МИНИСТЕРСТВО  ОБРАЗОВАНИЯ  РЕСПУБЛИКИ  БЕЛАРУСЬ

УЧРЕЖДЕНИЕ  ОБРАЗОВАНИЯ

«ГРОДНЕНСКИЙ  ГОСУДАРСТВЕННЫЙ  УНИВЕРСИТЕТ

ИМЕНИ  ЯНКИ  КУПАЛЫ»

ВОЕННЫЙ ФАКУЛЬТЕТ

О.М. КОТ, Д.Н. РОМАНЕНКО, А.С. ДУБОВИК

ВОЕННО-ТЕХНИЧЕСКАЯ,

ВОЕННО-СПЕЦИАЛЬНАЯ ПОДГОТОВКА

И ТАКТИКА ВОЙСКОВОЙ ПРОТИВОВОЗДУШНОЙ

ОБОРОНЫ ПОДРАЗДЕЛЕНИЙ,

ВООРУЖЕННЫХ ПЗРК 9К38  «ИГЛА»

Допущено Министерством обороны Республики  Беларусь в качестве учебного пособия для студентов специальности (ВУС-104182)  «Командир отделения переносных зенитных ракетных комплексов»

Гродно ГрГУ им. Я. Купалы УДК 355. ББК          К Реценз енты:

Федоров А. И., профессор кафедры тактики и вооружения войсковой ПВО Учреждения образования «Военная академия Республики Беларусь», кандидат технических наук, доцент;

Крот И. В., начальник войск ПВО – начальник группы войсковой ПВО Западного оперативного командования, полковник;

Кордюков В. В., начальник противовоздушной обороны Шестой отдельной механизированной бригады, подполковник.

Кот, О. М.

Военно-техническая,  военно-специальная  подготовка  и К73 тактика  войсковой  противовоздушной  обороны  подразделений, вооруженных  ПЗРК  9К38  «Игла»  :  учеб.  пособие  /  О.  М.  Кот, Д. Н. Романенко, А. С. Дубовик.  – Гродно : ГрГУ, 2012. – 459 с.

ISBN 978-985-515-602- Изложены  назначение,  состав,  тактико-технические  характеристики,  устройство  и  функционирование  ПЗРК  9К38  «Игла»,  порядок  проведения  технического обслуживания и общие  сведения по эксплуатации комплекса.  Рассмотрены боевые возможности подразделения, вооруженного ПЗРК «Игла», правила стрельбы и боевой работы. Дана характеристика средств воздушного нападения, изложены вопросы  боевого применения зенитного  ракетного подразделения,  управления им  в  различных  видах  боя,  а  также  обеспечения  его  боевых  действий.  Допущено  Министерством  обороны  Республики  Беларусь,  рекомендовано  Учебно-методическим объединением  учреждений  высшего  образования  Республики  Беларусь  по  военному  образованию  для  студентов  специальности  «Командир  отделения  переносных зенитных  ракетных  комплексов».

 УДК 355. ББК  © Кот О. М., Романенко Д. Н., Дубовик А. С.,  ©  Учреждение  образования «Гродненский  государственный  университет ISBN  978-985-515-602-5 имени Янки Купалы», 

ВВЕДЕНИЕ

Широкомасштабные операции, проводимые в последнее время в ходе различных военных действий, отличаются массированным применением военно-воздушных сил. В ряде конфликтов именно авиация оказалась той основной ударной силой, которая в конечном счете привела к поражению противника.  Поэтому  создание  системы  противовоздушной  обороны (ПВО), способной эффективно защищать как войсковые подразделения, так и стационарные военные и гражданские объекты, стало важной задачей укрепления обороноспособности для любой страны.

Классически система ПВО предусматривает несколько рубежей обороны, в которых используются различные зенитные средства. Последним является рубеж сверхмалой дальности (непосредственного прикрытия) – до 5 км, основную роль в защите которого играют переносные зенитные ракетные комплексы (ПЗРК).

С целью качественной подготовки специалистов, владеющих ПЗРК, разработано данное учебное пособие, которое содержит три раздела.

В  разделе  военно-технической  подготовки  изложены  назначение, состав,  тактико-технические  характеристики,  устройство  и  функционирование боевых и обеспечивающих средств комплекса. Даны общие сведения  о  подвижных  средствах,  на  которых  производится  перемещение подразделений, вооруженных ПЗРК. Рассмотрен порядок проведения технического обслуживания и эксплуатации, меры безопасности при обращении с комплексом, а также правила хранения и транспортировки элементов ПЗРК.

В  разделе  военно-специальной  подготовки  рассмотрены  вопросы боевого применения ПЗРК «Игла», правила стрельбы и боевой работы в различных условиях.

В разделе тактики войсковой ПВО дана характеристика средств воздушного  нападения,  изложены  вопросы  боевого  применения  зенитного ракетного подразделения, управления им в различных видах боя, а также обеспечения его боевых действий.

В  приложениях  содержится  порядок  проведения  технического  обслуживания и ремонта элементов комплекса, расход материалов при проведении работ, порядок подготовки и использования учебно-тренировочных средств.

Пособие адресовано студентам военных факультетов, обучающихся по программе военной подготовки по специальности «Командир отделения переносных зенитных ракетных комплексов». Кроме того, оно может быть  использовано  преподавателями,  командирами  подразделений  при подготовке и проведении занятий со стрелками-зенитчиками, командирами отделений и взводов.

-3СПИСОК  СОКРАЩЕНИЙ

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ

АД – амплитудный детектор АМИ – амплитудно-модулированные импульсы АП – автопилот АРП – автоматический режим пуска АРУ1 – система автоматического регулирования усиления БЗ – схема ближней зоны БИП – бортовой источник питания БКП – батарейный командирский пункт БМП – боевая машина пехоты БТР – бронетранспортер БЧ – боевая часть ВГ – взрывной генератор ВЗ – взрыватель ГИ – гладкие импульсы ГЛ – генератор линеаризации ГОН – генератор опорного напряжения ГСН – головка самонаведения ДО – динамический ограничитель ДПЛА – дистанционный пилотируемый летательный аппарат ДУ – двигательная установка ДУС – датчик угловых скоростей ЗИП – запасные части, инструмент и принадлежности ЗРК БД – зенитный ракетный комплекс ближнего действия ЗУР – зенитная управляемая ракета ИК – инфракрасное (излучение) ИУ – избирательный усилитель КО – контрольный осмотр КПА – контрольно-проверочная аппаратура ЛТЦ – ложная тепловая цель ЛЭП – линия электропередач НРЗ – наземный радиолокационный запросчик О – объектив ОГС – оптическая головка самонаведения П – пеленговая обмотка ПАД – пороховой аккумулятор давления ПВО – противовоздушная оборона ПЗРК – переносной зенитный ракетный комплекс ПКП – подвижный контрольный пункт ПМ – пусковой механизм ППРУ – подвижной пункт разведки и управления ПУД – пороховой управляющий двигатель ПЭП – переносный электронный планшет РЛС – радиолокационная станция РМ – рулевая машинка РРП – ручной режим пуска СВН – средства воздушного нападения СК – следящий координатор СП – схема переключения ССО – система стабилизации оборотов СФ – синхронный фильтр ТеО – текущее обслуживание ТО-1 – техническое обслуживание №  ТТХ – тактико-технические характеристики УК – усилитель коррекции УМ – усилитель мощности УО – усилитель-ограничитель УС – усилитель ДУС Ф – фильтр ФВ – фазовращатель ФД – фазовый детектор ФПок – фотоприемник основного канала ФПвк – фотоприемник вспомогательного канала ФСУР – схема формирования сигнала управления ракетой ЭВ – электровоспламенитель ПУок – предусилитель электрического сигнала основного канала ПУвк – предусилитель электрического сигнала вспомогательного канала

ВОЕННО-ТЕХНИЧЕСКАЯ ПОДГОТОВКА

1.1. Общие сведения о ПЗРК 9К38 «Игла»

Переносной зенитный ракетный комплекс 9К38 «Игла» является средством непосредственного прикрытия войск и объектов от ударов средств воздушного нападения (СВН) противника. Он состоит на вооружении зенитных отделений, зенитных ракетных взводов и батарей, входящих в состав зенитных дивизионов, а также других подразделений родов войск видов Вооруженных Сил с 1983 г.

Комплекс  предназначен  для  поражения  реактивных,  турбовинтовых и винтомоторных самолетов, а также вертолетов на встречных и догонных курсах в условиях естественных (фоновых) и искусственных тепловых помех при визуальной видимости цели.

Таблица  1.1 –  Тактико-технические  характеристики 1  Максимальная  высота  поражаемых  целей  на    3  Максимальный  параметр  поражаемых  целей  на    4  Скорость  поражаемых  целей  на  встречных/догонных    6  Время перевода из походного положения в боевое, с  не более 13  7  Время  готовности  к  пуску  (после  выхода  на  режим    • в походном положении (с комплектом ЗИП)  не более 20,15  • Зенитная управляемая ракета 9М39 представляет собой реактивный  летательный  аппарат,  снабженный  двухступенчатой твердотопливной  двигательной  установкой,  бортовой  аппаратурой  управления  полётом  по  методу  пропорционального  сближения за счет пассивного оптического самонаведения и боевой частью с контактным взрывателем.

• Пусковая труба 9П39 (9П39-1) обеспечивает прицельный и безопасный пуск ракеты, а также является направляющим устройством при пуске и одновременно служит контейнером при эксплуатации ракеты.

• Наземный источник питания 9Б238 (одноразового действия) предназначен для снабжения хладагентом ОГС и обеспечения электроэнергией комплекса в период подготовки к пуску ракеты.

• Пусковой механизм 9П516-1 (без НРЗ-9П516) предназначен для подготовки к пуску и пуска ракеты по выбранной цели для обстрела.  Обеспечивает  звуковую цели и ее принадлежности, а  также исключает обстрел цели с принадлежностью «свой» при использовании НРЗ 1Л14.

Рисунок  1.5 –  Пусковой  механизм  9П 2. Средства приема целеуказания и связи • Переносной электронный планшет 1Л15-1 обеспечивает своевременное оповещение стрелка-зенитчика о месте нахождения и  направлении движения воздушных целей (от 1 до 4), индикацию траектории  перемещения  и  принадлежности  целей  в радиусе 12,5 км. Информацию о целях в  виде кодограммы ПЭП получает на встроенный радиоприемник с батарейного командного пункта (БКП) или командного пункта (КП) зенитного дивизиона.

• Радиостанция Р-157 обеспечивает прием оповещения о воздушной обстановке и управление огнем  стрелков-зенитчиков.  Вместо  указанных средств  связи  могут  использоваться  переносные Рисунок  1.7 –  Радиостанция  Р- 3. Средства технического обслуживания • Подвижный контрольный пункт ПКП 9В866 и контрольнопроверочная аппаратура 9Ф719 служат для проведения технического  обслуживания  и  регламентных  работ  боевых  средств  комплекса в полевых условиях и на базах (арсеналах).

4. Учебно-тренировочные средства • Унифицированный полевой тренажер 9Ф635 предназначен для  обучения  и  комплексных  тренировок одного, двух или трех стрелковзенитчиков боевой работе и стрельбе по имитированным  и  реальным  воздушным  целям  в  реальной  фоновой обстановке с обеспечением объективного контроля действий обучаемых.

Рисунок  1.9 –  Унифицированный        полевой  тренажер  9Ф •  Учебно-тренировочный  комплект 9Ф663 предназначен  для психофизиологической  подготовки  одного или двух стрелков-зенитчиков и выполнения учебно-тренировочных задач на месте  и  в  движении.  Обеспечивает имитацию пуска ракеты (болванки) на безопасной площадке.

боевой работе по виртуально имитированным  воздушным  целям  с  обеспечением объективного контроля за действиями стрелков-зенитчиков.

Рисунок  1.11 –  УЭТ ПЗРК  «Игла»  9Ф Рисунок  1.12 –  Учебно-разрезной  макет  9К38УР • Габаритно-весовой макет 9К38 ГВМ предназначен для обучения  и  тренировки стрелков-зенитчиков выполнению правил обращения с боевым комплексом, а также выполнению нормативов боевой работы.

• Комплект электрифицированных стендов  2У438  предназначен для изучения устройства боевых средств комплекса, режимов  работы и взаимодействия составных  частей, а  также правил стрельбы и боевой работы.

При  поступлении  команды  «К  бою!»  или  самостоятельно после визуального обнаружения цели стрелок-зенитчик занимает стартовую  позицию,  принимает  удобное  для  стрельбы  боевое положение  и  изготавливается к стрельбе.  Определив исходные данные для стрельбы и момент пуска ракеты, он приводит в действие НИП.

После производства накола НИП сжатый газ поступает в фотоприёмник ракеты для охлаждения  оптической головки  самонаведения. Одновременно срабатывает батарея электропитания, и напряжение  с  неё  поступает  в  электронные  блоки  пускового  механизма, ракеты и пусковой трубы. Ротор гироскопа ОГС ракеты разгоняется за 5 с до 100 об/с и арретируется (электрически стопорится), т.  е.  происходит  согласование  оптической  оси  ОГС  ракеты с осью прицела пусковой трубы.

Если  стрелок  точно  сопровождает  цель  через  механический прицел пусковой трубы, а сигнал цели мощнее сигнала фона и помех, то возможно проведение пуска ракеты в одном из двух режимов («Автомат» или «Ручной») путем нажатия на пусковой крючок пускового механизма.

После срабатывания стартового двигателя ЗУР вылетает из пусковой трубы со скоростью до 28 м/с и угловой скоростью вращения до 20 об/с. После удаления ЗУР на безопасное для стрелка-зенитчика расстояние (не менее 5,5 м) срабатывает маршевый двигатель ЗУР, который разгоняет ее до скорости 570 м/с и поддерживает эту скорость в  полете. Дальнейшее  вращение ракеты на  траектории полета  обеспечивается  за  счет  повернутых  относительно продольной оси ракеты крыльев и дестабилизаторов.

В момент вылета ЗУР из трубы происходит раскрытие рулей и срабатывание порохового управляющего двигателя,  который  осуществляет  разворот  ракеты  на  начальном  участке  траектории  по командам ОГС. Снимается первая ступень предохранения, а через 1–1,9 с и вторая, после чего боевая часть готова к действию.

В  процессе  слежения  за  целью  ОГС  формирует  суммарный командный сигнал, который поступает в рулевой отсек ракеты на рулевые машины и обеспечивает управление ЗУР в полете.

При попадании ракеты в цель срабатывает взрыватель боевой части, который подрывает боевую часть, а взрывной генератор подрывает остатки топлива двигательной установки.

В  случае  непопадания  ракеты  в  цель  по  истечении  14–17  с происходит самоликвидация ЗУР.

1.2. Устройство и функционирование боевых средств 1.2.1. Зенитная управляемая ракета 9М Зенитная  управляемая  ракета  9М39  является  боевым  средством ПЗРК 9К38. Она представляет собой боевой реактивный беспилотный управляемый  крылатый летательный  аппарат,  предназначенный для поражения реактивных, турбовинтовых, винтомоторных самолетов и вертолетов в ближней зоне на встречных и догонных курсах в условиях естественных и искусственных тепловых помех при визуальной видимости цели.

При построении ЗУР использованы:

1) планер, выполненный по аэродинамической схеме «утка» с вращающимся вокруг продольной оси корпусом ракеты и одноканальным релейным управлением: аэро- и газодинамическим на участке разгона и аэродинамическим на маршевом участке;

2) двухступенчатая тандемная твердотопливная двигательная установка;

3) одноканальная пассивная оптическая тепловая гироскопическая система самонаведения по методу пропорционального сближения;

4) боевая часть осколочно-фугасного действия с контактным взрывателем;

5) бортовой источник энергии на основе порохового аккумулятора давления.

Конструктивно ракета 9М39  состоит  из скрепленных между собой  отсеков:

• В отсеке ОГС размещены три основные системы: координатор цели, следящая система координатора и автопилот (формирователь сигнала управления рулями – ФСУР).

• В рулевом отсеке размещены: рулевая машина с рулями, дестабилизаторы, датчик угловой скорости  с усилителем,  бортовой источник питания (БИП), пороховой аккумулятор давления (ПАД), пороховой управляющий двигатель (ПУД).

• В отсеке боевой части размещены: собственно боевая часть, контактный взрыватель, взрывной генератор и провода электрической связи с БИП.

• В отсеке двигательной установки последовательно расположены двухрежимный маршевый двигатель и стартовый двигатель.

С наружной стороны на сопловой блок установлены крылья.

Таблица  1.2 –  Основные  тактико-технические  характеристики  ракеты 9  Скорость вращения относительно продольной оси, об/с  12–20  12  Диапазон рабочих температур, °С  Планер ракеты 9М39 предназначен для решения следующих задач:

1)  создания  управляющей  силы,  изменяющей  направление полета;

2) гашения колебаний корпуса, возникающих при управлении;

3) стабилизации ракеты в направлении полета;

4) поддержания скорости вращения ракеты в полете;

5) создания подъемной силы;

6) размещения бортовой аппаратуры.

Планер выполнен по аэродинамической схеме «утка» и состоит из:

• носового обтекателя с аэродинамическим насадком;

• корпуса;

• рулей;

• дестабилизаторов;

• крыльев.

Носовой обтекатель с  аэродинамическим насадком  предназначен для снижения лобового аэродинамического сопротивления ракеты и пропускания лучистой энергии от цели с минимальными потерями. Обтекатель выполнен из специального стекла в виде мениска.

Металлический насадок, кроме снижения сопротивления, ещё и уменьшает нагрев обтекателя.

Корпус планера предназначен для создания подъемной силы и размещения бортовой аппаратуры. Как уже отмечено, корпус состоит из скрепленных между собой цилиндрических отсеков.

Рули предназначены для создания управляющей силы, изменяющей направление полёта, и гашения колебаний корпуса, возникающих при управлении. Они представляют собой пару аэродинамических пластин из прочной стали. Их форма обеспечивает  оптимальное  обтекание  конструкции  сверхзвуковым  воздушным потоком  и создание управляющей силы  требуемой величины. Когда ракета находится в пусковой трубе, рули сложены в отверстия в корпусе рулевого отсека и размыкают цепи блока взведения взрывателя. После выхода вращающейся ракеты из трубы рули  под действием центробежных сил и пружин  стопоров раскрываются, надёжно фиксируются в рабочем положении  и коммутируют цепи питания взрывателя и порохового управляющего двигателя (ПУД).

При  одноканальном  управлении  вращающейся  ракетой  для создания  управляющей  силы  в  любом  направлении  полета  рули перебрасываются  рулевой  машиной  из  одного  крайнего  положения в другое (на ±15°) 4 раза за один оборот вращения ракеты. Для этого  ОГС,  определяя  ошибку  наведения  ракеты,  формирует  релейный  сигнал  управления  рулевой  машиной,  задающий  время нахождения рулей в каждом из 4 крайних положений.

Рисунок  1.15 –  Создание  результирующей  аэродинамической  силы  R Так как на участке разгона ракеты эффективность рулей недостаточна,  то  предусматривается  параллельное  газодинамическое управление  с помощью двух сопел,  расположенных в плоскости, перпендикулярной плоскости рулей, но по разные стороны корпуса.  Реактивную  силу  создают пороховые  газы  ПУД,  истекающие через то или другое сопло. Коммутация сопел осуществляется той же рулевой машиной синхронно с перебросом рулей.

Дестабилизаторы расположены в плоскости, перпендикулярной  плоскости  рулей,  и  имеют аналогичную им  форму,  но меньших размеров, складываются в углубления в корпусе и неподвижны после раскрытия. Они предназначены для оптимизации соотношения устойчивости и управляемости (располагаемых перегрузок) ракеты путем выбора положения центра давления относительно центра масс и поддержания  вращения ракеты из-за  их разворота относительно продольной  оси.

Крылья выполнены в виде крыльевого блока, закрепленного на корпусе сопла маршевого двигателя по схеме «– +» относительно рулей. Крыльевой блок предназначен для стабилизации ракеты в направлении полета, поддержания скорости вращения ракеты и создания подъемной силы при наличии углов атаки.

Крыльевой блок состоит из корпуса, четырех складывающихся крыльев и механизма их стопорения. Корпус из алюминиевого сплава имеет:

1) отверстия для крепления блока;

2) 4 выступа для крепления стартового двигателя с помощью разжимного кольца;

3) 4 отверстия для установки механизма стопорения;

4) 4 отверстия для установки осей складывания крыльев.

До  выхода  ракеты  из  трубы  крылья  сложены  против  часовой стрелки. При выходе из трубы крылья под действием центробежных сил раскрываются и надёжно фиксируются механизмом стопорения.

Оптическая головка самонаведения Оптическая головка самонаведения 9Э410 предназначена для формирования  сигнала  управления,  обеспечивающего  пассивное самонаведение ракеты по методу пропорционального сближения.

ОГС  представляет собой  оптическое приемное устройство и решает следующие задачи:

1) пространственная селекция целей;

2) спектральная селекция инфракрасного излучения поражаемых целей, ложных тепловых целей (ЛТЦ), фоновых помех и защита от них;

3) преобразование инфракрасного излучения выбранной для обстрела цели в электрический сигнал ошибки слежения, пропор- циональный пространственному рассогласованию оптической оси ОГС и линии визирования «ракета – цель»;

4) захват  и автоматическое сопровождение  цели оптической осью (сведение ошибки слежения к нулю);

5) формирование сигнала управления ракетой, пропорционального угловой скорости линии визирования (по методу пропорционального сближения).

Решение  задачи  пространственной  селекции  целей  осуществляется созданием узкого поля зрения ОГС (2°) за счет применения зеркально-линзовой оптической системы (объектива). Однако узкое  поле зрения  потребует точного прицеливания и принудительного  совмещения  оптической  оси  объектива  с  линией прицеливания.

Для пространственной селекции оптического излучения объектов выбор угла поля зрения носит характер оптимизации: при очень малом угле затрудняется наведение и сопровождение, а при большом – повышается объем информации, в том числе ложной. Величина угла зависит от отношения фокусного расстояния и диаметра кадра объектива.

Задача спектральной селекции инфракрасного излучения поражаемых целей, ложных тепловых целей (ЛТЦ), фоновых помех и защита от них решается путем избирательного двухканального приема инфракрасного излучения поражаемых целей и помех.

Физическими  основами  пассивной  оптической  локации  является  то,  что все  тела,  температура  которых  выше  абсолютного  нуля,  излучают  электромагнитные  волны  в оптическом  диапазоне. Оптический  диапазон  лежит  между  радио-  и рентгеновским излучением  и включает в себя:

• инфракрасное излучение с длиной волны  1000 0,78  мкм;

•  видимое  излучение – 0,78 0,4 мкм;

•  ультрафиолетовое  излучение –  0,4 0,001   мкм.

При этом также известно, что:

•  максимум спектральной  интенсивности  излучения  Солнца,  его  фоновых отражений  достигается  при  1   мкм,  а  ложных  тепловых  целей  (ЛТЦ) –  при 2  мкм;

• нагретые элементы сопел реактивных двигателей и выхлопных патрубков поршневых двигателей, а также их выхлопные газовые струи имеют инфракрасное (тепловое) излучение в узком диапазоне длин волн 2,6–6,5 мкм.

При построении приемных устройств для инфракрасного излучения в объективах создаются входные оптические полосовые фильтры, которые, в принципе, могут быть созданы различными методами:

интерференцией, избирательным поглощением, избирательным отражением, избирательным преломлением и поляризацией.

Использование в приемниках оптических фильтров позволяет:

• выделить  из всего потока  лучистой энергии  только инфракрасное излучение целей и помех;

• образовать в приемном устройстве два спектральных канала: основной (ОК) – поражаемых целей и вспомогательный (ВК) – помех.

Сравнение уровней сигналов в ОК и ВК позволяет выстроить логику селекции и защиты:

Задача преобразования инфракрасного излучения выбранной для обстрела цели в электрический сигнал ошибки слежения, пропорциональный пространственному рассогласованию оптической оси ОГС и линии визирования «ракета – цель» решается следующим образом:

• Оптическая система формирует в фокальной плоскости изображение  цели  в  виде  пятна  малых  размеров  (положение  пятна  в фокальной  плоскости однозначно характеризует направление ( ) и величину угла ( A ) рассогласования оптической оси и линии визирования, т. е. ошибку слежения).

•  Модулятор  приемного  устройства,  расположенный  в  фокальной плоскости, производит сканирование положения пятна и модуляцию  потока  лучистой  энергии  по  закону  ошибки  слежения.  В  качестве  модуляторов  нашли  применение  вращающиеся диски – растры с чередующимися прозрачными и непрозрачными участками.

Фотодетекторы  приемного  устройства  преобразовывают  модулированный лучистый поток в пропорциональный  электрический  сигнал ошибки слежения. В качестве детекторов наибольшее применение  нашли  фоторезисторы –  полупроводниковые  приборы, не содержащие p–n-перехода. В них при поглощении фотонов генерируются  электронно-дырочные  пары,  создающие,  при  приложении внешнего электрического поля ток в рабочей цепи. Подбором материала и температуры фоторезистора можно обеспечить требуемый диапазон его спектральной чувствительности.

Для  обеспечения  захвата  и  автоматического  сопровождения выбранной для обстрела цели необходимо:

1. Принудительно совместить (арретировать) оптическую ось ОГС с линией прицеливания пусковой трубы (реализуется автоматически при выдаче питания от наземного источника).

2. Прицелиться (совместить линию прицеливания с направлением на цель).

3. Для перехода на автоматическое сопровождение нажать на пусковой крючок (до положения «РР» – разрешение разарретирования).  При  этом  следящая  система  разарретируется  и  начинает работать. Задающим воздействием для следящей системы является сигнал ошибки слежения, а в качестве исполнительного элемента используется свободный гироскоп, на роторе которого и закреплен объектив. Под действием электромагнитного момента внешних сил, создаваемого следящей системой, ротор гироскопа прецессирует в  сторону  уменьшения  ошибки  слежения,  причем  с угловой скоростью, пропорциональной ошибке слежения.

Рисунок  1.17 –  Принцип  формирования  изображения  цели  и  ошибки  слежения Формирование сигнала управления ракетой по методу пропорционального сближения осуществляет автопилот. Он представляет собой одноканальную систему автоматического регулирования и структурно состоит из формирователя сигнала управления рулями (ФСУР) и рулевой машины (РМ).

Объектом управления автопилота являются рули планера ракеты. С помощью планера изменяется положение ракеты относительно цели (т. е. изменяется положение линии визирования «ракета – цель»).

При управлении полетом по методу пропорционального сближения ракета наводится не  на цель, а в  некоторую упрежденную точку встречи (УТВ) по условию равенства нулю угловой скорости поворота линии визирования, т. е.  наличие угловой  скорости линии  визирования свидетельствует об ошибке наведения,  которую автопилот должен свести к нулю.

Измерителем  угловой  скорости линии визирования является гироскопический следящий координатор, сопровождающий цель.

При  этом  информация  об  угловой  скорости  линии  визирования содержится в сигнале ошибки слежения, поэтому он подается на автопилот как сигнал ошибки наведения.

Для решения этих задач ОГС  имеет следующую структуру и состав:

I. Следящий координатор цели (СКЦ):

1. Свободный гироскоп:

а) статор:

• катушки вращения (КВ);

• катушки коррекции (КК);

• катушки генератора опорных напряжений (ГОН);

• катушки пеленга (П);

б) ротор:

• карданов подвес;

• постоянный магнит;

• координатор;

• оптическая система (О);

•  фотоприемники  основного  и  вспомогательного  каналов (ФПок, ФПвк);

2. Системы автоматического управления:

а)  следящая  система  арретирования  и  коррекции  ротора  гироскопа (СС);

б) система стабилизации оборотов ротора гироскопа (ССО).

II. Автопилот:

1. Формирователь сигнала управления рулями (ФСУР).

2. Газовая рулевая машина (и пороховой управляющий двигатель).

Устройство и работа оптической головки Оптическая система предназначена для избирательного приема инфракрасного излучения поражаемых целей и помех и фокусировки его в фокальных плоскостях основного и вспомогательного спектральных каналов координатора.

В ОГС 9Э410 применена зеркально-линзовая оптическая система, состоящая из следующих элементов:

1) обтекатель;

2) главное зеркало;

3) корригирующая линза;

4) контрзеркало;

5) спектроразделительный фильтр.

Все  элементы  оптической  системы,  за  исключением  обтекателя, размещены  на валу ротора гироскопа и образуют объектив, имеющий шесть степеней свободы:

•  вращение относительно трех  осей  связанной системы  координат (начало координат –  в  точке  карданнного  подвеса  ротора):

–  вкруговую  по крену  (относительно оптической  оси);

– на углы ±38° по тангажу и рысканию (уголы пеленга цели);

•  перемещение вместе с ракетой по  трем осям земной системы координат.

Фокусное расстояние ( F ) такого объектива равно пути оптического  потока  от  зеркала  до  фоторезистора,  расположенного  в фокальной плоскости.

Угол зрения объектива ( ) равен отношению диаметра фотосопротивления ( d ) к фокусному расстоянию:

Телесный угол поля зрения:  2, стерадиан.

Рисунок  1.18 –  Прохождение  оптических  сигналов  цели  и  помехи 1. Обтекатель,  как  оптический  компонент,  является слабой отрицательной  (рассеивающей)  линзой. Он  выполнен в  виде мениска, ограниченного двумя сферическими поверхностями, из ИКпрозрачного материала с высокой излучательностью, теплопроводностью и теплоемкостью.

2. Главное зеркало образовано сферической поверхностью торца магнита ротора гироскопа. В качестве отражательного слоя используется пленка серебра.

3. Корригирующая линза – афокальная линза (с фокусом в бесконечность)  выполняет  функцию коррекции  искажений  оптического потока (возникающих из-за неточностей изготовления линз и немонохромности  потока).

4.  Контрзеркало –  фокусирующий  элемент  с  отражающей плёнкой серебра.

5. Спектроразделительный фильтр – оптический компонент, выполненный из специального стекла, прозрачного для излучения с  2,6 6,5 мкм и отражающего сигналы с  0,46 4 мкм.

Рисунок  1.19 –  Устройство  оптической  системы  ОГС Таким образом, инфракрасное излучение истинных и ложных целей, попавших в узкое поле зрения объектива, слабо рассевается обтекателем, обеспечивая засветку рабочей поверхности главного зеркала при  наличии  ошибки слежения  (при  отсутствии  ошибки излучение экранируется корпусом бленды объектива).

Отразившись  от  главного зеркала,  оптический  поток  проходит через корригирующую линзу на контрзеркало. Коррекцией устраняются отклонения потока от заданного направления (погрешности изображения – аберрации).

Отразившись от контрзеркала, оптический поток направляется на спектроразделительный фильтр. Благодаря фильтру инфракрасное излучение истинной цели  фокусируется в пятно диаметром  1 мм в фокальной плоскости основного спектрального канала, а инфракрасное излучение ложных тепловых целей (ЛТЦ) и помех фокусируется в фокальной плоскости вспомогательного спектрального канала.

Важно, что положение пятна в фокальной плоскости однозначно характеризует направление и величину рассогласования межВоенно-техническая подготовка ду оптической осью объектива и линией визирования «ракета – цель»

(т. е. определяет ошибку слежения).

Фотоприемник координатора ОГС 9Э410 предназначен для преобразования информации об ошибке слежения,  заложенной  в положении  теплового пятна  в фокальной  плоскости  объектива,  в электрический сигнал.

Он представляет собой двухканальный оптический детектор, имеющий:

• основной канал с охлаждаемым фоторезистором для сигналов поражаемых целей;

• вспомогательный канал для сигналов помех.

Каждый канал фотоприемника состоит:

1) из модулятора;

2) фоторезистора (в ОК – с системой охлаждения);

3) предварительного усилителя;

4) схемы автоматической регулировки усиления.

Все элементы фотоприемника также размещены на валу ротора гироскопа и вращаются с ним относительно статора с частотой f 2 100  Гц – до пуска  f 2 f 3 112 120 Гц – в полете, обеспечивая стабильную частоту сканирования цели  f ск 100 Гц.

1. Модулятор представляет собой непрозрачную маску с прямоугольным окном, нанесенную на фоточувствительный слой фоторезистора. При такой форме растра модулятора реализуется импульсный метод модуляции теплового потока. Период повторения та периода принимается связанная ось OrУr (направленная вертикально вверх).

При этом информация об ошибке слежения содержится:

• во временном положении импульса в периоде сканирования ( н ) как направление ошибки слежения ( );

• в длительности импульса ( н ) как величина ошибки слежения  ( ).  Очевидно,  что  чем  дальше  тепловое  пятно  от  центра диска,  тем  больше  линейная  скорость  пересечения  им  окна,  тем меньше длительность импульса.

где S – ширина окна;  Rп  –  расстояние от центра диска до пятна;

Tск – период сканирования.

Рисунок  1.20 –  Формирование  сигнала  ошибки  слежения  в  зависимости 2. Фоторезистор –  полупроводник,  обладающий  свойством фотопроводимости, т.  е.  способностью  генерировать электроннодырочные  пары  при  поглощении  тепловых  фотонов.  Спектральная  чувствительность  фоторезистора  определяется  материалом  и температурой полупроводника.

Рисунок  1.21 –  Чувствительность  фоторезисторов  основного В качестве фоторезистора основного канала используется монокристалл антимонида индия, охлажденный до температуры 77 К (–196 °С) для повышения спектральной чувствительности в области 5 мкм.

Система охлаждения фоторезистора основного канала работает  по  принципу  дросселирования  сжатого  газообразного  азота  до перехода его в жидкую фазу с  tкип = –196 °С. В качестве источника а азота, сжатого до 350 атм, используется баллон наземного источника питания. При нахождении ракеты в пусковой трубе баллон газопроводом соединяется с микрохолодильником «брызгающего» типа.

Рисунок  1.22 –  Устройство  фоторезистора  основного  канала Жидкий  азот  с выхода  микрохолодильника омывает  основание  фоторезистора  и  пропитывает  набивку  накопителя  жидкого азота, обеспечивая требуемую температуру фоторезистора в течение заданного времени.

Под действием тепловых импульсов цели в рабочей цепи фоторезистора будет протекать импульсный ток, т. е. произойдет детектирование модулированного теплового потока – преобразование ошибки слежения в синхронный электрический сигнал.

Рисунок  1.23 –  Получение  импульсов  тока  в  цепи  фоторезистора Во  вспомогательном  канале  используется  неохлажденный фоторезистор на основе сернистого свинца, чувствительный к излучению ложных тепловых целей с максимумом 2–3 мкм.

3. Предварительный усилитель представляет собой  широкополосный усилитель низкой частоты, позволяющий:

• усилить информационный сигнал до уровня надежной работы последующих устройств;

• преобразовать сигнал ошибки слежения из импульсной формы (видеосигнал постоянного тока с бесконечным спектром частот) в сигнал переменного тока со значительно сокращенным диапазоном частот.

Рисунок  1.24 –  Спектральное  преобразование  сигнала  ошибки  слежения Выходной сигнал предварительного усилителя имеет сложную форму и содержит в себе множество гармонических колебаний, в том  числе  и  первую  гармонику частоты  сканирования,  которая  в дальнейшем используется в качестве информационного сигнала об ошибке слежения за целью.

Для выделения первой гармоники и применяют последовательное сокращение диапазона частот сигнала ошибки слежения, с помощью  предварительного  усилителя,  избирательного  усилителя, амплитудного детектора, усилителя коррекции СКЦ.

4. Схема автоматической регулировки усиления представляет собой отрицательную обратную связь, изменяющую коэффициент усиления предварительных усилителей и тем самым стабилизирующую параметры сигнала ошибки при изменении мощности принимаемого излучения.

Таким образом, тепловое излучение цели и помех,  сфокусированное объективом, проецируется в виде пятен малого размера на диски модуляторов соответственно основного и вспомогательного каналов фотоприемника.

Благодаря тому, что диски модуляторов размещены в фокальных плоскостях объектива и ось их вращения совпадает с его оптической осью, положение пятна на диске однозначно характеризует угловое рассогласование между линией визирования и оптической осью объектива, т. е. ошибку слежения координатора. Благодаря вращению и специальной форме прозрачного окна дисков происходит круговое сканирование положения цели (и ЛТЦ) в пределах поля зрения ОГС и преобразование информации об ошибке слежения  из  пространственного  вида  в  импульсную  модуляцию теплового потока.

Охлаждаемый  фоторезистор  основного  канала  преобразует модулированный тепловой поток цели в синхронный импульсный электрический сигнал постоянного тока.

Причем в длительности импульса содержится информация о величине, а во временном положении импульса в периоде сканирования – о направлении ошибки слежения за целью.

Предварительный  усилитель преобразует  сигнал  постоянного тока в цепи фоторезистора в сигнал переменного тока, содержащий в себе первую гармонику частоты сканирования. Амплитуда сигнала частоты сканирования  несет  информацию о  величине,  а фаза – о направлении ошибки слежения.

Охлаждение фоторезистора до температуры –196 °С позволяет не только задать спектральный диапазон излучения поражаемых целей, но и  значительно повысить чувствительность фотоприемника на фоне тепловых помех. Охлаждающее устройство фоторезистора  основного канала  дросселирует сжатый  до  350 атм  азот, хранящийся в  баллоне наземного источника питания.  При понижении  давления азот переходит в  жидкое состояние с температурой –196 °С (77 К), охлаждает фоторезистор и накапливается в специальном корпусе с набивкой. Охлаждающее устройство обеспечивает достижение заданной  температуры фоторезистора за 4,5 с перед пуском и подержание ее в течение 14 с после пуска.

Неохлаждаемый фоторезистор вспомогательного канала чувствителен к тепловому излучению ложных тепловых целей (ЛТЦ) и аналогично преобразует его в электрический сигнал.

Повышению качества сигнала ошибки слежения, а в целом и наведения ракеты на цель способствует и автоматическая регулировка усиления, работающая по сигналу предварительного ПУок. Сигнал ошибки слежения за целью с выхода фотоприемника основного канала поступает на схему переключения и схему ближней зоны электронного блока ОГС. Сигнал ЛТЦ с выхода  фотоприемника  вспомогательного  канала  поступает  на  схему переключения.

Следящая система координатора цели Следящая  система  предназначена  для  автоматического  слежения координатора за целью и на основе этого определения угловой  скорости  линии  визирования,  необходимой  для  реализации метода  пропорционального  сближения  при  наведении  ракеты  в упрежденную точку встречи с целью.

Для этого следящая система решает следующие задачи:

1. Непрерывно автоматически совмещает оптическую ось координатора  ( X k )  с  линией  визирования  цели  ( X в ),  т.  е.  сводит ошибку слежения координатора к нулю ( 0 ).

Рисунок  1.25 –  Работа  следящей  системы  координатора  цели 2.  При  ( 0 )  появляется  возможность  измерения  угловой скорости виртуальной линии визирования ( dв dt ) как угловой скорости поворота самого координатора ( dк dt ), т. е.  dв dt  = d к dt.

3. При использовании гироскопического привода координатора угловая  скорость  его прецессии (поворота  координатора)  пропорциональна величине внешнего управляющего момента, а последний пропорционален ошибке слежения, т. е.  dв dt.

4. При реализации метода пропорционального сближения за паd в dt раметр управления (ошибку наведения  (t ) ) принимается         , а система наведения ракеты на цель будет стремиться свести ошибку наведения к нулю путём изменения угла пеленга  , т. е.                         .

5. В системе наведения ракеты на цель следящий координатор является датчиком ошибки наведения, а автопилот – следящим приводом. Поэтому в  качестве  управляющего сигнала для автопилота используется сигнал ошибки слежения координатора, т. е.                  .

Структурно  следящая  система  координатора  построена  по классической схеме, в которой с точки зрения автоматического управления:

1. Объектив одновременно выполняет роль датчика цели (пов ложения линии визирования    ) и датчика отрицательной обратной связи (положения оптической оси координатора    ).

2.  Фотоприемник  выполняет  роль  алгебраического  сумматора, формирующего электрический сигнал рассогласования (ошибв к ки слежения координатора                    ).

3.  Электронный  блок  выполняет  роль  усилительно-преобразовательного тракта, формирующего электрические управляющие сигналы  для  исполнительного  элемента следящей  системы  коорd динатора (       ) и автопилота:          . Причем                      .

4. Статорные катушки коррекции гироскопа выполняют роль исполнительного  элемента,  создающего  электромагнитный  внешний момент ротора.

5.  Ротор  гироскопа является  объектом  управления  следящей системы. Под действием внешнего момента он прецессирует в сторону уменьшения ошибки слежения.

6.  Так  как  координатор  цели  механически  связан  с  ротором гироскопа, то следящая система заставляет его непрерывно сопровождать цель оптической осью и на основе этого формирует сигнал угловой скорости линии визирования для автопилота.

Для обеспечения боевого применения ракеты следящий координатор имеет ещё две вспомогательные системы автоматического управления.

1. Система арретирования координатора предназначена для принудительного совмещения при прицеливании оптической оси координатора с линией  прицеливания пусковой  трубы, чем обеспечивается  захват цели  узким полем зрения ОГС. Причем линия прицеливания наклонена вниз на 10° относительно продольной оси пусковой трубы, что исключает удар ракеты о землю при старте.

Рисунок  1.26 –  Работа  системы  арретирования  координатора Принцип работы этой системы основан на использовании катушки пеленга, размещенной на статоре гироскопа, и катушки заклона, размещенной в блоке датчиков пусковой трубы. Постоянный магнит ротора наводит в катушке пеленга синусоидальный сигнал, характеризующий направление  (фазу) и величину (амплитуду) отклонения оптической оси от продольной оси ракеты (угол пеленга     ). Катушка заклона, включенная встречно с катушкой пеленга, формирует синусоидальный сигнал, характеризующий заданное отклонение линии прицеливания от продольной оси ракеты (–10°). Таким образом, разностный сигнал двух катушек значит ошибку арретироapp вания оптической оси относительно линии прицеливания (        ).

При прицеливании сигнал ошибки арретирования подается на вход следящей системы координатора и отрабатывается ею до app   = 0 (оптическая ось удерживается на линии прицеливания).

При нажатии на спусковой крючок и загорании сигнальной лампочки  захвата  цели  от  следящей  системы  отключается  сигнал ошибки  арретирования,  а  подключается  сигнал  ошибки  слежения координатора (      ).

2. Система разгона и стабилизации оборотов ротора гироскопа предназначена для задания стабильной частоты сканирования цели f2= 100 Гц.

Для этого система должна:

• до пуска ракеты разогнать ротор гироскопа до 100 оборотов в секунду относительно статора (корпуса ракеты) и поддерживать этот уровень;

• при пуске ракеты система и статор начинают вращаться со скоростью  12–20  об/с  (f3  =12–20  Гц)  в  противоположном  вращению ротора направлении. Чтобы сохранить неизменной частоту сканирования относительно цели, система должна увеличить частоту вращения ротора относительно статора на f3 и стабилизировать ее на этом уровне.

Принцип работы этой системы основан на использовании катушек  вращения  (КВ),  размещенных  на  статоре  гироскопа.  При разгоне  автоматика  последовательно  запитывает  катушки,  и  они создают вращающееся магнитное поле,  увлекающее за собой ротор  с постоянным магнитом. При  стабилизации  оборотов  ротора система сравнивает заданную частоту вращения с фактической и формирует в катушках вращения управляющие сигналы  тока определенной фазы и величины. Магнитное поле, создаваемое катушками, притормаживает или ускоряет вращение ротора.

Электронные  элементы  следящего  координатора  размещены в электронном блоке ОГС. К ним относятся:

1) следящая система:

• схема переключения;

• избирательный усилитель;

• амплитудный детектор;

• фазовращатель;

• усилитель коррекции;

• схема ближней зоны;

2) система стабилизации оборотов ротора:

• частотомер;

• усилитель.

Схема  переключения  предназначена  для  логической  и  временной селекции сигнала истинной цели, в том числе в условиях отстрела противником ЛТЦ с интервалом более 0,3 с и превышением мощности излучения ЛТЦ над мощностью излучения цели до 6 раз.

Логика работы этой схемы следующая:

• при отстреле ЛТЦ появляется мощный источник излучения, уходящий от цели;

• на выходе вспомогательного канала координатора появится электрический сигнал, в 7–8 раз превышающий по уровню сигнал на выходе основного канала;

•  схема  переключения  сформирует  пропускной  строб  (импульс),  временное  положение  которого  в  периоде  сканирования связано с временным положением импульса истинной цели;

• пропускной строб подключит выход фотоприёмника к следящей системе только на время прохождения импульса истинной цели и исключит перезахват ЛТЦ.

Рисунок  1.27 –  Логическая  и  временная  селекция  истинной  цели Избирательный усилитель и амплитудный детектор предназначены для выделения из сложного сигнала цели первой гармоники частоты сканирования, несущей в себе информацию об ошибке слежения.

Усилитель коррекции  предназначен  для  качественного  усиления по напряжению и мощности сигнала ошибки слежения на частоте сканирования и запитки им катушек коррекции гироскопа, входов автопилота и цепей пусковой трубы и пускового механизма.

Усилитель коррекции  состоит  из  предварительного усилителя напряжения и усилителя мощности (тока).

Предусилитель обеспечивает избирательное, качественное (без искажений) усиление сигналов в полосе пропускания 60–150 Гц, т. е. на частоте сканирования.

Для  этого  он  имеет:

• активные RC-фильтры нижних и верхних частот, охваченные положительной обратной связью и задающие полосу  пропускания;

•  эмиттерные  повторители,  согласующие входное и  выходное  сопротивление  усилителя;

• динамическую нагрузку, обеспечивающую температурную  компенсацию;

• отрицательную обратную  связь по постоянному  и  переменному  току,  обеспечивающую стабильность  параметров усиления  и  улучшение синусоидальности  выходного  напряжения.

Схема ближней зоны предназначена  для  повышения  надежности  сопровождения цели  при малых  расстояниях до нее. При этом увеличиваются интенсивность излучения и размеры пятна, что приводит к  изменению параметров импульсов на выходе фотосопротивления.

Частотомер ССО предназначен Рисунок  1.28  –  Работа  системы для сравнения заданной и фактической стабилизации  оборотов  ротора частоты вращения ротора гироскопа (частоты сканирования) и выработки  импульсного  управляющего  напряжения,  фаза  которого дает направление, а амплитуда – величину подкрутки ротора.

Принцип работы частотомера следующий:

• постоянный магнит ротора гироскопа индуцирует в обмотках генератора опорного напряжения (ГОН) синусоидальную ЭДС, частота которой характеризует фактическую частоту вращения ротора;

• сигнал ГОН поступает в частотомер и преобразуется:

а)  с  помощью  дифференцирующей  цепи –  в  последовательность импульсов;

б) с помощью счетчика (накопителя) импульсов – в постоянное напряжение Uфакт, величина которого характеризует фактическую частоту вращения;

в) с помощью суммирующего усилителя – в разностный сигнал U                        причем        формируется схемой «ИЛИ» до пусU факт U зад, U зад ка (нет вращения ракеты) соответствующим f2, а после пуска – соU ответствующим f2 + f3 (т. е.            характеризует величину превышения или уменьшения  скорости  вращения ротора относительно заданной до пуска и после пуска);

г) с помощью электронного ключа, коммутируемого напряжеU нием ГОН, постоянное напряжение           преобразуется в импульсное управляющее напряжение Uупр ,  характеризующее  необходимую величину подкрутки или торможения ротора.

Усилитель  ССО  предназначен  для  усиления  управляющего сигнала  по  напряжению  и  току и  запитки  им катушек  вращения гироскопа. Катушки вращения создадут магнитное поле, при взаимодействии  которого  с  постоянным  магнитом  ротора  будет  поддерживаться заданная частота вращения.

Функционирование системы разгона и стабилизации 1.  В исходном состоянии  ротор гироскопа, а значит, полюса постоянного магнита и создаваемый ими магнитный поток ФГ , имеют случайную ориентацию.

2. При приведении в действие наземного источника питания электрическое питание выдается на  блок датчиков  пусковой  трубы, электронный блок пускового механизма и ОГС ракеты.

3.  В  зависимости  от  ориентации  ФГ1  один  из  двух  датчиков положения, размещенных диаметрально по окружности пусковой трубы, сформирует электрический сигнал управления Uу и выдаст его в блок разгона пускового механизма.

4. Под действием  Uу в блоке разгона сработает один из двух электронных ключей и выдаст питание соответственно на одну из двух статорных катушек вращения гироскопа (КВ).

5. В результате взаимодействия магнитных полей КВ и постоянного магнита возникает вращающий момент и начинается раскрутка ротора гироскопа.

6. В последующем через каждые 180° поворота ротора срабатывает другой датчик положения и соответствующая КВ.

7. За время не более 5 с ротор раскручивается до 100 оборотов в секунду, блок разгона отключается, а поддержание вращения возлагается на систему стабилизации оборотов (ССО) ОГС.

Принципиально  переключение катушек  вращения происходит  следующим образом:

а) пусть ротор гироскопа имеет случайную ориентацию, как на рис. 1.29, и тогда постоянный магнит ротора создает магнитный поток ФГ;

б) магнитные сердечники индуктивных датчиков положения (ДП 1,2) имеют некоторую исходную намагниченность  и создают  магнитные потоки  Фдп1,2;

в) ФГ, замыкаясь через сердечники датчиков, изменяет их намагниченность:

Таким образом,  в этом положении ротора максимальную намагниченность приобретет сердечник ДП2 (т. к.                   ), а значит, его индуктивное сопротивление XL2 станет минимальным и,  соответственно, увеличится ток  в цепи  ВЧ генератора, выпрямителя и падение напряжения на Rп, приложенное к базе транзисторного ключа VT2;

г)  срабатывая,  ключ  пропустит  ток  через  соответствующую  катушку  вращения –  КВ2.

Рисунок  1.29 –  Работа  системы  разгона  ротора  гироскопа 8. Задание и стабилизация оборотов гироскопа необходимы для поддержания частоты сканирования цели в узкой полосе пропускания  усилительно-преобразовательного  тракта сигнала  ошибки  наведения ракеты. Мы уже говорили, что частота сканирования цели принята равной 100 Гц и поэтому обороты ротора должны быть:

• 100 об/с – до пуска (нет вращения корпуса ракеты);

• 120 об/с – в полете (так как корпус ракеты вращается относительно продольной оси в противоположном ротору направлении).

9. Датчиком фактической частоты вращения ротора является обмотка генератора опорных напряжений (ГОН), размещенная на статоре гироскопа. Магнит ротора наводит в ней синусоидальную ЭДС фактической частоты (fфакт), которая прикладывается ко входу частотомера ССО.

10. В частотомере происходит:

а) сравнение fфакт   с требуемой (fтреб) и преобразование инфорf мации об ошибке (    ) в двуполярное постоянное напряжение, веf личина которого характеризует величину       , а полярность – необходимость разгона или торможения;

б)  преобразование  постоянного  напряжения  в  импульсное  с частотой ГОН (fфакт).

11. Усилитель ССО усиливает управляющий сигнал по мощности, изменяет его форму на колоколообразную и запитывает катушки вращения гироскопа.

12. Катушки вращения создают магнитное поле, притормаживающее или ускоряющее ротор.

Функционирование системы арретирования После разгона ротора гироскопа автомат разарретирования и пуска (АРП)  пускового механизма  обеспечивает коммутацию  цепей включения в работу системы арретирования.

При этом:

1. Если оптическая ось координатора произвольно отклонена от продольной оси ракеты на некоторый угол пеленга     , то постоянный магнит ротора, вращаясь, будет индуцировать:

а) в статорной обмотке пеленга синусоидальную ЭДС, амплитуда которой несет информацию о величине, а фаза – о направлении отклонения;

б) в обмотке заклона, размещенной в блоке датчиков пусковой трубы, синусоидальную ЭДС, амплитуда и фаза которой задают отклонение линии прицеливания от продольной оси ракеты на 10° вниз.

2. Так как обмотки включены встречно, то их разностный сигapp нал ошибки арретирования (        ), отработанный до нуля следящим приводом координатора, обеспечит удержание оптической оси на линии прицеливания.

3. После прицеливания, нажатия на пусковой крючок и захвата цели (загорания лампочки) от следящего привода отключается сигнал ошибки арретирования          , формируемый ССО (координатор разарретируется), и подключается сигнал ошибки слежения  , формируемый КЦ (координатор начинает следить за целью).

Если излучение от цели не превышает сигнал фона, то АРП обеспечит периодическое арретирование гироскопа (лампочка мигает) и возможность захвата цели.

Функционирование следящего координатора цели 1. Благодаря размещению координатора цели на вращающемся роторе гироскопа осуществляется круговое сканирование положения цели относительно оптической оси в пределах поля зрения со стабильной частотой.

2. Тепловое излучение цели, фона и ЛТЦ селектируется и фокусируется  оптической  системой  в  виде  пятен  малого  размера (1 мм) в фокальных плоскостях основного (цели) и вспомогательного (помех) каналов координатора. Положение пятен однозначно характеризует пространственное положение цели и помех относительно оптической оси координатора (ошибку слежения).

3. С помощью фотоприемника сфокусированные тепловые потоки цели и помех подвергаются импульсной модуляции и преобразованию в информационные электрические периодические сигналы ошибки слежения. Причем важно, что в спектре сигнала цели содержится первая гармоника частоты сканирования (fскан  ), амплитуда которой характеризует величину, а изменение фазы в периоде сканирования (Tскан   ) – направление ошибки слежения за целью (         ).

4. Сигналы с выходов основного и вспомогательного каналов координатора  поступают  на  схему  переключения  (СП)  следящей системы, которая обеспечивает защиту от ЛТЦ путём стробирования (временной селекции) в периоде сканирования только сигнала цели. Сигнал цели с выхода СП поступает:

а) на избирательный усилитель;

б) на обнаружитель цели АРП пускового механизма.

5. Избирательный усилитель и амплитудный детектор используются для выделения из сложного сигнала цели информационного сигнала первой гармоники частоты сканирования.

6. Фазовращатель компенсирует временную задержку информационного сигнала в электронном блоке для управления в реальном масштабе времени.

7. В усилителе коррекции происходит повышение качества и мощности сигнала ошибки слежения. Сигнал на выходе усилителя коррекции Uук является:

а)  управляющим  для  исполнительного  элемента  следящей системы – катушки коррекции;

б) задающим для системы автоматического управления рулями – автопилота;

в) информационным для схем логической коммутации пускового механизма – автомата разарретирования и пуска.

8. Катушка коррекции создает внутри статора магнитное поле, вектор напряженности которого (hк) совпадает с продольной осью ракеты, а его направление и величина изменяются по закону сигhк U ук нала ошибки слежения, т. е.              .

       – вектор угловой скорости прецессии (коррекции СКЦ); вращается с р ~ и          ;

 m р      –  вектор  магнитного  момента  постоянного  магнита  (связан  с линией раздела  полюсов  магнита  и  согласован  с  положением  фотосопротивления;  врар щается с      ; имеет постоянную величину);

Н  –  вектор кинетического  момента ротора (имеет постоянную величину и направление;  совпадает  с  осью  вращения  ротора);

     – вектор напряженности магнитного поля катушек коррекции (совпадаhк ет с продольной осью ракеты; изменяет величину и направление по сигналу ошибки слежения);

            –  вектор внешнего момента,  создаваемый  взаимодействием магнитM ВН ных полей катушек  коррекциии  постоянного  магнита (вращается с  Р;  изменяет величину  по  сигналу  ошибки  слежения;  точно  «привязан»  к  положению  фотосопротивления);

    р   ,           – угловая  скорость и  направление вращения ротора  и  прецессии ротора;

N,  S –  полюса  постоянного магнита;

ФС  –  фотосопротивление.

Рисунок  1.30 –  Использование  свойства  прецессии  гироскопа В результате взаимодействия магнитных полей катушки коррекции и  постоянного магнита  ротора (характеризующегося  векmр тором магнитного момента      ) возникает внешний электромагнитный момент (        ), приложенный к ротору гироскопа (правило трех пальцев правой руки: если указательный палец направить по     , а согнутый на 90° средний палец – по hк , то большой палец укажет M ВН ). Учитывая, что магнит и его        вращаются, и что  hк изменяmр ется  по синусоидальному закону ошибки слежения,  можно представить эпюру изменения величины и направления         за один оборот ротора. Видно, что равнодействующая (         ) находится в плоскости и пропорциональна ошибке слежения.

9. Из теории и практики гироскопа известно, что при наличии внешнего момента, приложенного к ротору, гироскоп будет прецессировать, т. е. стремиться совместить по кратчайшему пути вектор кинетического момента (    ) с         , причем с угловой скоростью     , пропорциональной         .

Благодаря свойству прецессии:

а)  гироскопический  следящий  координатор  безынерционно совмещает свою оптическую ось с линией визирования (направлением на цель), т. е. автоматически сопровождает цель;

б) при  сопровождении цели сигнал ошибки слежения  (      ) U пропорционален угловой скорости прецессии, а значит,  угловой скорости линии визирования «ракета – цель» (            ), и поэтому с выхода усилителя коррекции он подается на вход автопилота для реализации метода пропорционального сближения (             = 0) как сигнал ошибки наведения ракеты на цель.

Автопилот ракеты 9М39 входит в состав ОГС и предназначен для автоматического управления полетом ракеты. Он представляет собой  одноканальную систему автоматического управления, задающим воздействием для которой является сигнал ошибки слежения с выхода следящего координатора цели, а объектом управления – рули ракеты, работающие в релейном режиме.

Автопилот решает следующие задачи:

1. Фильтрация сигнала ошибки наведения, пропорциональноd в dt го угловой скорости линии визирования (             ), – для реализации метода пропорционального сближения и повышения качества управления полетом.

2.  Формирование специального сигнала управления ракетой по пеленгу на начальном участке траектории – для ускорения вывода на кинематическую траекторию и увеличения зоны поражения за счет приближения ближней границы.

3. Преобразование сигнала ошибки наведения с частоты сканирования цели на частоту вращения ракеты – для реализации одноканального управления полетом.

4.  Формирование  импульсного  сигнала  управления  на  рулевом приводе – для реализации релейного режима его работы.

5. Демпфирование поперечных колебаний корпуса ракеты относительно центра масс – для повышения точности и устойчивости наведения.

6. Смещение центра группирования попаданий ракеты от сопла в корпус цели.

К задачам и принципам работы автопилота относятся:

1.  При  заданном  методе  пропорционального сближения автопилот  должен  вести  ракету  в  упрежденную  точку  встречи  с  целью  по траектории, обеспечивающей отсутствие угловой скорости линии визирования, т. е. наличие угловой скорости является ошибкой наведения (параметром  управления),  которую автопилот должен свести к нулю. ЗУР  по  методу  пропорционального скорости линии  визирования  является  гироскопический  следящий  координатор  цели,  синусоидальный сигнал, следующий на Рисунок  1.32 –  Сигнал  ошибки  наведения 3.  При  прицеливании  и  пуске  ракета  направляется на цель, а не в упрежденную  точку,  поэтому  ошибка  наведения велика. Для ускорения ее отработки программно (в зависимости от стрельбы навстречу  или  вдогон) увеличивается  команда управления рулевым приРисунок  1.33 –  Сигнал  ошибки  наведения водом,  обеспечивающая на  начальном  участке  полета быстрое придание ракете требуемого угла пеленга (между продольной осью ракеты и оптической осью координатора) в плоскости наведения.

При одноканальном управлении полетом вращающейся относительно продольной оси ракеты информация об ошибке наведения должна следовать на частоте вращения пары рулей. Для преобразования частоты информационного сигнала используется фазовый детектор, выделяющий сигнал разностной частоты: сканирования (f2) и генератора опорных напряжений (f2 + f3), т. е. f3. Важно, что при преобразовании частоты информация о плоскости и величине ошибки наведения сохраняется.

Для придания линейной зависимости величины управляющей силы от величины сигнала ошибки (      ) используется генератор линеаризации (ГЛ), вырабатывающий синусоидальное напряжение (      ) удвоенной частоты вращения корпуса ракеты (2f3) и опредеU гл ленной амплитуды.

Из суммарного сигнала (                )          и          сформируется сигU гл нал управления рулями удвоенной частоты и переменной длительности импульсов.

Для  обеспечения  релейного  режима  работы  рулей  синусоидальный сигнал ошибки наведения на частоте управления должен быть преобразован в двухполярный импульсный сигнал управления  рулевым  приводом. Для  этого используются усилитель-ограничитель и  усилитель мощности, работающий в ключевом режиме. Такой сигнал управления обеспечит переброс рулей из одного крайнего положения  в  другое четыре  раза  за период  вращения  и разное время нахождения рулей в каждом из положений в зависимости от соотношения амплитуд        и      .

Рисунок  1.34 –  Преобразование  сигнала  ошибки  наведения Рисунок  1.35 –  Получение  сигнала  управления  рулями Под действием импульсного сигнала управления рулевой привод создаст управляющую аэродинамическую силу, уменьшающую ошибку наведения.

Так как на участке разгона ракеты эффективность аэродинамических  рулей  мала,  то  дополнительно используется пороховой управляющий двигатель (ПУД). Два сопла  ПУД размещены  диаметрально  в  плоскости,  перпендикулярной  рулям.  Подача  газа  в одно из сопел регулируется той же рулевой машиной и обеспечивает создание управляющей реактивной силы, синхронной управляющей аэродинамической силе рулей.

Функционально автопилот состоит из следующих элементов:

I. Формирователь сигнала управления рулями (ФСУР).

1. Фильтр сигнала ошибки наведения:

а) синхронный фильтр;

б) динамический ограничитель.

2. Формирователь сигнала управления рулями на начальном участке  траектории:

а) ФСУР по пеленгу;

3. ФСУР-1:

а) фазовый детектор;

б) генератор линеаризации;

г) фильтр.

4. ФСУР-2:

а) усилитель-ограничитель;

б) усилитель мощности.

5. Контур отрицательной динамической обратной связи:

а) датчик угловой скорости;

б) усилитель.

6. Схема смещения.

II. Рулевая машина.

III. Пороховой управляющий двигатель.

Элементы ФСУР размещены в электронном блоке ОГС, а датчик угловой скорости, рулевая машина и пороховой управляющий двигатель в рулевом отсеке.

Входными сигналами автопилота являются:

а)  сигнал ошибки  наведения  с  выхода усилителя  коррекции следящего координатора цели; сигнал со статорных катушек генератора опорных напряжений;

б) сигнал со статорной катушки пеленга;

в) сигнал с кнопки «вдогон» пусковой трубы;

г) сигнал управления пуском с пускового механизма.

Для управления рулями используется энергия порохового аккумулятора давления бортового источника питания.

Выходами автопилота являются управляющие воздействия на рули планера ракеты и сопла порохового управляющего двигателя.

Особенности устройства и работы элементов ФСУР В данном случае фазовый детектор используется для переноса спектра информационного сигнала ошибки наведения с частоты сканирования f2 на частоту управления полетом f3 с сохранением амплитудных и фазовых соотношений. Для преобразования используется опорное напряжение с катушек ГОН, имеющее частоту f2  +  f3 .  Операция  переноса  спектра  реализуется  перемножением информационного  и  опорного  сигналов.  В  качестве  умножителя используются  два  операционных  усилителя  с  инвертирующим включением. В цепи отрицательной обратной связи ОУ включены нелинейные элементы – диоды. И поэтому в них протекают токи комбинационных частот                            .

Далее, используя фазовые соотношения и логику последовательного алгебраического суммирования,  взаимно  подавляют  сигналы исходных частот (сканирования и ГОН), а из оставшихся сигналов суммарной  и разностной  частот с помощью двойного Т-образного фильтра выделяют сигнал разностной частоты                               .

Физический смысл такого преобразования состоит в том, что ошибка  наведения  проецируется  на  вращающуюся  плоскость,  в которой рули создают управляющую силу.

При этом получаемый синусоидальный сигнал частоты f3 будет нести в себе информацию о том, в какую сторону (фаза сигнала) и насколько (амплитуда сигнала) нужно повернуть рули в любой момент периода их вращения, чтобы создаваемая ими управляющая сила непрерывно уменьшала ошибку наведения.

Информационный сигнал на частоте управления с выхода фазового детектора поступает на первый вход сумматора (II) схемы линеаризации.

Схема состоит из генератора линеаризации и сумматора-усилителя.

Генератор линеаризации собран по схеме RC-генератора низкой частоты с использованием операционного усилителя, частоты зависимой RC-цепи положительной обратной связи и фильтра низких частот.  Генератор вырабатывает синусоидальное напряжение удвоенной частоты управления (2f3), поступающее на второй вход сумматора.

При этом суммарный сигнал (                       ) на выходе сумматора II определяется в зависимости от соотношения амплитуд U фд  и       .

Усилитель состоит из каскада усиления на интегральной схеме  дифференциального  усилителя  и  каскада  ограничения  на  составном транзисторе.

Входными сигналами усилителя являются суммарный информационный сигнал с II и сигнал датчика угловых скоростей контура демпфирования колебаний корпуса ракеты.

Выходной управляющий импульсный сигнал подается на усилитель мощности, работающий в ключевом режиме.

Вид выходного сигнала в зависимости от Uсум представлен на рис. 1.34.

Очевидно, что под действием управляющего сигнала рулевая машина  будет  перебрасывать  рули  из  однократного  положения  в другое  по-разному:

• при Uфд = 0 рули перебрасываются четырежды за один оборот корпуса и будут находиться в каждом положении одинаковое время, поэтому результирующая управляющей силы, создаваемая ими, будет равна нулю.

• при Uфд / Uгл > 1,5 рули перебрасываются дважды на одинаковое время.

Вспомнив, что с плоскостью ошибки наведения связана фаза Uфд ,  а  значит,  и  временное  положение  импульсов  Uуд  в  периоде управления (Тупр ), понимаем, что рули создадут максимальную результирующую управляющую силу, лежащую в плоскости ошибки наведения и уменьшающую эту ошибку.