С.Н. Ельцин. Зенитный ракетный комплекс “ТОР-М1”. Министерство образования и науки Российской Федерации Балтийский государственный технический университет “Военмех”.


Чтобы посмотреть этот PDF файл с форматированием и разметкой, скачайте файл и откройте на своем компьютере.
Н. ЕЛЬЦИН ЗЕНИТН РАКЕТ НЫЙ ПЛЕКС “ТОР М1” Министерство образования и науки Российской Федерации Балтийский государственный технический университет “Военмех” С.Н. ЕЛЬЦИН ЗЕНИТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ПЛЕКС “ТОР М1” Учебное посо бие Издание второе, исправленное и дополненное Санкт Петер бург УДК 623.462(075.8) УДК 623.462(075.8) проф. каф. Ракетостроение», канд. техн. наук, проф. А.Л. Исаков Утверждено редакционно издательским советом университета © С.Н. Ельцин, 20 БГТУ, 201 Ельцин , С. Зенитный ракетный комплекс Тор М1»: учеб. пособие. Изд. 2 е, испр. и доп. / С.Н. Ельцин; Балт. гос. техн. ун т. СПб., 2015. Пособие содержит техническое описание комплекса, ракеты и ее составных частей. Описываются особенно сти функционирования средств обнаружения целей и наведения ракеты, траектори полета, алгоритм наведения на цель, принципы действия и функционирование основных узлов ракеты, после довательность работы ракеты в составе комплекса и ее основных элементов. едназначено для студентов дневного и вечернего отделений, изучающих дисциплину Основы устройства и конструкции ракет» на факультетах  Раке космической техники» и Информационные и управляю щие систем ы». Е 58 ВВЕДЕНИЕ Основные требования, которые должны учитываться при создании зенитных р кетных комплексов (ЗРК), определяются в первую очередь характеристиками целей. Принятие на воор жение высокоточного оружия, имеющего свои специфические характеристики, ра ширило спектр этих требований. Такими характеристиками являются: малая эффективная поверхность рассеивания целей, особенно в передней пол сфе ре, для с антиметрового диапазона волн (1, 5 см); широкий диапазон высот (30 60 м нижний уровень высот полета) и углов (45 более) подхода ЗРК к прикрываемым объе там; широкий диапазон скоростей полета (200 700 м/с) и располагаемых поперечных пер грузок (8 высокий уровень защищенности оружия особенно таких видов как управляемые бомбы, ряды. Учитывая эти характеристики, можно выделить следующие общие требования к ЗРК: высокая степень готовности (3 4 с); малое время разгона ракеты до максимальных скоростей (3 5 с) и поддержание этих ск ростей до момента поражения воздушной цели; высокие маневренные качества (располагаемые поперечные перегрузки не ниже 10); соответствующее боевое оснащение ракеты, способное разрушать сильно защищенные цели; ни зкая стоимость ЗРК (на уровне при меняемого высокоточного оружия). Эти требования могут быть реализованы за счет: высокой автоматизации комплекса; применения эффективных радиолокационных средств обнаружения целей и передачи команд на борт ракеты; прим енения мощных алгоритмов и вычислительных средств обработки информа ции, том тизированного сопровождения ракеты; конструктивных решений, позволяющих найти компромисс между ценой и эффективн стью ЗРК. Перечисленным требованиям удовлетворяет комплекс “То М1”. В данном пособии приводятся общие сведения о комплексе “Тор М1” его работе и о рак те, которой он оснащ . Подробно рассматриваются устройство особенности функци нирования ракеты и ее элементов при подготовке к пуску, при пуске, в полете и при вст рече с целью. Пособие предназначено для студентов, обучающихся по специальностям, учебные планы которых содержат дисциплины, связанные с изучением устройства и функционирования р кет. Для облегчения усвояемости информации, изложенной в пособии, в конце те кста даются вопросы для самоконтроля. На основании этих вопросов составлена электронная версия проверки знаний ст дентов. Автор выражает благодарность С.А. Чирикову и К.А. Афанасьеву за техническую помощь в создании да ного пособия. Перечень принятых со кращ втопилот АСА ппаратура стартовой автоматики БИГГ лок источников горячих газов БРУ ортовая радиоаппаратура управления оевая машина оевая часть зрывчатое вещество азогенератор ЗГУРД ащитно ерметизирующее устройство разового действия ЗИП апасные части, инструмент, приспособления К1, К2 лавные команды управления на автопилот оманда взведения радиовзрывателя КЗАЗ оманда запрета асинхронного запуска ответчика оманд а переключения режима работы автопилота КРАЗ оманда разрешения асинхронного запуска ответчика атапультирующее устройство КУВ оманда управления взведением радиовзрывателя КОС оманда относительной скорости сближения ракеты с це лью КПО команда переключения ограничения угла отклонения руля, КТО омплект такелажного оборудования атапультирующее устройство НЛЦ изколетящая цель редохранительно исполнительный механизм ассивная помеха усково е устройство адиовзрыватель РДТТ акетный двигатель твердого топлива танция визирования ракеты верхвысокая частота СПК танция передачи команд СРП четно решающий прибор ТЗМ ранспортно заряжающая машина ТПК анспортно пусковой контейнер УПР оманда “Управление” УПТ силитель преобразователь тока ХИТ имический источник тока ФАР фазированная антенная решётка, ЭМП лектромашинный преобразователь 4 1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ 1.1. Комплекс 9К331 и ег о работа Автономный самоходный зенитный ракетный комплекс (ЗРК) 9К331 (“Тор М1”) предн значен для эффективного прикрытия войск и войсковых объектов от современных и перспекти ных средств воздушного нападения, прежде всего высокоточного оружия, а также сам олетов, ве толетов, крылатых ракет, управляемых авиабомб и дистанционно пилотируемых летательных а п- аратов является модернизацией комплекса 9К330 (“Тор”), испыт ния кото рого были начаты в 84 гг . Ориентировочная дата принятия компле са 9К331 на воо ружение Мобильный всепогодный комплекс ближнего действия “Тор М1” осуществляет против воздушную оборону войск в подвижных формах боя и на марше, а также в районах сосредоточ ния войск, защиту наиболее ответственных войсковых пунктов (командных пу тов, узлов связи, радиотехнических средств, мостов, аэродромов). ЗРК “Тор М1” отличает ся от предшествующих тем , что все его боевые информационные средства, средства связи и оружие размещаются на одном гусеничном шасси (рис. и предста ляют собой компак тную, функционально завершенную и технически совершенную тактическую единицу боевую машину, способную автономно или в сост ве системы ПВО выполнять боевую задачу на протяжении современного боя без дополн тельной заправки и заряжания и при этом круглосуто чное (при дозаправке топливом) всепогодное боевое дежурс во и сопровождение войск в бою или на марше. Рис. 1. Автономный войсковой зенитно ракетный комплекс Тор М1» В состав комплекса входят: боевая машина 9А331 (рис. и зенитно ракетный модуль 9М334 (ракеты 9М331 в тран портно пусковом контейнере 9Я281 , рис транспортно заряжающая машина 9Т244; транспортная машина 9Т245; машины технического обслуживания 9В887М и 9В888 1М; комплект такела ного оборудования 9Ф116; машина группового З ИП 9Ф399 1М1; автономный электронный тренажер операторов боевой машины 9Ф678. Рис. 2. Боевая машина 9А331: РЛС наведения ракеты (СВР, СПК); отсек модулей 9М334; станция обнаружения На базе боевой машины 9А331 размещаются: два зенитно ракетных моду ля 9М334 (восемь ракет 9М331 рис. трехкоординатная радиолокационная станция обнаружения целей (рис. вместно с наземным радиолокационным запросч ком; радиолокационная станция с опровождения целей и наведения с фазирова нной анте н- ной решеткой (СВР и СПК) и системой эле тронного управления лучом (рис. дублирующий телеви зионно оптический визир (рис. , обеспечивающий автосопрово дение цели по угловым координатам; быстродействующая цифровая вычислительная систе ма; аппаратура стартовой автоматики (аппаратура отображения информации о воздушной обстановке и цикле боевой работы, а также индикации функционирования систем и средств бо вой машины, рабочие пульты командира управления и операторов, вспомогательная аппа тура); система телекодовой оперативно командной радиосвязи; аппаратура навигации, топопривязки и ориентирования; система функционального контроля боевой машины; система автономного электропитания и жизнеобеспечения (источник первичного эне пита ния с приводом электрогенератора от газотурбинного двигателя или ходового двигателя моходного шасси). Для защиты малоподвижных войсковых, а также гражданских и промышленных объектов разработаны конструктивные модификации боевых средств ЗРК: контейнерный , бу сируемый и колесный варианты. Эти модификации обладают теми же тактико техническими характеристик ми, исключая мобильность, но несколько дешевле самоходной баз вой. РЛС обнаружения см. рис. ) представляет собой когерентно импульсную РЛС круг вого обзора. Она работает в сантиметровом диапазоне волн с частотным упра лением лучом по углу места. Средняя мощность передатчика 5 кВт, разрешающая сп собность не ху же 1,5 по ази муту, по углу места и 200 м по дальности. Максимал ные ошибки определения координат цели составляют не более половины указанных величин разрешающей сп собности Рис. 3. Модуль 9М334 Рис. 4. Станция обнаружения лей (СОЦ) Рис. 5. Станция сопровождения целей и наведения ракет (СВР и СПК) дублирующий левизионно оптический визир елевизионно оптический зир Антенна СВР и СПК Антенна СОЦ Станция способна обнаруж ивать с вероятностью не менее 0, 8 на да льности 25… 27 км с молеты тип 15, летящие на высотах от 30 до 6000 м. Беспилотные летательные аппараты обн ружив аются с вероятнос тью не менее 0,7 на дальности 9… 15 км, ависшие в воздухе верт леты с вероятностью 0,6… 0,8 на дальности 13 20 км, аходящиеся на земле вертолеты с вра щающ и- мися винтами с вероятностью 0,4… 7 на дальности 13 20 км. При этом могут обнаруживаться и цели, прикрываемые активными и пасси ными помехами. РЛС обнаружения обеспечивает многопарциальный (8 парциалов лучей) [ ] трехкоо динатный обзор пространст ва с высоким темпом. Период сканирования 1 с, ширина луча в верт кальной плоскости 4 . Сканирование углового пространства обзора в вертикальной плоскости м ханически разбивается на два диапазона от 0 и 32 . Это означает , что две батареи ЗРК “Тор ” могут одновременно просматривать зону в угловом растре 0 . Предусмотрены п вышение энергии сигнала за счет применения длительного импульса с внутриимпульсной модул цией и режим концентрации всей энергии излучения в одном парци ле три в одном (рис. Рис. 6 . Диапазон сканирования углового пространства РЛС обнаружения Применение цифровой обработки сигнала позволяет надежно обнаруживать как ск ростные, так и малоподвижные (до 10 м/с) цели без “слепых скоростей” в сложных условиях пассивных (ест ственных и искусственных) помех с учетом влияния подстилающей повер ности. Обработка сигналов осуществляется спецвычислителями и центральным компьютером, вычислительные и алгоритмические возможности которого позволяют решать задачи анализа во душной обста новки, принятия боевых решений и другие интеллектуальные зад чи управления б евыми операциями. РЛС обнаружения сопряжена с системой опознавания государственной принадлежности цели и автоматически блокирует (с высокой вероятностью) возможность поражения “св оих” лет тельных аппаратов. Для обеспечения возможности работы станции во время движения БМ положение антенны стабилизируется. РЛС наведения (СВР , СПК ) ( см. рис. когерентно импульсная (имп ульсно допле ровского типа) РЛС. Она работает в сантиметровом диапазоне волн, имеет малоэлементную фаз и- рованную антенную решетку (ФАР), формирующую луч, шириной 1 по азимуту и по углу места, обеспечивающую электронное сканирование луча в соответствующих плоскостях. Такое построение системы позволяет обеспечить пр актически мгн вен ный (400… 600 мс) переход на автосопровождение, а также одновременное сопровождение и о стрел двух целей в секторе ФАР. Станция осуществляет поиск цели по данным целеуказания от станции обнаруж ния целей и захват одной цели на авто сопровож дение. С вероятностью 0, 5 станция наведения способна пер ходит ь на автосопровождение самолета истреб ителя, летящего на дальности 23 км. уменьшен и- ем дальности эта вероятность существенно возрастает, так , на дальности 20 км она уже составляет Система обработки сигнала РЛС сопровождения цифровая моноимпульсная со сжатием импульсов и соответствующим алгоритмом обработки сигналов обеспечивает не только выс кие точности и помехозащиту, но и распознавание класса цели, что позволяе т оптимизировать р жимы работы системы наведения ракеты и ее боевого снаряжения. Боевая работа ЗРК 9К331 происходит по схеме, обычной для зенитных ракетных компле сов с радиокомандной системой наведения. Станция обнаружения в движении или на месте осущест вляет круговой обзор простра н- ва, обнаруживает и опознает цели. Вычислительные средства боевой машины пр изводят анализ воздушной цели, выбирают наиболее опасные цели для обстрела и вырабатывают данные целеук зания для станции наведения (станция передачи команд, СПК). Станция наведения (станция визирования ракеты плюс станция передачи команд) на осн вании данных целеуказания осуществляет: поиск и захват одной цели на автосопровождение; точное сопровождение цели по трем координатам; пуск одной или оследовательно (через 4 с ) двух ракет по сопровождаемой ц ли; захват ракеты после старта отдельным координатором и ввод ее в луч фазированной а н- тенной решетки; точное сопровождение ракеты; управление ракетами по командам, вырабатываемым по разности к оординат между рак тами и целью в соответствии с выбранным методом наведения, соответствующим наиболее опт и- мальным условиям встречи ракеты с целью в зависимости от ее типа, высоты и хара тера полета; выдачу на радиовзрыватель ракеты команды задержки его срабатывания в зависимости от скорости сближения ракеты с целью. Основные тактико технические характеристики комплекса Количество одновременно обнаруживаемых целей Количество одновременно сопровождаемых целей Границы зоны обнаружения: по дальнос ти, км по азимуту, град 360; по углу места, град 32 или 32 по высоте, км, не менее Границы зоны поражения, км: по дальности, км 12; по высоте, км 0,01 по курсовому параметру , град Скорость поражаемых целей, м/с 700; Максимальная поперечная перегрузка поражаемой цели Минимальная отражающая поверхность цели, м Время реакции комплекса (от обнаружения цели до схода ракеты), с: при стрельбе с позиции при стрельбе с коро ткой остановки после движения Количество рак ет на боевой машине Вероятность поражения одной ракетой самолета (типа 0,45 вертолета 0,62 75; крылатой ракеты 0,93 97; высокоточного оружия 0,75 Максимальная скорость движения базового варианта, км/ч: по шоссе по грунтовой дор оге Масса боевой машины, т Запас хода по топливу (при двухчасовой работе аппарат ры), км 500; Боевой расч ет, включая механика водителя Эксплуатация комплекса разрешается на высотах не более над уровнем моря, в л бое время года и суток, в различных метеорологических условиях в интервале температур окр жающего воздуха от С до С, в условиях солне ной радиации и относительной влажности не более 98% при температуре (30 С и скорости ветра не б лее 20 м/с Режим работы аппаратуры ракеты при включениях на боевой машине циклический: 10 м и- работы 10 минут перерыва. После трех включений должен быть перерыв не менее одного часа. В любое время перерыва допускается одноразовое включение аппаратуры рак ты на одну минуту для проведения пуска. 1.2. Зенитно ракетный модуль 9М334 Зенитно ракетный модуль 9М334 (см. рис. представляет собой транспортно пусковой контейнер, размещаемый в шахте боевой машине в вертикальном положении. В ка дом мо дуле располагаю тся четыре ракеты. Рис. . Зенитно ракетный модуль 9М334: пер мычка; серьга; контейнер; ракета; катапультирующее устройство; бугели; сре ной болт; рычаг Модуль 9М334 в течение установленного срока службы эксплуатируется без проведения регламентных работ и проверок бортового оборудования ракет. Основные параметры модуля Масса модуля (ТПК плюс четыре ракеты) с двумя балк ми, кг 1053 Масса ТПК с двумя балками, кг Масса одной балки, кг Габариты модуля с двумя балками, 539х1507х3005 Каждый модуль комплектуется двумя специальными балками, с помощью которых модули могут быть собраны в многоярусные пакеты (рис. 8). В таких пакетах осуществл ется хранение и транспортировка ракет на всех этапах эксплуатации, кроме эксплуатации на транспортно заряжающей (ТЗМ) и боевой машине (БМ). Транспортная машина перевозит два пакета из чет рех модулей и имеет крановое оборудование для загрузки модуля в бо вую машину Заряжание БМ производится с помощью транспортно заряжающей машины. Сначала м дуль переводится из горизонтального положения в вертикальное, затем опускается в ша ту БМ. Время заряжания боевой машины двумя модулями 25 минут. 10 Ракета 9М331 Общий вид ракеты приведен на рис. . Ракета выполнена по аэродинамической схеме “утка”: крылья расположены в хвостовой части ракеты, воздушные рули в нос вой части. Рули обеспечивают управление полетом ракеты по заданной траектории и ее стабилизацию относител ь- но продольной оси. Крыль я вместе с хвостовой частью корпуса образуют крыльевой блок, уст навливаемый на корпусе ракеты на подшипнике. В полете из за несимметричного обтекания кр льев и корпуса при отклонении рулей и маневре р кеты возникает “момент косой обдувки” мент крена . Под воздействием аэродинамических сил блок свободно проворачивается относ и- тельно продольной оси ракеты, искл чая возникновение больших моментов крена. Рис. 9. Обший вид ракеты 9М331 Ракета Катапультирующее устройс Руль Крыло Рис. 8. Схема пакетирования модулей 9М334: модуль 9М334; балка; стяжка; муфта; скоба; гнездо 11 С целью максимального уменьшения поперечных габаритов ТПК крылья и рули ракеты выполнены скла ными (рис. 11 Каждая ракета комплектуется катапультирующим устройством (КУ) обеспеч вающим старт ракеты из ТПК. Фиксация и крепление каждой ракеты в ТПК производится в трех местах. От поперечных перемещений ракета фик сируется бугелями и (см. рис. 7,9) и направляющими ТПК, по которым она движется при пуске. Продольное пер мещение ракеты в ТПК исключается катапультирующим устройством , один конец которого серьгой с помощью перемычки плен на кронште йне напр авляющей ТПК, а другой упирается рычагом в торец двигателя р кеты. Дополнительная фиксация осуществляется двумя срезными болтами Ракета и катапульт и- щее устройство имеют электрические разъемы, которыми они через жгут и электроразъем ТПК связаны с ап пар турой автоматики БМ. Управляемый полет ракеты обеспечивается бортовой радиоаппаратурой управл ния (БРУ), автопилотом (АП) и блоком команд (БК), размещенными на ракете. Поражение цели обеспечивается боевым снаряжением, состоящим из активного ради взрыва теля (РВ), предохранительно исполнительного механизма (ПИМ) и осколочно фугасной боевой частью (БЧ). Рис. 10. Ракета 9М331: радиопрозрачный обтекатель (первый отсек); отсек управления; приборный отсек; двухрежимный двиг тель; крыльевой блок Рис. 11. Первый и второй отсеки ракеты в контейн Пружинный механизм закрепления р лей Рули в сложенном положении Передающая антенныа радиовзрыв теля 12 Электропитание бортового оборудования производится от химического источника тока и электромашинного преобразователя тока. Газопитание исполнительных органо в управления ракетой обеспечивают два твердото п- ливных газогенератора. Двигательная установка ракеты представляет собой РДТТ, обеспечивающий стартовый и маршевый режимы тяги. Основные ТТХ ра кеты 9М331 Масса, кг 167; Длина, мм 2898; Мидель, мм 239; Размах крыльев, мм 650; Размах рулей, мм 530; Масса боевой части, кг 14.8; Боевая часть сколочно фуга ная; Максимальная скорость ракеты, м/с 700 850; Минимальная скорость маневрирования до, м/с 300; Максимальная располагаемая попере ная перегрузка Масса кат апультирующего устройства, кг Вопросы для самоконтроля по разделу 1 Что представляет собой зенитно ракетный модуль 9М334? Перечислите состав комплекса. Что размещается на базе боевой машины 9А331? Дайте характеристику РЛС обнаружения. Почему РЛС о бнаружения является РЛС когерентно импульсной Назначение телевизионно оптического визира. С какой целью как осуществляется обзор пространства РЛС обнаружения в верт кальной плоскости? Как осуществляется опознавание государственной принадлежности цели? Перечислите функции, выполняемые станцией наведения. Дайте характеристику РЛС наведения. Фазированная антенная решётка (ФАР), что это? Почему РЛС наведения является РЛС когерентно импульсной доплеровского т Перечислите функции, выполняемые станцией нав едения. Каковы особенности эксплуатации комплекса и режима работы бортовой аппарат ры? Что о начает понятие “слепая скорость” в радиолокации? Основные особенности зенитно ракетного модуля 9М334. Достоинства и недостатки аэродинамической схемы ракеты 9М331. Объясните работу катапультирующего устройства. Дайте общую характеристику ТТХ ракеты. УСТРОЙСТВО РАКЕТЫ Компоновка ракеты представлен на рис. . Корпус ракеты разделен на пять отсеков для удобства его изготовления и последующего монтажа оборудов ни я. Первый отсек носовой обтекатель изготовлен из радиопрозрачной термостойкой пл стмассы 4В для обеспечения работы передающей антенны радиовзрыв теля , который кр пится к переднему шпангоуту второго отсека Второй отсек отсек управления состо ящий из двухсвариваемых частей, изготовле н- ных из сплава АМГ . На корпусе отсека установлены четыре воздуш ных руля элерона . В о секе расположены блок источников горячего газа , четыре газовые рул вые машины с газовой проводкой для их питания, передат чик радиовзрывателя . Ка дый руль приводится в движение своей рулевой м шиной. 13 Рис. 12. Компоновка ракеты: радиопрозр ачный обтекатель; передающая антенна ради взрывателя; передатчик радиовзрывателя; рулевая машина; заряд газогенератора сист мы склонения; блок источников горячего газа; бортовой электроразъем; стрингер кре ления бортовой аппарат уры; автопилот; приемник р диовзрывателя; устройство для переключения литеров; предохранител исполнительный механизм; боевая часть; сигнализатор давления; воспламенитель; заряд твердого топлива; торсион; ло; бугели р кеты; хвостовой отсек; ракетный двигатель твердого топлива; приемная антенна радиовзрывателя; антенна бортовой радиоаппаратуры; бортовая радиоаппаратура; аппаратурный отсек; бортовой источник электропитания; заряд газ генератора питания рулевых машин; рычаг; руль элерон; отсек управления; штуцер; 35 стопорящий механизм, пружинные механизмы стоп рения рулей; перемычка Блок источников горячего газа имеет две изолированные камеры с зарядами твердого то п- лива: центральную с зарядом для питания рулевых машин и внешнюю кольц вую с заря дом для питания струйных устройств системы склонения. Из центральной камеры блока газ поступает в газовую проводку и распределяется по рул вым машинам, а с выхода рулевых машин выводится за борт ракеты через штуцер Из кольцевой камеры газ выводится в приемники струйных устройств, сформир ванных в теле рулей В передней части отсека расположен передатчик радиовзрывателя , закрепленный на п реднем торцевом шпангоуте. Установленная на корпусе радиовзрывателя передающая а тенна располагается в зон е первого радиопрозрачного отсека. Воздушный руль элерон имеет складывающуюся консоль. Для удержания в сложенном положении и раскрытия руля служит пружинный механизм удерживаемый фигурным пазом на специальном кронштейне наконечнике руля у задней кро мки. Устройство пружинного механи ма приведено на рис. 15. После катапультирования ракеты из ТПК рулевые машины поворачивают рули, рули ра крываются и пружинный механизм сбрасывается с наконечника. В раскрытом п ложении руль фиксируется пружинным фиксато ром (штифтом) (см. рис. 12), распол женным в плоскости руля. Третий отсек приборный ( служит для размещения бортовой аппаратуры (кроме передатчика радиовзрывателя), источников электропитания и электрокоммутационного оборуд вания, а также боевой части с предохранительно исполнительным механизмом. Оболочка корп са отсека также выполнена из сплава АМГ В состав блока аппаратуры входят автопилот , приемник радиовзрывателя и радиоа п- паратура управления. Элементы блока аппаратуры, химический ис точник тока (две б тареи) и электромашинный преобразователь тока объединены в единый блок, будучи закрепленными на стрингерах . Стрингеры крепятся к корпусу отсека радиал ными винтами. Боевая часть консольно закреплена на заднем шпангоуте отсека. П редохранител исполнительный механизм установлен в передней части центрального канала БЧ. В передней части третьего отсека расположен бортовой электроразъем ракеты. По бо там заподлицо с корпусом установлены две приемо передающие антенны бортовой р адиоаппар туры управления . В средней части отсека имеется подход к устройству для переключения литерных частот бортовой радиоаппаратуры ( ). В передней части отсека, снизу, расположен п воротный рычаг . При пуске ракеты при повороте рычага в бор товой электросистеме срабат вают кнопочные переключатели. Снизу, в задней части отсека, второй поворотный рычаг пользуется для дублирования запуска двигателя ракеты. На переднем и заднем стыковочных шпангоутах отсека расположены бобышки для соед и- нени я отсека с соседними: вторым (болт ми) и четвертым (шпильками). Четвертый отсек двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива стоит из корпуса и залитого в него заряда. Заряд двигателя обеспечивает работу двигателя на стартовом и маршевом участ ках полета ракеты. При работе двигателя заряд горит по вну реннему каналу и щелям. Наличие щелей обеспечивает в начале работы двигателя стартовый режим повышенной тяги с последующим понижением ее до маршевого реж ма. Длительность стартового участка 4 с, ма ршевого 8 с. Общее время работы 12 с. Двигатель имеет нерегулируемое сопло, обеспечива щее нормальную работу на обоих режимах во всем диап зоне температур эксплуатации ракеты. На переднем днище двигателя установлены воспламенитель, пиропатроны для подж ния воспламенителя и сигнализатор давления в камере сгорания, используемый для поддержания ц пи питания ПИМ в исходном состоянии в период катапультирования ракеты. Для дублирования запуска двигателя в переднем днище установлен электрово пламенитель с секу ндной задержкой. На заднем днище имеется цилиндрический посадочный поясок, на который устанавливается по шипник пятого отсека. Пятый отсек крыльевой блок , формирующий хвостовую часть ракеты. На корпусе блока закреплены четыре складывающихся крыла , раскрытие которых прои ходит с помощью торсионов . Два крыла фиксируются в сложенном положении перемычкой , два других уде живаются от раскрытия зафиксированными крыльями. После запуска двигателя перемычка ра рушается и крылья раскрываются. Общий вид крыльевого блока пре ставлен на рис. На корпусе двигателя установлены бугели для связи с катапультирующим ус ройством. В передней части отсек имеет шариковый подшипник, внешняя обойма которого закре плена в о секе, а внутренняя на днище двигат еля. В условиях наземной эксплу тации отсек удерживается от проворота катапультирующим устройством, установленным на корпусе ракеты. При полете р кеты отсек свободно проворачивается относительно продольной оси под воздействием потока о текающего крылья. нешние виды отсеков представлены на рис. 14. Второй отсек отсек управления Третий отсек приборный Третий отсек приборный Пятый отсек крыльевой блок Рис. 14. Внешние виды отсеков рак Рис. 13. Крыль евой блок р кеты: кольцевой пояс; шипник; блок крыльев; обтек тель; бугель 16 Струйное устройство руля (рис. ) имеет два приемных отверстия, прилегающих к п тающему каналу. Оно работает по принципу струйного реле: при отклонении руля приемные о верстия располагаются несимметрично относительно питающего канала и принимают различное количество газа. Выходные отверстия струйных устройств выполнены в виде дву х противополо но направленных сверхзвуковых сопел. При истечении газа из сопла создается тяга, по величине пропорциональная количеству поступающего в него газа и направленная перпендикулярно пло кости руля. Результирующая поперечная тяга сопел обеспечивае т управление ракетой на первой секунде полета, когда скорость полета мала и под емные силы рулей недостаточны для создания требуемого управляющего момента. 10 с. 15. Механизм складывания рулей пружинный механизм; отверстия; ключ; консоль нижняя; коноль вер няя; накладка; серьга; нак нечник; ползун; штифт Рис. 16. Газодинамическое устройство склон ния рак ты: рулевой привод на горячем газе; ось руля; консоль руля; газоструйное пло; вну ренний газовод; 6 газогенератор системы склонения; газог нератор рулевых приводов; выходно й га вод 17 Катапультирующее устройство (рис. предназначено для обеспечения старта (кат пультирования) р кеты из ТПК. Катапультирующее устройство состоит из двух частей неподвижной (цилиндр ) и п вижной (шток ). На переднем торце цилиндра имеется кронштейн , на котором ус тановлены электроразъем для связи с электросистемой ТПК, серьга и упор . С п мощью серьги и хомута цилиндр крепится к контейнеру. С помощью упора при движении ракеты по направляющим ТПК поворачивается п редний рычаг на третьем отсеке, включающий кнопочные переключатели электросистемы ракеты. На другом конце цилиндра имеется уп , предназначенный для дубл и- рования включения двигателя с пом щью рычага . Внутри цилиндра размещен электрожгут который подстыкован к п ропатрону при помощи электроразъема Шток представляет собой точеную трубу, с одного конца которого кр епится по шень а с другого тормозная труба и рычаг . В корпусе поршня установлены п роховой заряд и пиропатрон . Тормозная труба смягчает нагрузку на корпус ТПК при торможении катапул ь- тирующего устройства. Ракета соединена с катапульти рующим устройством при помощи срезных болтов и р чага , шарнирно соединенного со штоком Усилие катапультирования передается упором рычага в торец отсека ракеты. Для удержания штока в рабочем положении до пуска ракеты в зоне свободного объема ц илиндра тановлена пружина , поддерживающая постоянное усилие на штоке. Рис. 17. Катапультирующее устройство: серьга; упор; цилиндр; хомут; тормозная тр ба; шток; тяга; пружина; рычаг; пре варительный объем поршень; заряд; вту ка; пиропатрон; шайба; электрораз ем; электрожгут; срезной болт; рычаг; кронштейн; хомут с упором; чаг 18 Вопросы для самоконтроля по разделу 2 Что собой представляет первый отсек ракеты? Что размещается во втором отсеке ракеты? Назначение источников горячего газа, расположенных в о втором отсеке ракеты. Как горячий газ попадает в сопло руля? Объясните работу пружинного механизма стопорения рулей. Что расположено в трет ьем отсеке ракеты? Перечислите состав блока аппаратуры Как и когда производится установка литерных частот ракеты? Перечислите состав блока аппаратуры Состав и назначение элементов РДТТ. Как удерживаются крылья в сложенном положении и как и когда раскрываются? С какой целью крыльевой блок устанавливается на подшипнике? Как осуществляется переключение ракеты на бортов ое питание? Порядок работы катапультирующего устройства. Назовите последовательность функционирования элементов ракеты при катапультиров нии. Что происходит с ракетой непосредственно после выхода ее из ТПК? 3. БОЕВАЯ РАБОТА РАК Заряжание ТПК в БМ про изводится транспортно заряжающей машиной. Перед заряжан и- ем с ТПК снимается передняя съемная крышка, при этом защита внутренних полостей ТПК с р кетами обеспечивается защитно герметизирующим устройством одноразового де ствия. ТПК устанавливаются в шахте БМ в вертикальном положении. Старт ракет верт кальный. ТПК в боевой машине крепится в продольном и поперечном направлениях. От продольных пер мещений ТПК фиксируется закреплением переднего шпангоута ТПК з хватами БМ за опорные пластины. Поперечная фиксация о беспечивается штырями боевой машины, входящими в два о верстия в пере нем шпангоуте, и направляющими БМ и Т образными пазами бугелями в среднем шпангоуте, в которые входят направляющие БМ. При заряжании производятся установка на ракетах литерных частот (ад ресов ракет) и ст ковка электроразъемов ТПК и боевой м шины. Пусковое устройство в БМ обеспечивает разворот ракеты по азимуту для совмещ ния плоскости склонения ракеты с направлением на цель. Полет ракеты в процессе боевого применения имеет три характерн ых этапа: катапультир вание, разворот в направлении цели (склонение) и наведение ракеты на цель по радиокомандам с наземных средств комплекса. Полету ракеты предшествует функционирование бортового обор дования в режимах Подготовка», Ожидание» и Пуск». Подготовка к пуску и пуск Подготовка ракеты к пуску производится с помощью аппаратуры стартовой автоматики, установленной на боевой машине. В процессе подготовки производятся: раскрутка бортового электромашинного преобразователя тока и гироскопов а топилота от наземного источника электропитания; запитка бортовой аппаратуры всеми видами потребляемых напряжений; введение в автопилот команд склонения, которые отрабатываются ракетой в полете а тономно; контроль цепи безопасности предохранительн исполнительного механизма; контроль вз ведения пиропатронов катапульты; контроль исходного состояния бортовой автоматики; с выходом на режим электромашинного преобразователя переключение на него борт вых потребителей по цепям переменного тока; по ступление ряда служебных команд и сигналов. Конструкция боевой машины и пусковое устройство с ТПК позволяют нав дить ракеты по азимуту для совмещения плоскости склонения с направлен ем на цель. Если непосредственно по завершении подготовки не поступает ко манд “Пуск раке та п реводится в режим Ожидание », в течение которого в любой момент времени может быть прои веден пуск или отмена пуска с выключением всех питающих напряжений, команд и сигналов. В режиме Ожидание», который, в принципе, может отсутствова ть, в течение 0,05 с после окончания режима Подготовка» переключается питание бортовой радиоаппар туры с наземного источника переменных напряжений на бортовое. Длительность режима Ожидание» может дост и- гать 60 По команде “Пуск производятся: задейст вование бортового химического источника тока (ХИТ); с выходом бортового ХИТ н а режим запитка от него бортового оборудования пара лельно с запиткой от наземного источника; ввод, если требуется, на радиовзрыватель специальных разовых команд, вводящих ре и- мы работы по низколетящей цели и в па сивных помехах; запоминание в автопилоте введенных команд склонения; разарретировка гироскопов; ввод и запись адреса ракеты в блоке радиоуправления. По завершении этих операций с аппаратуры стартовой автоматик и выдается команда на подрыв пиропатрона катапульты, который поджигает пороховой заряд катапул ты. При нарастании усилия на штоке катапульты, которое передается на корпус ракеты, срез ются два стопорящих болта см. рис. ) и начинается движение ракеты по напра ляющим ТПК. С началом этого движения отстыковывается вилка бортового электроразъема, а затем, за счет механ и- ческого контакта со специальными упорами см. рис. ) на катапультирующем устройстве, поворачиваются рычаги см. рис ) на т ретьем о секе, замыкая контакты соответствующих кнопочных переключателей. В результате прои ходит следующее запускается газогенератор питания рулевых машин; в блоке команд включается устройство формирования временных задержек, которое в дает команды на запуск газогенератора скл нения и двигателя ракеты; запускается дублирующий пиропатрон (дублирует запуск двигателя ракеты), имеющий односекундную задержку сраб тывания. В конце хода шток катапульты тормозится за счет сжатия газа в цилиндре и смятия спец альной тормозной трубы см. рис. для уменьшения ударной нагрузки на контейнер. Ракета, бравшая необходимую скорость, продолжает движение по инерции на высоту 15 20 м. 3.2. Полет ракеты С началом движения под действием носка ракеты происходи т разрушение крышки з щитно герметизирующего устройства ТПК. Непосредственно после выхода ракеты из ТПК реле времени выдает команду на разнуление рулевых машин. Автопилот на основе информа ции об у лах тангажа и курса, полученной из аппаратуры стартовой авт оматики формирует по заданному алгоритму упра ляющий сигнал и подает его на рулевые машины. Рули откло няются, за счет их поворота происходит расстопорение пружинных м ханизмов (рис. 11, 12, 15), и консоли рулей раскрываются, а пружинные механизмы сбрас ываются на землю. К этому времени запу кается газогенератор системы склонения, и газ поступает в газоструйные устройства рулей, создавая на отклоненных рулях реактивную силу. Начинается разворот корпуса ракеты (склонение) на угол, величина которого зависит от траектории последующего радиоупра ляемого полета (рис. 18): от минимального угла при стрельбе в верхнюю ближнюю часть зоны перехвата целей до максимал ь- ного при стрельбе по низколетящей цели на ближнюю границу зоны перехв та. Двигатель ракеты запускаетс я по сигналу с блока команд. При отсутствии сигнала запуск дублируюется пиропатроном, расположенным в блоке воспламенителя на переднем днище двиг теля. Время полета ракеты с работающим двигателем 12 с. За это время ракета покрывает ра яние порядка 8 к м, максимальная скорость, достигаемая на стартовом участке п лета, 850 м/с (рис. Блок команд вырабатывает сигнал на запуск двигателя при достижении ракетой угла скл нения 50 либо через одну секунду после поворота рычага см. рис. ), распол оженного в за ней части третьего отсека под катапультой. Газогенератор системы склонения заканчивает работу с некоторым перекрытием после з пуска двигателя. К этому моменту ракета набирает скорость и воздушные рули элероны становя ся эффективными. В конце работы газоструйных устройств по спаду да ления в газогенераторе системы склонения в автопилот выдается команда на переключение ограничения углов отклон ния рулей для увеличения максимальных значений их отклонений на уч стке управления. В процессе полета рак еты на начальном участке (100… 150 м) производится ее захват на а тосопровождение радиолокационной станцией наведения, расположенной на боевой машине, а з тем начинается передача команд управления. При этом СВР осуществляет прием излучаемых БРУ сигнало в и определяет положение ракеты по угловым координатам. СПК излучает сигналы с код вой расстановкой в соответствии с установленной на ракете аппаратурой стартовой автомат ки. Команды радиоуправления вырабатываются по двум каналам, соответствующим плоск ям управления ракетой и передаются станцией передачи команд на борт ракеты вместе с сигн лами “Запрос” (рис. импульс Рис. 19. Профили скорости ракеты Тор ″Трёхточка в режиме НЛЦ″ Рис. 18. Схема траектории полета ракеты при различных методах навед КУВ КУВ КУВ КУВ Рис. 20. Суммарный сигнал на входе аппаратуры радиоуправления и радиовизиров ания: до подачи разовых команд КУВ и КВ кодовые комбинации команд К1 и К2 влево от нуля середины тактового интервала положительны, при этом напряжения на выходе основного канала блока УПТ положительно, К1>0, К2>0 изображены условно; пос ле подачи разовой к манды КУВ; после подачи разовой команды КВ; З» импульс запроса, Т, К1, К2, КУВ, КВ кодовые комбинации “Такт” и соответствующих к манд По запросной информации станции наведения бортовой ответчик передает ответные си налы, обеспечивающие точное сопровожд ни е ракеты на всей траектории. Аппаратура радиоуправления и радиовизирования, установленная на ракете, принимает от станции передачи команд радиокоманды К1 (управление по тангажу), К2 (управление по рыск нию). Команды К1, К2, КУВ и КВ передаются СПК в виде кодовых комбинаций (групп импульсов) с различной расстановкой по времени. Передача уровней команд управления (К1, К2) осуществляе ся фазоимпульсным методом. Величина уровня команд определяется положением кодовых комб наций команды в неизменном временном ин тервале такте. Этот интервал определяется расстоян и- ем между двумя соседними кодовыми комбинациями “Такт” (“Т”). Частота передачи команд К1, К2 равна частоте следования кодовых комбин ций “Такт”. Разовая команда КУВ предназначена для включения передатчик а радиовзрывателя. Раз вая команда КВ включает блок обработки информации и предназначена для взведения радиовзр вателя при подлете ракеты к цели. Команда передается с частотой, кратной частоте “Такт” за вр мя перед чи двух тактов. На конечном участке тра ектории при уменьшении скорости полета ракеты и, соотве венно, эффективности рулей элеронов на ракету передается команда переключения коэффиц и- тов усил ния в автопилоте. При подлете ракеты к цели по команде взведения КВ передатчик радиовзрывателя начи ет облучать цель. По накоплении определенного количества отраженных от цели и принятых р диовзрывателем импульсов в исполнительной схеме радиовзрывателя формируется команда по рыва, поступающая на предохранительно исполнительный механизм (ПИМ). Предохран ительно исполнительный механизм, на который выведены цепи инициирования боевой части, обеспечивает надежное предохранение от ее непредусмотренного подрыва во всех условиях эксплуатации и при старте ракеты до снятия ступеней пред хранения в полете. При пуске и нормальной работе двигателя ракеты по сигналу о наличии давления в камере сгорания (от сигнализатора давления) и о наличии продольной п регрузки требуемой длительности (от инерционного стопора) происходит взведение ПИМ. После этого по команде подр ыва от ради взрывателя срабат вает огневая цепь ПИМ и происходит подрыв боевой части. В случае нарушения нормального полета ракеты со станции наведения может быть прекр щена передача команд управления полетом. При этом с бортовой радиоаппаратуры управления рез определенный интервал времени на предохранительно исполнительный механизм выдается к манда ликв дации ракеты, по которой производится подрыв боевой части. Вопросы для самоконтроля по разделам 3.1, 3.2 Как снаряжается модуль 9М334? Характерные эта пы полета ракеты. Как осуществляется разворот ракеты по азимуту в направлении цели? Перечислите предполетные режимы работы бортового оборудования. Что делается в режиме Ожидание»? Какие операции осуществляются в режиме Подготовка»? Какие операции осущест вляются по команде Пуск»? Когда выдается команда на пуск ракеты? Какие операции с ракетой осуществляются в процессе работы катапультирующего устро ства»? Когда выдается команда на разнуление рулевых машин? Как формируется управляющий сигнал на рулевые маш ины после старта ракеты? Как происходит расстопорение рулей? Как управляется ракета на участке склонения? Когда и как запускается двигатель ракеты? Почему углы отклонения рулей ограничены в начальной фазе полета ракеты? Когда выдается команда на переключен ие ограничения углов отклонения р лей? Как определяется положение ракеты по угловым координатам? Когда и как передаются на борт ракеты команды СПК? Какие команды передает аппаратура радиоуправления и радиовизирования, расп ложенная на ракете? В чем суть п ередачи уровней команд управления (К1, К2) фазоимпуль ным методом? Чем определяется временной интервал Такт»? Когда подается комнда КУВ? Когда подается комнда КВ? Назначение ПИМ. Как и когда осуществляется самоликвидация ракеты? 3.3. Динамика полета раке Траектория полета ракеты может быть разделена на следующие основные участки: начальный неуправ ляемый вертикальный участок (10… 15 м); участок склонения, где управление ракетой по углам азимута и места осуществляется в соответствии с заданным алгори тмом и координатами цели, заложенными в ракету аппаратурой старт вой автоматики (150… 200 м); управляемый в соответствии с командами станции наведения участок; конечный участок, на котором ракета ликвидируется в случае промаха. На участке склонения упр авление ракетой осуществляется газодинамическим способом см. рис. Характер траектории на участках с тем или иным способом управления в полете определ я- ется величиной и направлением управляющей силы. Вектор этой силы в свою очередь определ я- ется ор нтацией аэродинамических плоскостей ракеты (рулей и крыльев) в пространстве, которая является двухплоскостной (х образной). Поскольку в этом случае подъемная сила может созд ваться в любом направлении, то для совершения маневра не тр буется предварительно го крена. Необходимые для совершения маневра направление и вел чина подъемной силы обеспечиваются соответствующей комбинацией углов атаки и скольжения. Поэтому задачей счетно решающего прибора является выработка соответствующих команд для двух симметричных плоскостей упра ления К1 и К2 (рис. 1). Рис. 21. Принцип управления стабилизированной по крену рак той Наведение ракеты на цель заключается в непрерывном измерении и устранении рассоглас вания положения ракеты относительно кинематической траектории, определяемой методами нав дения. Метод наведения (метод “полови нного спрямления” или метод “трех точек”) ( см. рис. выбирается в зависимости от типа цели ее параметров (скорости, дальности, углового полож ния). При наведении по методу “трех точек” ракета, двигаясь по криволинейной траектории, все время удерживае тся на линии визирования цели. Этот метод наведения наиболее прост в аппарату ной реализации, инструментальные погрешности аппаратуры и флюктуации сигналов цели и ракеты выз вают меньшие случайные ошибки наведения, чем при методе “половинного спрямления”. недост аткам метода “трех точек” относя тся большая кривизна кинематической траектории и, как сле ствие, большие, нарастающие по мере приближения к цели потребные поперечные перегрузки рак ты. При наведении по методу “половинного спрямления” движение ракет ы в каждый момент времени направлено в упрежденную точку встречи ракеты с целью. Суть метода закл чается в том, что текущие углы визирования ракеты и цели (азимут и угол места) определ ются с учетом поправки на упреждение: , , 2 p r v v где углы визирования ракеты и цели (азимут и угол места соответственно); r текущее расстояние между ракетой и целью; коэффициент упреждения, определяющий п правку на упреждение. В результате траектория при наведении по этому методу является более пологой и потре ные поперечные перегрузки на всей трае тории и в точке встречи с целью значительно меньше, чем при методе “трех точек”. При выработке угла упреждения в методе “половинного спрямл ния” учитыва тся скорость сближения ракеты с целью и расстояние между ними, угловая ск рость вращения л нии визирования цели. Если цель низколетящая (угол места цели меньше 3 ), то в вертикальной плоскости ракета водится на цель методом “трех точ ек в режиме НЛЦ” (“горка”), а в горизонтальной плоскости либо методом “трех точек”, либо методом “половинного спрямления” При применении метода наведения “трех точек” при стрельбе по низколетящей цели рак та наводится по траектории, лежащей выше линии визирования цели на величину ��aZ\bkysmx� hl�jZkklhygby�f_`^m�jZd_lhc�b�p_evx��GZqbgZy�k�jZkklhygby�^h�p_eb��jZ\gh]h�ijbf_jgh���df��\ ebqbgZ� начинает постепенно уменьшаться, и когда расстояние между ракетой и целью с окр тится до 1, км, ракета выйдет на линию визирования цели. Метод наведения “трех точек” при стрельбе по низколетящей цели обеспечивает полет р кеты на высоте, исключающей возможность задевания ракетой земной поверхности и ложного срабатыв ния радиовзрыв ателя от отраженных от нее сигналов. В течение всего полета ракеты автопилот стабилизирует ее относительно поперечных и продольной осей по сигналам датчиков ускорений и углов. Стабилизация ракеты и уменьшение ее перерегулирования по углам атаки и скольже ния и перегрузке осуществляется контуром стабил и- зации, сформированным введением отрицательной обратной связи по углам атаки и скольжения и углу крена. Структурная схема трактов склонения и управления с контурами стабилизации прив дена на рис. На управл яемом участке полета ракета и элементы системы управления (СРП, СПК, СВР) образуют замкнутый контур управления, характеристики которого определяют точность навед ния р кеты на цель. Управление ракетой осуществляется по двум каналам (тангажу и рысканию). скол ку оба канала идентичны на рис. приведена схема одного канала канала тангажа. На всем управляемом участке полета на борт ракеты подаются радиокоманды управления, пропорциональные линейным отклонениям ракеты и их производным от кинематической тр аект рии, для определения которых требуется измерение угловых координат ракеты и цели. Угловые координаты ракеты и цели измеряются координатными блоками ракеты и цели (а паратурой СВР и СПК). Кинематические звенья и не являются материальными звеньями контура управления, а выражают связь между углом атаки (скольжения) и входными величинами измерительных ройств. Вопросы для самоконтроля по разделу 3.3 Перечислите основные у частки траектории полета ракеты. Как рули ракеты ориентированы в полете? Как вырабатываются команды на повороты рулей при углах крена В чем суть трехточечного метода наведения , 3 , 2 , 1 , 3 , 2 , 1 Ракета Рулевой привод Датчик углового ускорения Кинематическое звено 1 Контур стабилизации ДУ АСА Тракт склонения Аппаратура К1(К2) 1 Ракета Рулевой привод Датчик углового ускорения К1(К2) СПК Кинематическое но 1 КБЦ Кинематическое но 2 КБР СРП Кон тур стабилизации Тракт управления Рис. 22 Упрощенные схемы трактов склонения и управления ракеты: угол отклонения рулей; угол атаки ракеты; угловые координ ты ракеты и цели; угловое рассогласование ракеты относительно кинематической траект рии; ДУ датчик угла; ЗУ запоминающее устройство; АСА аппа ратура стартовой автоматики; СПК станция передачи команд; СРП счетно решающий прибор; К1(К2) команды управления; нал обратной связи по цели демпфирующего гироскопа; ( угловая скорость ракеты относительно поперечной оси; КБЦ ордина ный блок цели; КБР координатный блок ракеты В чем суть метода наведения половинное спрямление»? Достоинства и н едостатки методов три точки» и половинного спрямлени Особенности наведения ракеты при работе по низколетящей цели. Как исключается возможность задевания ракетой земной поверхности и ложного срабат вания радиовзрывателя от отраженных от нее сигналов? то такое кинематическое звено? Какими обратными связями охвачена ракета как объект регулирования? 4. БОРТОВАЯ РАДИОАПП АРАТУРА УПР АВЛЕНИЯ Бортовая радиоаппаратура управления (БРУ) предназначена для приема информации от станции передачи команд, ее дешифраци и, анализа и выдачи команд на рули, в работки ответного сигнала для станции визирования ракеты. При этом радиоаппаратура должна принимать, усил и- вать, дешифровывать, формировать в соответствии с сигналами, принятыми от станции передачи команд и аппаратуры с тарт вой автоматики, следующие команды: две главные команды управления на автопилот К1 и К2; команды управления и взведения радиовзрывателя КУВ и КВ; команды запрета и разрешения асинхронного запуска ответчика КЗАЗ, КРАЗ; команды “Относительная скорость сближения” в виде четырех значений КОС1 КОС4; команду “Время” для ликвидации ракеты в случае нарушения работы радиол нии на врем я более 1, 2 с; команды переключения режимов работы автопилота (КП) и “Управление”. Бортовая радиоаппаратура управления должна также преобразовывать импульсы запроса в запускающие импульсы для последующей их ген рации и выдачи сигналов визирования р кет; выдавать нулевые значения команд управления на автопилот в случае нарушения р линии на время более 10 0 мс; обеспечивать частотную селекцию принимаемого сигнала на любой из заданных лите ных частот; принимать от аппаратуры стартовой автоматики команды “Адрес изделия”, “З пись”; осуществлять дешифрацию команд на восьми адресах. Для выполнения указанны х функций служат следующие основные блоки, входящие в а п- паратуру радиоуправления и радиовизиров ния: приемная антенно волноводная система; приемник; блок выработки команд (дешифратор); ответчик (блок радиовизирования); передающая антенно волновод ная система; силитель постоянного тока (УПТ). Функционирование борт овой радиоаппаратуры управления Во время заряжания ТПК в боевую машину на ракетах ключом устанавливают заданную литерную частоту. Бортовая радиоаппаратура управления в составе раке ты перед стартом работает в режимах “Подготовка”, “Ожидание” и “Пуск”, п ричем после режима “Подготовка” допускается сразу пер ход на режим “Пуск”. В режиме “Подготовка” на радиоаппаратуру от наземного источника питания подаются напряжения электропитания +2 В, В, 3х36 В 1000 Гц, а также +27 В на включение форсир ванного режима накала магнетрона. Одновременно выдается код адреса и по цепи “Запись” пост пает напряжение постоянного тока в виде уровня логической “1”. По цепи запр та асинхронного запуска пос тупает напряжение +20 Переменное напряжение 3х5, В 1000 Гц от бортового источника достигает ном наль ного значения через 1,0… 1,5 с . В результате на радиоаппаратуре устанавливается сл дующий режим: идет форсированный разогрев накала магнетрона; запре щена выдача импульса асинхронного запуска ответчика; обнулены командой “Запись” счетные и выходные схемы блока; в исходном состоянии открыты нижние антенны и закрыты верхние; установлен код адреса, выданный по трем цепям с аппаратуры стартовой автом тики. Режим “Подготовка” длится 5 с . К концу пятой секунды радиоаппаратура подготовлена к режимам “Ожидание” или “Пуск”. В режиме “Ожидание” за время не менее 0,05 с после окончания режима “Подг товка” происходит переключение питания бортовой аппаратуры уп равления с наземного источника п ременных напряжений 36 В 1000 Гц на бортовой. Все остальные подаваемые напряжения соотве ствую режиму “Подготовка”. Длительность режима “Ожидание” может до тигать 60 с В режиме “П уск” за время не более 1 с бортовые напря жения +20 В и В от химическ го источника тока достигают номинальных значений и питание радиоаппаратуры по этим цепям пер ходит на бортовые источники. За время 0,1 0,2 с до момента старта ракеты в цепи “Запись” сним ется напряжение с уровнем логической “1” . По этой команде запрещает ся на 1,5… перезапись ресного кода во время отрыва бортового разъема при сходе ракеты. С отрывом бортового разъема снимается напряжение +20 В в цепи команды разрешения асинхронного запуска ответч ка (КРАЗ). По этой ком анде в бортовой радиоаппаратуре управления начинается асинхронный р жим запуска ответчика и радиоимпульсы ответч ка излучаются в эфир через верхнюю и нижнюю антенны. Станция визирования ракеты осуществляет прием сигналов, излучаемых бортовой ради аппаратур ой управления и определяет пол жение ракеты по угловым координатам. Во время сеансов связи станция передачи команд передает на ракету сигналы непреры ных и разовых команд, импульсы запроса с кодовой расстановкой, соответствующей установле н- ному стартовой автоматикой коду адреса на ракете ( см. рис. В начале каждого сеанса связи по команде КЗАЗ прекращается асинхронный режим запу ка ответчика и начинается попарное переключение антенн, при этом открываются либо две вер ние антенны (приемная и переда щая) , либо две нижние. После двукратного подтверждения наибольшего сигнала в одной из приемных антенн да н- ная пара антенн (верхняя или нижняя) открывается и передает сигнал до конца сеанса связи. Этим создаются наилучшие условия для работы радиолинии. До начал а сеансов связи и в перерывах между ними ответчик бортовой радиоаппаратуры работает в асинхронном режиме. В этом случае станция визирования ракеты определяет положение ракеты по угловым координатам. В процессе сеанса связи ответчик запускается запросными импульсами со станции передачи команд и работ ет в синхронном режиме. В этом случае станция визирования ракеты определяет положение рак ты по угловым координатам и дал ности. При первом прохождении на БРУ сеанса связи и команд К1 и К2 радиоаппаратура выраб тывает сигнал “Управление” в виде напряжения постоянного тока +27 В, который реводит на режим отработки команд управления, выдаваемых радиоаппаратурой (К1 и К2). Указанный сигнал “Управление” блокируется схемой автопилота и в случае снятия радиоаппарат урой этого сигнала автопилот не переходит в др гой режим работы. Во время полета, по мере выдачи станцией передачи команд разовых команд, БРУ выдает сигналы: в автопилот команду “Переключение режима работы автопилота”; в радиовзрыватель четыре ком анды “Относительная скорость сближения” в виде напр я- жения постоянного тока, соответствующего уровню логического “0”, а также к манды “Управление взведением радиовзрывателя” и “Взведение радиовзрывателя” в виде напряж ния +27 В случае нарушения радиолини и на время до 100 мс или отсутствия подряд в трех сеансах связи команд К1 и К2 сигнал “Управление” не снимается, а уровни команд К1 и К2 запоминаются. В случае нарушения радиолинии на время более 100 мс сигнал “Управление” снимается, а кома ды устанавливаю тся на нулевом уровне. При восстановлении радиолинии сигнал “Управление” восст навливается, а уровни команд соответствуют уровням, перед ваемым станцией передачи команд. В случае на рушения радиолинии на время 1,5… 0 с БРУ выдает команду “Время”, кот рая з амык ет цепь на самоликвидацию ракеты. Это означает, что сигналы в канале передаются в соответствии с высокоскоростным протоколом сигналов. С гласно данному протоколу осуществляется низковольтный перенос номинальны х напряжений логического “0” ( max ) и логической “1” ( min ) с заданной разностью относительно номинала. Например н минальное управляющее напряжение +20 В, тогда логический “0”может быть равен +20,2 В, а логическая “1” +19,8 В. Использование низковольтных сиг лов в канале уменьшает потребление энергии и электромагнитные наво ки. Блок команд Блок команд предназначен для выработки команд на запуск двигателя ракеты и газоген ратора системы разворота (склонения) ракеты. Он состоит из двух основных частей: ус ройства формирования временных з адержек и алгоритмического устройства. Через 0, 31 с после поворота рычага см. рис. ) устройство формирования временных задержек формирует команду на запуск газогенерат ора системы разворота и через 1 с после пов рота указанного рычага команду на за пуск двигателя ракеты. Алгоритмическое устройство фо мирует команду на запуск двигателя при достижении ракетой, в процессе разворота, углов по ку су или тангажу, равных или больших Сигналы текущих углов тангажа и курса поступают в блок команд с автопилота. Для обеспечения заданного уровня надежности в приборе применено двукратное резерв и- рование каналов алгоритмического устройства и четырехкратное резервирование каналов в ройстве формирования временных задержек. Запитывается блок команд напряжением В от источника, входящего в состав авт пилота. Автопилот Автопилот в составе аппаратуры управления полетом ракеты осуществляет: управление полетом ракеты по траектории в соответствии с поступающими на него бортовой радиоаппаратуры управления к мандами К1 и К2; разворот ракеты по тангажу и курсу в заданном направлении после вертикальн го старта; стабилизацию движения ракеты относительно ее трех взаимно перпендикулярных осей. В состав автопилота входят б лок управления и четыре рулевые машины, которые обесп чивают необходимое преобразование и выполнение команд управления К1 и К2, а также устойч и- вость ракеты относительно центра масс при ее движении. Блок управления представляет собой единый узел, в которо м скомпонованы чувствител ные элементы (два датчика линейных уск рений, три датчика угловых ускорений, три свободных гироскопа) и электронный узел (стабилизатор напряжения, реле времени и две платы с электро и радиоэлементами). Для определения начала отс чета углов, замеряемых на борту ракеты с помощью гиро пических приборов, служи т стартовая система координат (условно неподвижная рис. ). Центр ее находится в центре масс ракеты в момент разарретирования гироскопов автопилота. При этом ось при стар те лежит в плоскости склонения ракеты и направлена в сторону противополо ную направлению на цель. Связанная система координат служит для отсчета углов курса , та гажа и крена относительно стар товой системы координат. Начало связанной системы коо динат также лежит в центре масс ракеты. В момент старта ракеты связанная система координат совпадает со стартовой гироскопической. Связанная развернутая система координат жит для измерения у гловых скоростей вращения ракеты, перегрузок, действующих на ракету, и углов отклонения р лей. Управление ракетой и ее стабилизация отно сительно центра масс осуществляю тся на стке склонения при дозвуковых скоростях полета газодинамическим способом, да лее с п щью двух пар воздушных рулей. Расположение рулей относительно связа ной системы коо динат и условно неподвижной (стартовой) представлено на рис. ждый руль приводится в движение собстве ной рулевой машиной. При работе автопилота следует вы делить следующие режимы работы: до начала склон ния, склонение, управление. До начала склонения (высота 15… 20 м) рулевые машины обнулены, что достигается о ключением входов их усилителей от упра ляющих сигналов. Электрические цепи автопилота запитываются напряжениями +20 В, В и +27 В от земного источника питания одновременно с включением гиромоторов по команде “Подгото ка”. С этого времени запоминающие устройства в режиме “Слежение” отсл живают информацию об углах тангажа и курса, получаемую из аппар атуры стартовой а томатики. По истечении 5 с происходит переход с наземного источника питания на бортовой по п ременному напряжению и, если следует р жим “Ожидание” (максимальное время 60 с), то два гироскопа, работающие в полете на выбеге, запитываютс я от наземного источника н пряжением (36 1) В (1000 Гц. В любое время режима “Ожидание” может быть выд на к оманда “Пуск”, при этом через 0,9 с из аппаратуры стартовой автоматики выдаются команды на разарр тировани е свободных гироскопов и на перевод запомина щего устройства автопилота в режим хранения информации (команда “Память”) о величине команд склон ния в конце процесса запуска ракеты. Через 0, 1 с после подачи команды “Пуск” начинается ста рт ракеты, при кот ором пр исходя т отрыв бортового разъема и переход от наземного источника питания на бортовой по ц пям +20 В, В и +27 Через 0,25 с после отрыва бортового разъема р кеты срабатывает реле времени и происходит разнуление рул вых машин. Тракт склонения см. рис. автопилота на основе информации об углах тангажа и курса, полученной из аппаратуры стартовой автоматики и хранившейся в запомина щем устройстве в режиме “слежения”, формирует управляющий сигнал по заданному алгоритму и подает его на р левые м ашины. Принцип формирования управляющих команд К1 и К2 из условно неподвижной системы координат в команды УН и УН связанной системы координат см. рис. стоит в следующем рис. Управляющие радиокоманды К2 виде двух соста ляющих основного вектора команды поступают на вход автопилота в системе “Х”, т.е. параллельно плоскостям рулей р кеты. Автопилот выполнен по двухканальной схеме, каждой паре рулей соответствует свой рул е- вой тракт. Канал предназначен для уп равления движением ракеты в соотве ствии с командой УН и ее стабилизацией относительно оси , канал для управления движением ракеты в с ответствии командой УН и ее стабилизацией относ тельно оси (см. рис. 13). В момент выхода ракеты из контей нера векторы управляющих команд К1 и К2 параллельны пло костям рулей. При положительной к манде К1 задние кромки рулей канала отклоняются вниз (положительный угол ) и ракета летит влево вверх. При положительной команде К2 задние кром ки рулей канала отклоняются вниз (п ложительный угол ) и ракета летит вправо вверх. Таким образом, вектор отклонения рулей соответствует вектору управляющей к манды 2 1 Для отработки радиокоманды управления в связанной системе координат и совмещения плоскости отработки с плоскостью радиокоманды с бортовой радиоаппаратуры команда К1 (К2) подается на потенциометр свободного гироскопа (см. рис. 26). Последний пер распределяет принятые команды упра вления между плоскостями пар рулей. Команда со свободного гироскопа суммируется с сигналом контура стабилизации и поступает на рулевой привод, отклоняющий р ли на угол 1 Рис. 23. Условно неподвижная и связанная системы коорд нат Центр масс Отклонение рулей приводит к изменению угла атаки (скольжения) р акеты и поперечной перегрузки, под действ ем которой ракета перемещается в поперечном направлении, изменяя свои угловые координаты. Измененные угловые координаты ракеты и цели поступают на координа ные блоки ракеты и цели, таким образом контур управления оказывается замкнутым. Команда, сформированная в каждом из трактов управления, раскладывается на одну пару рулей, обеспечивая поворот ракеты в плоскостях тангажа и курса. В полете информация о тек щих углах пов рота ракеты по тангажу и курсу поступает в т е же тракты склонения с датчиков углов св бодных гироскопов. Через 1,5… с после начала склонения по команде “Управление” с БРУ происходит пер ключение автопилота из режима склонения в режим управления. При этом команда “Управление” блокируется, отключает тракт склонения и подключает к рулевым машинам тракт управления. В режиме управления автопилот отрабатывает по заданному алгоритму команды К1 и К2, поступающие с БРУ . При этом организов но ограничение сигналов на рулевые машины на уровне отклонения ру лей. Переключение уровня ограничения осуществл ется по команде “КПО” (“Переключение ограничения угла отклонения руля”) с сигнализатора спада давления в газоген раторе системы склонения (или по ко манде “Управление ” с БРУ На конечной части участка управлен ия, при падении скорости ракеты до 400… 600 м/с по команде “КП”, передаваемой со станции наведения ракет через БРУ , происходит переключение эффициентов усиления автопилота. На протяжении всего времени склонения и управления автопилот обеспечивает стабилиз цию ракеты относительно трех взаимно перпендикулярных связанных осей. Стабилизация ос вляется по информации, поступающей с трех датчиков угловых ускорений, оси чувствительн сти которых расположены вдоль соответствующих связанных осей рак ты. Свободный гироскоп Свободный гироскоп УПТ УПТ ДУУ ДУУ Контур обнуления Контур обнуления ㄬ㌀ ㈬㐀 Рис. 24. Структурная схема автопилота (управление по т ангажу и рысканию): РМ рулевая машина, ОС обратная связь (потенциометр обратной связи РМ), ГР газовый распределитель (струйное реле), ДУУ датчик угловых ускорений, ДУ датчик угла, ПР привод рул вой В течение всего времени ракета стабилизируется по углу крена. Стабилизация осуществл я- ется каналом крена автопилота (каналом ) по информации с датчика угла крена свободного гир скопа. Сигнал, сформированный в канале крена, раскладывается на все четыре рул вые машин ы, парируя движения ракеты относительно продольной оси (рис. Стабилизация ракеты относительно центра масс (относительно поперечных осей и сводится к введению с помощью автопилота дополнительного искусственного демпфирования ракеты. Это необх одимо для обеспечения требования по качеству переходных процессов при о работке команд управления, т.е. для ограничения перерегулирования по углам атаки и скольж ния. Хотя ракета и является статически устойчивой, собственного демпф рования ее недостаточно и переходные процессы при отработке команд управления имели бы недопустимые колебател ь- ность и перерегулирование по упомянутым углам. Для искусственного увеличения демпфиров ния ракеты в автопилоте предусмотрена отрицательная обратная связь по угловой скоро сти рак ты. Введение этой обратной связи образует замкнутый контур ст билизации. Ввиду того, что при управляемом полете ракеты в контуре управления всегда имеется д и- намическая ошибка (отставание ракеты от кинематической траектории), в контур вводится сигн ал ее компенсации для всех методов наведения. Схема компенсации дин мической ошибки не входит в замкнутый контур управления. Она формирует дополнительную команду, которая изменяет кр и- визну траектории полета ракеты в сторону уменьшения линейных отклонений о тносительно кин матической траектории. Чувствительные элементы автопилота свободные гироскопы, датчики угловых ускор ний (ДУУ) и датчики линейных ускорений. Свободные гироскопы фактически выполняют функции счетно решающего устройство а топилота. Они пре дназначены для преобразования управляющих радиокоманд из условно неподвижной системы координат в управляющие команды (напряжения) связанной системы коо динат. Используется свойство свободного гироскопа сохранять неизменным положение оси р тора в простр анстве. Напряжения, снимаемые со щеток функциональных потенциометров св Рис. 25. Структурная схема канала стабилизации крена автопилота (см. рис. 24) MIL бодных гироскопов, распределяются между каналами так, что на вход усил теля постоянного тока (УПТ) канала подается управляющее напряжение УН , а на вход канала соответственно пряжение УН . Таким образом, УПТ суммируют сигналы ДУУ и свободных гироскопов, сра вают результирующий сигнал управления с сигналом потенциометра обратной связи рулевой шины и вырабатывают сигнал ошибки для прив дения в действие распределителя газа по кан лам питания РМ. Рулевой привод образует с УПТ два зам кнутых контура следящих систем: собственно ко тур привода и контур системы обнуления. Контур привода предназначен для перемещ ния рулей ракеты в соответствии с рез ультирующим сигналом управления, нтур системы обнуления для компенс ции нулевых погрешностей усилителя и струйного реле газораспределительного устройс ва. Конструкция и кинематическая схема свободного гироскопа приведены на рис. и лектрическая схема автопилота на рис. Осн овными узлам и свободного гироскопа являются гироузел , внешняя рам , мех низм арретира и потенциометрические датчики . В гироузле применен гиромотор, пре ставляющий собой асинхронный трехфазный электродвигатель. Питание гиромотора осуществл я- тся переменным напряжением 1000 Гц, которое подводится через коллекторное кольцо на оси внешней рамки (рис. ) и на оси внутренней рамки Число оборотов гиром тора не менее 51000 об/мин. Максимальный угол повор ота внутренней рамки , смонтированной на внешней рамке, от упора до упора 80 º. Время гото ности (с форсажем) не более 10 с. Для обеспечения исходного взаимного положения р мок гироскопа до момента старта ракеты предусмотрен механизм арр етирования, устройство которого ясно из рисунка. Гироскоп заарет рован при обесточивании электр магнита Рис. 26. Конструкция свободного гироскопа: ролик; катушка электромагнита; кулачок; подвижный якорь; серьга; рычаг; пружина; коллекторное кольцо на оси внутре ней рамки; подшипник; коллекторное кольцо на оси вне ней рамки; потенциометр; контактная щетка; корпус; внешняя рамка; внутренняя рамка; профил рующий кулачок на оси внутренней ра ки; толкатель; пружина; ловитель Рис. . Кинематическая схема свободного гир скопа Рис. 2 . Электрическая схема свободного гироскопа Датчики углового ускорения (скоростные гироскопы, рис. ) предназначены для измер ния угловых ускорений ракеты относительно связанной системы координат и в работки сигналов в виде напряжения постоянного тока. Эти напряжения соответствуют значениям с ставляющей углового уско рения от носительно каждой оси. Чувствительным элементом датчика является двухстепенной гироскоп. При повороте ракеты относительно оси чувствительности датчика возникает прецессионное движение гироузла со скоростью, пропорциональной угловому ускор нию ракеты. Датчик линейных ускорений автопилота предназначен для измерения линейных ускор ний и выработки сигнала в виде напряжения постоянного тока, величина котор ого пропорци нальна линейному ускорению, действующему в направлении измерительной оси. Принцип де вия датчика основан на свойстве физического маятника устанавливаться по направлению р зул тирующих сил, действующих на него в направлении измерительной оси. Датчик представляет бой конструкцию, объединяющую электромехан ческую и электронную части прибора в одном корпусе. Электромеханическая часть представляет собой маятник из двух цилиндрических груз ков разной массы на коромысле. Угол отклонения маятн ка ограничен упорами Усилитель постоянного тока предназначен для формирования управляющего си нала и иления его мощности. На вход усилителей каналов подаются сигналы управл ния в виде напряжений постоянного тока, снимаемых со щеток функциональных потенциоме ров свободных гироскопов. На входе УПТ сигнал управления суммируется с сигналом стабилизац ии, вырабат ваемым датчиком углового ускорения, и результиру щий управляющий сигнал сравнивается с сигналом обратной связи рулевого привода. Полученный сигнал усиливается по мощности и под ется в обмотки газораспред лителя. Общий вид блока управления предс тавлен на рис. 30 и 14. Рис. 29 . Скоростной гироскоп (датчик углового ускорения): гироскоп, кату ка, ротор, магнит, магнитопровод, поводковая передача Вопросы для самоконтроля по разделу 4 Что должна делать бортовая радиоаппаратура управления? Какие функции выполняет бортовая аппаратура радиоуправления (БРУ)? Какие команды передает станция передачи команд (СПК)? Какие зада чи решает бортовая радиоаппаратура управления, выполняя команды СПК? Перечислите основные блоки бортовой аппаратуры. Почему для работы БРУ используются напряжения электропитания? В чем смысл использования уровней логическая “1” или логический “0”? Как функ ционирует БРУ в режиме Подготовка» по цепи Запись»? Какие функционирует БРУ в режиме “Ожидание”? Какие функционирует БРУ в режиме “Пуск”? Какие функции выполняет станция визирования ракеты (СВР)? Назначение и режимы работы ответчика бортовой радиоаппарат уры. Каким образом в БРУ определяется одна из двух приемных антенн в полете? Что значит синхронный и асинхронный режим работы элементов БРУ? Когда выдается команда Управление»? Какие сигналы выдает БРУ во время полета? Как работает БРУ в случае нарушения радиолинии? Смысл использования логических 0» и 1». Когда выдается команда на самоликвидацию ракеты? Назначение блока команд. Как формируются команды? Какие функции выполняет автопилот? Что входит в состав автопилота? Почему в составе автопилота два датч ика линейных ускорений, три датчика угловых уск рений и три свободных гироскопа? Каким образом предотвращается потеря динамической устойчивости ракеты после в хода из ТПК на вертикальном участке полета? Когда происходит разнуление рулевых машин? Какова ори ентация аэродинамических плоскостей (рулей и крыльев) ракеты в пол те? Как формируются команды управления на участке склонения? Рис. . Аппаратурный моноблок: блок задержки, электромашинный пр образователь, блок команд, приемник радиовзрывателя, бортовая радиоаппаратура управления, автоп лот, батарея стрингер Как реализуются команды управления на участке склонения? Каким образом производится снятие ограничения на угол поворота рулей на начальной ч ти участка склонения? Функции автопилота в режиме управления. В какой системе координат формируются команды управления ракетой? В какой системе координат реализуются команды управления ракетой? Как осуществляется стабилизация ракеты по крену Что такое динамическая траектория? Что такое кинематическая траектория? В чем сущность наведения ракеты на цель? Что такое динамическая ошибка? Назначение свободных гироскопов. Устройство свободного гироскопа. Почему максимальный уго поворота внутренней рамки гироскопа ограничен? Назначение датчика углового ускорения. Принцип работы датчика углового ускорения. Назначение и устройство датчика л инейных ускорений в автопилоте. 5. БОЕВОЕ СНАРЯЖЕНИЕ 5.1. Радиовзрыватель Радиовзрыватель (РВ) 9Э337 является составной частью бортовой аппаратуры упра ления ракеты и представляет собой радиолокационное устройство, предназначенное для формирования и выдачи команд на ПИМ импульса подрыва БЧ в точке, обеспеч вающей максимальное накрытие цели поражающими элементами (осколками) БЧ. Радиовзрыватель является малогабаритным неконтактным радиолокационным активным импульсным взрывателем и работает в следующих боевых режимах: НЛЦ (низколет щая цель), НВЦ (надводная цель), ПП (пассивная помеха) и штатном Функциональная схем а РВ приведена на рис. его состав входят антенная с и- тема, передающее и приемное устро ства. Антенная система РВ состоит из передающей диск конусной антенны, установле ной под носовым обтекателем, и двух приемных щелевых антенн, установленных в нишах корпуса треть го отсека по правому и левому бортам ракеты. Такое расположение антенн выравнивает результ и- рующую диаграмму направленности в плоскости нормальной к оси ракеты и обеспечивает тр емую развязку между пр емным и передающ им трактами. Передатчик РВ состоит из передающей антенны, магнетрона и магнитного модулятора (магнитного генератора импульсов). Последний вырабатывает видеоимпульсы напряжения прям угольно й формы длительностью порядка 0, 1 мкс с частотой повторения 10 к . Эти напряжения являются напряжением питания для магнетрона, генериру ющего высокочастотные радиоимпул ь- сы и направля ющего их в передающую антенну, которая излучает их в простра ство. Помимо зондирующего СВЧ импульса передатчик вырабатывает синхронизирующи е р боту РВ импульсы (СИ). Приемное устройство содержит СВЧ блок с усилителем и детектором, видеоусилитель и блок обработки информации. Блок обработки информации, в зависимости от заданн го режима работы РВ (режим НЛЦ, режим ПП, штатный режим), управляет работой приемного устройства, производя при необходимости автоматическое ограничение дальности р боты РВ и загрубление чувствительности приемного тракта. Благодаря этому осуществляе ся селекция отраженных от цели сигналов на фоне поверхности земли, а такж е при наличии помех. Блок обработки произв дит также подсчет отраженных от цели импульсов. Отраженные от цели высокочастотные р импульсы улавливаются антеннами и и поступают в детекторные секции, конструктивно вмещенные с антеннами см. рис. Передающая тенна Передатчик Магнетрон Приемная антенна Приемная антенна Формирователь строба Линия задержки Счетчик импульсов Каскад задержки Рис. 31. Функциональная схема РВ иемное устройство Режим Видеоусилитель Формирующий каскад Исполнительный каскад 10 кГ Магнитный генератор импул сов Ккаскад совпад ния Полученные на выходе детекторных секций видеоимпульсы усиливаются видеоусилит лем и поступают на вход первого каскада совпадения. На вход второго каскада подаются строб и- рующие импульсы с формирователя строба. Стробирующие импульсы формируются из син зирующих, поступающих с магнитного генератора импульсов через линию задержки. При совп дении во времени стробирующих и видеоимпульсов на каскаде совпадения с него выдается и пульс на запуск фо мирующего каскада, который вырабатывает нормированные по а мплитуде и длительности импульсы, поступающие на счетчик. Стробирование в РВ предусмотрено для осуществления селекции по дальности и обесп чения развязки от земной поверхности. Временная селекция по накоплению информации (отсчет определенного количества от ных импульсов) повышает помехоустойчивость по отношению к случайным выбросам шумов и па сивным помехам. Для обеспечения дополнительной развязки между передающей и приемной антеннами, коррекции области срабатывания РВ на малых промахах и повышения поме хоусто й- чивости к пассивным помехам в РВ предусмотрена программная регулировка чувствительности. Для повышения помехоустойчивости к активным помехам в видеоусилителе имеется цепочка з грубления. Для эффективного поражения цели необходимо согласование област и срабатывания РВ с област ью разлета основной массы (80… 90%) осколков БЧ. Областью срабатывания РВ явл ется часть пространства, в которой могут оказаться условные центры целей в момент его срабатывания. Согласование области срабатывания РВ с областью разле та осколков осуществляется путем з держки импульса подрыва БЧ в зависимости от относительной скорости между р кетой и целью. Информация об указанной скорости вводится в РВ командами КОС. Перед стартом ракеты с аппаратуры стартовой автоматики на РВ выдаютс я команды, уст на ливающие один из режимов его работы. Во время управляемого полета наземная станция управления определяет и передает на р кету команды относительной скорости ракеты и цели (КОС), которые поступают в РВ, и устана ливает определенную величи ну задержки между моментом срабатывания РВ и по рывом БЧ. При подлете ракеты к цели на заданное расстояние по команде управления взведением РВ (КУВ), поступающей с бортовой радиоаппаратуры управления, включается передатчик РВ. Зонд и- рующие импульсы передат чика РВ облучают цель. По радиокоманде взведения (КВ), следующей после команды КУВ, включается блок обр ботки информации, который с учетом режима работы РВ анализирует отраженные от цели импул ь- сы и при накоплении определенного их количеств выдает импуль с срабатыв ния. Предохранительно исполнительный механизм Предохранительно исполнительный механизм (ПИМ) 9Э134 предназначен: для обеспечения надежного предохранения от случайного взрыва боевой части снар я- женной ракеты на всех этапах хранения, тран ортировки и эксплуатации; для предохранения подрыва боевой части при пуске и в полете до получения коман КУВ и КВ; для выдачи детонационного импульса на подрыв боевой части ракеты по команде от р диовзрывателя или с БРУ для самоликвидации ракеты в полете при несрабатывании радиовзрывателя по цели. Срабатывание ПИМ возможно только после снятия в процессе полета ракеты ст пеней предохранения и его взведения. ПИМ имеет три ступени предохранения, для снятия которых требуется наличие следу щих факторов: запуск и выход на режим бортового химического источника тока, от которого запитыв ется ПИМ; запуск двигателя наличие давления в его камере сгорания, от которого с помощью си нализатора давления замыкаются контакты в цепи взведения ПИМ; осевая пер егрузка в процессе полета ракеты (непосредственно после старта) не менее с временем действия не менее 1 с. З а счет действия инерционной силы снимается стопорение подвижных частей ПИМ на линии огневой цепи и замыкаются дополнител ные контакты в цепи взв едения. В процессе пускового цикла производится запуск ХИТ ракеты и с выходом его на ре жим становится возможной выдача напряжения в цепь взведения ПИМ. Этим снимается первая ст пень предохранения ПИМ (эта цепь дополнительно разомкнута сигнализатором давле ния в двиг теле и инерционным замыкателем ПИМ). В процессе катапультирования ракеты ПИМ находится в исходном состоянии, так как цепь выдачи напряжения на ПИМ разомкнута сигнализатором давл ния в двигателе. При запуске двигателя и нарастании давления в каме ре сгорания срабатывает си нализатор давления, замыкая контакты выдачи напряжения с ХИТ в цепь взведения ПИМ. Сним ется вторая ступень его предохранения. Под действием осевого ускорения при работающем двигателе в течение не менее 1 с инерц онный замыкатель замыкает цепь взведения ПИМ. Снимается третья ступень предохранения, прои ходит окончательное взведение ПИМ. Если осевое ускорение длится менее 1 с, снятие третьей ступ ни предохранения и окончательное взведение взрывателя не прои ходят. Срабатывание ПИМ и как следствие подрыв боевой части происходит в двух сл чаях: вблизи цели по сигнал у Срабатывание» для поражения цели; в случае промаха (неполучение сигнала от РВ) по электрическому сигналу Ли видация» от БРУ для ликвидации ракеты. Боевая часть Осколочно фугасная боевая часть в составе боевого снаряжения ракеты обеспечивает п ражение средств воздушного нападения противника осколочными поражающими элеме тами, а вблизи цели также и фугасным воздействием. Боевая часть ( рис состоит из корп уса, осколочной оболочки, заряда взрывчатого вещ ва (ВВ) и дополнительного детонатора. Корпус представляет собой сварную конструкцию, сост щую из тонкостенной наружной оболочки и двух фланцев . По оси боевой части, внутри ряда ВВ, корпус имеет полость, образованную внутренней оболочкой ступенчато цилиндрической формы. Со стороны большого диаметра в полость устанавливаются ПИМ и допо нительный детон тор (шашка , гайка , крышка ), который на резьбе ввинч вается во фланец Осколочная оболоч ка размещена на оболочке корпуса БЧ между фланцами . Она с стоит из поражающих элементов , изготовленных из сплава высокой плотности. Электрокоммун и- кации от разъема ПИМ выводятся через полость “ ” за пределы боевой ча Рис. 32. Боевая часть: поражающие эл ементы; заряд ВВ; оболочка; шашка; фланец; крышка; гайка; ПИМ; винт При подаче инициирующе го импул са от ПИМ на дополнительный детонатор срабатывает шашка и вызывает детонацию разрывного заряда . Образующаяся ударная волна и проду ты детонации разрывают тонкостенную оболочку корпуса и обеспеч вают метание поражающих элементов. В поперечной плоскости образуется круговое осколочное поле с заданными характ ристиками, поража щее цель. Угол разлета поражающих элементов в продольной плоскости зависит от формы (кривизны) оболочки корпуса боевой части, определяющей форму заряда ВВ и осколочной оболочки. Велич и- на этого угла выбрана из условия накрытия цели потоком поражающих элементов в различных ловия встречи ракеты с целью, с учетом также углов сраб тывания РВ. Кинематическая схема накрытия цели областью поражения БЧ представлена на рис. пределение начальных скоростей осколков по углу разлета (в статических у ловиях) на рис. Рис. 33. Кинематическая схема накрытия цели областью поражения БЧ: ния срабатыв ния радиовзрывателя; продольн ая ось ракеты; α разл угол разлета осколков; скорость ракеты, цели и относительная ск рость Рис. 34. Распределение начальных скоростей осколков по углу разлета (в статических услов ях): передний торец; направлени е разлета основной массы осколков; задний т рец Эффективность ракеты, определяемая поражающим действием боевой части и рассеиван и- ем точки ее подрыва относительно цели, должна быть высокой не только при воздействии по сл бо защищенным целям, таким как самолеты и вертолеты, но и при возде ствии на высокоточное оружие, обладающее зачастую высокой прочностью. Характерный вид зон поражения различных целей пре ставлен на рис. Вопросы для самоконтроля по разделу 5 Какие функции возложены на радиовзрыватель? Когда и по какой команде радиовзрыватель начинает облучать цель? Как формируется команда подрыва боевой части? Перечислите конструктивные решения, обеспечивающие накрытие цели потоком поража щих элементов в различных условия встречи ракеты с целью. В каких режимах работает радиовзрыватель? Порядок работы радиовзрывателя. Составные части радиовзрывателя и их назначение. Из каких основных элементов состоит передатчик РВ? Для чего необходим маг нетрон и как он работает? Составные части приемника радиовзрывателя и их назначение. Какие функции выполняет блок обработки информации приемного устройства радиовзрыв теля? Откуда поступают импульсы на счетчик блока обработки информации приемного устро ств а радиовзрывателя? к Вы понимаете фразу совпадение во времени стробирующих и видеоимпульсов на ка каде совпадения»? Зачем в радиовзрывателе предусмотрена программны регулировка чувствительности иц почка загрубления? За счет чего достигается максимальная эффективность действия боевой части в ра оне цели? Чем определяется область срабатывания радиовзрывателя? Как достигается согласование области срабатывания радиовзрывателя с зоной разлета колков? Каким образом достигается повышение помехоустойчивости Каково назначение предохранительно исполнительного механизма (ПИМ)? Какие функции выполняет ПИМ? Когда и по какой команде ПИМ включае ся в работу? max max Рис. 35. Зона поражения различных ц лей Перечислите условия, при которых в ПИМе снимаются ступени предохранения. Как м образом снимается перва я ступень предохранения в ПИМе? Как снимается вторая ступень предохранения в ПИМе? Как снимается третья ступень предохранения в ПИМе? В каких случаях срабатывает ПИМ? Назовите условия, необходимые и достаточные для поражения цели. Перечислите конструктивн ые решения, обеспечивающие накрытие цели потоком поража щих элементов в различных условия встречи ракеты с целью. Как построить зону поражения какой либо цели? 6. Двигатель ракеты Двигатель ракеты рис. представляет собой двухрежимный однокамерный ра кетный двигатель твердого т плива (РДТТ), который состоит из: орпуса включающего в себя цилиндрическую часть , переднее днище , заднее днище и сопловой блок с вкладышем и з глушкой заряда твердого топлива одноканальной шашки сме севого топлива, имеющей щел вые пропилы со стороны сопла двигателя. Наличие восьми щелей позволяет существенно увел чить поверхность горения топлива и обеспечить стартовый режим работы двигателя. На маршевом режиме после выгорания заряда в зоне щелей горен ие осущест ляется только по поверхностям одноканальной шашки; воспламенителя с двумя пиропатронами для его зажигания и сигнализатором давления в камере сгор ания. Все элементы расположены на переднем днище корпуса двигателя. Сигнал и- затор используется в системе предохранения боевого снаряжения для выдачи команды на взвед ние радиовзрывателя. Второй пиропатрон служит для дублирования запуска двигателя. Дубл ющий пиропатрон срабат ывает через одну секунду после запуска двигателя, обеспечивая заж ние воспламенителя в случае несрабатывания первого пироп трона. Переднее и заднее днища (эллиптической формы) корпуса изготавливается из высокопро ной стали типа КВН с σ190 кгмм . На наружной цилиндрической части днищ нарезаны спец и- альные упорные р езьбы и проточены буртики, с помощью которых при завинчивании днища це н- трируются относительно переднего шпангоута и утолщения заднего торца цилиндрической части корп Цилиндрическая часть корпуса представляет собой тонкостенный цилиндр , изготовле н- ный из высокопрочной листовой стали, к переднему торцу которого приварен с ловой шпангоут На силовом шпангоуте размещены десять бобышек и нарезана спец альная упорная резьба для завинчивания переднего днища. В бобышках, изготовленных как единое целое со ш пангоутом нарезаны резьбовые отверстия и в них установлены шпильки для соединения с приборным отс ком ракеты. В утолщении цилиндрической части заднего торца также нарезана специальная Рис. 36. Двиг атель ракеты: ^gbs_�i_j_^g__�k�l_iehaZsblghc�qZr_c�� kbeh\hc�riZg]hml�� сигнал затор давления; пиропатроны; воспламенитель; заряд твердого топлива; корпус; теплозащитное покрытие; днище заднее с теплозащитной чашей; пос доч ный поясок; сопловой блок; заглу ка; вкладыш упорная резьба для ввинчивания сопл вого блока, просверлены отверстия для стыковки с отсеком крыльевого блока. К заднему днищу приварены цилиндрический посадочный поясок , на который ус тана ливается подшипник пятого отсека и цилиндрический насадок, в котором нарез на резьба для вворачивания сопла. Герметичность внутрен ней полости корпуса двигателя в процессе хранения и эксплуат ции обеспечивается путем поджатия резиновых прокладок между цилиндрической частью и дн и- щами. Прокладки поджимаются передним днищем и сопловым блоком при сборке. Стык блока воспламенитель пироп атроны герметизируется медной прокла кой. С внутренней стороны на цилиндрический корпус на клеен резиновый мешок, который и рает роль защитно крепящего слоя между корпусом двигателя и зарядом. В п редней и задней частях мешок имеет утолщения в виде чашек, предназначенных для обеспечения требуемого пряженно деформированного состояния заряда при колебаниях темпер туры. Заднее днище имеет снаружи посадочное место под подшипник крыльевого отсека и рез ь- бу для его крепления. На внутренней части нарезана резьба для установки сопла. Сопло состоит из корпуса с цилиндрической резьбовой частью и конической выхо ной. Критическое сечение сопла формируется сопловым вкладышем, вворачиваемы м в ко пус. Графитовый вкладыш вклеивается во внутреннюю полость корпуса со стор оны заднего днища, герметичность стыков при сборке соплового блока обеспечивается резиновыми прокла ками. В центре переднего днища вварен стакан, в котором имеются посадочные места для устано ки пиропатронов, а также внутренняя резьба для установки корпуса воспламенит ля. В сферическую часть переднего днища вварен штуцер д я установки сигнализатора да ления. Воспламенитель представляет собой три цилиндрических стержня твердого топлива и веску крупнозернистого дымного пороха, заключенные в алюминиевые фут ляры и пом щенн в сетчатый корпус. Корпус воспламенителя, закрепленного на переднем днище, части но входит в канал заряда. Пиропатрон ( рис. предназначен для зажигания воспламенителя. Он состоит из корпуса , донышка , навески воспламенительного с остава , навески пиротехнического состава , раз ма для присоединения пирозащитного устройства и электрозапала , выполненного в виде пров лочного мостика. Надежное срабатывание воспламенителя обеспеч вают два пиропатрона. Работа двигателя начинается с момента подачи по цепи электросистемы ракеты команды запуска в виде тока напряжением (+27 В) на проволочный мостик пиропатр нов. Проволочный мостик мгновенно накаляется, вызывая зажигание воспламенительного сост ва пиропатрона, в результате чего воспла меняется и его пиротехнический состав. Образующиеся газы, прорывая д Рис. 37. Пиропатрон: we_dljhaZiZe�� dhjimk�� khklZ\�\hkieZf_gbl_evguc�� состав пиротехнич ский; донышко нышко пиропатрона, воспламеняют основную навеску воспламен теля. Массы образовавшихся газов и их тепловой энергии достаточно, чтобы создать необходимые условия для воспламенения заряда т оплива и его устойчивого горения. Горение заряда происх дит по внутреннему каналу, щелям и торцам. Давление в камере на стартовом режиме не более 1,5 кПа. Тяга двигателя на стартовом р жиме кгс. Время работы двигателя на стартовом режиме 4 ��gZ�fZjr \hf�j_`bf_� с. Общее время работы двигателя Вопросы для самоко нтроля по разделу 6 Дайте характеристику двигателя ракеты. Подсчитайте тягу двигат еля на стартовом и маршевом режимах раб ты. Перечислите основные элементы, из которых состоит двигатель рак ты. Каким образом обеспечивается двухрежимность двигателя? Как и по какой команде запускается двухрежимный РДТТ? Каким образом обеспечивается незав исимость параметров работы двигателя от темпер туры окружающей среды? Нарисуйте кривую изменения давления в камере двигателя во времени. Как герметизируется двигатель? Как осуществляется скрепление заряда с корпусом? Как обеспечивается требуемое напряженн деформированное состояние заряда? Что собой представляет воспламенитель заряда? Как устроен пиропатрон и как он работает? С какой целью наряду с сигнализатором давления в ракете используется сигнализ тор спада давления? 7. СИГНАЛИЗАТОР ДАВЛ ЕНИЯ Сигн ализатор давления (рис. ) является устройством разового действия и обеспечивает подачу постоянного напряжения +27 В в ПИМ для снятия второй ступени пред хранения и в блок команд для подготовки схемы подключения автопилота при достижении давления в ка мере двиг теля не менее 0, 3 кПа ��Kb]gZebaZlhj�^Z\e_gby�khklhbl�ba�klZevgh]h�dhjimkZ� , в котором расположен изолятор с двумя армированными штыревыми контакт ми , и стального поршня Рис. 38. Сигнализатор давления: корпус; кольцо; поршень; донышко; лятор; контакт; штифт На поршне имеются латунное донышко , изолиров анное от поршня, и уплотнительное р зино торопластовое кольцо . В электросистеме ракеты сигнализатор подключается штыревыми контактами с помощью розетки штепсельного разъема электросети. В исходном (крайне левом) положении поршень удерживается стальным ш тифтом , при этом контакты разомкнуты. Под действием на поршень горячих газов, поступающих из камеры двигателя, штифт срезается и поршень перемещается в крайнее правое положение, замыкая латунным донышком конта Вопросы для самоконтроля по ра зделу 7. С какой целью наряду с сигнализатором давления в ракете используется сигнализатор спада давления? Как устроен сигнализатор давления? 8. РУЛЕВОЙ ПРИВОД Привод предназначен для перемещения рулей в соответствии с результирующими сигн лами управле ния и стабилизации, вырабат ваемыми в схеме автопилота. Принцип действия привода можно рассмотреть по электрокинематической схеме, изобр женной на рис. Привод с системой обнуления состоит из двух контуров: собс венно контура привода и контура обнулен ия. Оба контура сформированы на основе общего УПТ и газового ра пределителя (струйного реле). Рис. 3 . Электрическая схема рулевого привода Контур привода каждого из каналов управления автопилота включает УПТ, газовый ра пределитель и силовой цилиндр (рулевую машину) с потенциометром обратной связи. Рулевая машина ( рис. ) с помощью энергии сжатого газа, направляемого в ее полости, осуществляет перемещение исполнител ного органа (рулей). Потенциометр обратной связи (ПОС) вырабатывает сигнал обрат ной связи в виде напряжения, пропорционального перемещению штока рулевой машины (РМ). 8.1. Газовый распределитель Газовый распределитель ( рис. 42) направляет с помощью поворотного устройства в пол ти РМ то количество газа высокого давления, кот орое требуется в соответствии с величиной ус ленного УПТ сигнала. Полярность сигнала определяет направление газа, пост пающего в ту или иную полость. Газовый распределитель предназначен для преобразования рулевым трактом электрич ского сигнала, поступающег о с УПТ, в пропорциональный этому сигналу перепад давл ний газа в полостях силового цилиндра РМ. Газ высоког о давления, подводимый из газогенератора к газовому распределителю пост пает в сопло, а из него в два приемных отверстия, каждое из которых сообщ ается с соответс ющей полостью силового цилиндра РМ (рис. Сопло жестко соединено с якорем электромагнитного поворотного устройства газового распределителя и имеет возможность поворота на угол от нейтрального п ложения. Рис. 41. Электрическая схема силового цилиндра: поршень; шток; токосъемник; поте циометр обратной связи Рис. 40. Рулевая машина: электрожгут; диск; зиновая манжета; уплотнительные кольца; шток; серьга; подшипник; крышка; корпус; гайка; потенциометр обратной св зи; контактная пластина; движок потенциометра ейтральным считается такое положение сопла, когда оно расположено симметрично о носительно приемных отверстий. В этом случае при истечении газа из сопла в полостях силового цилиндра устанавливается равенство ст тических давлений и . Равенство нарушает ся в случае отклонения сопла от нейтрального п ложения. Перераспределение давлений в полостях приводит к п ремещению поршня в силовом цилиндре. Сопловой аппарат газового распределителя выполнен так, что при среднем положении пла его проходное отверстие полностью перекрыто перемычкой приемника, а отверстия прие м- ка полностью перекрыты стенами сопла. Такая конструкция соплового аппарата прибл жает его к распределителям золотникового типа, обесп чивая малый расход газа в нейтральном полож нии сопла и больш ую крутизну характ ристики распределителя по да лению. В газовом распределителе для управл ния поворотом сопла применяется электрома нитное поляризованное поворотное ус ройство ( рис. Оно состоит из двух П образных ма ни топроводов, постоянных магнитов прямоугол ь- ной формы, якоря, с которым жестко связано пло, и управляющей обмотки. Постоянные магниты создают основной поток подмагничивания Ф , который з мыкается по магнитопроводам, проходя через рабочие з зоры и концевые ча ти якоря. Если якорь находит я в среднем полож нии и ток в управляющей обмотке равен нулю (т.е. поток Ф, создаваемый управляющей обмо кой, равен нулю), то напряженность магнитного поля в зазорах по северным и ю ным полюсам одинакова. Вследствие равенства напр яженн стей поля в обоих з азорах электромагнитные с лы, действующие на якорь, взаимно компенс руются. Рис. 㐲⸀ Конструкция газового распределителя: подшипники; ниппель; корпус; фланцы; кронштейн; винт; кронштейн; приемная часть; сопло; якорь; катушка; ма нитопровод; постоянный магнит; шпилька Рис. 43. Электромагнитное поляризованное ус ройство: рабочий зазор; постоянный магнит; нито провод; управляющая обмотка; якорь Если предположить, что под действием внешнего момента якорь отклонится от среднего положения, то изменятся площади сечения зазоров при неизменном знач нии магнитного потока постоя нного магнита. Равенство напряженности полей под северным и южным полюсами нар шится. В результате равенство электромагнитных сил, действу щих на якорь, также нарушится и возникнет момент, стремящийся повернуть якорь в направлении с большей напряженностью (во становить утраченное равнов сие). Таким образом, якорь газового распределителя при равных токах в управляющих обмотках устойчиво сохраняет среднее положение, то есть действие магнитного потока постоянных магн и- тов на якорь аналогично действию центрирующ ей пружины. Величина восстанавливающего м мента “магнитной пружины” про порциональна в некоторых пр делах углу отклонения ротора от нейтрального пол жения. При прохождении тока по управляющей обмотке в якоре газового распредел ителя возн и- кает магнитный поток который проходит по якорю и далее разветвляется на два потока Ф/2, з мыкающиеся через рабочие зазоры и магнитопроводы. Направление упра ляющего магнитного потока зависит от направления тока , то есть полярности управляющего сигнала на входе усил и- теля. агнитный поток Ф, создаваемый управляющей обмоткой, взаимодействует с полем п стоянных магнитов Ф потоки складываются или вычитаются в рабочем зазоре в завис мости от знака тока . Это приводит к неравенству напряженностей поля в рабочих зазорах и появл ению вращающего момента, стремящегося уравнять напряженности поля в обоих зазорах. Якорь будет отклоняться до тех пор, пока напряженности не станут равн ми. В отклоненном положении напряженности равны и на якорь не действует вращающий м мент. Таким образ ом, положение якоря газового распределителя зависит от величины управля щего тока в управляющей обмотке реле. В газовом распределителе конфигурация полюсов магнитов и форма якоря подобраны т ким образом, чтобы угол поворота якоря относительно нейтрального положения был пропорци нален величине тока в управляющей обмотке. Направление поворота якоря соотве ствует знаку тока в управляющей обмотке. Вместе с якорем поворачивается и сопло газового распределителя. При отклоненном якоре перекрытия приемных отверст делаю тся также неодинаковым , вследствие чего струя газа, выт кающая из сопла, создает в полостях силового цилиндра РМ перепад давл ний. Конструкция газового распределителя приведена на рис. Магнитопроводы с уст новленными на них постоянными магни тами приклеены на фланце и зафиксир ваны на нем шпильками Этот узел вместе с якорем и катушками вставляется в корпус . Якорь пов рачивается в подшипниках . Газ в сопло подается через кронштейн , фл нец и ниппель Сопло крепится н а оси якоря при помощи винтов . Выходное отверстие сопла пре ставляет собой щель. Приемная часть , называемая заглушкой, запрессована в кронштейн . Путем сверл ния в кронштейне отверстия заглушки выведены на плоскость “А”, соприкаса щуюся с плоскостью силового цилиндра. Заглушка имеет два щелевидных отверстия с перемычко й между ними. Сечения отверс тий в сопле и приемнике выбраны исходя из з данного расхода газа и скорости отработки привода. Зазор между соплом и заглушкой подбира ется при помощи прокладок так , чтобы предел ное давление в газогенераторе прив да не превышал о максимально Сигнализатор спада давления Сигнализатор спада давления (рис. ) в газогенераторе системы склонения пре назначен для выдачи команды “КПО” (“Переключение ограничения угла отклонения руля”). По этой к манде сигнализатор подает постоянное напряжение +27 В в блок управления автопилота для пер ключения режима его работы на конечном участке траектории, когда давление в камере сгорания падает до , 0 1 , 0 кПа. Пр и этом организуется ограничение си налов на рулевые машины на уровне 15 отклонения рулей. Сигнализатор спада давления состоит из стального корпуса с закрепленной в нем ко н- тактной колодкой с пружинными контактами, стального поршня и пружины . На по ршне з креплен замыкатель с контактным кольцом . Пружинные контакты колодки соединены с пр водами, заканчивающимися штепсельным разъемом для включения сигнализатора в электрос и- тему ракеты. В исходном положении контакты сигнализатора разомкнуты, та к как поршень удерживае ся в среднем положении штифтом , проходящим через отверстие в корпусе и поршне. В момент запуска газогенератора системы склонения давлением газов на поршень штифт срезается и поршень перемещается в крайнее левое положение. С уме ньшением давления поршень под действием усилия пружины перемещается вправо и кол цом замыкает пружинные контакты колодки . Для обеспечения надежности срабатывания контактная колодка имеет две пары тактов. Вопрос ы для самоконтроля по разделу 8 Объясните работу рулевого привода. Объясните устройство газового распределителя. Из каких элементов состоит газодинамический привод рулей? Назначение и устройство газового распределителя газодинамического привода р лей. Зачем в рулевой машине использует ся потенциометр обратной связи? Чем определяются полярность и величина сигнала, управляющего работой газового распред лителя? Какую функцию в газовом распределителе выполняет электромагнитное поляризованное р ле? Объясните принцип работы электромагнитного поляризованного реле. С какой целью наряду с сигнализатором давления в ракете используется сигнализатор сп да давления? Как устроен сигнализатор спада давления? Рис. 44. Сигнализа тор спада давления: разъем; тактная колодка; кольцо; штифт; корпус; пружина; поршень 9. ХИМИЧЕСКИЙ ИСТОЧН ИК ТОКА В качестве химического источника тока источника питания бортово й аппаратуры ракеты используются батареи постоянного тока, которые могут находит ся в одном из следующих с стояний: в нерабочем, при котором импульс тока на нити накаливания электровосплам нителя не подавался, электролит находится в тве дом состоянии; в рабочем, при котором пиронагреватели сработали, электролит распла лен; в разложенном. Батареи приводятся в рабочее состояние подачей на электровоспламенители напряжения В постоянного тока от наземного источника питания длительностью не менее Бат реи, приведенные в рабочее состояние, обеспечивают в течение полета следующие постоянные напр жения: +20 В; В; В; +25 10. ЭЛЕКТРОМАШИННЫЙ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЬ Электромашинный преобразователь тока предназначен для пита ния переменным напряж нием бортовой аппаратуры ракеты. Запуск преобразователя осуществляется от наземного источника постоян ного тока мощн стью не менее 0, 5 кВт в установившемся режиме и до 2, 0 кВт в пусковом режиме, обе печивающего напряжение на контак х бортового разъема ракеты 27… В. Питание преобразователя в полете осуществляется от бо тового химического источника постоянного т ка. Время выхода преобр азователя на режим составляет 1,5 с на холостом ходу при з пуске от наземного источника. В процессе работы преобразователь выдает в бортовую сеть ракеты следующие трехфа ные переменные напряжения: 36 В 1000 Гц; В 1000 Гц. 11. ТРАНСПОРТНО ПУСКОВОЙ КОНТЕЙНЕР Транспортно пусковой контейнер (ТПК) предназначен для хранения, транспортиров ки и пуска ракет (рис. Он состоит из корпуса , разделенного диафрагмами на четыре полости, предназначенные для установки ракет, защитно герметизирующего ус ройства разового действия и двух крышек передней и задней Корпус представляет цельносварную рифл еную ко н- струкцию, выполненную из алюминиевого сплава и подкрепленную тремя шпангоу тами. На п реднем шпангоуте имею тся кронштейн , обе печивающий фиксацию ТПК на ТЗМ при зар яжании боевой машины, и пластина для фиксации ТПК на БМ. Фиксация ТПК от поперечн ых перем щений при заряжении на направляющих БМ обеспеч вается Т образными пазами бугелями на среднем и бугелями на заднем шпангоутах. Герметичность корпуса обеспечивается резиновыми прокладками по всем стыковым соед нениям. На передней крышке корпус а имеются два отверстия, закрываемые пробками. Отверстия предназначены для проверки герметичности полости под передней крышкой в процессе изгото ления ТПК и выравнивания давления в этой полости с окружающей средой перед снятием пере ней крышки. Внутри поло стей ТПК, на верхней стенке к шпангоутам с помощью болтов и стал ных кронштейнов крепятся направляющие балки , на которые устанавливаются ракеты. На нижней поверхности корпуса ТПК имеются четыре люка, которые закрываются крышками с механи мами рассты ковки электроразъемов , обеспечивающими с вязь электрических цепей ракет со стартовой автоматикой и отстыковку электроразъемов ТПК от бортовых электроразъемов ракет при пуске, и пробки , обеспечивающие доступ для переключения литерной ча тоты. Рис. . Транспортно пусковой контейнер: крышка передняя; корпус; крышка разрушающаяся; отверстие; гнездо; шпанго ут передний; пластина; кронштейн; бугель передний; узел подъема; бугель задний; крышка задняя; шпангоут задний; шпангоут сре ний; механизм расстыковки электроразъема; электроразъем; балка направляющая; диафрагма; пробка для продувки; пробка люка переключения литера; крышка механизма расстыковки электрораз ема; шпилька; гайка; шайба; ЗГУРД; прокладка; осушитель (силикагель); кры шка; винт Для п одключения ТПК к стартовой автоматике имеются бортовые электроразъемы , ра положенные на боковых сторонах передн го шпангоута ТПК. Для продувки внутренних полостей ТПК сухим воздухом при изготовлении в за ней крышке и на нижней поверхности ТПК, передн его шпанг оута , имеются продувочные о верстия, закрываемые пробками и груз ка ракеты в ТПК производится с переднего торца ТПК. Ракета подается в ТПК до упора серьги катапультирующего устройства в пазы направляющей ТПК. Фиксация ракеты в ТПК в осев ом направлении производится съемной перемычкой см. рис. ). Поперечная фиксация ракеты осуществляется бугелями см. рис. ), кот рые находятся в пазах кронштейнов на среднем и заднем шпангоутах. Вопросы дл я самоконтроля по разделам 9 Что пре дставляет собой химический источник тока? В каком состоянии могут находиться батареи постоянного тока на различных этапах фун к- ционирования? Назначение электромашинного преобразователя тока. Что входит в состав контура привода канала управления? Как осущест вляется фиксация ракеты в ТПК? 12. ПОСЛЕДОВАТЕЛЬНОС ТЬ РАБОТЫ РАКЕТЫ И Е Е ЭЛЕМЕНТОВ Режим “Подготовка” длит ельность режима может быть 5… 5,5 с рулевые машины обнулены; подача напряжения от наземного источника питания; включение гиромоторов автопило та; работа запоминающих у стройств АП в режиме “слежения” запоминание информации об углах та нгажа и курса, получаемых в АСА выдача на радиоаппаратуру кода адреса; по цепи “Запись” логическая “1” ; по цепи КРАЗ напряжение +20 В; через 1… 5 с: идет форсированный разогрев накала магнетрона; запрещена выдача импульса асинхронного запуска ответчика; обнулены командой “Запись” счетные и выходные схемы блока; в исходном состоянии открыты нижние антенны и закрыты верхние; установлен код адреса , выданный по трем цепям с аппаратуры стартовой автом тики. Режим “Ожидание” тельность режима может быть 5,5… пере ключение питания БРУ 36 в 1000 Г ц с наземного на бортовое; два гироскопа, работающие на выбеге запитываются от наземного источн ика (в случае пр должения ожидания более 5 с). Режим “Пуск” (команда может пройти, начиная с 6,5 до 6,1 в любой м мент): выход ХИТ на номинал; переключение питания БРУ с наземного на бортовое; за время 0,1… по цепи “Запись” снятие напряжения с уровнем логическая “1”; через 0, 9 с выдача с АСА команды на разарретирование свободных гироскопов; перевод запоминающего устройства АП в режим хранения информации (команда “П мять”) о величине команд склонения в конце процесса запуска; на время 1,5… 0 с запрет на перезапись адресного кода; команда с АСА н а подрыв пиропатрона катапульты. тарт ракеты отрыв бортового разъема; поворот рычагов и см. рис. замыкание кнопочных переключателей; запуск ГГ рулевых машин; запус к ГГ сис темы склонения через 0,31 с после поворота рычага по команде устро й- ства временных задержек блока команд; выход ракеты из ТПК; раскрытие рулей; с после отрыва бортового разъема срабатывание реле времени и разнуление рул е- вых машин; формир ование управляющих сигналов по заданному алгоритму для работы рулей (тракт склонения); вертика льный полет ракеты до высоты 10… м. Полет ракеты: склонение ракеты (управляемый по каналам тангажа и курса полет под действием аэр динамических и газодинам ических сил на рулях элеронах); апуск двигателя ракеты через 1 с после поворота рычага по команде устройства вр е- менных задержек блока команд либо ч рез с п осле срабатывания рычага работа свободных гироскопов (определение текущих углов тангажа и курса); команда УПР с БРУ переключение автопилота из режима склонения в режим упра ления (через 1,5… с после начала склонения); блокировка команды УПР, отключение склонения; подключение рулевых машин к тракту управления. Режим управления: снятие напряжения +20 В в цепи КРАЗ; асинхронный режим запуска и работы ответчика; излучение через верхние и нижние антенны; определение СВР положения ракеты по угловым координатам по сигналам БРУ; первый сеанс связи: запросный импульс с СПК; команды К1 и К2; выработка радиоаппаратурой сигнала УПР в виде напряжения постоя ного тока +27 В; перевод автопилота на режим отработки команд управления (К1, К2); текущие сеансы связи: запросный импульс с СПК; по команде КЗАЗ прекращение асинхронного режима запуска ответчика, переход на си н- хронное сопровождение; попарное переключение антенн; двукратное подтверждение наибольшего сигнала в одной из приемных антенн; переключение приема на выбранную пару; передача на ракету сигналов непрерывных и разовых команд; в автопилот КП переключение режимов работы автопилота (переключение коэффиц и- ентов усиления автопилота ,+27 В); в радиовзрыватель КОС1 КОС4 в виде напряжения постоянного тока, соответствующ го уровню логического “0”; ри подлете к цели УВ с бортовой радиоаппаратуры включает передатчик РВ; радиокоманда КВ включает блок обработки информации (+27 В); блок с учетом режима работы РВ выдает импульс срабатывания; формирование задержек командами КОС1 КОС4; подрыв БЧ. В случае промаха еполучение команды от РВ или нарушение радиолинии на время 0 с) бортовая аппаратура радиоуправления соответственно выдает команды Ликвидация “Время”, которые замыкают цепь на самоликвидацию ракеты. Ракета самоликвидир ется Во время полета, по м ере выдачи СПК разовых команд, бортовая радиоаппа ратура упра ления выдает в автопилот “Переключение режима работы автопилота”; в радиовзрыватель четыре команды “Относительная скорость сближения” в виде пряжения постоянного тока, соответствующего уровню логического “0”, а также к манды “Управление взведением радиовзрывателя” и “Взведение радиовзрывателя” в виде напряж ния +27 В случае нарушения радиолинии на время до 100 мс или отсутствия подряд в трех сеансах связи команд К1 и К2 сигнал “Управ ление” не снимается, а уровни команд К1 и К2 запоминаются. При нарушении радиолинии на время более 100 мс сигнал “Управл ние” снимается, а команды устанавливаются на нулевом уровне. При восстановлении радиолинии сигнал “Управление” во станавливается, а уро вни команд соответствуют уровням, передаваемым станцией передачи к манд. В случае на рушения радиолинии на время 1,5… 0 с бортовая аппаратура радиоуправл ния выдает команду “Время”, которая замык ет цепь на самоликвидацию ракеты. Вопросы для самоконтроля Что представляет собой зенитно ракетный модуль 9М334? Перечислите состав комплекса. Что размещается на базе боевой машины 9А331? Дайте характеристику РЛС обнаружения. Почему РЛС обнаружения является РЛС когерентно импульсной. Назначение телевизионно оптич еского визира. С какой целью как осуществляется обзор пространства РЛС обнаружения в верт кальной плоскости? Как осуществляется опознаваниегосударственной принадлежности цели? Дайте характеристику РЛС наведения. Фазированная антенная решётка (ФАР), что эт Почему РЛС наведения является РЛС когерентно импульсной доплеровского типа Перечислите функции, выполняемые станцией наведения. Каковы особенности эксплуатации комплекса и режима работы бортовой аппар туры? Почему вероятность обнаружения зависших в воз духе вертолетов выше вероятностиь обн ружения находящихся на земле вертолеты с вращающимися винт ми? Что о начает понятие “слепая скорость” в радиолокации? Основные особеннос ти зенитно ракетного модуля 9М334. Достоинства и недостатки аэродинамической схем ы ракеты 9М331. Объясните работу катапультирующего устройства. Дайте общую информацию о ТТХ ракеты. Что собой представляет первый отсек ракеты? Что размещается во втором отсеке ракеты? Назначение источников горячего газа, расположенных во втором отсеке рак ты. Как горячий газ попадает в сопло руля? Объясните работу пружинного механизма стопорения рулей. Что расположено в трет ьем отсеке ракеты? Перечислите состав блока аппаратуры Как и когда производится установка литерных частот ракеты? Состав и назначен ие элементов РДТТ. Как удерживаются крылья в сложенном положении и как и когда раскрываю С какой целью крыльевой блок устанавливается на подшипнике? Как осуществляется переключение ракеты на бортовое питание? Порядок работы катапультирующего устройства Назовите последовательность функционирования элементов ракеты при катапультиров нии. Что происходит с ракетой непосредственно после выхода ее из ТПК? Как снаряжается модуль 9М334? Характерные этапы полета ракеты. Как осуществляется разворот ракеты по аз имуту в направлении цели? Перечислите предполетные режимы работы бортового оборудования. Что делается в режиме Ожидание»? Какие операции осуществляются в режиме Подготовка»? Какие операции осуществляются по команде Пуск»? Когда выдается команда на пуск ракеты? Какие операции с ракетой осуществляются в процессе работы катапультирующего устро ства»? Когда выдается команда на разнуление рулевых машин? Как формируется управляющий сигнал на рулевые машины после старта ракеты? Как происходит расстопорение руле Как управляется ракета на участке склонения? Когда и как запускается двигатель ракеты? Почему углы отклонения рулей ограничены в начальной фазе полета ракеты? Когда выдается команда на переключение ограничения углов отклонения р лей? Как определяется п оложение ракеты по угловым координатам? Когда и как передаются на борт ракеты команды СПК? Какие команды передает аппаратура радиоуправления и радиовизирования, распол женная на ракете? В чем суть передачи уровней команд управления (К1, К2) фазоимпульсным мет дом? Чем определяется временной интервал Такт»? Когда подается комнда КУВ? Когда подается комнда КВ? Назначение ПИМ. Как и когда осуществляется самоликвидация ракеты? Перечислите основные участки траектории полета ракеты? Как рули ракеты ориентированы в полете? Как вырабатываются команды на повороты рулей при углах крена В чем суть трехточечного метода наведения? В чем суть метода наведения половинное спрямление»? Достоинства и недостатки методов три точки» и половинного спрямление»? Особенности наведения ракеты при работе по низколетящей цели? Как исключается возможность задевания ракетой земной поверхности и ложного срабат вания радиовзрывателя от отраженных от нее сигналов? Что такое кинематическое звено? Какими обратными связями охвачена ракета как объект регулирования? Что должна делать бортовая радиоаппаратура управления? Какие функции выполняет бортовая аппаратура радиоуправления (БРУ)? Какие команды передает станция передачи команд (СПК)? Какие задачи решает бортовая радиоаппаратура управления, выполняя команды СПК? Перечислите основные блоки бортовой аппаратуры. Почему для работы БРУ используются разные напряжения электропитания? В чем смысл использования уровней логическая “1” или логический “0”? Как функционирует БРУ в режиме Подготовка» по цепи Запись»? Какие функционирует БРУ в режиме “Ожидание”? Какие функционирует БРУ в режиме “Пуск”? Какие функции выполняет станция визирования ракеты (СВР)? Назначение и режимы работы ответчика бортовой радиоап паратуры. Каким образом в БРУ определяется одна из двух приемных антенн в полете? Что значит синхронный и асинхронный режимы работы элементов БРУ? Когда выдается команда Управление»? Какие сигналы выдает БРУ во время полета? Как работает БРУ в случае нару шения радиолинии? Когда выдается команда на самоликвидацию ракеты? Назначение блока команд. Как формируются команды? Какие функции выполняет автопилот? Что входит в состав автопилота? Почему в составе автопилота два датчика линейных ускорений, три датчика угловых ускор ний и три свободных гироскопа? Каким образом предотвращается потеря динамической устойчивости ракеты п сле выхода из ТПК на вертикальном участке полета? Какова ориентация аэродинамических плоскостей (рулей и крыльев) ракеты в полете? Как форм ируются команды управления на участке склонения? Как реализуются команды управления на участке склонения? Каким образом производится снятие ограничения на угол поворота рулей на начал ной части участка склонения? Функции автопилота в режиме управления. какой системе координат формируются команды управления ракетой? Как осуществляется стабилизация ракеты по крену? Что такое динамическая траектория? Что такое кинематическая траектория? В чем сущность наведения ракеты на цель? Что такое динамическая ошибка? Назначение свободных гироскопов. Устройство свободного гироскопа. Почему максимальный уго поворота внутренней рамки гироскопа ограничен? Назначение датчика углового ускорения. Принцип работы датчика углового ускорения. Назначение и устройство датчика л ине йных ускорений в автопилоте. Какие функции возложены на радиовзрыватель? Когда и по какой команде радиовзрыватель начинает облучать цель? Как формируется команда подрыва боевой части? Перечислите конструктивные решения, обеспечивающие накрытие цели потоком ющих элементов в различных условия встречи ракеты с целью. В каких режимах работает радиовзрыватель? Порядок работы радиовзрывателя. Составные части радиовзрывателя и их назначение. Из каких основных элементов состоит передатчик РВ? Для чего необход им магнетрон и как он работает? Составные части приемника радиовзрывателя и их назначение. Какие функции выполняет блок обработки информации приемного устройства радиовзр вателя? Откуда поступают импульсы на счетчик блока обработки информации приемного уст ства радиовзрывателя? Как Вы понимаете фразу совпадении во времени стробирующих и видеоимпульсов на каск де совпадения»? Зачем в радиовзрывателе предусмотрена программны регулировка чувствительности и почка загрубления? 124. За счет чего достигается макси мальная эффективность действия боевой части в районе ц ли? Чем определяется область срабатывания радиовзрывателя? Как достигается согласование области срабатывания радиовзрывателя с зоной разлета колков? Каким образом достигается повышение помехоустойчи вости РВ? Каково назначение предохранительно исполнительного механизма (ПИМ)? Какие функции выполняет ПИМ? Когда и по какой команде ПИМ включае ся в работу? Перечислите условия, при которых в ПИМе снимаются ступени предохранения. Какм образом снимается пер вая ступень предохранения в ПИМе? Как снимается вторая ступень предохранения в ПИМе? Как снимается третья ступень предохранения в ПИМе? В каких случаях срабатывает ПИМ? Назовите условия, необходимые и достаточные для поражения цели. Перечислите конструктив ные решения, обеспечивающие накрытие цели потоком пор ющих элементов в различных условия встречи ракеты с целью. Как построить зону поражения какой либо цели? Дайте характеристику двигателя ракеты. Подсчитайте тягу двигателя на стартовом и маршевом режим ах раб ты. Перечислите основные элементы, из которых состоит двигатель рак ты. Каким образом обеспечивается двухрежимность двигателя? Как и по какой команде запускается двухрежимный РДТТ? Каким образом обеспечивается независимость параметров работы двигате ля от темп ратуры окружающей среды? Нарисуйте кривую изменения давления в камере двигателя во времени. Как герметизируется двигатель? Как осуществляется скрепление заряда с корпусом? Как обеспечивается требуемое напряженно деформированное состояние зар да? Что собой представляет воспламенитель заряда? Как устроен пиропатрон и как он работает? С какой целью наряду с сигнализатором давления в ракете используется сигнализатор сп да давления? Как устроен сигнализатор давления? Объясните работу рулевого привода Объясните устройство газового распределителя. Из каких элементов состоит газодинамический привод рулей? Назначение и устройство газового распределителя газодинамического привода р лей. Зачем в рулевой машине используется потенциометр обратной связи? Чем определяются полярность и величина сигнала, управляющего работой газового распр делителя? Какую функцию в газовом распределителе выполняет электромагнитное поляриз ванное реле? Объясните принцип работы электромагнитного поляризованного реле. Как устроен с игнализатор спада давления? Что представляет собой химический источник тока? В каком состоянии могут находиться батареи постоянного тока на различных этапах фун ционирования? Назначение электромашинного преобразователя тока. Что входит в состав контура при вода канала управления? Как осуществляется фиксация ракеты в ТПК? КОММЕНТАРИИ К ТЕКСТУ И НЕКОТОРЫМ ВОПРОСАМ К вопросам о работе РЛС просы 4 Физической основой радиолокации является рассеяние радиоволн объектами, отличающ и- мися своими элект рическими характеристиками от соответствующих характер стик окружающей среды при их облучении. Причем интенсивность рассеяния или отражения радио волн ( (инте н- сивность вторичного поля) зависит от степени отличия электрических характеристик объекта и сред ы, от формы объекта, от соотношения его размеров и длины во ны, от поляризации РВ. Результирующее вторичное электромагнитное поле состоит из поля отражения, распр страняющегося в сторону облучающего первичного поля, и теневого поля, распростр няющегося за объект (в ту же сторону, что и первичное поле). С помощью приемной антенны и приемного устройства можно принять часть ра сеянного сигнала, преобразовать и усилить его для последующего обнаружения. Таким образом, просте й- шая РЛС может состоять из передатчик а, формирующего и генерирующего радиосигналы, пер дающей антенны, излучающей эти радиосигналы, приемной а тенны, принимающей отраженные сигналы, радиоприемника, усиливающего и преобразующего сигналы и, наконец, выходного ройства, обнаруживающего отраже нные си налы. Как правило, амплитуда (или мощность) принимаемого сигнала мала, а сам сигнал имеет случайный характер. Малая мощность сигнала объясняется большим расстоянием до объекта (цели) и поглощением энергии сигнала при его распространении с одной роны размерами целей с другой . Случайный характер сигнала является следствием флуктуации отраженного си нала за счет случайного перемещения элементов цели сложной формы при отражении РВ, хаот и- ческих изменений амплитуды сигнала при распространении и ряда других факторов. В результате прин маемый сигнал по виду, интенсивности и характеру изменения похож в приемном тракте на мы и помехи. Поэтому первой и основной задачей РЛС является обнаружение полезного радиосигнала, т.е. вынесение решения о прис утствии полезного сигнала в поступающей на вход приемного тра та смеси полезного сигнала с помехами. Эта статистическая задача решается входящим в радиол кационное устройство специальным устройством обнаружителем, в котором стараются испол ь- зовать алгорит м оптимального (наилучшего) обнаружения. Качество процесса обнаружения х рактеризуют вероятностью правильного обнаружения, когда присутствующий во входной реал и- зации сигнал обнаруживается, и вероятностью ложной тревоги, когда за полезный сигнал прин мается помеха, а сам сигнал о сутствует. Большинство параметров принимаемого сигнала априори неизвестны, поэтому при обн ружении приходится осуществлять поиск нужного параметра радиосигнала, отл чающего его от сопутствующих шумов и помех. Классификация радиолок ационных станций 18] &#x/MCI; 8 ;&#x/MCI; 8 ; &#x/MCI; 9 ;&#x/MCI; 9 ;РЛС классифицируют по следующим признакам: происхождению радиосигнала, принимаемого приемником РЛС (активные РЛС (с акти ным и пассивным ответом), полуактивные и пассивные РЛС); используемому диапазону РВ (РЛС декаметрового, метр ового, дециметрового, сантиме рового и миллиметрового диапазонов); виду зондирующего сигнала (РЛС с непрерывным (немодулированным или частотно модулированным) и импульсным (некогерентным, когерентно импульсным с большой и малой скважностью, с внутриимпул ьсной частотной или фазовой модуляцией) излучен ем); числу применяемых каналов излучения и приема сигналов (одноканальные и многок нальные с частотным или пространственным разделением каналов); числу и виду измеряемых координат (одно , двух и трехкоор динатные); способу измерения, отображения и съема координат объекта; месту установки РЛС (наземные, корабельные, самолетные, спутниковые). Принцип действия простейшей радиолокационной с танции Количество одновременно обнаруживаемых и сопровождаемых це лей определяется быс родействием систем получения и обработки информации о них. Устройство радиолок ционной станции базируется на трех компонентах: переда чик антенне приёмник Передатчик (передающее устройство) является источником электромагнитного сигнала высокой мощности. Он может представлять собой мощный импульсный генератор Для и пул ь- сных РЛС сантиметрового диапазона обычно магнетрон или импульсный генератор. Пер чик работает, как правило, в импульсном режиме, формируя повторяющиеся короткие мо ные электрома нитные импульсы. Короткие зондирующие импульсы через антенну излучаются в простра ство. Антенна (радиолок атор) выполняет фокусировку сигнала передатчика и формиров ние диаграммы направленности , а также приём отражённого от цели сигнала и передачу этого сигнала в приёмник. Если передача и приём совмещены в одной антенне, то эти действия выпо няются поочерёдно, а чтобы мощный сигнал, просачивающийся от передающего передатчика в приёмник не ослепил приёмник слабого эха, перед приёмником размещают специальное устро й- ство, закрывающее вход пр ёмника в момент излучения зондирующего сигнала. Приёмник (приёмное устройство) обеспечивает прием, обработку и вы деление информ ции из принятого сигнала. Таким образом, радиолокатор служит для обнаружения целей, освещая их электромагни ной волной и затем принимая отражения (эхо) этой волны от цели. Поскольку скорость электр магни ных волн постоянна скорость света ), становится возможным определить расстояние до цели, основываясь на измер нии различных параметров распростран ения сигнала При наличии на пути распространения радиоволн объекта (цели) часть электромагнитной энергии отражается обратно в сторону РЛС. Отраженный сигнал через антенну поступает в пр емник, усиливается и поступает в выходное устройство для индикации и (или) обработки (обн руж тель, измерители). агнетрон 19] – многорезонаторн ый прибор для генерации электро магнитных кол баний СВЧ, основан ный на взаимодействии электронов, движущихся в магнитном поле по крив линейным тра екториям с возбуждаемым электро магнитным полем. Анод магнетрона масси ный полый цилиндр, во внутренней части которого вырезаны объёмные резонаторы со щелями, вых дящими на внутреннюю поверхность цилиндра (рис. ). По оси цилиндра расположен катод Под действием магнитного поля, направленного вдоль оси цилиндра, траектория электронов, выл ющих с катода, искривляется. Когда в резонаторах во буждаются колебания то около щелей во никает переменное электрическое поле Под воздейс твием СВЧ поля и скрещенных статич ских электрических и магнитных полей в ылетающие с катода электроны образуют сгустки (сп цы», рис. ис. катод; 2,6 выводы; анодный блок; резонаторы; петля связи Электроны в сгустках при взаимодействии с тормозящим СВЧ полем отдают полю потенц и- альную энергию и приближаются к аноду. На анод они попадают, отдав электр магнитному полю почти всю энергию, что обусловливает высокий (до 90%) КПД . Магнетроны способны генерир вать колебания вплоть до миллиметрового диап азона электромагнитных волн и отдавать мощн сти до тысяч ило в импульсном режиме. Магнетрон разрабатывался как мощный генератор электромагнитных колебаний СВЧ диа пазона для использования в сист мах РЛС. Фазированная антенная решётка (ФАР) антенн формируемая групп антенных излучателей , в которых относительные фазы сигналов изменяются ком плексно так, что эффекти ное излучение антенны усиливается в каком то одном, желаемом направлении и подавл ется во всех остальных направлениях. Управление фазами (фазирование) позволяет: формировать необходимую диаграмму направленности (ДН) антенны (например, остр направле ную ДН типа луч изменять на правление луча неподвижной антенны, таким образом осуществляя быстрое (в ряде случаев практически безынерционное) сканирование качание луча; управлять в определённых пределах формой ДН изменять ширину луча, интенсивность (уровни) боковых лепестков и т.п. В итоге РЛС состоит из ФАР, синтезатора синхронизатора, аналогового процессора (пр и- емника), цифрового процессора и устройства отображения информации. Импульсные радары овременные радары сопровождения Импульсный радар [20] передаёт излучающий сиг нал только в течение очень краткого времени, коротким импульсом (обычно приблизительно микросекунда), после чего переходит в режим приёма и слушает эхо, о ражённое от цели, в то время как излучённый импульс распространяется в простра стве. Поскольку импуль с уходит далеко от радара с постоянной скоростью, между временем, прошедшим с момента посылки импульса до момента получения эхо ответа, и расстоянием до ц ли существует прямая зависимость. Следующий импульс можно послать только через некоторое мя, а име нно после того как он придёт обратно (это зависит от дальности обнаружения радара, мощности переда чика, усиления антенны, чувствительности приёмника). Одной из основных проблем импульсных РЛС является избавление от сигнала, отража щегося от неподвижных о бъектов: земной п оверхности, высоких холмов и п. Е к примеру, самолёт находится на фоне высокого холма, отражённый сигнал от этого холма полностью пер кроет сигнал от самолёта. Для наземных РЛС эта проблема проявляется при работе с низколет щими объе ктами . Для бортовых импульсных РЛС она выражается в том, что отражение от зе м- ной поверхности затеняет все объекты, лежащие н же самолёта с радиолокатором. Методы устранения помех используют, так или иначе, эффект Доплера (частота волны, отражённой от приближающегося объекта, увеличивается, от уходящего объе уменьшается). 60 Радар с селекцией движущихся целей (СД Ц) может обнаружи ть цель в помехах сравнивает отражения более чем от двух или больше интервалов повторения и пульса. Любая цель, которая движется относительно радара, производит изменение в параметре сигнала (стадия в последовательном СДЦ), тогда как помехи остаются неизменными. Устранение помех происх дит путём вычитания отражений из двух последовательных интервалов. На практике устранение п мех может быть осуществлено алгори мами в программном обеспечении. Неустранимым недостатком СДЦ, работающих с постоянной ЧПИ, является невозмо ность обнаружения целей со специфическими круговыми скоростями (целей, которые производят изменения фаз точно в 360 ). Скорость, при которой цель становится невидимой для радиолок тора, зависит от рабочей частоты станции и от ЧПИ. Для устранения недостатка современные СДЦ излучают несколько импульсов с различными ЧПИ. ЧПИ подбираются такими образом, чт бы число слепых скоростей было минимал ным. Импульсно доплеровские РЛС , в отличие от РЛС с СДЦ, используют другой, более сло ный способ избавления от помех. Принятый сигнал, содержащий информацию о целях и помехах, передаётся на вход блока фильтров Доплера. Каждый из фильтров пропускает сигнал определё н- ной частоты. На выходе из фильтров вычисляются производные от сигналов. Способ помогает ходить цели с заданными скоростями, может быть реализован аппаратно или программно, не зволяет (без модификаций) определить расстояния до целей. Для определения расстояний до лей можно разделить интервал повторения импульса на отрезки (называемые отрезками дальн сти) и подавать сигнал на вход блока фильтров Доплера в течение данного отрезка дальности. В числить расстояние удаётся только при многократных повторениях импульсов на разных частотах (цель появляется на различных отрезках дал ьн сти при разных ЧПИ). Важное свойство импульсно доплеровских РЛС когерентность сигнала фазовая зав и- симость отправленных и полученных (отражённых) сигналов. Импульсно доплеровские РЛС, в отличие от РЛС с СДЦ, чаще обнаруживают низколет я- щие цели. Коге рентность согласованное протекание во времени и пространстве нескольких колебательных или волновых процессов, проявляющееся при их сложении. Колебания называю ся когерентными, если разность их фаз остаётся постоянной (или зак ном ерно изменяется) времени при сложении колебаний определяет амплитуду суммарного колеб ния Внутриимпульсная модуляция (частотная или фазовая) Модуляцией называется физический процесс управления не сущими колебаниями. Виды модуляции (амплитудная, частотная, фазовая) характеризуются: глубиной амплитудной модуляции максимальным относительным отклонение ампл и- туды от среднего; девиацией частоты максимальным отклонение частоты как при частотной, так и при фазовой модуляции; индексом угловой модуляции максимальным изменение фазы. Для неискаженной передачи сообщения необходимо, чтобы ширина спектра сообщения б ла мала по сравнению с несущей, а для этого необходимо, чтобы относительное изменени е мод лирующей функции было малы за один период несущего колебания. В импульсной модуляции в качестве носителя управляющих сигналов используется посл довательность прямоугольных импульсов. При радиосигналах эта последовательность нан сится на высокочасто тное колебание (двойная модуляция). Амплитудно импульсная модул ция (АИМ) , когда по закону управля го сигнала изменяется прир ние амплитуды импульсов. 61 3) Кодово импульсная модуляция (цифрова я). Каждому уровню сигнала (квантованному) припис вается определенный номер (код) обычно в двоичной системе. Вместо пер дачи величины сигнала моменты от счета функции редается число � \�\b^_�dhf[bgZpbb�madbo�bfimevkh\�\f��khhl\_lk \ xs__�ghf_jm�mjh\gy�kb]gZeZ�\�^Zgguc�f f_gl� ирокое распространение в радиолокации получили сигналы с внутриимпульсной тотной модуляцией. Ч аще всего используется линейное нарастание частоты от начала к его ко Практическая значимость л нейно частотно модули рованных (ЛЧМ) сигналов заключается в возможности с щественного сжатия сигнала при приеме с увеличен ем его амплитуды над уровнем помех. Это достигается устройством задержки с временем з а- держки, уменьшающимся с ростом частоты си нала. При этом на выходе будет происходить сложение низкочасто ных кол баний, относящихся к началу импульса, и более высокочастотных, н блюдаемых в его кон це Временная импульсная модуляция (ВИМ), когда по закону управля щего сигнала происходит смещение импул ь- сов по временной оси (может быть ф зовой (ФИМ) или частотной (ЧИМ)). Модуляция по длительности и пул сов (ДИМ), когда по закону управля щего сигнала меняется дли тельность импул са. Иногда этот вид модуляции назыв ется ротно импульсной мод ляцией ШИМ). 62 К вопросу 15. Слепая скорость радиальная скорость перемещения объекта радиол кационного наблюдения, при которой доплеровский сдвиг частоты отражённого от объекта сигн ла равен или кратен частоте повторения излучаемых РЛС импульсов, что исключает во зможность мерения радиолокационной станцией скорости объекта. Радиолокаторы, как правило, работают на принципе приема отраженной волны. Активные радиолокаторы в пассивном режиме работы фиксируют все предметы, отражающие волны: гроз вые облака и скоплени я птиц. Но это позволяет и лучше знать во душную обстановку. Точнос ть радиолокаторов по дальности не хуже 150 м. Мерой времени в РЛС яв ляется 1 мк . За 1 мк луч РЛС проходит 300 м. = c · = (3 · 10 ) · (10 ) = 3 · 10 = 300 По времени запаздывания отр женного сигнала о ределяется дальность (рис. Д = c · зап / 2 = (3 · 10 ) · 10 / 2 = 150 Рис. . Время запаздывания отраженного сигнала По накоплению временных изменений отраженного сигнала на экране РЛС оператор опр деляет изменение удаления цели от антенны радиолокационной станции. Подобный э фект лежит в основе принципа Доплера, которая используется в режиме работы РЛС СДЦ (СПЦ), то есть селекции движущихся целей (селекция подвижных целей). Данный режим используется для выд ления целей на фоне пассивных помех. Однако у него есть и недостатки. Дальность работы РЛС в СДЦ составл яет 60… 75% от пассива. Существенным недостатком СДЦ является проявление сл пых скоростей». Это скорости полета, при которых летательных аппарат (ЛА) перемещается в пространстве за время посылки. Фазовый сдвиг до леровской частоты будет постоянным, когда ЛА перемещается за время между посылками импульсов, равное прохождению полуволны и кра ное вел чине рис. · λ / 2, где = 1,2 … определит первую, вторую … пятую слепые скорости». Рис. Фазовый сдвиг до леровской частоты В общем случае значение слепые скорости» может быть определено из следующего с отношения = 0,018 · λ , где 0,018 постоянный коэффициент количество импул сов в секунду. Синхронность движения развертки электронного луча на экране РЛС с вращением анте н- ны достигается совпадением механической и электрической частей через сельсин датчики анте ны и сельсин приемники усилителя сигналов преобразующей аппаратуры. Точность механической части лучших РЛС как отечественных, так и зарубежных достигает 0,1º, а разрешающая сп собность по ширине диаграммы направленности излуч ния антенны 0,5º. К вопросу 27. Литерная частота частота приёмника и передатчика, устанавл емая на р те ключом с целью повышения помехозащищенности линий связи. К вопросу 29 Торсион пружина в виде вала, работающего на кручение К вопросу Обратная связь. Положительная и отрицательная обратная связь. юбая система может быть представлена как черный ящик . Концепция обратной связи (рис. 49) предп гает, что изме нение в ыходного сигнала одного черного ящика через некоторую перед точную функцию второго черного ящика передается на ход первого. Как один из вариа тов ре лизации весь одной сигнал первого черного ящика подается (добавляется, вычитае ся, мул ь- типлицирует , делит и т.д.) на его же есь сигнал это тоже всего лишь изменение си нала по отн шению к нулевому уровню выхода. Под отрицательной обратной связью понимают таку ю обратную связь, при которой и менение выходного сигнала передается на вход черного ящика таким образом, чтобы подавить омпенсировать) это изменение. То сть отрицательная обратная связь "держит" выходной пар метр неизме ным. Очень важн ми параметрами о братной связи, даже при правильном выборе передаточной функции являю ся: скорость реакции на изменение выходного си нала (временная задержка) сли этот параметр выбран ерно, то либо система входит в режим автоколебаний (слишком маленькое время реакции), либо регулирование не успевает за процессом (слишком большое время реа ции) чувствительность системы к изменению выхо ного си гнала. сли этот параметр выбран неверно, то л бо система входит в режим автоколебаний (слишком высокая чувствительность), либо регулир вание не успевает за процессом (слишком низкая чувств тель ность); предусмотренная возможность изменения параметров передаточной функции для задач в которых тре буется еще и внешнее регулирование уровня выходного сигнала (управление вых дом) Под положительной обратной связью понимают такую обратную связь, при кот рой изменение выходного сигнала передается на вход черного ящика таким образом, чтобы ус (увеличить) это изменение. То сть положительная обратная связь "разгоняет" изменение в ходного параметра. Из практических общеинженерных применений ПОС следует выделить и пользование выходного сигнала с временной задержкой для возбуждения системы. Огромн ое к личество электротехнических решений (усилители, автоколебательные системы, генераторы си налов) б зируется именно на явлении ПОС. К вопросу 8 синхронный и синхронный режимы работы элементов БРУ При обмене данными между узлами сети используются т ри метода передачи да ных: симплексная (однонаправленная) передача (телевидение, радио); полудуплексная (прием и передача информации осуществляются поочередно); дуплексная (двунаправленная), каждая станция одновременно передает и принимает да н- ные. я передачи данных в сетях наиболее часто применяется последовательная передача. Широко используются следующие методы последовательной передачи: асинхронная и синхро н- ная. При асинхронной передаче каждый символ передается отдельной посылкой (рис. ). Старто вые биты предупреждают приемник о начале передачи. Затем передается символ. Для редел ния достоверности передачи используется бит четности (бит четности = 1, если колич ство единиц в символе нечетно, и 0 в противном случае . Последний бит стопбит» си гнализ рует об оконч нии передачи. Преимущества несложная отработанная система, недорогое (по сравнению с синхро н- ным) интерфейсное оборудование. Рис. Концепция обратной св Недостатки асинхронной передачи: третья часть пропускной способности теряется на п редачу служебных битов (ст арт/стоповых и бита четности); невысокая скорость передачи по сра нению с синхронной; при множественной ошибке с помощью бита четности невозможно опред лить достоверность полученной информации. Асинхронная передача используется в системах, в которых обмен данными происходит время от времени и не требуется высокая скорость передачи данных. Некоторые системы испол ь- зуют бит четности как символьный бит, а контроль информации выполняется на уровне проток лов о мена данными. Рис. . Асинхронная передача данных При использовании синхронного метода данные передаются блоками (рис. . Для си н- хронизации работы приемника и передатчика в начале блока передаются биты си хронизации. Затем передаются данные, код обнаружения ошибки и символ окончания передачи. При синх н- ной передаче данные могут передаваться и как символы, и как поток битов. В качестве кода обн ружения ошибки обычно используется циклический избыто ный код обнаружения ошибок (CRC). Он вычисляется по содержимому поля данных и позволяет однозначно опред ить достоверность при ятой информации. Преимущества синхронного метода передачи информации: высокая эффективность пер дачи данных; высокие скорости передачи данных; надежный встроенный механизм обнаружения бок. Недостатки интерфейсное оборудование бо лее сложное и соответственно более дор гое. Рис. . Синхронная передача данных К вопросу 90. О составе автопилота Два датчика линейных ускорений служат для измерения линейных ускорений и выработки сигнала в виде напряжения постоянного тока, вели чина которого пропорционал на линейному ускорению, действующему в направлении измерител ной оси. Три датчика угловых ускорений служат для измерения угловых ускорений ракеты относ и- тельно связанной системы координат. Три свободных гироскопа служат для опред еления трех углов (курса , тангажа крена ) относительно стартовой системы координат. Библиографический список Афонин еспилотные летательные аппараты .М. Афонин [и др Машиностроение, 1967. 439 Голубев И.С. Конструкция и проектирование летательных аппаратов И.С. Голубев и др.] . М : Машиностроение, 1995. с. Демидов В.П Управление зенитными ракетами В.П Демидов Н.Ш Кутыев : Воениздат, 1989. 336 с. Кар пенко А.В. Российское ракетное оружие 1943 1993: Справочник А.В. Карпенко СПб : ПИКА, 1993. 180 с. Латухин А.Н. Боевые управляемые ракеты А.Н. Латухин . М.: Воениздат, 1978. 159 с. Куркоткин В.И. Самонаведение ракет В.И. Куркоткин В.Г Стрелков . М.: Воениздат, 1963. 90 с. Лебедев А. . Динамика полета беспилотных летательных аппаратов Лебедев Л.С Чернобровкин . М.: Маш ностро ние, 1973. 616 Малыгин А. С. Управление огнем зенитных ракетных комплексов Малыгин . М.: Воениздат, 1978 . 140 Неупокоев Ф.К. Стрельба зенитными ракетами Ф.К Неупокоев . М.: Воениздат, 1978. 294 Одинцов Боевые части зенитных управляемых ракет Одинцов // Техника и вооружение. 2001. № 3. С. 16 Петухов С. Зенитные ракетные комплексы ПВО су хопут ных войск Петухов Шестов Ангельский ника и в жение 1999 № 5 6. С. 80. Толин Средств а борьбы с низколетящими целями Толин Зарубежное военное обозре ние. 1987. № 3. С. 25 Шунков В.Н. Ракетное о ружие В.Н. Шунков Минск: ООО Попурри, 2001. 528 с. 9К331 . Инструкция по эксплуатации. Ч. 1. Общие сведения. Эксплуатация и техническое обслуживание, использ вание ЗИП. 9М334.0000.ОИЭ 9К331 . Изделие 9М334. Техническое описание 9М334.0000.ОТО ЗРК “ОСА Ракета 9М33 . Техническое описание. 1, 2 . 9М33.0000 ТО М, 1973. 88 с. ЗРК “ОСА Ракета 9М33. Техническое описание. Ч 1.9М33.0000 ТО Аль бом иллюстраций, 1973. Лекция ринципы построения радиолокационных станций. mipt.ru/education/chair/military/upload/ 412/f_4rgtyh arph8iq2vov.pdf Физический энциклопедический словарь. М.: Советская энциклопедия. Главный редактор А. М. Прохоров. 1983. Теория сигалов и цепей. WEB версия учебника dee Karelia files electro htm Ельцин С.Н. Устройство и функционирова ние управляемой зенитной ракеты 9М331 Тор М1»: учеб. пос бие/ С.Н. Ельцин Бал т. гос. тех. т. СПб., 2005. 55 с. Г Л А В Л Е Н И Е ведение 1. Общие сведения 1.1. Комплекс 9К331 и его работа 1.2. Зенитно ракетный модуль 9М334 1.3. Ракета 9М331 2. Устройство ракеты 3. Боевая работа ракеты 3.1. Подготовка к пуску и пуск 3.2. Полет ракеты 3.3. Динамика полета ракеты 4. Бортовая радиоаппаратура управления 4.1. Функционирование бортовой радиоаппаратуры управления 4.2. Блок команд 4.3. Автопилот 5. Боевое снаряжение 5.1. Радиовзрыватель 5.2. Предохранительно исполнительный механизм 5.3. Боевая часть 6. Двигатель ракеты 7. Сигнализатор давления 8. Рулевой привод 8.1. Газовый распределитель 8.2. Сигнализатор спада давления 9. Химический источник тока 10. Электромашинный преобразователь 11. Транспортно пусковой контейнер 12. Последовательность работы ракеты и ее эл ементов 13. Вопросы для самоконтроля . Комментарии к тексту и некоторым вопросам. Библиографический список льцин Станислав Николаевич енитн ракет комплекс Тор М1” Редактор Г.М. Звягина Корректор Л.А. Петрова Подписано в печать 12.02. . Формат 60х84/8 . Бумага документная. Печать трафаретная. Усл. печ. л. 7,8 . Тираж 100 экз. Заказ № Балтийский государственный технический университет Типография БГТУ 190005, С. Петербург, 1 я Красноармейская ул., д.1

Приложенные файлы

  • pdf 4506797
    Размер файла: 5 MB Загрузок: 0

Добавить комментарий