Активная радиолокационная головка самонаведения АРГС, принципы работы радиолокационной головки

Активная радиолокационная головка самонаведения АРГС, принципы работы  радиолокационной головки

1. ВСЕОБЩИЕ ДАННЫЕ О РЛГС.
1.1 Назначение
Радиолокационная головка самонаведения устанавливается на ракете класса земля-воздух для обеспечения на финальном этапе полета ракеты механического захвата цели, ее автосопровождения и выдачи сигналов управления на автопилот (АП) и радиовзрыватель (РБ).
1.2 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 больше)
4. ма?мальные углы отклонения зоны поиска:
По азимуту ± 50° (не менее)
По углу места ± 25° (не менее)
5. ма?мальные 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. продолжительность ВЧ-толчка 0,9 ± 0,1 мксек
11. период следования ВЧ-толчков Т ± 5%
12. восприимчивость 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.
2. ТЕЗИСЫ ДЕЙСТВИЯ И ПОСТРОЕНИЯ РЛГС
2.1 Тезис действия РЛГС
РЛГС представляет собой радиолокационную станцию 3-х сантиметрового диапазона, работающую в режиме импульсного излучения. При самом всеобщем рассмотрении РЛГС может быть разбита на две части: - собственно радиолокационную часть и механическую часть, обеспечивающую завладение цели, ее механическое сопровождение по углу и дальности и выдачу сигналов управления на автопилот и радиовзрыватель.
Радиолокационная часть станции работает обыкновенным образом. Высокочастотные электромагнитные колебания, генерируемые магнетроном в виде дюже коротких толчков, излучаются с поддержкой остронаправленной антенны, принимаются той же антенной, преобразуются и усиливаются в приемном устройстве, проходят дальше в механическую часть станции - систему углового сопровождения цели и дальномерное устройство.
Механическая часть станции состоит из 3 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, тот, что в свою очередь, подразделяется на режимы завладение 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 способу, в связи с чем в станции применена особая 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 ма?мумом совпадающим с осью антенной системы. Это достигается за счет различной длины волноводов излучателей - имеется грубый сдвиг по фазе между колебаниями различных излучателей.
При работе на прием диаграммы направленности излучателей сдвинуты касательно оптической оси зеркала и пересекаются на ярусе 0,4.
Связь излучателей с приемопередающим устройством осуществляется через волноводный тракт, в котором имеются два ступенчато 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 вначале подключают к передатчику все 4 излучателя, формируя одно-лепестковую диаграмму направленности, а после этого 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 расположения цели касательно равносигнального направления, образованного пересечением диаграмм направленности данной пары излучателей, вырабатывается разностный сигнал, амплитуда и полярность которого определяется расположением цели в пространстве (рис. 1.3).
Синхронно с ферритовым коммутатором осей в РЛГС работает схема выделения сигналов управления антенной, по средствам 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 колляций, потому что дифференциальный способ 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 завладение ближайшей цели в диапазоне 10-25км с дальнейшим 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 Образования сигналов управления, выдаваемых РЛГС на автопилот (АП) и РВ. На АП подаётся сигнал, представляющий проекции вектора безусловной угловой скорости луча визирования цели на поперечные оси ракеты. Эти сигналы применяются 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 сопоставлению с другими аналогичными ей по своим тактико-техническим данным станциями являются:
1. использование в РЛГС длиннофокусной антенны, характеризующейся тем, что Образование и отклонение луча осуществляется в ней с поддержкой отклонения одного достаточно легкого зеркала, угол отклонения которого вдвое поменьше угла отклонения луча. Помимо того, в такой антенне отсутствуют вращающиеся высокочастотные переходы, что упрощает ее конструкцию.
2. применение приемника с линейно-логарифмической амплитудной колляцией, что обеспечивает растяжение динамического диапазона канала до 80 дб и, тем самым, делает допустимым пеленгацию источника энергичной помехи.
3. построение системы углового сопровождения по дифференциальному способу, обеспечивающему высокую помехозащищенность.
4. использование в станции подлинной двухконтурной замкнутой схемы компенсации рыскания, обеспечивающей высокую степень компенсации колебаний ракеты касательно луча антенны.
5. конструктивное выполнение станции по так называемому контейнерному тезису, характеризующемуся целым рядом превосходств в отношении снижения всеобщего веса, применении отведенного объема, уменьшении межблочных связей, вероятности использования централизованной системы охлаждения и т.п.
3.2 Отдельные функциональные системы РЛГС
РЛГС может быть разбита на ряд отдельных функциональных систем, всякая из которых решает абсолютно определенную частную задачу (либо несколько больше либо менее близких между собой частных задач) и вся из которых в той либо другой 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 предуготовлена:
· для генерирования высокочастотной электромагнитной энергии заданной частоты (f±2,5%) и мощности 60 Вт, которая в виде коротких толчков (0,9 ± 0,1 мксек) излучается в пространство.
· для дальнейшего приема отраженных от цели сигналов, их реформирования в сигналы промежуточной частоты (Fпч=30 МГц), усиления (по 2-м одинаковым 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:
· образование толчков синхронизации для запуска отдельных схем в РЛГС и толчков управления приемником, узлом СИ и дальномером (узел МПС-2)
· образование толчков управления ферритовым коммутатором осей, ферритовым коммутатором приемных каналов и опорного напряжения (узел УФ-2)
· интегрирование и суммирование принятых сигналов, нормирование напряжения для управления АРУ, реформирование видеоимпульсов цели и АРУ в радиочастотные сигналы (10 МГц) для осуществления задержки их в УЛЗ (узел СИ)
· выделение сигнала ошибки, нужного для работы системы углового сопровождения (узел СО).
3.2.3. Дальномер
Дальномер состоит из:
· узла временного модулятора (ЕМ).
· узла временного дискриминатора (ВД)
· 2-х интеграторов.
БАЛТИЙСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

_____________________________________________________________

Кафедра радиоэлектронных устройств

РАДИОЛОКАЦИОННАЯ ГОЛОВКА САМОНАВЕДЕНИЯ

Санкт-Петербург
2. ВСЕОБЩИЕ ДАННЫЕ О РЛГС.
2.1 Назначение
Радиолокационная головка самонаведения устанавливается на ракете класса земля-воздух для обеспечения на финальном этапе полета ракеты механического 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 больше)
4. ма?мальные углы отклонения зоны поиска:
По азимуту ± 50° (не менее)
По углу места ± 25° (не менее)
5. ма?мальные 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. продолжительность ВЧ-толчка 0,9 ± 0,1 мксек
11. период следования ВЧ-толчков Т ± 5%
12. восприимчивость 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. ТЕЗИСЫ ДЕЙСТВИЯ И ПОСТРОЕНИЯ РЛГС
3.1 Правило действия РЛГС
РЛГС представляет собой радиолокационную станцию 3-х сантиметрового диапазона, работающую в режиме импульсного излучения. При самом всеобщем рассмотрении РЛГС может быть разбита на две части: - собственно радиолокационную часть и механическую часть, обеспечивающую завладение цели, ее механическое сопровождение по углу и дальности и выдачу сигналов управления на автопилот и радиовзрыватель.
Радиолокационная часть станции работает обыкновенным образом. Высокочастотные электромагнитные колебания, генерируемые магнетроном в виде дюже коротких толчков, излучаются с подмогой остронаправленной антенны, принимаются той же антенной, преобразуются и усиливаются в приемном устройстве, проходят дальше в механическую часть станции - систему углового сопровождения цели и дальномерное устройство.
Механическая часть станции состоит из 3 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, тот, что в свою очередь, подразделяется на режимы завладение 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 способу, в связи с чем в станции применена особая 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 ма?мумом совпадающим с осью антенной системы. Это достигается за счет различной длины волноводов излучателей - имеется грубый сдвиг по фазе между колебаниями различных излучателей.
При работе на прием диаграммы направленности излучателей сдвинуты касательно оптической оси зеркала и пересекаются на ярусе 0,4.
Связь излучателей с приемопередающим устройством осуществляется через волноводный тракт, в котором имеются два ступенчато 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 вначале подключают к передатчику все 4 излучателя, формируя одно-лепестковую диаграмму направленности, а после этого 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 расположения цели касательно равносигнального направления, образованного пересечением диаграмм направленности данной пары излучателей, вырабатывается разностный сигнал, амплитуда и полярность которого определяется расположением цели в пространстве (рис. 1.3).
Синхронно с ферритовым коммутатором осей в РЛГС работает схема выделения сигналов управления антенной, по средствам 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 колляций, потому что дифференциальный способ 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 завладение ближайшей цели в диапазоне 10-25км с дальнейшим 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 Образования сигналов управления, выдаваемых РЛГС на автопилот (АП) и РВ. На АП подаётся сигнал, представляющий проекции вектора безусловной угловой скорости луча визирования цели на поперечные оси ракеты. Эти сигналы применяются 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 сопоставлению с другими аналогичными ей по своим тактико-техническим данным станциями являются:
1. использование в РЛГС длиннофокусной антенны, характеризующейся тем, что Образование и отклонение луча осуществляется в ней с поддержкой отклонения одного достаточно легкого зеркала, угол отклонения которого вдвое поменьше угла отклонения луча. Помимо того, в такой антенне отсутствуют вращающиеся высокочастотные переходы, что упрощает ее конструкцию.
2. применение приемника с линейно-логарифмической амплитудной колляцией, что обеспечивает растяжение динамического диапазона канала до 80 дб и, тем самым, делает допустимым пеленгацию источника энергичной помехи.
3. построение системы углового сопровождения по дифференциальному способу, обеспечивающему высокую помехозащищенность.
4. использование в станции подлинной двухконтурной замкнутой схемы компенсации рыскания, обеспечивающей высокую степень компенсации колебаний ракеты касательно луча антенны.
5. конструктивное выполнение станции по так называемому контейнерному тезису, характеризующемуся целым рядом превосходств в отношении снижения всеобщего веса, применении отведенного объема, уменьшении межблочных связей, вероятности использования централизованной системы охлаждения и т. п.
3.2 Отдельные функциональные системы РЛГС
РЛГС может быть разбита на ряд отдельных функциональных систем, вся из которых решает абсолютно определенную частную задачу (либо несколько больше либо менее близких между собой частных задач) и всякая из которых в той либо другой 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 предуготовлена:
· для генерирования высокочастотной электромагнитной энергии заданной частоты (f±2,5%) и мощности 60 Вт, которая в виде коротких толчков (0,9 ± 0,1 мксек) излучается в пространство.
· для дальнейшего приема отраженных от цели сигналов, их реформирования в сигналы промежуточной частоты (Fпч=30 МГц), усиления (по 2-м одинаковым 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).
· образование толчков синхронизации для запуска отдельных схем в РЛГС и толчков управления приемником, узлом СИ и дальномером (узел МПС-2)
· образование толчков управления ферритовым коммутатором осей, ферритовым коммутатором приемных каналов и опорного напряжения (узел УФ-2)
· интегрирование и суммирование принятых сигналов, нормирование напряжения для управления АРУ, реформирование видеоимпульсов цели и АРУ в радиочастотные сигналы (10 МГц) для осуществления задержки их в УЛЗ (узел СИ)
· выделение сигнала ошибки, нужного для работы системы углового сопровождения (узел СО).
3.2.3. Дальномер
Дальномер состоит из:
· узла временного модулятора (ЕМ).
· узла временного дискриминатора (ВД)
· 2-х интеграторов.
Назначением этой части РЛГС является:
· поиск, завладение и сопровождение цели по дальности с выдачей сигналов дальности до цели и скорости сближения с целью
· выдача сигнала Д-500 м
ОГС предуготовлена для осуществления захвата и автоматичес­кого сопровождения цели по ее тепловому излучению, измерения угловой скорости линии визирования ракета - цель и формиро­вания руководящего 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 нужной восприимчивости которого служит система охлаж­дения 5. В качестве хладагента применяется 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 постоянное ав­томатическое наблюдение за целью, формирует сигнал коррекции для совмещения оптической оси координатора с линией визиро­вания и обеспечивает подачу руководящего 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, 2-х фотоприемников (ФПок и ФПвк) и 2-х 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 касательно оптической оси растрами определенной конфигурации.
Объектив, фотоприемники, предусилители закреплены на ро­торе гироскопа и вращаются совместно с ним, причем оптическая ось объектива совпадает с осью собственного вращения ротора ги­роскопа. Ротор гироскопа, основную массу которого составляет непрерывный магнит, установлен в кардановом подвесе, дозволяющем ему отклоняться от продольной оси ОГС на угол пеленга в любом направлении касательно 2-х взаимно перпендикуляр­ных осей. При вращении ротора гироскопа происходит обзор про­странства в пределах поля зрения объектива в обоих спектраль­ных диапазонах с подмогой фоторезисторов.

Изображения удаленного источника излучения расположены в фокальных плоскостях обоих спектров оптической системы в виде пятнышек рассеяния. Если направление на цель совпадает с оптичес­кой осью объектива, изображение фокусируется в центр поля зрения ОГС. При возникновении углового рассогласования между осью объектива и направлением на цель пятнышко рассеяния смещается. При вращении ротора гироскопа фоторезисторы засвечиваются на время прохождения пятнышка рассеяния над фоточувствительным слоем. Такая импульсная засветка преобразуется фоторезистора­ми в электрические толчки, продолжительность которых зависит от величины углового рассогласования, причем с увеличением рассо­гласования при выбранной форме растра продолжительность их умень­шается. Частота следования толчков 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 всеобщей системой механического регулирования усиления АРУ1, работающей по сигналу с ПУок. Этим обеспечивается постоянство отношения величин и сохранение формы выходных сигналов пред-усилителей в требуемом диапазоне метаморфозы мощности прини­маемого ОГС излучения. Сигнал с ПУок поступает на схему пере­ключения (СП), предуготовленную для охраны от ЛТЦ и фоновых помех. Охрана от ЛТЦ основана на различных значениях температур излучения от реальной цели и ЛТЦ, определяющих отличие в расположении максимумов их спектральных колляций.
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 поменьше 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 (ЧИСТИЛИЩЕ) выделяет сигнал, амплитуда первой гармоники которого зависит от углово­го рассогласования между оптической осью объектива и направ­лением на цель. Дальше сигнал проходит через фазовращатель, ко­торый компенсирует запаздывание сигнала в электронном блоке, и поступает на вход усилителя коррекции, усиливающего сигнал по мощности, что нужно для осуществления коррекции гиро­скопа и подачи сигнала в АП. Нагрузкой усилителя коррекции (УК) служат обмотки коррекции и ступенчато объединенные с ними энергичные 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 наблюдение ОГС за целью.
При мелких расстояниях до цели возрастают воспринимае­мые ОГС размеры излучения от цели, что приводит к изменению колляций импульсных сигналов с выхода фотоприемников, из-за чего ухудшается способность наблюдения ОГС за целью. Для исключения этого явления в электронном блоке СК предусмотре­на схема ближней зоны, обеспечивающая наблюдение за энергети­ческим центром реактивной струи и сопла.
Автопилот исполняет следующие функции:
Фильтрацию сигнала с СК для возрастания качества сигнала управления ракетой;
Образование сигнала на разворот ракеты на исходном уча­стке траектории для механического обеспечения нужных углов возвышения и упреждения;
Реформирование сигнала коррекции в сигнал управления на частоте управления ракеты;
Образование 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 ступенчато объединенные синхронный фильтр и динамический ограничитель и поступает на вход сумматора ?І. Сигнал с пеленговой обмотки поступает на схему ФСУР по пеленгу. Он нужен 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, дабы 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 сокращает нелинейные иска­жения сигнала генератора линеаризации. Выходной сигнал с филь­тра подастся на усилитель-ограничитель с огромным коэффициен­том усиления, на 2-й 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 предуготовлена для согласо­вания оптической оси координатора с визирной осью прицельно­го устройства, которая составляет данный 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 расположении. Разарретирование гироскопа осуществляется АРП при переводе ОГС в ре­жим наблюдения.
Для поддержания скорости вращения ротора гироскопа в тре­буемых пределах служит система стабилизации циклов.
Рулевой отсек
Рулевой отсек включает в себя аппаратуру управления поле­том ракеты. В корпусе рулевого отсека помещены 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 руководящий мотор 3, розетка 7 (с блоком взведения) и дестабилизатор

Рис. 29. Рулевой отсек: 1 - усилитель; 2 - рулевая машинка; 3 - руководящий мотор; 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 - упряма; 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 машинкапредназначена для аэродинамического уп­равления ракетой в полете. Единовременно РМ служит распреде­лительным устройством в системе газодинамического управления ракетой на исходном 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 чистки. В обойму запрессован корпус 2 с золотниковым распределителем, состоящим из четырехкромочного золотника 15, 2-х втулок 16 и якорей 18. В корпусе помещены две катушки 17 и 20 электромагнитов. Обойма имеет две проушины, в кото­рых на подшипниках 9 расположена упряма 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 расположении стопорами 7 и пружинами 10 и 11. В при­ливе обоймы между проушинами размещается газораспредели­тельная втулка 14, жестко закрепленная с подмогой 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 чистки 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 расположение до упора в крышку. Перемещаясь, поршень ув­лекает за собой выступ поводка и поворачивает поводок и стойку, а совместно с ними и рули в крайнее расположение. Единовременно 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 расположение.
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 прежде, чем происходит нарастание тока в иной катушке, что повышает быстродействие РМ.
Бортовой источник питанияпредназначен 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 исполняет две функции:
Преобразует напряжение переменного тока турбогенератора в требуемые значения непрерывных напряжений и поддерживает их устойчивость 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 дальнейшим образом. Пороховые газы от сго­рания заряда ПАД через сопло 2 подаются на лопатки турбинки 3 и приводят ее во вращение совместно с ротором. При этом в об­мотке статора индуктируется переменная ЭДС, которая подается на вход стабилизатора-выпрямителя. С выхода стабилизатора-выпрямителя непрерывное напряжение подается в ОГС и усили­тель ДУС. На электровоспламенители ВЗ и ПУД напряжение с БИП поступает позже выхода ракеты из трубы и раскрытия ру­лей РМ.
Датчик угловых скоростейпредназначен для образования электрического сигнала, пропорционального угловой скорости ко­лебаний ракеты касательно ее поперечных осей. Данный сигнал применяется для демпфирования угловых колебаний ракеты в по­лете, ДУС представляет собой состоящую из 2-х 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 эластичные 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 - ботинок; 8 - растяжка; 9 и 10 - контакты; 11 - кожух
ДУС устанавливается так, дабы 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 безусловной угловой скорости ра­кеты.

Пороховой аккумулятор давленияпредназначен для питания пороховыми газами РМ и БИП. ПАД состоит из корпуса 1, (рис. 33), представляющего собой камеру сгорания, и фильтра 3, в котором происходит чистка 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 руководящий мотор:
7 - переходник; 3 - корпус; 3 - пороховой заряд; 4 - навеска пороха; 5 - пиро­техническая петарда; 6 - электровоспламенитель; 7 - воспламенитель
ПАД работает дальнейшим образом. Электрический толчок 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, позже чего поступают в РМ и турбогенератор БИП.
Пороховой руководящий двигательпредназначен для газоди­намического управления ракетой на исходном 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 дальнейшим образом. Позже вылета ракеты из пусковой трубы и раскрытия рулей РМ электрический толчок 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 руководящее усилие, обес­печивающее разворот ракеты.
Розеткаосуществляет 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 итога БИП к ВЗ позже вылета ракеты из трубы и раскрытия рулей РМ.

Рис. 35. Схема блока взведения:
1 - размыкатель
Помещенный в корпусе розетки блок взведения состоит из конденсаторов С1 и С2 (рис. 35), резисторов R3 и R4 для снятия остаточного напряжения с конденсаторов позже проведения про­верок либо несостоявшегося пуска, резисторов R1 и R2 для ограни­чения тока в цепи конденсаторов и диода Д1, предуготовленного для электрической развязки цепей БИП и ВЗ. Напряжение на блок взведения подается позже перевода пускового крючка ПМ в расположение до упора.
Дестабилизаторпредназначен для обеспечения перегрузок, тре­буемой стабильности и создания добавочного вертящего мо­мента, в связи с чем его пластины установлены под углом к про­дольной оси ракеты.
Боевая часть
Боевая часть предуготовлена для поражения воздушной цели либо нанесения ей повреждений, приводящих к неосуществимости вы­полнения боевой задачи.
Удивляющим 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 исполнена в виде неразъемного соединения.
Собственно БЧ (осколочно-фугасного действия) предуготовлена для создания заданного поля поражения, воздействующего на цель позже приобретения от ВЗ инициирующего толчка. 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, предуготовленный 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 предуготовлен для выдачи детонационного импуль­са на подрыв заряда БЧ при попадании ракеты в цель либо по ис­течении времени самоликвидации, а также для передачи детона­ционного толчка 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, 2-х 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 позже 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-предуготовлен для подрыва несгоревшей части маршевого заряда ДУ и создания добавочного 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 убыстрения от работающе­го маршевого мотора блокирующий стопор ПДУ оседает и не препятствует развороту поворотной втулки (снята первая ступень предохранения). Через 1-1,9 с позже пуска ракеты прогорает пи­ротехнический предохранитель, пружина разворачивает поворотную втулку в боевое расположение. 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 каждом. протяжении полета.
При попадании ракеты в цель в момент прохождения взрыва­теля через металлическую преграду (при ее пробитии) либо по нее (при рикошете) в обмотке основного датчика цели ГМД1 под воздействием вихревых токов, наводимых в металлической пре­граде при перемещении непрерывного магнита датчика цели ГМД1, появляется толчок электрического тока. Данный толчок подается на электровоспламенитель ЭВЗ, от луча которого срабатывает капсюль-детопатор, вызывая действие детонатора взрывателя. Дето­натор взрывателя инициирует детонатор боевой части, срабатыва­ние которого вызывает обрыв 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 свободы упругих дефор­маций, имеющих место при встрече ракеты с преградой, якорь датчика цели ГМД2 отрывается, происходит обрыв магнитной цепи, в итоге чего в обмотке наводится толчок электричес­кого тока, тот, что 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. Позже 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 позже 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 предуготовлена для обеспечения вылета ракеты из трубы, придания ей нужной угловой скорости вра­щения, разгона до маршевой скорости и поддержания этой ско­рости в полете.
ДУ состоит из стартового мотора, двухрежимного однока­мерного маршевого мотора и лучевого воспламенителя замед­ленного действия.
Стартовый мотор предуготовлен для обеспечения вылета ра­кеты из трубы и придания ей нужной угловой скорости вращения. Стартовый мотор 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 (либо монолита), вольно установленных в кольцевом объеме камеры. Воспламенитель стартового заряда состоит из корпуса, в котором помещены электровоспламенитель и навеска пороха. Диск и диафрагма обеспечивают крепление заряда при работе и тран­спортировании.
Стартовый мотор стыкуется к сопловой части маршевого мотора. При стыковке моторов газоподводящая трубка на­девается на корпус лучевого воспламенителя 7 (рис. 39) замед­ленного действия, расположенного в предсопловом объеме марше­вого мотора. Такое соединение обеспечивает передачу огневого толчка на лучевой воспламенитель. Электрическая связь вос­пламенителя стартового мотора с пусковой трубой осуществля­ется через контактную связь 9 (рис. 38).

Рис. 38. Стартовый мотор:
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 (либо шесть) расположенных под углом к продольной оси ракеты сопел, обеспечивающих вращение ракеты на участке работы стартового мотора. Для обеспече­ния герметичности камеры ДУ при эксплуатации и создания не­обходимого давления при воспламенении стартового заряда в соп­ла установлены заглушки 3.
Двухрежимный однокамерный маршевый двигательпредназ­начен для обеспечения разгона ракеты до маршевой скорости на первом режиме и поддержания этой скорости в полете на втором режиме.
Маршевый мотор 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 приобретения требуемых режимов горе­ния заряд отчасти 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 нужного давления при воспламенении маршевого заряда на сопловом блоке установлена заглушка 8, которая раз­рушается и сгорает от пороховых газов маршевого мотора. На внешней части соплового блока имеются резьбовые отверстия А для крепления крыльевого блока к ДУ.
Лучевой воспламенитель замедленного действия предуготовлен для обеспечения срабатывания маршевого мотора 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 мотора.
Лучевой воспламенитель замедленного действия состоит из корпуса 2 (рис. 40), в котором помещены пиротехнический за­медлитель 1, передаточный заряд 4 во втулке 3. С иной сторо­ны во втулку запрессован детонирующий заряд 5. От пороховых газов, образующихся в камере стартового мотора 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, тот, что воспламеняет маршевый заряд.
ДУ работает дальнейшим образом. При подаче электрического толчка на электровоспламенитель стартового заряда срабаты­вает воспламенитель, а после этого стартовый заряд. Под воздействием реактивной силы, создаваемой стартовым мотором, ракета вы­летает из трубы с нужной угловой скоростью вращения. Стартовый мотор заканчивает работу в трубе и задерживается в ней. От пороховых газов, образовавшихся в камере стартового мотора, срабатывает лучевой воспламенитель замедленного действия, поджигающий воспламенитель маршевого заряда, от которого на безвредном для стрелка-зенитчика расстоянии сраба­тывает маршевый заряд. Реактивная сила, создаваемая марше­вым мотором, разгоняет ракету до маршевой скорости и под­держивает эту скорость в полете.
Крыльевой блок
Крыльевой блок предуготовлен для аэродинамической стабили­зации ракеты в полете, создания подъемной силы при наличии углов атаки и поддержания нужной 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, помещенную в отверстии корпуса.
Механизм стопорения состоит из 2-х стопоров 6 и пружины 5, по средствам которой стопоры разжимаются и запирают крыло при раскрытии. Позже вылета вращающейся ракеты из трубы под действием центробежных сил крылья раскрываются. Для поддержания нужной скорости вращения ракеты в полете крылья развернуты касательно продольной оси крыльевого бло­ка на определенный угол.
Крыльевой блок винтами крепится на сопловом блоке марше­вого мотора. На корпусе крыльевого блока имеется четыре вы­ступа Б для соединения его со стартовым мотором с подмогой 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 упряма; 22 - механизм бортразъема; 23 - ручка; 24 - передняя упряма; 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 трудных загвоздок при разработке высокоточного оружия (ВТО). Это обусловлено раньше каждого тем, что при прочих равных условиях сухопутные цели имеют гораздо меньшее соотношение «пригодный сигнал/помеха» по сопоставлению с морскими и воздушными, а пуск и наведение ракеты осуществляются без непосредственного контакта оператора с целью.
В высокоточных ракетных комплексах далекого огневого поражения класса «земля-земля», реализующих доктрину результативного поражения наземных целей боевыми частями обыкновенного снаряжения само­стоятельно от дальности стрельбы, для управления на финальном участке траектории системы инерциальной навигации комплексируются с системами самонаведения ракет, в которых применяется тезис навигации по геофизическим полям Земли. Инерциальная навигационная система как базовая обеспечивает высокую помехозащищенность и самостоятельность комплексированных систем. Это дает ряд неоспоримых превосходств, в том числе в условиях постоянного улучшения систем противоракетной обороны.
Для комплексирования инерциальных систем управления с системами самонаведения по геофизическим полям Земли в первую очередь нужна особая система информационного обеспечения.
Идеология и тезисы системы информационного обеспечения определяются основными колляциями объектов поражения и собственно комплексов вооружения. Функционально информационное обеспечение высокоточных ракетных комплексов включает в себя такие основные составляющие, как приобретение 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 собран огромный навык по разработке систем наведения ракет класса «земля-земля» с головками самонаведения оптического и радиолокационного типов с корреляционно-экстремальной обработкой сигналов.
Использование корреляционно-экстремальных систем самонаведения по картам геофизических полей путем сопоставления значений геофизического поля, измеренного в полете, с заложенной в память бортовой ЭВМ его эталонной картой разрешает исключить ряд собранных ошибок управления. Для систем самонаведения по оптическому изображению местности эталонной картой может служить оптический разведывательный снимок, на котором цель определяется фактически без ошибок касательно элементов окружающего ландшафта. В силу этого ГСН, ориентирующаяся по элементам ландшафта, наводится именно в указанную точку само­стоятельно от того, с какой точностью знамениты ее географические координаты.
Возникновению опытных примеров оптических и радиолокационных корреляционно-экстремальных систем и их ГСН предшествовал большой объем теоретических и экспериментальных изысканий в области информатики, теорий распознавания образов и обработки изображений, основ разработки аппаратного и программного обеспечения для нынешних и эталонных изображений, организации банков фоно-целевой атмосферы разных участков земной поверхности в разных диапазонах электромагнитного спектра, математического моделирования ГСН, вертолетных, самолетных и ракетных испытаний.
Конструкция одного из вариантов оптической ГСН приведена нарис. 1.
Оптическая ГСН обеспечивает в полете идентификация участка ландшафта в районе цели по его оптическому изображению, сформированному объективом координатора на поверхности матричного многоэлементного фотоприемника. Всякий элемент приемника преобразует яркость соответствующего ему участка местности в электрический сигнал, тот, что поступает на вход кодирующего устройства. Сформированный этим устройством бинарный код записывается в память ЭВМ. Тут же хранится эталонное изображение желанного участка местности, полученное по фотоснимку и закодированное по тому же алгорифму. При сближении с целью ведется ступенчатое масштабирование путем вызова из памяти ЭВМ эталонных изображений соответствующего масштаба.
Идентификация участка местности производится в режимах захвата и сопровождения цели. В режиме сопровождения цели применяется беспоисковый способ, учрежденный на алгорифмах теории распознавания образов.
Алгорифм работы оптической ГСН предоставляет вероятность формировать сигналы управления как в режиме непосредственного наведения, так и в режиме экстраполяции углов наведения. Это разрешает не только повысить точность наведения ракеты на цель, но и обеспечить экстраполяцию сигналов управления в случае срыва сопровождения цели. Превосходство оптических ГСН - пассивный режим работы, высокая разрешающая способность, малые масса и габариты.
Радиолокационные ГСН обеспечивают высокую погодную, сезонную и ландшафтную безопасность при значительном уменьшении инструментальных ошибок системы управления и целеуказания. Всеобщий вид одного из вариантов радиолокационной ГСН приведен нарис. 2.
Тезис действия радиолокационной ГСН основан на корреляционном сопоставлении нынешнего радиолокационного яркостного изображения местности в районе цели, получаемого на борту ракеты с поддержкой радиолокатора, с эталонными изображениями, синтезированными заранее по первичным информационным материалам. В качестве первичных информационных материалов применяются топографические карты, цифровые карты местности, аэрофотоснимки, космические снимки и каталог удельных результативных поверхностей рассеяния, характеризующих отражательные радиолокационные свойства разных поверхностей и обеспечивающих перевод оптических снимков в радиолокационные изображения местности, адекватные нынешним изображениям. Нынешние и эталонные изображения представляются в виде цифровых матриц, и их корреляционная обработка проводится в бортовой ЭВМ в соответствии с разработанным алгорифмом сопоставления. Основной целью работы радиолокационной ГСН является определение координат проекции центра масс ракеты касательно точки цели в условиях работы по местности разной информативности, заданных метеорологических условиях с учетом сезонных изменений, наличия радиотехнического противодействия и могущества динамики полета ракеты на точность съема нынешнего изображения.
Разработка и последующее улучшение оптических и радиолокационных ГСН основываются на научных и технических достижениях в области информатики, вычислительной техники, систем обработки изображений, на новых спецтехнологиях создания ГСН и их элементов. Разрабатываемые в текущее время высокоточные системы самонаведения вобрали в себя собранный навык и современные тезисы создания таких систем. Они применяют высокопроизводительные бортовые процессоры, разрешающие реализовать трудные алгорифмы функционирования систем в масштабе реального времени.
Следующим шагом в создании точных и верных 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 существенными сложностями, связанными с особенностями целей, траекторий ракет, условиями их использования, а также типом головных частей и их боевыми колляциями.
Трудность распознавания целей в режиме прямого наведения, определяющая трудность программно-алгоритмического обеспечения высокоточного наведения, привела к необходимости интеллектуализации систем наведения. Одним из ее направлений следует считать реализацию в системах тезисов ии на базе нейроподобных сетей.
Важные триумфы фундаментальных и прикладных наук в нашей стране, в том числе в области теории информации и теории систем с неестественным умом, разрешают реализовать доктрину создания суперточных, прецизионных ракетных систем поражения наземных целей, обеспечивающих результативность работы в широком спектре условий боевого использования. Одной из последних реализованных разработок в данной области является оперативно-стратегический ракетный комплекс «Искандер».

Механические устройства, устанавливаемые на носителях боевых зарядов (НБЗ) - ракетах, торпедах, бомбах и др. для обеспечения прямого попадания в объект атаки либо сближения на расстояние, меньшее радиуса поражения зарядов.Головки самонаведениявоспринимают энергию, излучаемую либо отражаемую целью, определяют расположение и нрав движения цели и формируют соответствующие сигналы для управления движением НБЗ. По тезису действия головки самонаведения подразделяются на пассивные (воспринимают энергию, излучаемую целью), полуактивные (воспринимают отражённую от цели энергию, источник к-рой находится вне головки самонаведения) и энергичные (воспринимают отражённую от цели энергию, источник к-рой находится в самой головке самонаведения); по виду воспринимаемой энергии - на радиолокационные, оптические (инфракрасные либо тепловые, лазерные, телевизионные), акустические и др.; по нраву сигнала воспринимаемой энергии - на импульсные, постоянные, квазинепрерывные и др.
Основными узлами головок самонаведения являютсякоординатор и электронно-вычислительное устройство. Координатор обеспечивает поиск, завладение и сопровождение цели по угловым координатам, дальности, скорости и спектральным колляциям воспринимаемой энергии. Электронно-вычислительное устройство обрабатывает информацию, получаемую от координатора, и формирует сигналы управления координатором и движением НБЗ в зависимости от принятого способа наведения.. Этим обеспечивается механическое наблюдение 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 водится, 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 колляциям принимаемого сигнала, что повышает информативность и помехоустойчивость головок самонаведения. В координаторах энергичных головок самонаведения устанавливаются передатчик энергии и её приёмник, селекция цели может производиться подобно предыдущему случаю; энергичные головки самонаведения являются всецело самостоятельными механическими устройствами. Самыми примитивными по устройству считаются пассивные головки самонаведения, особенно трудными - энергичные. Для возрастания информативности и помехоустойчивости могут бытькомбинированные головки самонаведения, в к-рых применяются разные комбинации тезисов действия, видов воспринимаемой энергии, методов 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 агрегатов. Изд. 2-е. М., 1970; Проектирование ракетных и ствольных систем. М., 1974.
В.К. Баклицкий.

Категория: 

Оценить: 

4
Средняя: 4 (2 оценки)

Добавить комментарий

  _   _   ____   __        __  ____     ____  __        __
| | | | | __ ) \ \ / / | __ ) / ___| \ \ / /
| |_| | | _ \ \ \ /\ / / | _ \ | | _ \ \ /\ / /
| _ | | |_) | \ V V / | |_) | | |_| | \ V V /
|_| |_| |____/ \_/\_/ |____/ \____| \_/\_/
Enter the code depicted in ASCII art style.

Похожие публикации по теме