезонных изменений, наличия радиотехнического противодействия и влияния динамики полета ракеты на точность съема текущего изображения.
Разработка и дальнейшее совершенствование оптических и радиолокационных ГСН базируются на научных и технических достижениях в области информатики, вычислительной техники, систем обработки изображений, на новых технологиях создания ГСН и их элементов. Разрабатываемые в настоящее время высокоточные системы самонаведения вобрали в себя накопленный опыт и современные принципы создания таких систем. Они используют высокопроизводительные бортовые процессоры, позволяющие реализовать сложные алгоритмы функционирования систем в масштабе реального времени.
Следующим шагом в создании точных и надежных систем самонаведения высокоточных ракет класса «земля–земля» стала разработка многоспектральных систем коррекции видимого, радио-, инфракрасного и ультрафиолетового диапазонов, комплексированных с каналами прямого наведения ракет на цель. Разработка каналов прямого наведения на цель сопряжена со значительными трудностями, связанными с особенностями целей, траекторий ракет, условиями их применения, а также типом головных частей и их боевыми характеристиками.
Сложность распознавания целей в режиме прямого наведения, определяющая сложность программно-алгоритмического обеспечения высокоточного наведения, привела к необходимости интеллектуализации систем наведения. Одним из ее направлений следует считать реализацию в системах принципов искусственного интеллекта на базе нейроподобных сетей.
Серьезные успехи фундаментальных и прикладных наук в нашей стране, в том числе в области теории информации и теории систем с искусственным интеллектом, позволяют реализовать концепцию создания суперточных, прецизионных ракетных систем поражения наземных целей, обеспечивающих эффективность работы в широком спектре условий боевого применения. Одной из последних реализованных разработок в данной области является оперативно-тактический ракетный комплекс «Искандер».
Автоматические устройства, устанавливаемые на носителях боевых зарядов (НБЗ) - ракетах, торпедах, бомбах и др. для обеспечения прямого попадания в объект атаки или сближения на расстояние, меньшее радиуса поражения зарядов. Головки самонаведения
воспринимают энергию, излучаемую или отражаемую целью, определяют положение и характер движения цели и формируют соответствующие сигналы для управления движением НБЗ. По принципу действия головки самонаведения подразделяются на пассивные (воспринимают энергию, излучаемую целью), полуактивные (воспринимают отражённую от цели энергию, источник к-рой находится вне головки самонаведения) и активные (воспринимают отражённую от цели энергию, источник к-рой находится в самой головке самонаведения); по виду воспринимаемой энергии - на радиолокационные, оптические (инфракрасные или тепловые, лазерные, телевизионные), акустические и др.; по характеру сигнала воспринимаемой энергии - на импульсные, непрерывные, квазинепрерывные и др.
Основными узлами головок самонаведения являются
координатор и электронно-вычислительное устройство. Координатор обеспечивает поиск, захват и сопровождение цели по угловым координатам, дальности, скорости и спектральным характеристикам воспринимаемой энергии. Электронно-вычислительное устройство обрабатывает информацию, получаемую от координатора, и формирует сигналы управления координатором и движением НБЗ в зависимости от принятого метода наведения.. Этим обеспечивается автоматическое слежение за целью и наведение на неё НБЗ. В координаторах пассивных головок самонаведения устанавливаются приёмники энергии, излучаемой целью (фоторезисторы, телевизионные трубки, рупорные антенны и пр.); селекция цели, как правило, производится по угловым координатам и спектру излучаемой ею энергии. В координаторах полуактивных головок самонаведения устанавливается приёмник отражённой от цели энергии; селекция цели может производиться по угловым координатам, дальности, скорости и характеристикам принимаемого сигнала, что повышает информативность и помехоустойчивость головок самонаведения. В координаторах активных головок самонаведения устанавливаются передатчик энергии и её приёмник, селекция цели может производиться аналогично предыдущему случаю; активные головки самонаведения являются полностью автономными автоматическими устройствами. Самыми простыми по устройству считаются пассивные головки самонаведения, наиболее сложными - активные. Для повышения информативности и помехоустойчивости могут быть комбинированные головки самонаведения
, в к-рых используются различные комбинации принципов действия, видов воспринимаемой энергии, способов модуляции и обработки сигналов. Показателем помехоустойчивости головок самонаведения является вероятность захвата и сопровождения цели в условиях помех.
Лит.: Лазарев Л.П. Инфракрасные и световые приборы самонаведегшя и наведения летательных аппаратов. Изд. 2-е. М., 1970; Проектирование ракетных и ствольных систем. М., 1974.
В.К. Баклицкий.