Читать онлайн «Техническая подготовка командира взвода ПЗРК 9К38 «Игла»». Страница 16

7. Использование в ПЗРК «Игла» двухканального фотоприёмника обеспечивает в условиях отстрела противником ЛТЦ (с интервалом до 0,3 с и превышением мощности излучения до 6 раз) автоматическую, с помощью схемы переключения, временную селекцию в периоде сканирования только сигналов истинных целей и повышение вероятности их поражения до 0,31 на встречных курсах и до 0,24 вдогон. Селекция может быть отключена нажатием кнопки «СЕЛЕКТОР» на пусковом механизме. Сигнал цели с выхода схемы переключения поступает в обнаружитель цели автомата разарретирования и пуска пускового механизма и через избирательный усилитель, амплитудный детектор, фазовращатель и «дежурит» на входе усилителя коррекции следящей системы координатора.

8. При установке пускового крючка в положении «РР» АРП при заданном превышении сигналом цели сигнала фона разрешает разарретирование (отключает от следящего привода координатора сигнал ошибки арретирования и подключает сигнал ошибки слежения за целью). При этом сигнал ошибки слежения усиливается по мощности в усилителе коррекции и запитывает катушки коррекции. Катушки коррекции, взаимодействуя с полем постоянного магнита ротора гироскопа, создают электромагнитный момент, заставляющий прецессировать координатор в сторону уменьшения ошибки слежения. Таким образом, следящий координатор захватывает и начинает автоматически сопровождать цель, определяя угловую скорость линии визирования (ошибку наведения ракеты). Далее, в течение 0,8 с, АРП поэтапно оценивает параметры сигнала цели и, при положительном результате анализа, включает световую и звуковую сигнализацию, разрешающую пуск. Прерывистая сигнализация свидетельствует о недостаточном качестве сигнала цели и периодическом арретировании координатора для перезахвата цели.

Функционирование бортовой аппаратуры ракеты при пуске и в полёте

1. При наличии постоянной световой и звуковой сигнализации и переводе пускового крючка в положение «РП» (разрешение пуска) АРП сформирует электрическую команду «ПУСК», которая через блок реле пускового механизма поступает:

а) на электровоспламенитель порохового аккумулятора давления (ПАД), вызывая последовательное воспламенение навески пороха, пиротехнической петарды и порохового заряда. Образующиеся пороховые газы очищаются фильтром и подаются на рулевую машину и турбину бортового источника питания (БИП). Вырабатываемое БИП напряжение питания «дежурит» на контактах размыкателя блока взведения;

б) зарядку конденсаторов блока взведения, исключающих перерыв в питании при переходе питания с НИП на БИП;

в) через 0,72 с (время выхода БИП на режим) на электровоспламенитель стартового двигателя, который воспламеняет навеску пороха.

2. При загорании навески пороха воспламеняется основной заряд стартового двигателя и лучевой воспламенитель маршевого двигателя.

Стартовый двигатель создает реактивную тягу, обеспечивающую ускорение ракеты до 120g, скорость вылета из трубы около 30 м/с и скорость вращения около 20 об/с. Отработавший СД улавливается в пусковой трубе.

Лучевой воспламенитель обеспечит воспламенение заряда маршевого двигателя примерно через 0,4 с после вылета из трубы и безопасность стрелка (ракета удалится на 5,5 м).

Маршевый однокамерный двухрежимный двигатель обеспечивает разгон ракеты до крейсерской скорости (до 570 м/с) и поддержание её в полете.

3. С началом движения ракеты по трубе механизм бортразъёма обеспечит отстыковку вилки бортразъёма, а с выходом ракеты из трубы раскрываются рули (а также крылья и дестабилизаторы). При этом замыкаются контакты размыкателя блока взведения, обеспечивая подачу напряжения с БИП:

а) на электровоспламенитель предохранительно-детонирующего устройства (ПДУ), от которого загораются пиропредохранитель ПДУ и пирозапресовка механизма самоликвидации. Под действием осевого ускорения блокирующий стопор оседает (снятие I ступени предохранения), а через 1–1,9 с прогорает пиропредохранитель, разрешающий поворотной втулке с капсюлем-детонатором установиться в боевое положение (снятие II ступени);

б) через контакты поворотной втулки на зарядку конденсаторов С1, С2 боевой цепи — взрыватель готов к срабатыванию;

в) на электровоспламенитель порохового управляющего двигателя, от которого загораются навеска пороха, петарда и пороховой заряд. Пороховые газы через газораспределительную втулку рулевой машины поступают в сопла, обеспечивая на начальном участке полёта дополнительное газодинамическое управление по командам автопилота.

4. Автопилот формирует команды управления полётом:

а) сигнал ошибки наведения ракеты, пропорциональный угловой скорости линии визирования, с выхода усилителя коррекции следящего координатора цели через синхронный фильтр и динамический ограничитель поступает на первый вход сумматора ΣI. Информация о величине и плоскости ошибки наведения содержится, соответственно, в амплитуде и фазе сигнала с частотой сканирования цели;

б) на второй вход сумматора ΣI поступает сигнал со схемы ФСУРа по пеленгу, обеспечивающий ускоренный вывод ракеты на кинематическую траекторию;

в) фазовый детектор, используя в качестве опорного сигнал ГОН, переносит информацию об ошибке наведения с частоты сканирования f2 (100 Гц) на частоту управления рулями f3 (20 Гц). При этом синусоидальный сигнал частоты f3 несёт в себе информацию о том, в какую сторону (фаза сигнала) и насколько (амплитуда сигнала) в любой момент периода управления нужно отклонить вращающиеся рули, чтобы создаваемая ими управляющая сила непрерывно уменьшала ошибку наведения;

г) схема линеаризации обеспечивает сохранение линейной зависимости величины управляющей силы от величины ошибки наведения при релейном режиме работы рулей. Благодаря ей формируется суммарный управляющий сигнал, задающий переброс рулей из одного крайнего положения в другое (±15°) четыре раза за период управления и на разное время;

д) с помощью усилителя-ограничителя и усилителя мощности суммарный управляющий сигнал преобразуется в импульсное двухполярное напряжение управления электромагнитами рулевой машины;

е) для гашения поперечных колебаний корпуса ракеты используется сигнал отрицательной динамической обратной связи с датчика угловых скоростей, подаваемый на усилитель-ограничитель.

5. Под действием напряжений управления полётом, формируемых автопилотом, поочерёдно срабатывают электромагниты золотника рулевой машины, обеспечивая подачу газов ПАД в полости рабочего цилиндра и соответствующее перемещение рулей.

6. Рули создают аэродинамическую управляющую силу, удерживающую ракету на кинематической траектории полёта в учрежденную точку встречи с целью.

7. Для повышения эффективности наведения в ОГС предусмотрены схема ближней зоны и схема смещения, обеспечивающие на конечном участке полёта слежение за энергетическим максимумом излучения цели (соплом) и смещение траектории от сопла в корпус.

8. При попадании ракеты в цель:

а) в момент прохождения взрывателя через металлическую преграду или вдоль неё основной датчик цели ГМД1 выдает импульс тока, от которого последовательно сработают ЭВ3, капсюль-детонатор, детонатор взрывателя, детонатор и разрывной заряд боевой части, а через трубку и взрывной генератор и остатки топлива МД;

б) под действием волн упругих деформаций срабатывает дублирующий датчик ГМД2, электрический импульс которого вызывает срабатывание с задержкой инициирующего заряда и далее подрыв БЧ (если подрыв еще не произошел).

9. При промахе механизм самоликвидации уничтожит ракету.

Пусковая труба 9П39 предназначена для обеспечения прицельного и безопасного пуска ракеты, а также для улавливания стартового двигателя. Представляет собой контейнер специальной формы.

Устройство пусковой трубы обеспечивает выполнение следующих функций:

1) транспортировка, переноска и защита ракеты от механических повреждений и атмосферного воздействия в процессе эксплуатации;

2) стопорение ракеты в походном положении;

3) приведение в действие НИП;

4) подача хладагента в фотоприёмник ОГС;

5) коммутация электрических цепей ракеты при боевом применении и проверках;

6) прицеливание и световая индикация захвата цели;

7) обеспечение раскрутки и заклона ротора гироскопа ОГС;

8) направленный пуск ракеты;

9) улавливание отработавшего стартового двигателя.

Таблица 9

Технические характеристики

Состав пусковой трубы: