Državni komitet Ruske Federacije za visoko obrazovanje

BALTIČKI DRŽAVNI TEHNIČKI UNIVERZITET

_____________________________________________________________

Katedra za radioelektronske uređaje

RADARSKA GLAVA ZA NAVODLJIVANJE

St. Petersburg

2. OPĆE INFORMACIJE O RLGS.

2.1 Svrha

Radarska glava za navođenje postavljena je na raketu zemlja-vazduh kako bi se osiguralo automatsko hvatanje cilja, njegovo automatsko praćenje i izdavanje kontrolnih signala autopilotu (AP) i radio osiguraču (RB) u završnoj fazi leta rakete. .

2.2 Specifikacije

RLGS karakteriziraju sljedeći osnovni podaci o performansama:

1. pretražite područje po smjeru:

Azimut ± 10°

Elevacija ± 9°

2. vrijeme pregleda područja pretraživanja 1,8 - 2,0 sek.

3. vrijeme hvatanja cilja po kutu 1,5 s (ne više)

4. Maksimalni uglovi devijacije područja pretraživanja:

U azimutu ± 50° (ne manje od)

Visina ± 25° (ne manje od)

5. Maksimalni uglovi devijacije ekvisignalne zone:

U azimutu ± 60° (ne manje od)

Visina ± 35° (ne manje od)

6. Domet zahvata cilja tipa aviona IL-28 sa izdavanjem kontrolnih signala do (AP) sa vjerovatnoćom ne manjom od 0,5 -19 km, a sa vjerovatnoćom ne manjom od 0,95 -16 km.

7 zona pretrage u dometu 10 - 25 km

8. opseg radne frekvencije f ± 2,5%

9. prosječna snaga predajnika 68W

10. Trajanje RF impulsa 0,9 ± 0,1 µs

11. Period ponavljanja RF impulsa T ± 5%

12. osjetljivost prijemnih kanala - 98 dB (ne manje)

13.potrošnja energije iz izvora energije:

Od mreže 115 V 400 Hz 3200 W

Mreža 36V 400Hz 500W

Iz mreže 27 600 W

14. težina stanice - 245 kg.

3. PRINCIPI RADA I IZGRADNJE RLGS

3.1 Princip rada radara

RLGS je radarska stanica dometa 3 cm, koja radi u režimu pulsnog zračenja. Najopćenitije gledano, radarska stanica se može podijeliti na dva dijela: - stvarni radarski dio i automatski dio, koji obezbjeđuje praćenje cilja, njegovo automatsko praćenje po kutu i dometu, te izdavanje kontrolnih signala autopilotu i radiju. fitilj.

Radarski dio stanice radi na uobičajen način. Visokofrekventne elektromagnetne oscilacije koje genetron generira u obliku vrlo kratkih impulsa emituju se pomoću visoko usmjerene antene, primaju ih ista antena, pretvaraju i pojačavaju u prijemnom uređaju, prolaze dalje do automatskog dijela stanice - mete. sistem za praćenje ugla i daljinomer.

Automatski deo stanice se sastoji od sledeća tri funkcionalna sistema:

1. sistemi za upravljanje antenom koji obezbeđuju kontrolu antene u svim režimima rada radarske stanice (u režimu "navođenje", u režimu "pretraga" i u režimu "homing", koji se pak deli na "hvatanje" i načini "automatskog praćenja")

2. uređaj za mjerenje udaljenosti

3. kalkulator za kontrolne signale dostavljene autopilotu i radio osiguraču rakete.

Sistem upravljanja antenom u "auto-tracking" modu radi prema tzv. diferencijalnoj metodi, u vezi sa kojom se u stanici koristi posebna antena koja se sastoji od sferoidnog ogledala i 4 emitera postavljena na određenoj udaljenosti ispred ogledalo.

Kada radarska stanica radi na zračenju, formira se jednolobni dijagram zračenja čiji se maksimum poklapa sa osom antenskog sistema. Ovo se postiže zahvaljujući različitim dužinama talasovoda emitera - postoji tvrd fazni pomak između oscilacija različitih emitera.

Prilikom rada na prijemu, obrasci zračenja emitera se pomiču u odnosu na optičku os ogledala i sijeku se na nivou od 0,4.

Povezivanje emitera sa primopredajnikom vrši se kroz talasovodnu stazu, u kojoj se nalaze dva feritna prekidača povezana u seriju:

· Osovinski komutator (FKO), radi na frekvenciji od 125 Hz.

· Prekidač prijemnika (FKP), koji radi na frekvenciji od 62,5 Hz.

Feritni prekidači osi prebacuju talasovodnu putanju na način da su najpre sva 4 emitera povezana na predajnik, formirajući jednokraki dijagram usmerenosti, a zatim na dvokanalni prijemnik, zatim emiteri koji stvaraju dva obrasca usmerenosti smeštena u vertikalna ravan, zatim emiteri koji stvaraju dva uzorka orijentacije u horizontalnoj ravni. Iz izlaza prijemnika signali ulaze u kolo za oduzimanje, gdje se, ovisno o položaju mete u odnosu na smjer ekvisignala formiranog presjekom uzoraka zračenja datog para emitera, generira signal razlike. , čija je amplituda i polaritet određeni položajem mete u prostoru (slika 1.3).

Sinhrono sa feritnim osnim prekidačem u radarskoj stanici radi kolo za ekstrakciju upravljačkog signala antene, uz pomoć kojeg se generira kontrolni signal antene po azimutu i elevaciji.

Komutator prijemnika prebacuje ulaze prijemnih kanala na frekvenciji od 62,5 Hz. Prebacivanje prijemnih kanala povezano je sa potrebom da se usredsrede njihove karakteristike, jer diferencijalna metoda određivanja pravca cilja zahteva potpunu istovetnost parametara oba prijemna kanala. RLGS daljinomjer je sistem sa dva elektronska integratora. Sa izlaza prvog integratora uklanja se napon proporcionalan brzini približavanja cilju, a sa izlaza drugog integratora - napon proporcionalan udaljenosti do cilja. Daljinom hvata najbližu metu u rasponu od 10-25 km s naknadnim automatskim praćenjem do dometa od 300 metara. Na udaljenosti od 500 metara iz daljinomjera se emituje signal koji služi za aktiviranje radio osigurača (RV).

RLGS kalkulator je računarski uređaj i služi za generiranje kontrolnih signala koje RLGS izdaje autopilotu (AP) i RV. U AP se šalje signal koji predstavlja projekciju vektora apsolutne ugaone brzine ciljanog nišanskog snopa na poprečne ose projektila. Ovi signali se koriste za kontrolu smjera i visine projektila. Signal koji predstavlja projekciju vektora brzine približavanja cilja raketi na polarni smjer nišanskog snopa cilja stiže u RV iz kalkulatora.

Posebnosti radarske stanice u odnosu na druge njoj slične stanice po taktičko-tehničkim podacima su:

1. Upotreba dugofokusne antene u radarskoj stanici, koju karakteriše činjenica da se snop formira i odbija u njoj odbijanjem jednog prilično laganog ogledala, čiji je ugao otklona upola manji od ugla skretanja snopa. Osim toga, u takvoj anteni nema rotirajućih visokofrekventnih prijelaza, što pojednostavljuje njen dizajn.

2. upotreba prijemnika sa linearno-logaritamskom amplitudnom karakteristikom, koja omogućava proširenje dinamičkog opsega kanala do 80 dB i na taj način omogućava pronalaženje izvora aktivnih smetnji.

3. izgradnja sistema ugaonog praćenja diferencijalnom metodom koji obezbeđuje visoku otpornost na buku.

4. primjena u stanici originalnog dvopetljnog zatvorenog kola kompenzacije skretanja, koji obezbjeđuje visok stepen kompenzacije oscilacija rakete u odnosu na snop antene.

5. konstruktivna izvedba stanice po tzv. kontejnerskom principu, koju karakteriše niz prednosti u smislu smanjenja ukupne težine, korišćenja dodeljene zapremine, smanjenja interkonekcije, mogućnosti korišćenja centralizovanog sistema hlađenja itd. .

3.2 Odvojeni funkcionalni radarski sistemi

RLGS se može podijeliti na više zasebnih funkcionalnih sistema, od kojih svaki rješava dobro definiran određeni problem (ili nekoliko više ili manje blisko povezanih posebnih problema) i svaki od njih je u određenoj mjeri dizajniran kao posebna tehnološka i strukturna jedinica. U RLGS-u postoje četiri takva funkcionalna sistema:

3.2.1 Radarski dio RLGS-a

Radarski dio RLGS-a sastoji se od:

predajnik.

prijemnik.

visokonaponski ispravljač.

visokofrekventni dio antene.

Radarski dio RLGS-a je namijenjen:

· za generisanje visokofrekventne elektromagnetne energije zadate frekvencije (f ± 2,5%) i snage 60 W, koja se zrači u svemir u obliku kratkih impulsa (0,9 ± 0,1 μs).

· za naknadni prijem reflektovanih signala od cilja, njihovu konverziju u signale srednje frekvencije (Fpch = 30 MHz), pojačanje (preko 2 identična kanala), detekciju i isporuku drugim radarskim sistemima.

3.2.2. Synchronizer

Sinhronizator se sastoji od:

Jedinica za prijem i manipulaciju sinhronizacijom (MPS-2).

· prijemna sklopna jedinica (KP-2).

· Upravljačka jedinica za feritne sklopke (UF-2).

čvor za selekciju i integraciju (SI).

Jedinica za odabir signala greške (CO)

· ultrazvučna linija odlaganja (ULZ).

Svrha ovog dijela RLGS-a je:

generisanje sinhronizacionih impulsa za pokretanje pojedinačnih kola u radarskoj stanici i kontrolnih impulsa za prijemnik, SI jedinicu i daljinomer (MPS-2 jedinica)

Formiranje impulsa za upravljanje feritnim prekidačem osovina, feritnim prekidačem prijemnih kanala i referentnim naponom (UV-2 jedinica)

Integracija i sumiranje primljenih signala, regulacija napona za AGC kontrolu, konverzija ciljnih video impulsa i AGC u radiofrekventne signale (10 MHz) za njihovo kašnjenje u ULZ (SI čvor)

· izolacija signala greške neophodnog za rad sistema za ugaono praćenje (CO čvor).

3.2.3. Daljinomjer

Daljinomjer se sastoji od:

Čvor vremenskog modulatora (EM).

čvor vremenskog diskriminatora (VD)

dva integratora.

STRANA VOJNA RECENZIJA br. 4/2009, str. 64-68

Pukovniče R. SCHERBININ

Trenutno se u vodećim zemljama svijeta izvode istraživanja i razvoja u cilju poboljšanja koordinatora optičkih, optoelektronskih i radarskih glava za navođenje (GOS) i uređaja za korekciju sistema upravljanja avionskih projektila, bombi i kaseta, kao i autonomne municije za raznih klasa i namena.

Koordinator - uređaj za mjerenje položaja projektila u odnosu na cilj. Koordinatori praćenja sa žiroskopskom ili elektronskom stabilizacijom (glave za navođenje) se u opštem slučaju koriste za određivanje ugaone brzine vidne linije sistema "raketa - pokretna meta", kao i ugla između uzdužne ose rakete i liniju vida i niz drugih neophodnih parametara. Fiksni koordinatori (bez pokretnih dijelova) po pravilu su dio korelacijsko-ekstremnih sistema navođenja za stacionarne zemaljske ciljeve ili se koriste kao pomoćni kanali kombinovanih tragača.

U toku istraživanja koja su u toku, sprovodi se potraga za prodornim tehničkim i dizajnerskim rješenjima, razvoj nove elementarne i tehnološke baze, poboljšanje softvera, optimizacija težinskih i veličinskih karakteristika i pokazatelja troškova ugrađene opreme sistema za navođenje. van.

Istovremeno, definisani su glavni pravci poboljšanja koordinatora praćenja: stvaranje tragača za termoviziju koji rade u nekoliko sekcija IC opsega talasnih dužina, uključujući i optičke prijemnike koji ne zahtevaju duboko hlađenje; praktična primjena aktivnih laserskih uređaja za lociranje; uvođenje aktivno-pasivnog radarskog tragača sa ravnom ili konformnom antenom; stvaranje višekanalnih kombinovanih tragača.

U Sjedinjenim Američkim Državama i nizu drugih vodećih zemalja u posljednjih 10 godina, po prvi put u svjetskoj praksi, široko su uvedeni koordinatori za termoviziju WTO sistema navođenja.

Priprema za nalet jurišnog aviona A-10 (u prvom planu URAGM-6SD "Maverick")

Američka raketa vazduh-zemlja AGM-158A (program JASSM)

Obećavajući UR klase "vazduh - zemlja" AGM-169

AT infracrveni tragač, optički prijemnik se sastojao od jednog ili više osjetljivih elemenata, što nije omogućilo dobivanje punopravnog cilja cilja. Termovizijski tragači rade na kvalitativno višem nivou. Oni koriste višeelementni OD, koji je matrica osjetljivih elemenata smještenih u fokalnoj ravni optičkog sistema. Za očitavanje informacija sa takvih prijemnika koristi se poseban optoelektronski uređaj koji određuje koordinate odgovarajućeg dijela ciljnog displeja projektovanog na OP brojem eksponiranog osjetljivog elementa, nakon čega slijedi pojačavanje, modulacija primljenih ulaznih signala i njihovo prenos u računarsku jedinicu. Najrasprostranjeniji čitači sa digitalnom obradom slike i upotrebom optičkih vlakana.

Glavne prednosti termovizijskih tragača su značajno vidno polje u režimu skeniranja, koje iznosi ± 90° (za infracrvene tragače sa četiri do osam elemenata OP, ne više od + 75°) i povećan maksimalni domet hvatanja cilja (5-7 i 10-15 km, respektivno). Osim toga, moguć je rad u nekoliko područja IR dometa, kao i implementacija automatskog prepoznavanja cilja i načina odabira nišanskih tačaka, uključujući i u teškim vremenskim uslovima i noću. Upotreba matričnog OP smanjuje vjerovatnoću istovremenog oštećenja svih osjetljivih elemenata aktivnim protumjernim sistemima.

Koordinator termovizijske mete "Damask"

Uređaji za termoviziju sa nehlađenim prijemnicima:

A - fiksni koordinator za upotrebu u korelacionim sistemima

ispravke; B - koordinator za praćenje; B - kamera za zračno izviđanje

Radarski tragač sa antena sa ravnim faznim nizom

Po prvi put, potpuno automatski (koji ne zahtijeva korektivne komande operatera) termovizijski tragač opremljen je američkim raketama zrak-zemlja srednjeg dometa AGM-65D Maverick i dugog dometa AGM-158A JASSM. Termovizijski ciljni koordinatori se također koriste kao dio UAB-a. Na primjer, GBU-15 UAB koristi poluautomatski sistem za navođenje termičke slike.

Kako bi značajno smanjili cijenu takvih uređaja u interesu njihove masovne upotrebe u sklopu komercijalno dostupnih UAB tipa JDAM, američki stručnjaci razvili su Damask termovizijski ciljni koordinator. Dizajniran je da otkrije, prepozna metu i ispravi završni dio putanje UAB-a. Ovaj uređaj, napravljen bez servo pogona, čvrsto je fiksiran u nosu bombe i koristi standardni izvor napajanja za bombu. Glavni elementi TCC-a su optički sistem, nehlađena matrica osetljivih elemenata i elektronska računarska jedinica koja obezbeđuje formiranje i transformaciju slike.

Koordinator se aktivira nakon što se UAB oslobodi na udaljenosti od oko 2 km do cilja. Automatska analiza dolaznih informacija vrši se u roku od 1-2 s sa brzinom promjene slike ciljnog područja od 30 fps. Za prepoznavanje mete koriste se korelaciono-ekstremalni algoritmi za upoređivanje slike dobijene u infracrvenom opsegu sa slikama datih objekata pretvorenim u digitalni format. Mogu se dobiti tokom preliminarne pripreme misije leta sa izviđačkih satelita ili aviona, kao i direktno pomoću uređaja na brodu.

U prvom slučaju, podaci o određivanju cilja unose se u UAB tokom pripreme prije leta, u drugom slučaju sa avionskih radara ili infracrvenih stanica, informacije iz kojih se unose u taktički indikator situacije u pilotskoj kabini. Nakon detekcije i identifikacije mete, IMS podaci se ispravljaju. Dalja kontrola se vrši u uobičajenom režimu bez korištenja koordinatora. Istovremeno, tačnost bombardovanja (KVO) nije gora od 3 m.

Slične studije s ciljem razvoja relativno jeftinih termovizijskih koordinatora sa nehlađenim OP-ima provode brojne druge vodeće firme.

Planirano je da se takvi OP koriste u GOS-u, sistemima korekcije korelacije i izviđanju iz zraka. Senzorni elementi OP matrice izrađeni su na bazi intermetalnih (kadmijum, živa i telurij) i poluprovodničkih (indijum antimonid) jedinjenja.

Napredni optoelektronski sistemi za navođenje također uključuju aktivni laserski tragač, koji je razvio Lockheed Martin za opremanje obećavajućih projektila i autonomne municije.

Na primjer, u sklopu GOS-a eksperimentalne autonomne zrakoplovne municije LOCAAS korištena je laserska stanica za daljinsko mjerenje, koja omogućava otkrivanje i prepoznavanje ciljeva trodimenzionalnim visoko preciznim snimanjem terena i objekata koji se na njima nalaze. Da bi se dobila trodimenzionalna slika mete bez skeniranja, koristi se princip interferometrije reflektovanog signala. Dizajn LLS-a koristi generator laserskih impulsa (talasna dužina 1,54 μm, brzina ponavljanja impulsa 10 Hz-2 kHz, trajanje 10-20 ns), a kao prijemnik - matrica senzorskih elemenata sa naelektrisanjem. Za razliku od LLS prototipova, koji su imali rastersko skeniranje snopa skeniranja, ova stanica ima veći (do ± 20°) ugao gledanja, manju distorziju slike i značajnu vršnu snagu zračenja. Povezuje se sa opremom za automatsko prepoznavanje ciljeva na osnovu potpisa do 50.000 tipičnih objekata ugrađenih u kompjuter na vozilu.

Tokom leta municije, LLS može tražiti cilj u pojasu zemljine površine širine 750 m duž putanje leta, au režimu prepoznavanja ova zona će se smanjiti na 100 m. Ako se istovremeno otkrije više ciljeva, algoritam za obradu slike će pružiti mogućnost napada na najvažniji od njih.

Prema američkim stručnjacima, opremanje američkog ratnog vazduhoplovstva avijacijskom municijom aktivnim laserskim sistemima koji omogućavaju automatsko otkrivanje i prepoznavanje ciljeva uz njihovo naknadno visokoprecizno angažovanje biće kvalitativno novi korak u oblasti automatizacije i povećaće efikasnost vazdušnih snaga. udari u toku borbenih dejstava u pozorištima operacija.

Radarski tragači savremenih raketa se po pravilu koriste u sistemima za navođenje avionskog naoružanja srednjeg i dugog dometa. Aktivni i poluaktivni tragači se koriste u raketama vazduh-vazduh i protivbrodskim raketama, pasivni tragači - u PRR.

Obećavajuće rakete, uključujući i kombinovane (univerzalne) dizajnirane za uništavanje kopnenih i vazdušnih ciljeva (klase vazduh-vazduh-zemlja), planirano je da budu opremljene radarskim tragačima sa ravnim ili konformnim faznim antenskim nizovima, napravljenim korišćenjem tehnologija vizuelizacije i digitalne obrade. inverznih ciljnih potpisa.

Smatra se da su glavne prednosti GOS-a sa ravnim i konformnim antenskim nizovima u poređenju sa savremenim koordinatorima: efikasnije adaptivno određivanje od prirodnih i organizovanih smetnji; elektronička kontrola snopa uzorka zračenja uz potpuno odbijanje upotrebe pokretnih dijelova uz značajno smanjenje karakteristika težine i veličine i potrošnje energije; efikasnije korišćenje polarimetrijskog moda i Doplerovog suženja snopa; povećanje nosivih frekvencija (do 35 GHz) i rezolucije, otvora blende i vidnog polja; smanjenje uticaja svojstava radarske provodljivosti i toplotne provodljivosti oklopa, što uzrokuje aberaciju i izobličenje signala. U takvom GOS-u moguće je koristiti i načine adaptivnog podešavanja ekvisignalne zone sa automatskom stabilizacijom karakteristika dijagrama zračenja.

Osim toga, jedan od pravaca za poboljšanje koordinatora praćenja je stvaranje višekanalnih aktivno-pasivnih tragača, na primjer, termalno-vizijski-radar ili termalno-vizijski-laser-radar. U njihovom dizajnu, u cilju smanjenja težine, veličine i troškova, sistem za praćenje cilja (sa žiroskopskom ili elektronskom stabilizacijom koordinatora) planirano je da se koristi samo u jednom kanalu. U ostatku GOS-a će se koristiti fiksni emiter i prijemnik energije, a za promjenu ugla gledanja planirano je korištenje alternativnih tehničkih rješenja, na primjer, u termovizijskom kanalu - mikromehaničkom uređaju za fino podešavanje sočiva, au radarskom kanalu - elektronsko skeniranje dijagrama zračenja.

Prototipovi kombinovanog aktivno-pasivnog tragača:

lijevo - radarsko-termički žiro-stabilizirani tragač za

napredne rakete vazduh-zemlja i vazduh-vazduh; desno -

aktivni radarski tragač sa faznom antenskom rešetkom i

pasivni termovizijski kanal

Testovi u aerotunelu koji je razvio SMACM UR, (na slici desno, GOS rakete)

Planirano je da se kombinirani GOS sa poluaktivnim laserskim, termovizijskim i aktivnim radarskim kanalima opremi perspektivnim UR JCM. Strukturno, optoelektronska jedinica GOS prijemnika i radarske antene su napravljeni u jednom sistemu za praćenje, što osigurava njihov odvojen ili zajednički rad tokom procesa navođenja. Ovaj GOS implementira princip kombinovanog navođenja, ovisno o vrsti cilja (termički ili radio kontrast) i uvjetima situacije, u skladu s kojim se automatski odabire optimalni način navođenja u jednom od načina rada GOS-a, a ostalo koriste se paralelno za formiranje kontrastnog prikaza mete prilikom izračunavanja tačaka ciljanja.

Prilikom izrade opreme za navođenje naprednih projektila, Lockheed Martin i Boeing namjeravaju koristiti postojeća tehnološka i tehnička rješenja dobijena u toku rada u okviru programa LOCAAS i JCM. Konkretno, kao dio SMACM i LCMCM UR-a koji se razvijaju, predloženo je korištenje različitih verzija nadograđenog tragača instaliranog na AGM-169 zrak-zemlja UR. Dolazak ovih projektila u službu očekuje se najkasnije 2012. godine.

Oprema sistema za navođenje na brodu, kompletirana ovim GOS-om, mora osigurati obavljanje zadataka kao što su: patroliranje u određenom području u trajanju od sat vremena; izviđanje, otkrivanje i poraz utvrđenih ciljeva. Prema riječima programera, glavne prednosti takvih tragača su: povećana otpornost na buku, osiguravanje velike vjerovatnoće pogađanja cilja, mogućnost korištenja u teškim smetnjama i vremenskim uvjetima, optimizirane karakteristike težine i veličine opreme za navođenje i relativno niska. trošak.

Dakle, istraživanje i razvoj koji se provodi u stranim zemljama s ciljem stvaranja visokoučinkovitog i istovremeno jeftinog zrakoplovnog naoružanja sa značajnim povećanjem izviđačkih i informacionih sposobnosti vazdušnih kompleksa kako borbene tako i potporne avijacije. značajno će povećati performanse borbene upotrebe.

Da biste komentarisali, morate se registrovati na sajtu.

BALTIČKI DRŽAVNI TEHNIČKI UNIVERZITET

_____________________________________________________________

Katedra za radioelektronske uređaje

RADARSKA GLAVA ZA NAVODLJIVANJE

St. Petersburg

2. OPĆE INFORMACIJE O RLGS.

2.1 Svrha

Radarska glava za navođenje postavljena je na raketu zemlja-vazduh kako bi se osiguralo automatsko hvatanje cilja, njegovo automatsko praćenje i izdavanje kontrolnih signala autopilotu (AP) i radio osiguraču (RB) u završnoj fazi leta rakete. .

2.2 Specifikacije

RLGS karakteriziraju sljedeći osnovni podaci o performansama:

1. pretražite područje po smjeru:

Elevacija ± 9°

2. vrijeme pregleda područja pretraživanja 1,8 - 2,0 sek.

3. vrijeme hvatanja cilja po kutu 1,5 s (ne više)

4. Maksimalni uglovi devijacije područja pretraživanja:

U azimutu ± 50° (ne manje od)

Visina ± 25° (ne manje od)

5. Maksimalni uglovi devijacije ekvisignalne zone:

U azimutu ± 60° (ne manje od)

Visina ± 35° (ne manje od)

6. Domet zahvata cilja tipa aviona IL-28 sa izdavanjem kontrolnih signala do (AP) sa vjerovatnoćom ne manjom od 0,5 -19 km, a sa vjerovatnoćom ne manjom od 0,95 -16 km.

7 zona pretrage u dometu 10 - 25 km

8. opseg radne frekvencije f ± 2,5%

9. prosječna snaga predajnika 68W

10. Trajanje RF impulsa 0,9 ± 0,1 µs

11. Period ponavljanja RF impulsa T ± 5%

12. osjetljivost prijemnih kanala - 98 dB (ne manje)

13.potrošnja energije iz izvora energije:

Od mreže 115 V 400 Hz 3200 W

Mreža 36V 400Hz 500W

Iz mreže 27 600 W

14. težina stanice - 245 kg.

3. PRINCIPI RADA I IZGRADNJE RLGS

3.1 Princip rada radara

RLGS je radarska stanica dometa 3 cm, koja radi u režimu pulsnog zračenja. Najopćenitije gledano, radarska stanica se može podijeliti na dva dijela: - stvarni radarski dio i automatski dio, koji obezbjeđuje praćenje cilja, njegovo automatsko praćenje po kutu i dometu, te izdavanje kontrolnih signala autopilotu i radiju. fitilj.

Radarski dio stanice radi na uobičajen način. Visokofrekventne elektromagnetne oscilacije koje genetron generira u obliku vrlo kratkih impulsa emituju se pomoću visoko usmjerene antene, primaju ih ista antena, pretvaraju i pojačavaju u prijemnom uređaju, prolaze dalje do automatskog dijela stanice - mete. sistem za praćenje ugla i daljinomer.

Automatski deo stanice se sastoji od sledeća tri funkcionalna sistema:

1. sistemi za upravljanje antenom koji obezbeđuju kontrolu antene u svim režimima rada radarske stanice (u režimu "navođenje", u režimu "pretraga" i u režimu "homing", koji se pak deli na "hvatanje" i načini "automatskog praćenja")

2. uređaj za mjerenje udaljenosti

3. kalkulator za kontrolne signale dostavljene autopilotu i radio osiguraču rakete.

Sistem upravljanja antenom u "auto-tracking" modu radi prema tzv. diferencijalnoj metodi, u vezi sa kojom se u stanici koristi posebna antena koja se sastoji od sferoidnog ogledala i 4 emitera postavljena na određenoj udaljenosti ispred ogledalo.

Kada radarska stanica radi na zračenju, formira se jednolobni dijagram zračenja čiji se maksimum poklapa sa osom antenskog sistema. Ovo se postiže zahvaljujući različitim dužinama talasovoda emitera - postoji tvrd fazni pomak između oscilacija različitih emitera.

Prilikom rada na prijemu, obrasci zračenja emitera se pomiču u odnosu na optičku os ogledala i sijeku se na nivou od 0,4.

Povezivanje emitera sa primopredajnikom vrši se kroz talasovodnu stazu, u kojoj se nalaze dva feritna prekidača povezana u seriju:

· Osovinski komutator (FKO), radi na frekvenciji od 125 Hz.

· Prekidač prijemnika (FKP), koji radi na frekvenciji od 62,5 Hz.

Feritni prekidači osi prebacuju talasovodnu putanju na način da su najpre sva 4 emitera povezana na predajnik, formirajući jednokraki dijagram usmerenosti, a zatim na dvokanalni prijemnik, zatim emiteri koji stvaraju dva obrasca usmerenosti smeštena u vertikalna ravan, zatim emiteri koji stvaraju dva uzorka orijentacije u horizontalnoj ravni. Iz izlaza prijemnika signali ulaze u kolo za oduzimanje, gdje se, ovisno o položaju mete u odnosu na smjer ekvisignala formiranog presjekom uzoraka zračenja datog para emitera, generira signal razlike. , čija je amplituda i polaritet određeni položajem mete u prostoru (slika 1.3).

Sinhrono sa feritnim osnim prekidačem u radarskoj stanici radi kolo za ekstrakciju upravljačkog signala antene, uz pomoć kojeg se generira kontrolni signal antene po azimutu i elevaciji.

Komutator prijemnika prebacuje ulaze prijemnih kanala na frekvenciji od 62,5 Hz. Prebacivanje prijemnih kanala povezano je sa potrebom da se usredsrede njihove karakteristike, jer diferencijalna metoda određivanja pravca cilja zahteva potpunu istovetnost parametara oba prijemna kanala. RLGS daljinomjer je sistem sa dva elektronska integratora. Sa izlaza prvog integratora uklanja se napon proporcionalan brzini približavanja cilju, a sa izlaza drugog integratora - napon proporcionalan udaljenosti do cilja. Daljinom hvata najbližu metu u rasponu od 10-25 km s naknadnim automatskim praćenjem do dometa od 300 metara. Na udaljenosti od 500 metara iz daljinomjera se emituje signal koji služi za aktiviranje radio osigurača (RV).

RLGS kalkulator je računarski uređaj i služi za generiranje kontrolnih signala koje RLGS izdaje autopilotu (AP) i RV. U AP se šalje signal koji predstavlja projekciju vektora apsolutne ugaone brzine ciljanog nišanskog snopa na poprečne ose projektila. Ovi signali se koriste za kontrolu smjera i visine projektila. Signal koji predstavlja projekciju vektora brzine približavanja cilja raketi na polarni smjer nišanskog snopa cilja stiže u RV iz kalkulatora.

Posebnosti radarske stanice u odnosu na druge njoj slične stanice po taktičko-tehničkim podacima su:

1. Upotreba dugofokusne antene u radarskoj stanici, koju karakteriše činjenica da se snop formira i odbija u njoj odbijanjem jednog prilično laganog ogledala, čiji je ugao otklona upola manji od ugla skretanja snopa. Osim toga, u takvoj anteni nema rotirajućih visokofrekventnih prijelaza, što pojednostavljuje njen dizajn.

2. upotreba prijemnika sa linearno-logaritamskom amplitudnom karakteristikom, koja omogućava proširenje dinamičkog opsega kanala do 80 dB i na taj način omogućava pronalaženje izvora aktivnih smetnji.

3. izgradnja sistema ugaonog praćenja diferencijalnom metodom koji obezbeđuje visoku otpornost na buku.

4. primjena u stanici originalnog dvopetljnog zatvorenog kola kompenzacije skretanja, koji obezbjeđuje visok stepen kompenzacije oscilacija rakete u odnosu na snop antene.

5. konstruktivna izvedba stanice po tzv. kontejnerskom principu, koju karakteriše niz prednosti u smislu smanjenja ukupne težine, korišćenja dodeljene zapremine, smanjenja interkonekcije, mogućnosti korišćenja centralizovanog sistema hlađenja itd. .

3.2 Odvojeni funkcionalni radarski sistemi

RLGS se može podijeliti na više zasebnih funkcionalnih sistema, od kojih svaki rješava dobro definiran određeni problem (ili nekoliko više ili manje blisko povezanih posebnih problema) i svaki od njih je u određenoj mjeri dizajniran kao posebna tehnološka i strukturna jedinica. U RLGS-u postoje četiri takva funkcionalna sistema:

3.2.1 Radarski dio RLGS-a

Radarski dio RLGS-a sastoji se od:

predajnik.

prijemnik.

visokonaponski ispravljač.

visokofrekventni dio antene.

Radarski dio RLGS-a je namijenjen:

· za generisanje visokofrekventne elektromagnetne energije zadate frekvencije (f ± 2,5%) i snage 60 W, koja se zrači u svemir u obliku kratkih impulsa (0,9 ± 0,1 μs).

· za naknadni prijem reflektovanih signala od cilja, njihovu konverziju u signale srednje frekvencije (Fpch = 30 MHz), pojačanje (preko 2 identična kanala), detekciju i isporuku drugim radarskim sistemima.

3.2.2. Synchronizer

Sinhronizator se sastoji od:

Jedinica za prijem i manipulaciju sinhronizacijom (MPS-2).

· prijemna sklopna jedinica (KP-2).

· Upravljačka jedinica za feritne sklopke (UF-2).

čvor za selekciju i integraciju (SI).

Jedinica za odabir signala greške (CO)

· ultrazvučna linija odlaganja (ULZ).

generisanje sinhronizacionih impulsa za pokretanje pojedinačnih kola u radarskoj stanici i kontrolnih impulsa za prijemnik, SI jedinicu i daljinomer (MPS-2 jedinica)

Formiranje impulsa za upravljanje feritnim prekidačem osovina, feritnim prekidačem prijemnih kanala i referentnim naponom (UV-2 jedinica)

Integracija i sumiranje primljenih signala, regulacija napona za AGC kontrolu, konverzija ciljnih video impulsa i AGC u radiofrekventne signale (10 MHz) za njihovo kašnjenje u ULZ (SI čvor)

· izolacija signala greške neophodnog za rad sistema za ugaono praćenje (CO čvor).

3.2.3. Daljinomjer

Daljinomjer se sastoji od:

Čvor vremenskog modulatora (EM).

čvor vremenskog diskriminatora (VD)

dva integratora.

Svrha ovog dijela RLGS-a je:

traženje, hvatanje i praćenje cilja u dometu uz izdavanje signala dometa do cilja i brzine približavanja cilju

izdavanje signala D-500 m

OGS je dizajniran da uhvati i automatski prati cilj svojim toplotnim zračenjem, meri ugaonu brzinu linije vida projektila - mete i generiše kontrolni signal proporcionalan ugaonoj brzini linije nišana, uključujući i pod uticajem lažni termalni cilj (LTT).

Strukturno, OGS se sastoji od koordinatora 2 (slika 63) i elektronske jedinice 3. Dodatni element koji formalizuje OGS je telo 4. Aerodinamička mlaznica 1 služi za smanjenje aerodinamičkog otpora rakete u letu.

U OGS-u se koristi hlađeni fotodetektor, za čiju potrebnu osjetljivost služi rashladni sistem 5. Rashladno sredstvo je ukapljeni plin koji se dobija u rashladnom sistemu iz gasovitog azota prigušivanjem.

Blok dijagram optičke glave za navođenje (slika 28) sastoji se od sljedećih kola koordinatora i autopilota.

Koordinator praćenja (SC) obavlja kontinuirano automatsko praćenje cilja, generiše signal korekcije za poravnavanje optičke ose koordinatora sa linijom vida i daje kontrolni signal proporcionalan ugaonoj brzini linije vida autopilotu. (AP).

Koordinator praćenja se sastoji od koordinatora, elektronske jedinice, sistema korekcije žiroskopa i žiroskopa.

Koordinator se sastoji od sočiva, dva fotodetektora (FPok i FPvk) i dva pretpojačala električnih signala (PUok i PUvk). U fokalnim ravnima glavnog i pomoćnog spektralnog opsega koordinatorskog sočiva nalaze se fotodetektori FPok i FPvk, sa rasterima određene konfiguracije radijalno locirani u odnosu na optičku os.

Objektiv, fotodetektori, pretpojačala su pričvršćeni na rotor žiroskopa i rotiraju se s njim, a optička os sočiva se poklapa sa osom vlastite rotacije rotora žiroskopa. Rotor žiroskopa, čija je većina trajni magnet, ugrađen je u kardanski ovjes, koji mu omogućava da odstupi od uzdužne ose OGS-a za ugao ležaja u bilo kojem smjeru u odnosu na dvije međusobno okomite ose. Kada se rotor žiroskopa rotira, prostor se pregledava unutar vidnog polja sočiva u oba spektralna opsega pomoću fotootpornika.

Slike udaljenog izvora zračenja nalaze se u fokalnim ravnima oba spektra optičkog sistema u obliku tačaka raspršivanja. Ako se smjer prema meti poklapa sa optičkom osom sočiva, slika se fokusira na centar vidnog polja OGS. Kada se pojavi ugaona neusklađenost između ose sočiva i smera ka meti, tačka raspršenja se pomera. Kada se rotor žiroskopa okreće, fotootpornici su osvijetljeni za vrijeme prolaska tačke raspršenja preko fotoosjetljivog sloja. Takvo impulsno osvjetljenje fotootpornici pretvaraju u električne impulse čije trajanje ovisi o veličini kutne neusklađenosti, a povećanjem neusklađenosti za odabrani rasterski oblik, njihovo trajanje se smanjuje. Brzina ponavljanja impulsa jednaka je frekvenciji rotacije fotootpornika.

Rice. 28. Strukturni dijagram optičke glave za navođenje

Signali sa izlaza fotodetektora FPok i FPvk, respektivno, stižu do pretpojačala PUok i PUvk, koji su povezani zajedničkim sistemom automatske kontrole pojačanja AGC1, koji rade na signalu iz PUok. Time se osigurava postojanost omjera vrijednosti i očuvanje oblika izlaznih signala pretpojačala u potrebnom rasponu promjena snage primljenog OGS zračenja. Signal iz PUok-a ide do sklopnog kola (SP), dizajniranog za zaštitu od LTC-a i pozadinske buke. Zaštita od LTC se zasniva na različitim temperaturama zračenja realne mete i LTC, koje određuju razliku u položaju maksimuma njihovih spektralnih karakteristika.

SP također prima signal od PUvk-a koji sadrži informacije o smetnjama. Odnos količine zračenja od mete, primljene od pomoćnog kanala, do količine zračenja od mete, primljene od strane glavnog kanala, bit će manji od jedan, a signal iz LTC-a na izlaz SP-a ne prolazi.

U SP, propusni stroboskop se formira za cilj; signal odabran za SP sa mete se dovodi do selektivnog pojačala i detektora amplitude. Detektor amplitude (AD) odabire signal čija amplituda prvog harmonika ovisi o kutnoj neusklađenosti između optičke ose sočiva i smjera prema meti. Dalje, signal prolazi kroz fazni pomerač, koji kompenzuje kašnjenje signala u elektronskoj jedinici, i ulazi na ulaz korekcijskog pojačala koji pojačava signal u snazi, što je neophodno za korekciju žiroskopa i dovođenje signala do AP-a. . Opterećenje korektivnog pojačala (UK) su korektivni namotaji i aktivni otpori povezani u seriju s njima, signali iz kojih se dovode do AP.

Elektromagnetno polje inducirano u zavojnicama za korekciju stupa u interakciju s magnetskim poljem magneta rotora žiroskopa, tjerajući ga da precesira u smjeru smanjenja neusklađenosti između optičke ose sočiva i smjera prema meti. Dakle, OGS prati metu.

Na malim udaljenostima do cilja povećavaju se dimenzije zračenja od mete koje opaža OGS, što dovodi do promjene karakteristika impulsnih signala sa izlaza fotodetektora, što pogoršava sposobnost OGS-a da prati cilj. Da bi se isključio ovaj fenomen, u elektronskoj jedinici SC je osiguran krug bliskog polja, koji omogućava praćenje energetskog centra mlaza i mlaznice.

Autopilot obavlja sljedeće funkcije:

Filtriranje signala iz SC radi poboljšanja kvaliteta signala kontrole projektila;

Formiranje signala za okretanje projektila na početnom dijelu putanje kako bi se automatski osigurala potrebna elevacija i uglovi navođenja;

Pretvaranje signala korekcije u kontrolni signal na kontrolnoj frekvenciji projektila;

Formiranje komande upravljanja na upravljačkom pogonu koji radi u relejnom režimu.

Ulazni signali autopilota su signali pojačivača korekcije, kola bliskog polja i namota ležaja, a izlazni signal je signal push-pull pojačivača snage, čije su opterećenje namotaji elektromagneta kolutni ventil upravljačke mašine.

Signal pojačivača korekcije prolazi kroz sinhroni filter i dinamički limiter spojeni u seriju i dovodi se na ulaz sabirača ∑Í. Signal iz namota ležaja se dovodi u FSUR krug duž ležaja. Potrebno je na početnoj dionici putanje smanjiti vrijeme za dostizanje metode vođenja i postavljanje ravni vođenja. Izlazni signal iz FSUR-a ide na sabirač ∑Í.

Signal sa izlaza sabirača ∑Í, čija je frekvencija jednaka brzini rotacije rotora žiroskopa, dovodi se do faznog detektora. Referentni signal faznog detonatora je signal sa GON namotaja. GON namotaj je ugrađen u OGS na način da njegova uzdužna osa leži u ravni okomitoj na uzdužnu osu OGS-a. Frekvencija signala induciranog u GON namotaju jednaka je zbiru rotacijskih frekvencija žiroskopa i rakete. Stoga je jedna od komponenti izlaznog signala faznog detektora signal na frekvenciji rotacije rakete.

Izlazni signal faznog detektora se dovodi do filtera, na čijem se ulazu dodaje signalu linearizacionog generatora u sabiraču ∑II. Filter potiskuje visokofrekventne komponente signala iz faznog detektora i smanjuje nelinearnu distorziju linearizacijskog generatorskog signala. Izlazni signal iz filtera će se dovoditi u ograničavajuće pojačalo s visokim pojačanjem, čiji drugi ulaz prima signal od senzora kutne brzine rakete. Iz graničnog pojačala signal se dovodi do pojačala snage, čije opterećenje su namotaji elektromagneta kolutnog ventila upravljačke mašine.

Kavezni sistem žiroskopa je dizajniran tako da uskladi optičku os koordinatora sa osom nišana nišanskog uređaja, koji čini zadati ugao sa uzdužnom osom projektila. S tim u vezi, prilikom nišanja meta će biti u vidnom polju OGS-a.

Senzor za odstupanje ose žiroskopa od uzdužne ose projektila je noseći namotaj čija se uzdužna os poklapa sa uzdužnom osom projektila. U slučaju odstupanja osi žiroskopa od uzdužne ose namotaja ležaja, amplituda i faza EMF inducirane u njemu nedvosmisleno karakteriziraju veličinu i smjer kuta neusklađenosti. Nasuprot namotaju za traženje smjera, uključen je namotaj nagiba koji se nalazi u senzorskoj jedinici lansirne cijevi. EMF inducirana u nagibu namotaja proporcionalna je po veličini kutu između nišanske ose nišanskog uređaja i uzdužne ose rakete.

Signal razlike sa namotaja nagiba i namota za pronalaženje pravca, pojačan naponom i snagom u koordinatoru praćenja, ulazi u namotaje korekcije žiroskopa. Pod uticajem momenta sa strane sistema za korekciju, žiroskop precesira u pravcu smanjenja ugla nepodudaranja sa osom nišana nišanskog uređaja i zaključava se u tom položaju. ARP uklanja žiroskop kada se OGS prebaci u mod za praćenje.

Za održavanje brzine rotacije rotora žiroskopa u potrebnim granicama koristi se sistem stabilizacije brzine.

Upravljački prostor

Upravljački prostor uključuje opremu za kontrolu leta rakete. U tijelu upravljačkog prostora nalazi se upravljačka mašina 2 (slika 29) sa kormilima 8, ugrađeni izvor napajanja koji se sastoji od turbogeneratora 6 i stabilizatora-ispravljača 5, senzora ugaone brzine 10, pojačala /, praha akumulator pritiska 4, motor za kontrolu praha 3, utičnica 7 (sa kolektorom) i destabilizator

Rice. 29. Upravljački prostor: 1 - pojačalo; 2 - upravljačka mašina; 3 - upravljački motor; 4 - akumulator pritiska; 5 - stabilizator-ispravljač; 6 - turbogenerator; 7 - utičnica; 8 - kormila (ploče); 9 - destabilizator; 10 - senzor ugaone brzine

Rice. 30. Mašina za upravljanje:

1 - izlazni krajevi zavojnica; 2 - tijelo; 3 - zasun; 4 - klip; 5 - filter; 6 - kormila; 7 - čep; 8 - stalak; 9 - ležaj; 10 i 11 - opruge; 12 - povodac; 13 - mlaznica; 14 - rukav za distribuciju gasa; 15 - kalem; 16 - čahura; 17 - desni kalem; 18 - sidro; 19 - klip; 20 - lijevi kalem; B i C - kanali

Mašina za upravljanje dizajniran za aerodinamičku kontrolu rakete u letu. Istovremeno, RM služi kao sklopni uređaj u gasnodinamičkom sistemu upravljanja rakete u početnom dijelu putanje, kada su aerodinamička kormila neefikasna. To je plinsko pojačalo za kontrolu električnih signala koje generiše OGS.

Upravljačka mašina se sastoji od držača 4 (slika 30), u čijim se plimama nalazi radni cilindar sa klipom 19 i finim filterom 5. Kućište 2 je utisnuto u držač kalem ventilom, koji se sastoji od četverobridne kaleme 15, dvije čahure 16 i ankera 18. U kućište su smještena dva namotaja 17 i 20 elektromagneta. Držač ima dva ušica, u kojima se na ležajevima 9 nalazi nosač 8 sa oprugama (oprugom) i na njega utisnutim povodcem 12. U plimi kaveza između ušica je postavljena čaura za razvod gasa 14, kruto fiksiran sa rezom 3 na stalku. Čaura ima žljeb sa odsječenim rubovima za dovod plina koji dolazi iz PUD-a u kanale B, C i mlaznice 13.

RM se napaja PAD plinovima, koji se kroz cijev kroz fini filter dovode do kalema i iz njega kroz kanale u prstenovima, kućištu i držaču klipa. Komandni signali iz OGS-a se naizmjence dovode do namotaja elektromagneta RM. Kada struja prođe kroz desnu zavojnicu 17 elektromagneta, armatura 18 sa kalemom se privlači prema ovom elektromagnetu i otvara prolaz gasa u lijevu šupljinu radnog cilindra ispod klipa. Pod pritiskom gasa, klip se pomera u krajnji desni položaj dok se ne zaustavi na poklopcu. Krećući se, klip vuče izbočinu povodca za sobom i okreće povodac i nosač, a sa njima i kormila, u krajnji položaj. Istovremeno se rotira i čaura za distribuciju gasa, dok granična ivica otvara pristup gasu od PUD-a kroz kanal do odgovarajuće mlaznice.

Kada struja prođe kroz lijevu zavojnicu 20 elektromagneta, klip se pomiče u drugi krajnji položaj.

U trenutku prebacivanja struje u zavojnicama, kada sila koju stvaraju praškasti plinovi premašuje silu privlačenja elektromagneta, kalem se pomiče pod djelovanjem sile iz praškastih plinova, a kretanje kalema počinje ranije. nego raste struja u drugom kalemu, što povećava brzinu RM.

Ugrađeno napajanje dizajniran za napajanje raketne opreme u letu. Izvor energije za njega su gasovi koji nastaju tokom sagorevanja PAD punjenja.

BIP se sastoji od turbogeneratora i stabilizatora-ispravljača. Turbogenerator se sastoji od statora 7 (slika 31), rotora 4, na čijoj je osi postavljeno radno kolo 3, koje je njegov pogon.

Stabilizator-ispravljač obavlja dvije funkcije:

Pretvara napon izmjenične struje turbogeneratora u tražene vrijednosti konstantnih napona i održava njihovu stabilnost s promjenama brzine rotacije rotora turbogeneratora i struje opterećenja;

Reguliše brzinu rotacije rotora turbogeneratora kada se pritisak gasa na ulazu mlaznice promeni stvarajući dodatno elektromagnetsko opterećenje na vratilu turbine.

Rice. 31. Turbogenerator:

1 - stator; 2 - mlaznica; 3 - radno kolo; 4 - rotor

BIP radi na sljedeći način. Praškasti gasovi iz sagorevanja PAD punjenja kroz mlaznicu 2 dovode se do lopatica turbine 3 i izazivaju njenu rotaciju zajedno sa rotorom. U ovom slučaju se indukuje promjenjivi EMF u namotaju statora, koji se dovodi na ulaz stabilizatora-ispravljača. Sa izlaza stabilizatora-ispravljača, konstantni napon se dovodi do OGS i DUS pojačala. Napon iz BIP-a se dovodi do električnih upaljača VZ i PUD-a nakon što raketa izađe iz cijevi i otvore RM kormila.

Senzor ugaone brzine je dizajniran da generiše električni signal proporcionalan ugaonoj brzini oscilacija projektila u odnosu na njegove poprečne ose. Ovaj signal se koristi za prigušivanje ugaonih oscilacija rakete u letu, CRS je okvir 1 koji se sastoji od dva namotaja (Sl. 32), koji je okačen na poluosi 2 u središnjim vijcima 3 sa korundnim potisnim ležajevima 4 i može se upumpava u radne praznine magnetnog kola, koje se sastoji od baze 5, trajnog magneta 6 i papučica 7. Signal se preuzima sa osetljivog elementa CRS (okvir) preko fleksibilnih nastavaka bez momenta 8, zalemljenih na kontakte 10 od okvir i kontakti 9, električno izolovani od kućišta.

Rice. 32. Senzor ugaone brzine:

1 - okvir; 2 - osovinsko vratilo; 3 - središnji vijak; 4 - potisni ležaj; 5 - baza; 6 - magnet;

7 - cipela; 8 - istezanje; 9 i 10 - kontakti; 11 - kućište

CRS je instaliran tako da se njegova X-X osa poklapa sa uzdužnom osom rakete. Kada se raketa okreće samo oko uzdužne ose, okvir se pod dejstvom centrifugalnih sila ugrađuje u ravninu okomitu na os rotacije rakete.

Okvir se ne pomera u magnetnom polju. EMF u njegovim namotajima nije indukovana. U prisustvu raketnih oscilacija oko poprečnih osa, okvir se kreće u magnetskom polju. U ovom slučaju, EMF inducirana u namotajima okvira proporcionalna je ugaonoj brzini oscilacija rakete. Frekvencija EMF-a odgovara frekvenciji rotacije oko uzdužne ose, a faza signala odgovara smjeru vektora apsolutne ugaone brzine rakete.

Akumulator pritiska praha Namijenjen je za hranjenje praškastim plinovima RM i BIP. PAD se sastoji od kućišta 1 (Sl. 33), koje je komora za sagorevanje, i filtera 3, u kojem se gas čisti od čvrstih čestica. Brzina protoka gasa i parametri unutrašnje balistike određuju se otvorom leptira za gas 2. Unutar tela su postavljeni barutno punjenje 4 i upaljač 7 koji se sastoji od električnog upaljača 8, uzorka 5 baruta i pirotehničke petarde 6. .

Rice. 34. Motor za kontrolu praha:

7 - adapter; 3 - tijelo; 3 - punjenje baruta; 4 - težina baruta; 5 - pirotehnička petarda; 6 - električni upaljač; 7 - upaljač

PAD radi na sljedeći način. Električni impuls iz elektronske jedinice okidačkog mehanizma dovodi se do električnog upaljača koji pali uzorak baruta i pirotehničku petardu, od sile plamena čije se punjenje baruta pali. Nastali praškasti plinovi se čiste u filteru, nakon čega ulaze u RM i BIP turbogenerator.

Motor za kontrolu praha dizajniran za gasnodinamičko upravljanje raketom na početnom dijelu putanje leta. PUD se sastoji od kućišta 2 (Sl. 34), koje je komora za sagorevanje, i adaptera 1. Unutar tela se nalaze barutno punjenje 3 i upaljač 7, koji se sastoji od električnog upaljača 6, uzorka od 4 baruta i pirotehnička petarda 5. Potrošnja plina i parametri unutrašnje balistike određuju se otvorom u adapteru.

PUD radi na sljedeći način. Nakon što raketa napusti lansirnu cijev i otvori kormila RM, električni impuls iz kondenzatora za napuhavanje dovodi se do električnog upaljača, koji zapali uzorak baruta i petardu, od sile plamena čije se punjenje baruta zapali. Prašni plinovi, prolazeći kroz razvodni rukav i dvije mlaznice smještene okomito na ravninu kormila RM, stvaraju kontrolnu silu koja osigurava okretanje rakete.

Socket omogućava električnu vezu između rakete i lansirne cijevi. Ima glavne i upravljačke kontakte, prekidač za spajanje kondenzatora C1 i C2 jedinice za aktiviranje na elektroupaljače VZ (EV1) i PUD, kao i za prebacivanje pozitivnog izlaza BIP-a na VZ nakon što raketa napusti cijev i RM kormila se otvaraju.

Rice. 35. Šema bloka za otpuštanje:

1 - prekidač

Jedinica za napuhavanje koja se nalazi u kućištu utičnice sastoji se od kondenzatora C1 i C2 (slika 35), otpornika R3 i R4 za uklanjanje zaostalog napona iz kondenzatora nakon provjere ili neuspjelog pokretanja, otpornika R1 i R2 za ograničavanje struje u krugu kondenzatora i dioda D1, dizajnirana za električno razdvajanje BIP i VZ kola. Napon se primjenjuje na naponsku jedinicu nakon što se PM okidač pomakne u položaj dok se ne zaustavi.

Destabilizator dizajniran da osigura preopterećenja, potrebnu stabilnost i stvori dodatni okretni moment, u vezi s kojim su njegove ploče postavljene pod kutom u odnosu na uzdužnu os rakete.

Warhead

Bojeva glava je dizajnirana da uništi zračnu metu ili da joj nanese štetu, što dovodi do nemogućnosti izvođenja borbene misije.

Oštećujući faktor bojeve glave je visokoeksplozivno djelovanje udarnog vala eksplozivnih produkata bojeve glave i ostataka pogonskog goriva, kao i fragmentacijsko djelovanje elemenata nastalih prilikom eksplozije i drobljenja trupa.

Bojeva glava se sastoji od same bojeve glave, kontaktnog fitilja i generatora eksploziva. Bojeva glava je odeljak za nosač rakete i napravljena je u obliku integralne veze.

Sama bojeva glava (high-explosive fragmentation) je dizajnirana da stvori dato polje poraza koje djeluje na metu nakon što primi inicijalni impuls od EO. Sastoji se od tijela 1 (sl. 36), bojeve glave 2, detonatora 4, manžete 5 i cijevi 3, kroz koju prolaze žice od usisnika zraka do kormilarskog odjeljka rakete. Na tijelu se nalazi jaram L, u čijoj rupi se nalazi čep za cijev dizajniran za fiksiranje rakete u njemu.

Rice. 36. Bojeva glava:

Bojeva glava - sama bojeva glava; VZ - osigurač; VG - generator eksploziva: 1- kućište;

2 - borbeno punjenje; 3 - cijev; 4 - detonator; 5 - manžetna; A - jaram

Osigurač je dizajniran da izdaje detonacioni impuls za detonaciju punjenja bojeve glave kada projektil pogodi metu ili nakon isteka vremena samouništenja, kao i da prenese detonacijski impuls sa punjenja bojeve glave na punjenje eksploziva generator.

Osigurač elektromehaničkog tipa ima dva stepena zaštite, koji se uklanjaju u letu, što osigurava sigurnost rada kompleksa (puštanje u rad, održavanje, transport i skladištenje).

Osigurač se sastoji od sigurnosnog detonatorskog uređaja (PDU) (Sl. 37), mehanizma za samouništenje, cijevi, kondenzatora C1 i C2, glavnog senzora cilja GMD1 (impulsni vrtložni magnetoelektrični generator), rezervnog senzora cilja GMD2 (pulsni val magnetoelektrični generator), startni električni upaljač EV1, dva borbena elektroupaljivača EV2 i EVZ, pirotehnički usporivač, inicijalno punjenje, kapica detonatora i detonator fitilja.

Daljinski upravljač služi za osiguranje sigurnosti pri rukovanju osiguračem sve dok se ne podigne nakon lansiranja rakete. Sadrži pirotehnički osigurač, okretnu čauru i graničnik za blokiranje.

Detonator fitilja se koristi za detonaciju bojevih glava. Senzori cilja GMD 1 i GMD2 obezbeđuju okidanje kapice detonatora kada projektil pogodi metu, a mehanizam za samouništenje - aktiviranje kapice detonatora nakon isteka vremena samodetonacije u slučaju promašaja. Cijev osigurava prijenos impulsa sa punjenja bojeve glave na punjenje generatora eksploziva.

Eksplozivni generator - dizajniran da potkopa neizgorjeli dio marširajućeg punjenja daljinskog upravljača i stvori dodatno polje uništenja. To je čašica smještena u tijelu fitilja u koju je utisnuta eksplozivna kompozicija.

Osigurač i bojeva glava pri lansiranju rakete rade na sljedeći način. Kada raketa napusti cijev, kormila RM se otvaraju, dok se kontakti prekidača utičnice zatvaraju, a napon iz kondenzatora C1 kolektorske jedinice se dovodi na električni upaljač EV1 osigurača, iz kojeg je pirotehnički osigurač. daljinski upravljač i pirotehnička presa mehanizma za samouništenje se istovremeno pale.

Rice. 37. Strukturni dijagram osigurača

U letu, pod utjecajem aksijalnog ubrzanja iz glavnog motora koji radi, blokirajući graničnik jedinice za daljinsko upravljanje se slaže i ne sprječava okretanje rotacijske čahure (uklanja se prva faza zaštite). Nakon 1-1,9 sekundi nakon lansiranja rakete, pirotehnički osigurač izgara, opruga okreće rotacijski rukavac u položaj za paljenje. U ovom slučaju, os kapice detonatora je poravnata sa osom detonatora fitilja, kontakti rotacione čahure su zatvoreni, osigurač je spojen na BIP projektila (drugi stepen zaštite je uklonjen) i spreman je za akciju. Istovremeno, pirotehnička armatura mehanizma za samouništenje nastavlja da gori, a BIP napaja kondenzatore C1 i C2 osigurača na sve. tokom celog leta.

Kada projektil pogodi cilj u trenutku kada osigurač prođe kroz metalnu barijeru (kada se probije) ili duž nje (kada rikošetira) u namotaju glavnog senzora cilja GMD1, pod utjecajem vrtložnih struja induciranih u metalu barijera kada se trajni magnet ciljnog senzora GMD1 pomera, dolazi do električnog impulsa struje. Ovaj impuls se primjenjuje na električni upaljač EVZ, od čijeg snopa se aktivira kapica detonatora, uzrokujući djelovanje detonatora fitilja. Detonator upaljača pokreće detonator bojeve glave čijim radom dolazi do pucanja bojeve glave i eksploziva u cijevi upaljača, koji detonaciju prenosi na generator eksploziva. U tom slučaju se aktivira generator eksploziva i detonira zaostalo gorivo daljinskog upravljača (ako ga ima).

Kada projektil pogodi metu, aktivira se i rezervni senzor cilja GMD2. Pod uticajem volje elastičnih deformacija koje nastaju kada projektil naiđe na prepreku, armatura senzora cilja GMD2 se lomi, magnetni krug se prekida, usled čega se indukuje impuls električne struje u namotu, što je isporučuje se za električni upaljač EV2. Iz snopa vatre električnog upaljača EV2 pali se pirotehnički usporivač čije vrijeme gorenja premašuje vrijeme potrebno da glavni senzor cilja GMD1 pristupi barijeri. Nakon što moderator pregori, pokreće se inicijalno punjenje, što uzrokuje paljenje kapice detonatora i detonatora bojeve glave, a bojna glava i zaostalo pogonsko gorivo (ako postoji) detoniraju.

U slučaju promašaja projektila na metu, nakon što pregori pirotehnički utikač mehanizma za samouništenje, snopom vatre se aktivira detonatorski poklopac koji uzrokuje djelovanje detonatora i detonira bojevu glavu eksplozivom generator za samouništenje projektila.

Pogonski sistem

Kontrola čvrstog goriva je dizajnirana da osigura lansiranje rakete iz cijevi, dajući joj potrebnu kutnu brzinu rotacije, ubrzanje do brzine krstarenja i održavanje ove brzine u letu.

Daljinski upravljač se sastoji od pokretačkog motora, dvomodnog jednokomornog nosača motora i upaljača zraka sa odloženim djelovanjem.

Početni motor je dizajniran da osigura lansiranje rakete iz cijevi i da joj da potrebnu kutnu brzinu rotacije. Početni motor se sastoji od komore 8 (slika 38), startnog punjenja 6, upaljača za startno punjenje 7, membrane 5, diska 2, cijevi za dovod plina 1 i bloka mlaznica 4. Početno punjenje se sastoji od cjevastih patrona praha (ili monolita) slobodno ugrađen u prstenasti volumen komore. Upaljač startnog punjenja sastoji se od kućišta u kojem su smješteni električni upaljač i uzorak baruta. Disk i dijafragma osiguravaju punjenje tokom rada i transporta.

Početni motor je spojen na dio mlaznice pogonskog motora. Prilikom spajanja motora, cijev za dovod plina se postavlja na tijelo upaljača snopa 7 (Sl. 39) odloženog djelovanja, smještenog u zapremini predmlaznice pogonskog motora. Ova veza osigurava prijenos vatrenog impulsa na upaljač zraka. Električno povezivanje upaljača startnog motora sa lansirnom cijevi vrši se preko kontaktne veze 9 (Sl. 38).

Rice. 38. Pokretanje motora:

1 - cijev za dovod plina; 2 - disk; 3 - utikač; 4 - blok mlaznica; 5 - dijafragma; 6 - startno punjenje; 7 - upaljač startnog punjenja; 8 - kamera; 9 - kontakt

Blok mlaznica ima sedam (ili šest) mlaznica smještenih pod uglom u odnosu na uzdužnu os rakete, koje osiguravaju rotaciju rakete u području rada startnog motora. Da bi se osigurala nepropusnost komore za daljinsko upravljanje tokom rada i da bi se stvorio potreban pritisak pri paljenju startnog punjenja, u mlaznicama se ugrađuju čepovi 3.

Dvostruki jednokomorni pogonski motor dizajniran da osigura ubrzanje rakete do krstareće brzine u prvom režimu i održavanje ove brzine u letu u drugom režimu.

Nosivi motor se sastoji od komore 3 (slika 39), potpornog punjenja 4, upaljača nosača punjenja 5, bloka mlaznica 6 i upaljača snopa sa odloženim djelovanjem 7. Dno 1 je zašrafljeno u prednji dio komore sa sjedištima za pristajanje daljinskog upravljanja i bojeve glave. Da bi se dobili potrebni načini sagorevanja, punjenje je delimično rezervisano i ojačano sa šest žica 2.

1 - dno; 2 - žice; 3 - kamera; 4 - marširanje; 5 – upaljač maršnog punjenja; 6 - blok mlaznica; 7 - snop odloženog upaljača; 8 - utikač; A - rupa sa navojem

Rice. 40. Upaljač odloženog snopa: 1 - pirotehnički moderator; 2 - tijelo; 3 - čahura; 4 - naknada za prijenos; 5 - deton. naplatiti

Rice. 41. Blok krila:

1 - ploča; 2 - prednji umetak; 3 - tijelo; 4 - osovina; 5 - opruga; 6 - čep; 7 - vijak; 8 - zadnji umetak; B - izbočina

Da bi se osigurala nepropusnost komore tokom rada i stvorio potreban pritisak kada se glavno punjenje zapali, na blok mlaznice je ugrađen utikač 8, koji se urušava i izgara od pogonskih plinova glavnog motora. Na vanjskom dijelu bloka mlaznica nalaze se navojne rupe A za pričvršćivanje krilnog bloka na PS.

Upaljač zraka sa odloženim djelovanjem je dizajniran da osigura rad glavnog motora na sigurnoj udaljenosti za protuavionskog nišandžije. Tokom svog sagorevanja, jednakog 0,33 - 0,5 s, raketa se udaljava od protivavionskog nišandžije na udaljenosti od najmanje 5,5 m. Time se protivavionski nišandžija štiti od izlaganja mlazu pogonskih gasova nosača.

Upaljač zraka sa odloženim djelovanjem sastoji se od tijela 2 (slika 40), u koje je postavljen pirotehnički usporivač 1, prijenosnog punjenja 4 u čahuri 3. S druge strane, detonirajuće punjenje 5 je utisnuto u čahuru. , detonirajuće punjenje se zapali. Udarni val koji nastaje prilikom detonacije prenosi se kroz zid navlake i pali prijenosno punjenje iz kojeg se pali pirotehnički usporivač. Nakon vremena kašnjenja od pirotehničkog usporivača, pali se glavni upaljač punjenja, koji pali glavno punjenje.

DU radi na sljedeći način. Kada se električni impuls dovede na električni upaljač startnog punjenja, aktivira se upaljač, a zatim i startno punjenje. Pod utjecajem reaktivne sile koju stvara startni motor, raketa izleti iz cijevi potrebnom kutnom brzinom rotacije. Motor za pokretanje završava svoj rad u cijevi i zadržava se u njoj. Iz barutnih plinova koji se formiraju u komori startnog motora pokreće se upaljač snopa odloženog djelovanja, koji pali upaljač marš naboja, iz kojeg se pokreće marševno punjenje na sigurnoj udaljenosti za protuavionskog nišandžije. Reaktivna sila koju stvara glavni motor ubrzava raketu do glavne brzine i održava tu brzinu u letu.

Blok krila

Jedinica krila je dizajnirana za aerodinamičku stabilizaciju rakete u letu, stvaranje uzgon u prisustvu napadnih uglova i održavanje potrebne brzine rotacije rakete na putanji.

Blok krila sastoji se od tijela 3 (Sl. 41), četiri preklopna krila i mehanizma za njihovo zaključavanje.

Preklopno krilo se sastoji od ploče 7, koja je pričvršćena sa dva vijka 7 na košuljice 2 i 8, postavljena na osovinu 4, postavljena u rupu na tijelu.

Mehanizam za zaključavanje se sastoji od dva čepa 6 i opruge 5, uz pomoć kojih se čepovi otpuštaju i pri otvaranju zaključavaju krilo. Nakon što rotirajuća raketa poleti iz cijevi, pod djelovanjem centrifugalnih sila, krila se otvaraju. Da bi se održala potrebna brzina rotacije rakete u letu, krila se razmještaju u odnosu na uzdužnu os jedinice krila pod određenim kutom.

Blok krila je pričvršćen vijcima na blok mlaznica glavnog motora. Na tijelu bloka krila nalaze se četiri izbočine B za povezivanje sa startnim motorom pomoću proširivog spojnog prstena.

Rice. 42. Cijev 9P39(9P39-1*)

1 - prednji poklopac; 2 i 11 - brave; 3 - blok senzora; 4 - antena; 5 - kopče; 6 i 17 - poklopci; 7 - dijafragma; 8 - naramenica; 9 - klip; 10 - cijev; 12 - zadnji poklopac; 13 - lampa; 14 - vijak; 15 - blok; 16 - poluga mehanizma za grijanje; 18. 31 i 32 - opruge; 19 38 - stezaljke; 20 - konektor; 21 - zadnji nosač; 22 - mehanizam bočnog konektora; 23 - ručka; 24 - prednji stub; 25 - oklop; 26 - mlaznice; 27 - ploča; 28 - pin kontakti; 29 - vodilice; 30 - čep; 33 - potisak; 34 - viljuška; 35 - tijelo; 36 - dugme; 37 - oko; A i E - oznake; B i M - rupe; B - muha; G - zadnji nišan; D - trouglasta oznaka; Zh - izrez; I - vodiči; K - kos; L i U - površine; D - žljeb; R i S – prečnici; F - gnijezda; W - ploča; Sh i E - brtva; Yu - preklapanje; Ja sam amortizer;

*) Bilješka:

1. Mogu biti u funkciji dvije varijante cijevi: 9P39 (sa antenom 4) i 9P39-1 (bez antene 4)

2. Postoje 3 varijante mehaničkih nišana sa svjetlosnom informacijskom lampom u radu