Muoti

kohdistuva pää. Aktiiviset tutkan kohdistuspäät. Lämpökuvauksen kohteen koordinaattori "Damaskos"

02.05.2020

Venäjän federaation valtion korkeakoulukomitea

BALTIC STATE TEKNINEN YLIOPISTO

_____________________________________________________________

Radioelektronisten laitteiden laitos

RADAR HOMING HEAD

Pietari

2. YLEISTIETOA RLGS:stä.

2.1 Tarkoitus

Maa-ilma-ohjukseen on asennettu tutkan kohdistuspää varmistamaan automaattinen kohteen hankinta, sen automaattinen seuranta ja ohjaussignaalien lähettäminen autopilotille (AP) ja radiosulakkeelle (RB) ohjuksen lennon loppuvaiheessa. .

2.2 Tekniset tiedot

RLGS:lle on ominaista seuraavat suorituskyvyn perustiedot:

1. Hae aluetta suunnan mukaan:

Atsimuutti ± 10°

Korkeus ± 9°

2. hakualueen tarkasteluaika 1,8 - 2,0 s.

3. tavoitehakuaika kulman mukaan 1,5 s (ei enempää)

4. Hakualueen suurimmat poikkeamakulmat:

Atsimuutissa ± 50° (vähintään)

Korkeus ± 25° (vähintään)

5. Tasasignaalialueen suurimmat poikkeamakulmat:

Atsimuutissa ± 60° (vähintään)

Korkeus ± 35° (vähintään)

6. IL-28-lentokonetyypin tavoitehakuetäisyys ohjaussignaalien lähettämisellä (AP) todennäköisyydellä vähintään 0,5 -19 km ja todennäköisyydellä vähintään 0,95 -16 km.

7 hakuvyöhykettä alueella 10 - 25 km

8. toimintataajuusalue f ± 2,5 %

9. keskimääräinen lähettimen teho 68W

10. RF-pulssin kesto 0,9 ± 0,1 µs

11. RF-pulssin toistojakso T ± 5 %

12. vastaanottokanavien herkkyys - 98 dB (ei vähemmän)

13.virrankulutus virtalähteistä:

Verkosta 115 V 400 Hz 3200 W

Verkkovirta 36V 400Hz 500W

Verkosta 27 600 W

14. aseman paino - 245 kg.

3. RLGS:n TOIMINTA- JA RAKENNEPERIAATTEET

3.1 Tutkan toimintaperiaate

RLGS on 3 cm:n kantaman tutka-asema, joka toimii pulssisäteilyn tilassa. Yleisimmässä mielessä tutka-asema voidaan jakaa kahteen osaan: - varsinaiseen tutkaosaan ja automaattiseen osaan, joka tarjoaa kohteen haun, sen automaattisen kulman ja kantaman seurannan sekä ohjaussignaalien antamisen autopilotille ja radiolle. sulake.

Aseman tutkaosa toimii normaalisti. Magnetronin synnyttämät korkeataajuiset sähkömagneettiset värähtelyt erittäin lyhyiden pulssien muodossa lähetetään erittäin suuntautuvalla antennilla, vastaanotetaan samalla antennilla, muunnetaan ja vahvistetaan vastaanottolaitteessa, kulkevat edelleen aseman automaattiseen osaan - kohteeseen. kulman seurantajärjestelmä ja mittauslaite.

Aseman automaattinen osa koostuu seuraavista kolmesta toiminnallisesta järjestelmästä:

1. Antenniohjausjärjestelmät, jotka tarjoavat antennin ohjauksen kaikissa tutka-aseman toimintatavoissa ("opastus"-tilassa, "haku"-tilassa ja "homing"-tilassa, joka puolestaan on jaettu "kaappaus"- ja "automaattinen seuranta" -tilat)

2. etäisyyden mittauslaite

3. Raketin automaattiohjaukseen ja radiosulakkeeseen syötettyjen ohjaussignaalien laskin.

Antenniohjausjärjestelmä "auto-tracking"-tilassa toimii ns. differentiaalimenetelmällä, jonka yhteydessä asemalla käytetään erityistä antennia, joka koostuu pallomaisesta peilistä ja 4 lähettimestä, jotka on sijoitettu jonkin matkan päässä laitteen eteen. peili.

Kun tutka-asema toimii säteilyllä, muodostuu yksikeilainen säteilykuvio, jossa on antennijärjestelmän akselin mukainen mammumi. Tämä saavutetaan emitterien aaltojohtojen eri pituuksien ansiosta - eri emitterien värähtelyjen välillä on kova vaihesiirto.

Kun työskentelet vastaanottoa varten, emitterien säteilykuviot siirtyvät peilin optiseen akseliin nähden ja leikkaavat 0,4:n tasolla.

Säteilijät kytketään lähetin-vastaanottimeen aaltoputken kautta, jossa on kaksi sarjaan kytkettyä ferriittikytkintä:

· Akselikommutaattori (FKO), joka toimii 125 Hz:n taajuudella.

· Vastaanotinkytkin (FKP), toimii 62,5 Hz:n taajuudella.

Akseleiden ferriittikytkimet kytkevät aaltoputken polun siten, että ensin kaikki 4 emitteriä kytketään lähettimeen muodostaen yksikeilan suuntauskuvion ja sitten kaksikanavaiseen vastaanottimeen, sitten emitterit, jotka luovat kaksi suuntauskuviota, jotka sijaitsevat pystytaso, sitten emitterit, jotka luovat kahden kuvion suunnan vaakatasoon. Vastaanottimien lähdöistä signaalit tulevat vähennyspiiriin, jossa, riippuen kohteen sijainnista suhteessa equi-signal-suuntaan, joka muodostuu tietyn emitteriparin säteilykuvioiden leikkauspisteestä, syntyy erosignaali. , jonka amplitudin ja polariteetin määrää kohteen sijainti avaruudessa (kuva 1.3).

Synkronisesti tutka-aseman ferriittiakselikytkimen kanssa toimii antennin ohjaussignaalin erotuspiiri, jonka avulla muodostetaan antennin ohjaussignaali atsimuutissa ja korkeudessa.

Vastaanotinkommutaattori kytkee vastaanottokanavien tuloja 62,5 Hz:n taajuudella. Vastaanottokanavien vaihtaminen liittyy tarpeeseen keskiarvottaa niiden ominaisuudet, koska kohdesuunnan differentiaalinen menetelmä vaatii molempien vastaanottokanavien parametrien täydellisen identiteetin. RLGS-etäisyysmittari on järjestelmä, jossa on kaksi elektronista integraattoria. Ensimmäisen integraattorin lähdöstä poistetaan kohteen lähestymisnopeuteen verrannollinen jännite, toisen integraattorin lähdöstä - kohteen etäisyyteen verrannollinen jännite. Etäisyysmittari vangitsee lähimmän kohteen 10-25 km:n etäisyydeltä ja seuraa automaattista seurantaa 300 metrin kantamaan asti. 500 metrin etäisyydellä etäisyysmittarista lähetetään signaali, joka virittää radiosulakkeen (RV).

RLGS-laskin on tietokonelaite, ja se tuottaa ohjaussignaaleja, jotka RLGS lähettää autopilotille (AP) ja RV:lle. AP:lle lähetetään signaali, joka edustaa kohteen tähtäyssäteen absoluuttisen kulmanopeuden vektorin projektiota ohjuksen poikittaisakseleille. Näitä signaaleja käytetään ohjaamaan ohjuksen suuntaa ja nousua. Signaali, joka edustaa kohteen lähestymisen nopeusvektorin projektiota kohteen tähtäyssäteen napasuuntaan, saapuu RV:lle laskimesta.

Tutka-aseman tunnusmerkit verrattuna muihin sitä vastaaviin asemiin taktisilta ja teknisiltä tiedoiltaan ovat:

1. Pitkän tarkennuksen antennin käyttö tutka-asemassa, tunnettu siitä, että säde muodostetaan ja poikkeutetaan siinä ohjaamalla yhtä melko kevyttä peiliä, jonka poikkeutuskulma on puolet säteen poikkeutuskulmasta. Lisäksi tällaisessa antennissa ei ole pyöriviä suurtaajuisia siirtymiä, mikä yksinkertaistaa sen suunnittelua.

2. sellaisen vastaanottimen käyttö, jolla on lineaarinen logaritminen amplitudiominaisuus, joka laajentaa kanavan dynaamista aluetta 80 dB:iin ja mahdollistaa siten aktiivisen häiriön lähteen löytämisen.

3. kulmaseurantajärjestelmän rakentaminen differentiaalimenetelmällä, joka tarjoaa korkean melunsietokyvyn.

4. alkuperäisen kaksipiirisen suljetun käännöskompensointipiirin sovellus asemalla, joka tarjoaa korkean tason kompensaatiota raketin värähtelyille suhteessa antennin säteeseen.

5. Aseman rakentava toteutus ns. konttiperiaatteella, jolle on tunnusomaista useita etuja, jotka liittyvät kokonaispainon vähentämiseen, varatun tilavuuden hyödyntämiseen, yhteenliitäntöjen vähentämiseen, mahdollisuus käyttää keskitettyä jäähdytysjärjestelmää jne. .

3.2 Erilliset toiminnalliset tutkajärjestelmät

RLGS voidaan jakaa useisiin erillisiin toiminnallisiin järjestelmiin, joista jokainen ratkaisee tarkasti määritellyn tietyn ongelman (tai useita enemmän tai vähemmän läheisesti liittyviä erityisongelmia) ja joista jokainen on jossain määrin suunniteltu erilliseksi teknologiseksi ja rakenteelliseksi yksiköksi. RLGS:ssä on neljä tällaista toiminnallista järjestelmää:

3.2.1 RLGS:n tutkaosa

RLGS:n tutkaosa koostuu:

lähetin.

vastaanotin.

suurjännitetasasuuntaaja.

antennin suurtaajuusosa.

RLGS:n tutkaosa on tarkoitettu:

· tuottaa tietyn taajuuden (f ± 2,5%) ja teholtaan 60 W suurtaajuista sähkömagneettista energiaa, joka säteilee avaruuteen lyhyinä pulsseina (0,9 ± 0,1 μs).

kohdesta heijastuneiden signaalien myöhempää vastaanottoa varten, niiden muuntaminen välitaajuisiksi signaaleiksi (Ffc = 30 MHz), vahvistus (2 identtisen kanavan kautta), havaitseminen ja lähettäminen muihin tutkajärjestelmiin.

3.2.2. Synkronointi

Synkronoija koostuu:

Vastaanoton ja synkronoinnin ohjausyksikkö (MPS-2).

· vastaanottimen kytkentäyksikkö (KP-2).

· Ohjausyksikkö ferriittikytkimille (UF-2).

valinta- ja integrointisolmu (SI).

Virhesignaalin valintayksikkö (CO)

· Ultraääniviivelinja (ULZ).

Tämän RLGS:n osan tarkoitus on:

Synkronointipulssien generointi yksittäisten piirien käynnistämiseksi tutka-asemassa sekä ohjauspulsseja vastaanottimelle, SI-yksikölle ja etäisyysmittarille (MPS-2-yksikkö)

Impulssien muodostus akselien ferriittikytkimen, vastaanottokanavien ferriittikytkimen ja referenssijännitteen (UV-2 solmu) ohjaamiseen

Vastaanotettujen signaalien integrointi ja summaus, jännitteen säätö AGC-ohjaukseen, kohdevideopulssien ja AGC:n muuntaminen radiotaajuisiksi signaaleiksi (10 MHz) niiden viivettä varten ULZ-solmussa (SI-solmussa)

· kulmaseurantajärjestelmän (CO-solmun) toimintaan tarvittavan virhesignaalin eristäminen.

3.2.3. Etäisyysmittari

Etäisyysmittari koostuu:

Aikamodulaattorisolmu (EM).

aikadiskriminaattorisolmu (VD)

kaksi integraattoria.

FORIGN MILITARY REVIEW nro 4/2009, s. 64-68

Eversti R. SCHERBININ

Tällä hetkellä maailman johtavissa maissa tehdään tutkimus- ja kehitystyötä, jonka tavoitteena on parantaa lentokoneiden ohjusten, pommien ja klusterien ohjausjärjestelmien optisten, optoelektronisten ja tutkasuuntaisten päiden (GOS) koordinaattoreita sekä korjauslaitteita sekä autonomisten ampumatarvikkeiden ohjausjärjestelmiä. erilaisia luokkia ja tarkoituksia.

Koordinaattori - laite, joka mittaa ohjuksen sijaintia suhteessa kohteeseen. Gyroskooppisella tai elektronisella stabiloinnilla varustettuja seurantakoordinaattoreita (homing heads) käytetään yleensä määrittämään "ohjus - liikkuva kohde" -järjestelmän näkölinjan kulmanopeus sekä ohjuksen pituusakselin ja ohjuksen pituusakselin välinen kulma. näkökenttä ja joukko muita tarpeellisia parametreja. Kiinteät koordinaattorit (ilman liikkuvia osia) ovat pääsääntöisesti osa kiinteiden maakohteiden korrelaatio-ääriohjausjärjestelmiä tai niitä käytetään yhdistettyjen hakijoiden apukanavina.

Meneillään olevan tutkimuksen aikana tehdään läpimurtoteknisten ja suunnitteluratkaisujen etsimistä, uuden elementti- ja teknologisen pohjan kehittämistä, ohjelmistojen parantamista, ohjausjärjestelmien laivan sisäisten laitteiden paino- ja kokoominaisuuksien ja kustannusindikaattoreiden optimointia. ulos.

Samalla määritellään pääsuunnat seurantakoordinaattorien parantamiseksi: lämpökuvaushakijoiden luominen, jotka toimivat useilla IR-aallonpituusalueen osilla, mukaan lukien optisilla vastaanottimilla, jotka eivät vaadi syvää jäähdytystä; aktiivisten laserpaikannuslaitteiden käytännön sovellus; aktiivi-passiivisen tutkahakijan käyttöönotto litteällä tai konformisella antennilla; monikanavaisten yhdistettyjen hakijoiden luominen.

Yhdysvalloissa ja useissa muissa johtavissa maissa viimeisten 10 vuoden aikana, ensimmäistä kertaa maailmassa, WTO:n ohjausjärjestelmien lämpökuvauskoordinaattorit on otettu laajalti käyttöön.

A-10-hyökkäyslentokoneen valmistautuminen (etualalla URAGM-6SD "Maverick")

Amerikkalainen ilma-maa-ohjus AGM-158A (JASSM-ohjelma)

Lupaava UR-luokka "ilma - maa" AGM-169

AT infrapunahakija, optinen vastaanotin koostui yhdestä tai useammasta herkästä elementistä, mikä ei mahdollistanut täysimittaisen kohteen allekirjoituksen saamista. Lämpökuvauksen etsijät toimivat laadullisesti korkeammalla tasolla. Ne käyttävät monielementtistä OD:ta, joka on optisen järjestelmän polttotasoon sijoitettujen herkkien elementtien matriisi. Tietojen lukemiseen tällaisista vastaanottimista käytetään erityistä optoelektronista laitetta, joka määrittää OP:lle projisoidun kohdenäytön vastaavan osan koordinaatit paljastuneen herkän elementin numerolla, mitä seuraa vastaanotettujen tulosignaalien vahvistus, modulointi ja niiden siirtää laskentayksikköön. Yleisimmät lukijat digitaalisella kuvankäsittelyllä ja valokuitukäytöllä.

Lämpökuvaushakijoiden tärkeimmät edut ovat merkittävä näkökenttä skannaustilassa, joka on ± 90 ° (infrapunahakijoille, joilla on neljästä kahdeksaan OP:n elementtiä, enintään + 75 °) ja suurempi enimmäiskohteen kuvausalue. (5-7 ja 10-15 km, vastaavasti). Lisäksi on mahdollista työskennellä useilla IR-alueen alueilla sekä automaattisten kohteentunnistuksen ja tähtäyspisteen valintatilojen käyttöönotolla, myös vaikeissa sääolosuhteissa ja yöllä. Matriisi-OP:n käyttö vähentää todennäköisyyttä, että aktiiviset vastatoimijärjestelmät vahingoittavat kaikkia herkkiä elementtejä samanaikaisesti.

Lämpökuvauksen kohteen koordinaattori "Damaskos"

Lämpökuvauslaitteet jäähdyttämättömillä vastaanottimilla:

A - kiinteä koordinaattori käytettäväksi korrelaatiojärjestelmissä

korjaukset; B - seurantakoordinaattori; B - ilmatiedustelukamera

Tutkan etsijä kanssa tasainen vaiheistettu ryhmäantenni

Ensimmäistä kertaa täysin automaattinen (ei vaadi korjaavia käyttäjän komentoja) lämpökuvaushakija on varustettu amerikkalaisilla ilma-maa-ohjuksilla AGM-65D "Maverick" keskipitkän ja pitkän kantaman AGM-158A JASSM. Osana UAB:ta käytetään myös lämpökuvauksen kohdekoordinaattoreita. Esimerkiksi GBU-15 UAB käyttää puoliautomaattista lämpökuvauksen ohjausjärjestelmää.

Vähentääkseen merkittävästi tällaisten laitteiden kustannuksia niiden massakäytön vuoksi osana kaupallisesti saatavilla olevia JDAM-tyyppisiä UAB-laitteita, amerikkalaiset asiantuntijat kehittivät Damaskuksen lämpökuvauksen kohdekoordinaattorin. Se on suunniteltu havaitsemaan, tunnistamaan kohde ja korjaamaan UAB-radan viimeinen osa. Tämä laite, joka on valmistettu ilman servokäyttöä, on kiinnitetty jäykästi pommien nokkaan ja käyttää pommin vakiovirtalähdettä. TCC:n pääelementit ovat optinen järjestelmä, jäähdyttämätön herkkien elementtien matriisi ja elektroninen laskentayksikkö, joka mahdollistaa kuvanmuodostuksen ja muuntamisen.

Koordinaattori aktivoituu, kun UAB vapautetaan noin 2 km:n etäisyydeltä kohteeseen. Saapuvien tietojen automaattinen analyysi suoritetaan 1-2 sekunnissa kohdealueen kuvan muutosnopeudella 30 fps. Kohteen tunnistamiseksi käytetään korrelaatio-extremaalialgoritmeja vertaamaan infrapuna-alueella saatua kuvaa annettujen kohteiden digitaaliseen muotoon muunnettuihin kuviin. Niitä voi saada lentotehtävän alustavan valmistelun aikana tiedustelusatelliiteista tai lentokoneista sekä suoraan koneen laitteiden avulla.

Ensimmäisessä tapauksessa kohteen merkintätiedot syötetään UAB:iin lentoa edeltävän valmistelun aikana, toisessa tapauksessa lentokoneiden tutka- tai infrapuna-asemilta, joista tiedot syötetään ohjaamossa olevaan taktiseen tilanteen ilmaisuun. Kohteen havaitsemisen ja tunnistamisen jälkeen IMS-tiedot korjataan. Jatkoohjaus suoritetaan tavallisessa tilassa ilman koordinaattoria. Samaan aikaan pommituksen tarkkuus (KVO) ei ole huonompi kuin 3 m.

Samanlaisia tutkimuksia, joiden tavoitteena on kehittää suhteellisen halpoja lämpökuvauskoordinaattoreita jäähdyttämättömillä käyttöjärjestelmillä, tekevät useat muut johtavat yritykset.

Tällaisia toimintatapoja on tarkoitus käyttää GOS:ssa, korrelaatiokorjausjärjestelmissä ja ilmatiedustelussa. OP-matriisin anturielementit valmistetaan intermetallisten (kadmium, elohopea ja telluuri) ja puolijohdeyhdisteiden (indiumantimonidi) pohjalta.

Kehittyneisiin optoelektronisiin kohdistusjärjestelmiin kuuluu myös aktiivinen laserhakija, jonka Lockheed Martin on kehittänyt varustamaan lupaavia ohjuksia ja autonomisia ammuksia.

Esimerkiksi osana kokeellisen autonomisen ilmailuammun LOCAAS GOS:ää käytettiin laseretäisyysasemaa, joka mahdollistaa kohteiden havaitsemisen ja tunnistamisen maaston ja niissä olevien kohteiden korkean tarkkuuden kolmiulotteisen tutkimuksen avulla. Kolmiulotteisen kuvan saamiseksi kohteesta skannaamatta sitä käytetään heijastuneen signaalin interferometrian periaatetta. LLS:n suunnittelussa käytetään laserpulssigeneraattoria (aallonpituus 1,54 μm, pulssin toistotaajuus 10 Hz-2 kHz, kesto 10-20 ns) ja vastaanottimena - varauskytkettyjen anturielementtien matriisia. Toisin kuin LLS-prototyypeissä, joissa oli skannaussäteen rasteriskannaus, tällä asemalla on suurempi (jopa ± 20°) katselukulma, pienempi kuvan vääristymä ja merkittävä huippusäteilyteho. Se on yhteydessä automaattiseen kohteentunnistuslaitteistoon, joka perustuu jopa 50 000 ajotietokoneeseen upotetun tyypillisen objektin allekirjoituksiin.

Ammusten lennon aikana LLS voi etsiä kohdetta maanpinnan 750 m leveältä kaistalta lentoradalla, ja tunnistustilassa tämä vyöhyke pienenee 100 metriin. Jos useita kohteita havaitaan samanaikaisesti, kuvankäsittelyalgoritmi tarjoaa mahdollisuuden hyökätä tärkeimpiin niistä.

Amerikkalaisten asiantuntijoiden mukaan Yhdysvaltain ilmavoimien varustaminen ilmailuammuksilla aktiivisilla laserjärjestelmillä, jotka mahdollistavat kohteiden automaattisen havaitsemisen ja tunnistamisen niiden myöhemmällä erittäin tarkkuudella, on laadullisesti uusi askel automaation alalla ja lisää ilman tehokkuutta. iskuja taisteluoperaatioiden aikana operaatiokentillä.

Nykyaikaisten ohjusten tutkahakijoita käytetään pääsääntöisesti keskipitkän ja pitkän kantaman ilma-aseiden ohjausjärjestelmissä. Aktiivisia ja puoliaktiivisia etsijiä käytetään ilma-ilma-ohjuksissa ja laivantorjuntaohjuksissa, passiivisia etsijiä - PRR:ssä.

Lupaavat ohjukset, mukaan lukien yhdistetyt (universaalit) ohjukset, jotka on suunniteltu tuhoamaan maa- ja ilmakohteita (luokka ilma-ilma-maa), on tarkoitus varustaa tutkahakijoilla, joissa on litteät tai mukaiset vaiheistetut antenniryhmät, jotka on valmistettu visualisointitekniikoilla ja käänteisten digitaalisten prosessointien avulla. kohteen allekirjoitukset.

Uskotaan, että litteillä ja konformaalisilla antenniryhmillä varustetun GOS:n tärkeimmät edut nykyaikaisiin koordinaattoreihin verrattuna ovat: tehokkaampi adaptiivinen viritys luonnollisista ja järjestäytyneistä häiriöistä; säteilykuvion elektroninen säteen ohjaus kieltämällä kokonaan liikkuvien osien käytön painon ja koon ominaisuuksien ja virrankulutuksen merkittävällä pienentymisellä; polarimetrisen tilan ja Doppler-säteen kaventamisen tehokkaampi käyttö; kantoaaltotaajuuksien (jopa 35 GHz) ja resoluution, aukon ja näkökentän kasvu; vähentää tutkan johtavuuden ja suojuksen lämmönjohtavuuden ominaisuuksien vaikutusta, mikä aiheuttaa aberraatiota ja signaalin vääristymistä. Tällaisessa GOS:ssa on myös mahdollista käyttää equisignal-alueen mukautuvan virityksen tiloja säteilykuvion ominaisuuksien automaattisella stabiloinnilla.

Lisäksi yksi seurantakoordinaattorien parantamisen suuntauksista on monikanavaisten aktiivisten-passiivisten hakijoiden luominen, esimerkiksi lämpö-näkö-tutka tai lämpö-näkö-laser-tutka. Niiden suunnittelussa painon, koon ja kustannusten vähentämiseksi kohteen seurantajärjestelmää (jossa koordinaattorin gyroskooppinen tai elektroninen stabilointi) on tarkoitus käyttää vain yhdessä kanavassa. Muualla GOS:ssa käytetään kiinteää emitteriä ja energiavastaanotinta, ja katselukulman muuttamiseen suunnitellaan vaihtoehtoisia teknisiä ratkaisuja, esimerkiksi lämpökuvauskanavassa - mikromekaaninen laite kuvan hienosäätöön. linssit, ja tutkakanavassa - säteilykuvion elektroninen säteen skannaus.

Yhdistetyn aktiivisen ja passiivisen etsijän prototyypit:

vasemmalla - tutka-lämpökuvaus gyrostabiloitu etsijä varten

kehittyneet ilma-maa- ja ilma-ilma-ohjukset; oikealla -

aktiivinen tutkahakija vaiheistetulla antenniryhmällä ja

passiivinen lämpökuvauskanava

Testit SMACM UR:n kehittämässä tuulitunnelissa (oikealla olevassa kuvassa raketin GOS)

Yhdistetty GOS puoliaktiiviseen laseriin, lämpökuvaukseen ja aktiivisiin tutkakanaviin suunnitellaan varustamaan lupaavalla UR JCM:llä. Rakenteellisesti GOS-vastaanottimien optoelektroniikkayksikkö ja tutka-antenni on tehty yhdeksi seurantajärjestelmäksi, mikä varmistaa niiden erillisen tai yhteisen toiminnan ohjausprosessin aikana. Tämä GOS toteuttaa yhdistetyn kotiutuksen periaatteen kohteen tyypistä (lämpö- tai radiokontrasti) ja tilanteen olosuhteista riippuen, jonka mukaan optimaalinen opastusmenetelmä valitaan automaattisesti yhdessä GOS-toimintatiloista ja loput. käytetään rinnakkain kohden kontrastinäytön muodostamiseen pisteen kohdistamista laskettaessa.

Kehittyneiden ohjusten ohjauslaitteita luodessaan Lockheed Martin ja Boeing aikovat käyttää olemassa olevia teknisiä ja teknisiä ratkaisuja, jotka on saatu LOCAAS- ja JCM-ohjelmien puitteissa tehdyn työn aikana. Erityisesti osana kehitteillä olevia SMACM- ja LCMCM-UR:eja ehdotettiin, että AGM-169 ilma-maa-UR:iin asennetaan päivitetyn hakijan eri versioita. Näiden ohjusten odotetaan saapuvan käyttöön aikaisintaan vuonna 2012.

Näillä GOS:illa täydennettyjen opastusjärjestelmän laitteiden on varmistettava seuraavien tehtävien suorittaminen: - partiointi määrätyllä alueella tunnin ajan; tiedustelu, havaittujen kohteiden havaitseminen ja tappio. Kehittäjien mukaan tällaisten hakijoiden tärkeimmät edut ovat: lisääntynyt melunsieto, suuren osumisen todennäköisyys kohteeseen, käyttömahdollisuus vaikeissa häiriö- ja sääolosuhteissa, opastuslaitteiden optimoidut paino- ja kokoominaisuudet sekä suhteellisen alhainen. kustannus.

Siten ulkomailla toteutettu tutkimus- ja kehitystyö, jonka tavoitteena on luoda erittäin tehokkaita ja samalla edullisia ilmailuaseita lisäämällä merkittävästi sekä taistelu- että tukiilmailun ilmassa olevien kompleksien tiedustelu- ja tiedotuskykyä. lisää merkittävästi taistelukäytön suorituskykyä.

Kommentoidaksesi sinun tulee rekisteröityä sivustolle.

BALTIC STATE TEKNINEN YLIOPISTO

_____________________________________________________________

Radioelektronisten laitteiden laitos

RADAR HOMING HEAD

Pietari

2. YLEISTIETOA RLGS:stä.

2.1 Tarkoitus

2.2 Tekniset tiedot

RLGS:lle on ominaista seuraavat suorituskyvyn perustiedot:

1. Hae aluetta suunnan mukaan:

Korkeus ± 9°

2. hakualueen tarkasteluaika 1,8 - 2,0 s.

3. tavoitehakuaika kulman mukaan 1,5 s (ei enempää)

4. Hakualueen suurimmat poikkeamakulmat:

Atsimuutissa ± 50° (vähintään)

Korkeus ± 25° (vähintään)

5. Tasasignaalialueen suurimmat poikkeamakulmat:

Atsimuutissa ± 60° (vähintään)

Korkeus ± 35° (vähintään)

6. IL-28-lentokonetyypin tavoitehakuetäisyys ohjaussignaalien lähettämisellä (AP) todennäköisyydellä vähintään 0,5 -19 km ja todennäköisyydellä vähintään 0,95 -16 km.

7 hakuvyöhykettä alueella 10 - 25 km

8. toimintataajuusalue f ± 2,5 %

9. keskimääräinen lähettimen teho 68W

10. RF-pulssin kesto 0,9 ± 0,1 µs

11. RF-pulssin toistojakso T ± 5 %

12. vastaanottokanavien herkkyys - 98 dB (ei vähemmän)

13.virrankulutus virtalähteistä:

Verkosta 115 V 400 Hz 3200 W

Verkkovirta 36V 400Hz 500W

Verkosta 27 600 W

14. aseman paino - 245 kg.

3. RLGS:n TOIMINTA- JA RAKENNEPERIAATTEET

3.1 Tutkan toimintaperiaate

Aseman automaattinen osa koostuu seuraavista kolmesta toiminnallisesta järjestelmästä:

2. etäisyyden mittauslaite

3. Raketin automaattiohjaukseen ja radiosulakkeeseen syötettyjen ohjaussignaalien laskin.

Kun työskentelet vastaanottoa varten, emitterien säteilykuviot siirtyvät peilin optiseen akseliin nähden ja leikkaavat 0,4:n tasolla.

Säteilijät kytketään lähetin-vastaanottimeen aaltoputken kautta, jossa on kaksi sarjaan kytkettyä ferriittikytkintä:

· Akselikommutaattori (FKO), joka toimii 125 Hz:n taajuudella.

· Vastaanotinkytkin (FKP), toimii 62,5 Hz:n taajuudella.

Synkronisesti tutka-aseman ferriittiakselikytkimen kanssa toimii antennin ohjaussignaalin erotuspiiri, jonka avulla muodostetaan antennin ohjaussignaali atsimuutissa ja korkeudessa.

Tutka-aseman tunnusmerkit verrattuna muihin sitä vastaaviin asemiin taktisilta ja teknisiltä tiedoiltaan ovat:

3. kulmaseurantajärjestelmän rakentaminen differentiaalimenetelmällä, joka tarjoaa korkean melunsietokyvyn.

4. alkuperäisen kaksipiirisen suljetun käännöskompensointipiirin sovellus asemalla, joka tarjoaa korkean tason kompensaatiota raketin värähtelyille suhteessa antennin säteeseen.

3.2 Erilliset toiminnalliset tutkajärjestelmät

3.2.1 RLGS:n tutkaosa

RLGS:n tutkaosa koostuu:

lähetin.

vastaanotin.

suurjännitetasasuuntaaja.

antennin suurtaajuusosa.

RLGS:n tutkaosa on tarkoitettu:

· tuottaa tietyn taajuuden (f ± 2,5%) ja teholtaan 60 W suurtaajuista sähkömagneettista energiaa, joka säteilee avaruuteen lyhyinä pulsseina (0,9 ± 0,1 μs).

3.2.2. Synkronointi

Synkronoija koostuu:

Vastaanoton ja synkronoinnin ohjausyksikkö (MPS-2).

· vastaanottimen kytkentäyksikkö (KP-2).

· Ohjausyksikkö ferriittikytkimille (UF-2).

valinta- ja integrointisolmu (SI).

Virhesignaalin valintayksikkö (CO)

· Ultraääniviivelinja (ULZ).

Synkronointipulssien generointi yksittäisten piirien käynnistämiseksi tutka-asemassa sekä ohjauspulsseja vastaanottimelle, SI-yksikölle ja etäisyysmittarille (MPS-2-yksikkö)

Impulssien muodostus akselien ferriittikytkimen, vastaanottokanavien ferriittikytkimen ja referenssijännitteen (UV-2 solmu) ohjaamiseen

· kulmaseurantajärjestelmän (CO-solmun) toimintaan tarvittavan virhesignaalin eristäminen.

3.2.3. Etäisyysmittari

Etäisyysmittari koostuu:

Aikamodulaattorisolmu (EM).

aikadiskriminaattorisolmu (VD)

kaksi integraattoria.

Tämän RLGS:n osan tarkoitus on:

kohteen etsintä, sieppaus ja seuranta kantomatkalla lähettämällä etäisyyden signaaleja kohteeseen ja lähestymisnopeutta

signaalin antaminen D-500 m

OGS on suunniteltu sieppaamaan ja automaattisesti seuraamaan kohdetta sen lämpösäteilyllä, mittaamaan ohjuksen näkölinjan kulmanopeutta - kohteen ja luomaan ohjaussignaalin, joka on verrannollinen näkölinjan kulmanopeuteen, myös vaikutuksen alaisena. väärästä lämpökohteesta (LTT).

Rakenteellisesti OGS koostuu koordinaattorista 2 (kuva 63) ja elektroniikkayksiköstä 3. OGS:n muotoileva lisäelementti on runko 4. Aerodynaaminen suutin 1 vähentää raketin aerodynaamista vastusta lennon aikana.

OGS:ssä käytetään jäähdytettyä valoilmaisinta, jolla varmistetaan vaadittu herkkyys, jonka jäähdytysjärjestelmä palvelee 5. Kylmäaineena käytetään nesteytettyä kaasua, joka saadaan jäähdytysjärjestelmässä kaasumaisesta typestä kuristamalla.

Optisen kohdistuspään lohkokaavio (kuva 28) koostuu seuraavista koordinaattori- ja autopilottipiireistä.

Seurantakoordinaattori (SC) suorittaa jatkuvan automaattisen kohteen seurannan, luo korjaussignaalin koordinaattorin optisen akselin kohdistamiseksi tähtäyslinjaan ja antaa ohjaussignaalin, joka on verrannollinen näkölinjan kulmanopeuteen autopilotille. (AP).

Seurantakoordinaattori koostuu koordinaattorista, elektroniikkayksiköstä, gyroskoopin korjausjärjestelmästä ja gyroskoopista.

Koordinaattori koostuu linssistä, kahdesta valodetektorista (FPok ja FPvk) ja kahdesta sähköisten signaalien esivahvistimesta (PUok ja PUvk). Koordinaattorilinssin pää- ja apuspektrialueen polttotasoissa on valoilmaisimet FPok ja FPvk, vastaavasti, joiden rasterit ovat tietyn konfiguraation mukaiset radiaalisesti optiseen akseliin nähden.

Linssi, valoilmaisimet, esivahvistimet on kiinnitetty gyroskoopin roottoriin ja pyörivät sen mukana, ja linssin optinen akseli osuu gyroskoopin roottorin oikean pyörimisakselin kanssa. Gyroskoopin roottori, josta suurin osa on kestomagneetti, on asennettu kardaaniripustukseen, jonka avulla se voi poiketa OGS:n pituusakselista laakerikulmalla mihin tahansa suuntaan suhteessa kahteen keskenään kohtisuoraan akseliin. Kun gyroskoopin roottori pyörii, tilaa tutkitaan linssin näkökentässä molemmilla spektrialueilla fotovastusten avulla.

Etäsäteilylähteen kuvat sijaitsevat optisen järjestelmän molempien spektrien polttotasoissa sirontapisteinä. Jos suunta kohteeseen on sama kuin linssin optinen akseli, kuva tarkentuu OGS-näkökentän keskelle. Kun linssin akselin ja kohteen suunnan välillä ilmenee kulmavirhe, sirontapiste siirtyy. Kun gyroskoopin roottori pyörii, valovastukset valaistaan niin kauan kuin sirontapiste kulkee valoherkän kerroksen yli. Tällainen pulssivalaistus muunnetaan fotovastuksilla sähköisiksi pulsseiksi, joiden kesto riippuu kulmaepäsopivuuden suuruudesta, ja kun epäsopivuus valitulle rasterimuodolle kasvaa, niiden kesto lyhenee. Pulssin toistotaajuus on yhtä suuri kuin valovastuksen pyörimistaajuus.

Riisi. 28. Optisen kohdistuspään rakennekaavio

Signaalit valoilmaisimien FPok ja FPvk lähdöistä saapuvat esivahvistimille PUok ja PUvk, jotka on yhdistetty yhteisellä automaattisella vahvistuksensäätöjärjestelmällä AGC1, joka toimii PUok:n signaalilla. Tämä varmistaa arvojen suhteen pysyvyyden ja esivahvistimien lähtösignaalien muodon säilymisen vaaditulla vastaanotetun OGS-säteilyn tehon muutosalueella. PUok:n signaali menee kytkentäpiiriin (SP), joka on suunniteltu suojaamaan LTC:ltä ja taustamelulta. LTC-suojaus perustuu todellisen kohteen ja LTC:n eri lämpötiloihin, jotka määräävät eron niiden spektriominaisuuksien maksimien sijainnissa.

SP vastaanottaa myös signaalin PUvk:lta, joka sisältää tietoa häiriöistä. Kohteen apukanavan vastaanottaman säteilyn määrän suhde pääkanavan vastaanottaman kohteen säteilyn määrään on pienempi kuin yksikkö, ja LTC:stä tuleva signaali SP:n lähtöön ei mene läpi.

SP:ssä kohteelle muodostetaan läpijuoksuvalo; Kohteesta SP:lle valittu signaali syötetään selektiiviseen vahvistimeen ja amplitudiilmaisimeen. Amplitudidetektori (AD) valitsee signaalin, jonka ensimmäisen harmonisen amplitudi riippuu linssin optisen akselin ja kohteen suunnan välisestä kulmaerosta. Lisäksi signaali kulkee vaiheensiirtimen läpi, joka kompensoi signaalin viivettä elektroniikkayksikössä ja tulee korjausvahvistimen tuloon, joka vahvistaa signaalia teholla, mikä on tarpeen gyroskoopin korjaamiseksi ja signaalin syöttämiseksi AP:hen. . Korjausvahvistimen (UC) kuorman muodostavat korjauskäämit ja niiden kanssa sarjaan kytketyt aktiivivastukset, joista signaalit syötetään AP:hen.

Korjauskäämissä indusoitu sähkömagneettinen kenttä on vuorovaikutuksessa gyroskoopin roottorimagneetin magneettikentän kanssa pakottaen sen kulkemaan suuntaan, joka pienentää linssin optisen akselin ja kohteen suunnan välistä epäsopivuutta. Siten OGS seuraa kohdetta.

Pienillä etäisyyksillä kohteeseen OGS:n havaitseman kohteen säteilyn mitat kasvavat, mikä johtaa muutokseen valoilmaisimien lähdöstä tulevien pulssisignaalien ominaisuuksissa, mikä heikentää OGS:n kykyä jäljittää kohde. Tämän ilmiön poissulkemiseksi SC:n elektronisessa yksikössä on lähikenttäpiiri, joka tarjoaa suihkun ja suuttimen energiakeskuksen seurannan.

Autopilotti suorittaa seuraavat toiminnot:

SC:n signaalin suodattaminen ohjuksen ohjaussignaalin laadun parantamiseksi;

Signaalin muodostaminen ohjuksen kääntämiseksi lentoradan alkuosaan, jotta saadaan automaattisesti tarvittavat korkeus- ja etukulmat;

Korjaussignaalin muuntaminen ohjaussignaaliksi ohjuksen ohjaustaajuudella;

Ohjauskäskyn muodostaminen reletilassa toimivaan ohjauskäyttöön.

Autopilotin tulosignaalit ovat korjausvahvistimen, lähikenttäpiirin ja laakerikäämin signaaleja ja lähtösignaalina push-pull-tehovahvistimen signaali, jonka kuormituksena ovat sähkömagneettien käämit. ohjauskoneen luistiventtiili.

Korjausvahvistimen signaali kulkee synkronisen suodattimen ja sarjaan kytketyn dynaamisen rajoittimen läpi ja syötetään summaimen ∑І tuloon. Laakerin käämityksen signaali syötetään FSUR-piiriin laakeria pitkin. On välttämätöntä lyhentää lentoradan alkuosuudella aikaa, joka kuluu opastusmenetelmän saavuttamiseen ja ohjaustason asettamiseen. FSUR:n lähtösignaali menee summaimeen ∑І.

Signaali summaimen ∑І lähdöstä, jonka taajuus on yhtä suuri kuin gyroskoopin roottorin pyörimisnopeus, syötetään vaihetunnistimeen. Vaihesytyttimen vertailusignaali on GON-käämin signaali. GON-käämi asennetaan OGS:ään siten, että sen pituusakseli on tasossa, joka on kohtisuorassa OGS:n pituusakseliin nähden. GON-käämiin indusoidun signaalin taajuus on yhtä suuri kuin gyroskoopin ja raketin pyörimistaajuuksien summa. Siksi yksi vaiheilmaisimen lähtösignaalin komponenteista on signaali raketin pyörimistaajuudella.

Vaiheilmaisimen lähtösignaali syötetään suodattimelle, jonka sisääntulossa se lisätään summaimessa ∑II olevan linearisointigeneraattorin signaaliin. Suodatin vaimentaa vaiheilmaisimen signaalin suurtaajuisia komponentteja ja vähentää linearisointigeneraattorin signaalin epälineaarista säröä. Suodattimen lähtösignaali syötetään suurella vahvistuksella olevaan rajoittavaan vahvistimeen, jonka toinen tulo vastaanottaa signaalin raketin kulmanopeussensorilta. Rajoitusvahvistimesta signaali syötetään tehovahvistimeen, jonka kuorman muodostavat ohjauskoneen luistiventtiilin sähkömagneettien käämit.

Gyroskoopin häkkijärjestelmä on suunniteltu sovittamaan koordinaattorin optinen akseli tähtäyslaitteen tähtäysakseliin, joka muodostaa tietyn kulman ohjuksen pituusakselin kanssa. Tältä osin tähtäyksessä kohde on OGS:n näkökentässä.

Anturi gyroskoopin akselin poikkeamalle ohjuksen pituusakselista on laakerikäämi, jonka pituusakseli on sama kuin ohjuksen pituusakseli. Jos gyroskoopin akseli poikkeaa laakerin käämin pituusakselista, siinä indusoituneen EMF:n amplitudi ja vaihe kuvaavat yksiselitteisesti epäsovituskulman suuruutta ja suuntaa. Suunnanhakukäämitystä vastapäätä laukaisuputken anturiyksikössä oleva kallistuskäämi kytketään päälle. Kaltevuuskäämitykseen indusoituva EMF on suuruudeltaan verrannollinen tähtäyslaitteen tähtäysakselin ja raketin pituusakselin väliseen kulmaan.

Kaltevuuskäämityksen ja suunnanhakukäämin erosignaali, vahvistettuna jännitteellä ja teholla seurantakoordinaattorissa, tulee gyroskoopin korjauskäämeihin. Korjausjärjestelmän sivulta tulevan hetken vaikutuksesta gyroskooppi precessoi suuntaan, joka pienentää epäsovituskulmaa tähtäimen tähtäysakselin kanssa ja lukittuu tähän asentoon. ARP poistaa gyroskoopin häkin, kun OGS kytketään seurantatilaan.

Gyroskoopin roottorin pyörimisnopeuden pitämiseksi vaadituissa rajoissa käytetään nopeudenvakautusjärjestelmää.

Ohjaustila

Ohjausosasto sisältää raketin lennonohjauslaitteet. Ohjaustilan rungossa on ohjauskone 2 (kuva 29), jossa on peräsimet 8, turbogeneraattorista 6 ja stabilaattori-tasasuuntaajasta 5 koostuva virtalähde, kulmanopeusanturi 10, vahvistin /, jauheen paineakku 4, jauheen ohjausmoottori 3, pistorasia 7 (viritysyksiköllä) ja epävakautus

Riisi. 29. Ohjausosasto: 1 - vahvistin; 2 - ohjauskone; 3 - ohjausmoottori; 4 - paineakku; 5 - stabilisaattori-tasasuuntaaja; 6 - turbogeneraattori; 7 - pistorasia; 8 - peräsimet (levyt); 9 - epävakauttaja; 10 - kulmanopeusanturi

Riisi. 30. Ohjauskone:

1 - kelojen lähtöpäät; 2 - runko; 3 - salpa; 4 - pidike; 5 - suodatin; 6 - peräsimet; 7 - tulppa; 8 - teline; 9 - laakeri; 10 ja 11 - jouset; 12 - talutushihna; 13 - suutin; 14 - kaasunjakeluholkki; 15 - kela; 16 - holkki; 17 - oikea kela; 18 - ankkuri; 19 - mäntä; 20 - vasen kela; B ja C - kanavat

Ohjauskone suunniteltu raketin aerodynaamiseen ohjaukseen lennon aikana. Samaan aikaan RM toimii kytkinlaitteena raketin kaasudynaamisessa ohjausjärjestelmässä lentoradan alkuosassa, kun aerodynaamiset peräsimet ovat tehottomia. Se on kaasuvahvistin OGS:n tuottamien sähköisten signaalien ohjaamiseen.

Ohjauskoneisto koostuu pidikkeestä 4 (kuva 30), jonka vuorovedissä on työsylinteri, jossa on mäntä 19 ja hienosuodatin 5. Kotelo 2 painetaan pidikkeeseen luistiventtiilillä, joka koostuu nelireunaisesta puolasta 15, kahdesta holkista 16 ja ankkureista 18. Koteloon on sijoitettu kaksi sähkömagneettikelaa 17 ja 20. Pitimessä on kaksi silmukkaa, joissa laakereissa 9 on hammastanko 8 jousineen (jousi) ja siihen painettuna talutushihnalla 12. Häkin vuoroveteen korvakkeiden väliin on sijoitettu kaasunjakoholkki 14, jäykästi. kiinnitetty telineeseen salvalla 3. Holkissa on ura, jossa on leikatut reunat PUD:sta tulevan kaasun syöttämiseksi kanaviin B, C ja suuttimiin 13.

RM saa voimansa PAD-kaasuista, jotka johdetaan putken kautta hienosuodattimen läpi kelalle ja sieltä renkaissa, kotelossa ja männänpitimessä olevien kanavien kautta. OGS:n komentosignaalit syötetään vuorotellen sähkömagneettien RM keloihin. Kun virta kulkee sähkömagneetin oikeanpuoleisen kelan 17 läpi, ankkuri 18, jossa on kela, vetää tätä sähkömagneettia kohti ja avaa kaasun kulkua männän alla olevan työsylinterin vasempaan onteloon. Kaasunpaineen alaisena mäntä liikkuu äärimmäiseen oikeaan asentoon, kunnes se pysähtyy kantta vasten. Liikkuessaan mäntä vetää hihnan ulkonemaa perässään ja kääntää hihnan ja telineen sekä niiden mukana peräsimet ääriasentoon. Samalla myös kaasunjakeluholkki pyörii, kun taas leikkausreuna avaa kaasun pääsyn PUD:sta kanavan kautta vastaavaan suuttimeen.

Kun virta kulkee sähkömagneetin vasemman kelan 20 läpi, mäntä siirtyy toiseen ääriasentoon.

Kelojen virran kytkentähetkellä, kun jauhekaasujen synnyttämä voima ylittää sähkömagneetin vetovoiman, kela liikkuu jauhekaasujen voiman vaikutuksesta ja puolan liike alkaa aikaisemmin kuin virta nousee toisessa kelassa, mikä lisää RM:n nopeutta.

Laivan virtalähde suunniteltu toimittamaan rakettilaitteita lennon aikana. Sen energialähteenä ovat PAD-panoksen palamisen aikana muodostuvat kaasut.

BIP koostuu turbogeneraattorista ja stabilisaattori-tasasuuntaajista. Turbogeneraattori koostuu staattorista 7 (kuva 31), roottorista 4, jonka akselille on asennettu juoksupyörä 3, joka on sen käyttö.

Stabilisaattori-tasasuuntaaja suorittaa kaksi toimintoa:

Muuntaa turbogeneraattorin vaihtovirtajännitteen vaadituiksi vakiojännitteiden arvoiksi ja ylläpitää niiden vakautta turbogeneraattorin roottorin pyörimisnopeuden ja kuormitusvirran muutoksilla;

Säätelee turbogeneraattorin roottorin pyörimisnopeutta, kun kaasunpaine suuttimen sisääntulossa muuttuu luomalla ylimääräisen sähkömagneettisen kuormituksen turbiinin akseliin.

Riisi. 31. Turbogeneraattori:

1 - staattori; 2 - suutin; 3 - juoksupyörä; 4 - roottori

BIP toimii seuraavasti. PAD-panoksen palamisesta suuttimen 2 kautta syntyneet jauhekaasut syötetään turbiinin 3 siipille ja saavat sen pyörimään yhdessä roottorin kanssa. Tässä tapauksessa staattorin käämiin indusoituu muuttuva EMF, joka syötetään stabilisaattori-tasasuuntaajan tuloon. Stabilisaattori-tasasuuntaajan lähdöstä syötetään vakiojännite OGS:ään ja DUS-vahvistimeen. Jännite BIP:stä syötetään VZ:n ja PUD:n sähkösytyttimiin, kun raketti poistuu putkesta ja RM-peräsimet avataan.

Kulmanopeusanturi on suunniteltu tuottamaan sähköinen signaali, joka on verrannollinen ohjuksen värähtelyjen kulmanopeuteen suhteessa sen poikittaisakseleihin. Tätä signaalia käytetään raketin kulmavärähtelyjen vaimentamiseen lennon aikana, CRS on kahdesta käämityksestä koostuva runko 1 (kuva 32), joka on ripustettu puoliakseleille 2 keskiruuveissa 3 korundipainelaakereilla 4 ja voi pumpataan magneettipiirin, joka koostuu alustasta 5, kestomagneetista 6 ja kengistä 7, työväleihin. Signaali poimitaan CRS:n herkästä elementistä (runko) joustavien hetkettömien jatkeiden 8 kautta, jotka on juotettu koskettimiin 10 runko ja koskettimet 9, sähköisesti eristetty kotelosta.

Riisi. 32. Kulmanopeusanturi:

1 - kehys; 2 - akselin akseli; 3 - keskiruuvi; 4 - työntölaakeri; 5 - pohja; 6 - magneetti;

7 - kenkä; 8 - venyttely; 9 ja 10 - koskettimet; 11 - kotelo

CRS asennetaan siten, että sen X-X-akseli osuu yhteen raketin pituusakselin kanssa. Kun raketti pyörii vain pituusakselin ympäri, runko asennetaan keskipakovoimien vaikutuksesta tasoon, joka on kohtisuorassa raketin pyörimisakseliin nähden.

Kehys ei liiku magneettikentässä. EMF sen käämeissä ei aiheudu. Rakettien värähtelyjen läsnä ollessa poikittaisakseleiden ympärillä kehys liikkuu magneettikentässä. Tässä tapauksessa rungon käämiin indusoituva EMF on verrannollinen raketin värähtelyjen kulmanopeuteen. EMF:n taajuus vastaa pyörimistaajuutta pituusakselin ympäri, ja signaalin vaihe vastaa raketin absoluuttisen kulmanopeuden vektorin suuntaa.

Jauhepaineakku se on tarkoitettu jauhekaasujen RM ja BIP syöttämiseen. PAD koostuu kotelosta 1 (kuva 33), joka on polttokammio, ja suodattimesta 3, jossa kaasu puhdistetaan kiinteistä hiukkasista. Kaasun virtausnopeus ja sisäisen ballistiikan parametrit määräytyvät kaasuläpän aukolla 2. Kotelon sisäpuolelle on sijoitettu jauhepanos 4 ja sytytin 7, joka koostuu sähkösytyttimestä 8, ruutinäytteestä 5 ja pyroteknisestä sähinkäisestä 6 .

Riisi. 34. Jauheen ohjausmoottori:

7 - sovitin; 3 - runko; 3 - jauhepanos; 4 - ruudin paino; 5 - pyrotekninen sähinkäinen; 6 - sähköinen sytytin; 7 - sytytin

PAD toimii seuraavasti. Liipaisumekanismin elektroniikkayksiköstä tuleva sähköimpulssi syötetään sähkösytyttimeen, joka sytyttää ruutinäytteen ja pyroteknisen sähinkäisen, jonka liekin voimasta jauhepanos syttyy. Tuloksena olevat jauhekaasut puhdistetaan suodattimessa, minkä jälkeen ne tulevat RM:ään ja BIP-turbogeneraattoriin.

Jauheen ohjausmoottori suunniteltu raketin kaasudynaamiseen ohjaukseen lentoradan alkuosassa. PUD koostuu rungosta 2 (kuva 34), joka on polttokammio, ja sovittimesta 1. Rungon sisällä on jauhepanos 3 ja sytytin 7, joka koostuu sähkösytyttimestä 6, näytteestä 4 ruutia. ja pyrotekninen sähinkäinen 5. Kaasunkulutus ja sisäisen ballistiikan parametrit määräytyvät sovittimen aukon mukaan.

PUD toimii seuraavasti. Kun raketti on lähtenyt laukaisuputkesta ja RM-peräsimet auki, virityskondensaattorista tuleva sähköimpulssi syötetään sähkösytyttimeen, joka sytyttää ruutinäytteen ja sähinkäisen, jonka liekin voimasta jauhepanos syttyy. Jauhekaasut, jotka kulkevat jakeluholkin ja kahden RM:n peräsinten tasoon nähden kohtisuorassa olevan suuttimen läpi, luovat ohjausvoiman, joka varmistaa raketin kääntymisen.

Pistorasia tarjoaa sähköisen yhteyden raketin ja laukaisuputken välille. Siinä on pää- ja ohjauskoskettimet, katkaisija viritysyksikön kondensaattorien C1 ja C2 kytkemiseksi sähkösytyttimiin VZ (EV1) ja PUD, sekä BIP:n positiivisen lähdön kytkemiseksi VZ:hen sen jälkeen, kun raketti on poistunut putki ja RM peräsimet avautuvat.

Riisi. 35. Virityslohkon kaavio:

1 - katkaisija

Pistokekotelossa oleva viritysyksikkö koostuu kondensaattoreista C1 ja C2 (kuva 35), vastuksista R3 ja R4 kondensaattoreiden jäännösjännitteen poistamiseksi tarkastusten tai epäonnistuneen käynnistyksen jälkeen, vastuksista R1 ja R2, jotka rajoittavat kondensaattoripiirin virtaa. ja diodi D1, suunniteltu BIP- ja VZ-piirien sähköiseen erottamiseen. Viritysyksikköön syötetään jännitettä sen jälkeen, kun PM-liipaisin on siirretty asentoon, kunnes se pysähtyy.

Epävakauttaja on suunniteltu tarjoamaan ylikuormituksia, vaadittua vakautta ja luomaan lisävääntömomenttia, jonka yhteydessä sen levyt asennetaan kulmaan raketin pituusakseliin nähden.

Taistelukärki

Taistelukärki on suunniteltu tuhoamaan ilmakohde tai vahingoittamaan sitä, mikä johtaa taistelutehtävän suorittamisen mahdottomuuteen.

Kärjen vaurioittava tekijä on taistelukärjen räjähdysaineiden ja polttoaineen jäänteiden iskuaallon voimakas räjähdyskyky sekä rungon räjähdyksen ja murskauksen aikana muodostuneiden elementtien sirpalointivaikutus.

Kärje koostuu itse taistelukärjestä, kosketinsulakkeesta ja räjähdysgeneraattorista. Taistelukärki on raketin kantoosasto ja se on tehty kiinteän liitoksen muodossa.

Itse taistelukärki (high-expossive fragmentation) on suunniteltu luomaan tietty vauriokenttä, joka vaikuttaa kohteeseen saatuaan aloituspulssin EO:lta. Se koostuu rungosta 1 (kuva 36), taistelukärjestä 2, detonaattorista 4, mansetista 5 ja putkesta 3, jonka läpi kulkevat johdot ilmanottoaukosta raketin ohjaustilaan. Rungossa on haarukka L, jonka reiässä on raketin kiinnittämiseen tarkoitettu putkitulppa.

Riisi. 36. Sotakärki:

Warhead - itse taistelukärki; VZ - sulake; VG - räjähdysgeneraattori: 1- kotelo;

2 - taistelupanos; 3 - putki; 4 - sytytin; 5 - mansetti; A - ike

Sulake on suunniteltu antamaan räjähdyspulssi taistelukärjen panoksen räjäyttämiseksi, kun ohjus osuu kohteeseen tai kun itselikvidaatioaika on kulunut, sekä siirtämään räjähdyspulssi taistelukärjen panoksesta räjähteen panokseen. generaattori.

Sähkömekaanisessa sulakkeessa on kaksi suojaustasoa, jotka poistetaan lennon aikana, mikä varmistaa kompleksin toiminnan turvallisuuden (käynnistys, huolto, kuljetus ja varastointi).

Sulake koostuu turvaräjäytyslaitteesta (PDU) (kuva 37), itsetuhomekanismista, putkesta, kondensaattoreista C1 ja C2, pääkohdeanturista GMD1 (pulssivortex magnetoelectric generator), varakohdeanturista GMD2 (pulssiaalto). magnetosähköinen generaattori), käynnistyssytytin EV1, kaksi taistelusähköistä sytytintä EV2 ja EVZ, pyrotekninen hidastin, sytytyspanos, sytytinkansi ja sytytinsytytin.

Kaukosäädin varmistaa sulakkeen käsittelyn turvallisuuden, kunnes se on viritetty raketin laukaisun jälkeen. Se sisältää pyroteknisen sulakkeen, kääntyvän holkin ja estävän pysäyttimen.

Sytytyssytyttimiä käytetään taistelukärkien räjäyttämiseen. Kohdeanturit GMD 1 ja GMD2 tarjoavat sytytinkannen laukaisun, kun ohjus osuu kohteeseen, ja itsetuhomekanismin - sytytinkannen laukaisun sen jälkeen, kun itseräjähdysaika on kulunut, jos räjähdys on ohi. Putki varmistaa impulssin siirtymisen taistelukärjen panoksesta räjähdegeneraattorin panokseen.

Räjähtävä generaattori - suunniteltu heikentämään kauko-ohjaimen marssipanoksen palamatonta osaa ja luomaan ylimääräinen tuhokenttä. Se on sulakkeen rungossa sijaitseva kuppi, johon on puristettu räjähtävä koostumus.

Sulake ja taistelukärki toimivat raketin laukaisussa seuraavasti. Kun raketti nousee putkesta, RM:n peräsimet avautuvat, kun pistorasian katkaisijan koskettimet ovat kiinni ja viritysyksikön kondensaattorin C1 jännite syötetään sulakkeen sähkösytyttimeen EV1, alkaen jossa kauko-ohjaimen pyrotekninen sulake ja itsetuhomekanismin pyrotekninen puristus sytytetään samanaikaisesti.

Riisi. 37. Sulakkeen rakennekaavio

Lennon aikana, käynnissä olevan pääkoneen aksiaalisen kiihtyvyyden vaikutuksesta, kauko-ohjainyksikön lukitustulppa asettuu eikä estä pyörivän holkin kääntymistä (ensimmäinen suojausaste poistetaan). 1-1,9 sekunnin kuluttua raketin laukaisusta pyrotekninen sulake palaa, jousi kääntää pyörivän holkin laukaisuasentoon. Tässä tapauksessa sytytinkannen akseli on kohdistettu sytytinsytyttimen akseliin, pyörivän holkin koskettimet ovat kiinni, sulake on kytketty ohjuksen BIP:iin (toinen suojausaste on poistettu) ja on valmis. toimintaa varten. Samaan aikaan itsetuhomekanismin pyrotekninen liitos palaa edelleen ja BIP syöttää sulakkeen kondensaattoreita C1 ja C2 kaikkeen. koko lennon ajan.

Kun ohjus osuu kohteeseen sillä hetkellä, sulake kulkee metalliesteen läpi (läpimurtaessa) tai sitä pitkin (kun se kimmoilee) pääkohdeanturin GMD1 käämissä metalliin indusoituneiden pyörrevirtojen vaikutuksesta. este kun kohdeanturin GMD1 kestomagneetti liikkuu, syntyy sähköpulssi. Tämä pulssi kohdistetaan sähköiseen EVZ-sytyttimeen, jonka sädystä laukaisee sytytinkansi, mikä saa sytytysnaltimen toimimaan. Sytytinsytytin laukaisee taistelukärjen sytytin, jonka toiminta aiheuttaa sytytyskärjen ja räjähteen repeämisen sytytinputkessa, joka välittää räjähdyksen räjähdysainegeneraattoriin. Tässä tapauksessa räjähdysgeneraattori laukeaa ja kaukosäätimen (jos sellaista on) jäljellä oleva polttoaine räjähtää.

Kun ohjus osuu maaliin, myös varakohteen anturi GMD2 laukeaa. Ohjuksen kohtaamisen yhteydessä tapahtuvien kimmoisten muodonmuutosten tahdon vaikutuksesta GMD2-kohdeanturin ankkuri katkeaa, magneettipiiri katkeaa, minkä seurauksena käämiin indusoituu sähkövirtapulssi, joka on toimitetaan sähkösytyttimeen EV2. Sähkösytyttimen EV2 tulisäteestä sytytetään pyrotekninen hidastin, jonka palamisaika ylittää sen ajan, joka tarvitaan pääkohdeanturin GMD1 lähestymiseen esteeseen. Kun hidastin on palanut loppuun, sytytyspanos laukeaa, jolloin nallittimen kansi ja taistelukärjen sytytin syttyvät, taistelukärki ja jäljelle jäänyt ajopolttoaine (jos on) räjähtävät.

Kun ohjus osuu kohteeseen, itsetuhomekanismin pyroteknisen puristusliitoksen palamisen jälkeen tulisäde laukaisee sytytinkansi, joka saa sytyttimen toimimaan ja räjäyttämään taistelukärjen räjähteellä. generaattori ohjuksen itsensä tuhoamiseksi.

Propulsiojärjestelmä

Kiinteän polttoaineen ohjaus on suunniteltu varmistamaan raketin laukaisu putkesta, mikä antaa sille tarvittavan pyörimiskulmanopeuden, kiihdytyksen matkalentonopeudelle ja ylläpitää tätä nopeutta lennon aikana.

Kaukosäädin koostuu käynnistysmoottorista, kaksitoimisesta yksikammioisesta propulsiomoottorista ja viivästetysti toimivasta sytytyssytyttimestä.

Käynnistysmoottori on suunniteltu varmistamaan raketin laukaisu putkesta ja antamaan sille vaadittu pyörimiskulmanopeus. Käynnistysmoottori koostuu kammiosta 8 (kuva 38), käynnistyspanoksesta 6, käynnistyspanossytyttimestä 7, kalvosta 5, kiekosta 2, kaasunsyöttöputkesta 1 ja suutinlohkosta 4. Käynnistyspanos koostuu putkimaisista jauhelohkoista (tai monoliitista) vapaasti asennettu kammion rengasmaiseen tilavuuteen. Käynnistyslataussytytin koostuu kotelosta, johon on sijoitettu sähkösytytin ja ruutinäyte. Levy ja kalvo varmistavat latauksen käytön ja kuljetuksen aikana.

Käynnistysmoottori on kytketty propulsiomoottorin suutinosaan. Moottoreita telakoitaessa kaasunsyöttöputki asetetaan viivästetyn toiminnan palkkisytyttimen 7 runkoon (kuva 39), joka sijaitsee propulsiomoottorin esisuuttimen tilavuudessa. Tämä liitäntä varmistaa tulipulssin välittymisen säteen sytyttimeen. Käynnistysmoottorin sytyttimen sähköliitäntä laukaisuputkeen tapahtuu kosketinliitännän 9 kautta (kuva 38).

Riisi. 38. Moottorin käynnistys:

1 - kaasunsyöttöputki; 2 - levy; 3 - pistoke; 4 - suutinlohko; 5 - kalvo; 6 - käynnistyslataus; 7 - käynnistyslataussytytin; 8 - kamera; 9 - ota yhteyttä

Suutinlohkossa on seitsemän (tai kuusi) raketin pituusakseliin nähden kulmassa olevaa suutinta, jotka varmistavat raketin pyörimisen käynnistysmoottorin toiminta-alueella. Kaukosäätimen kammion tiiviyden varmistamiseksi käytön aikana ja tarvittavan paineen luomiseksi käynnistyspanoksen sytytyksen yhteydessä on tulpat 3 asennettu suuttimiin.

Yksikammioinen kaksitoiminen propulsiomoottori suunniteltu varmistamaan raketin kiihtyvyys matkalentonopeudelle ensimmäisessä tilassa ja ylläpitämään tätä nopeutta lennon aikana toisessa tilassa.

Tukimoottori koostuu kammiosta 3 (kuva 39), tukipanoksesta 4, tukipanossytyttimestä 5, suutinlohkosta 6 ja viivästetysti toimivasta sädesytyttimestä 7. Pohja 1 on ruuvattu kammion etuosaan, jossa on istuimet kaukosäätimen ja taistelukärjen telakointia varten. Vaadittujen palamismuotojen saavuttamiseksi varaus on osittain varattu ja vahvistettu kuudella johdolla 2.

1 - pohja; 2 - johdot; 3 - kamera; 4 - marssipanos; 5 – marssipanoksen sytytin; 6 - suutinlohko; 7 - säteen viivästetty sytytin; 8 - pistoke; A - kierrereikä

Riisi. 40. Viivästetty säteen sytytin: 1 - pyrotekninen moderaattori; 2 - runko; 3 - holkki; 4 - siirtomaksu; 5 - räjähdys. veloittaa

Riisi. 41. Siipilohko:

1 - levy; 2 - etuosa; 3 - runko; 4 - akseli; 5 - jousi; 6 - tulppa; 7 - ruuvi; 8 - takaosa; B - reunus

Kammion tiiviyden varmistamiseksi käytön aikana ja tarvittavan paineen luomiseksi, kun pääpanos sytytetään, suutinlohkoon on asennettu tulppa 8, joka romahtaa ja palaa pois päämoottorin ponnekaasuista. Suutinlohkon ulkoosassa on kierrereiät A siipilohkon kiinnittämiseksi PS:ään.

Viivästetyn toiminnan säteen sytytin on suunniteltu varmistamaan pääkoneen toiminta turvallisella etäisyydellä ilmatorjuntatykistäjälle. Palaessaan, 0,33 - 0,5 s, raketti siirtyy pois ilmatorjuntatykistä vähintään 5,5 m:n etäisyydelle. Tämä suojaa ilmatorjuntatykistäjää altistumiselta tukimoottorin ajokaasusuihkulle.

Viivästetty sytytin koostuu rungosta 2 (kuva 40), johon on sijoitettu pyrotekninen hidastin 1, siirtopanos 4 holkkiin 3. Toisaalta räjähtävä panos 5 on puristettu holkkiin. , räjähtävä panos sytytetään. Räjäytyksen aikana syntynyt iskuaalto välittyy holkin seinämän läpi ja sytyttää siirtopanoksen, josta pyrotekninen hidastin syttyy. Pyroteknisen hidastimen viiveajan jälkeen pääpanoksen sytytin syttyy, mikä sytyttää pääpanoksen.

DU toimii seuraavasti. Kun sähköimpulssi syötetään käynnistysvarauksen sähkösytyttimeen, sytytin laukeaa ja sitten käynnistysvaraus. Käynnistysmoottorin luoman reaktiivisen voiman vaikutuksesta raketti lentää ulos putkesta vaaditulla pyörimiskulmanopeudella. Käynnistysmoottori lopettaa työnsä putkessa ja viipyy siinä. Käynnistysmoottorin kammioon muodostuneista jauhekaasuista laukeaa viivästetty toimintasäteen sytytin, joka sytyttää marssipanossytyttimen, josta marssipanos laukeaa turvallisella etäisyydellä ilmatorjuntatykistäjälle. Pääkoneen luoma reaktiivinen voima kiihdyttää raketin päänopeuteen ja ylläpitää tätä nopeutta lennon aikana.

Siipilohko

Siipiyksikkö on suunniteltu raketin aerodynaamiseen stabilointiin lennon aikana, nostovoiman luomiseen hyökkäyskulmien läsnä ollessa ja vaaditun raketin pyörimisnopeuden ylläpitämiseen lentoradalla.

Siipilohko koostuu rungosta 3 (kuva 41), neljästä taitettavasta siivestä ja mekanismista niiden lukitsemiseksi.

Taittuva siipi koostuu levystä 7, joka on kiinnitetty kahdella ruuvilla 7 rungossa olevaan reikään asetettuihin akseliin 4 asetettuihin vuorauksiin 2 ja 8.

Lukitusmekanismi koostuu kahdesta pysäyttimestä 6 ja jousesta 5, joiden avulla rajoittimet vapautuvat ja lukitsevat siiven avattaessa. Pyörivän raketin putkesta nousun jälkeen siivet avautuvat keskipakovoimien vaikutuksesta. Raketin vaaditun pyörimisnopeuden ylläpitämiseksi lennon aikana siivet asetetaan suhteessa siipiyksikön pituusakseliin tietyssä kulmassa.

Siipilohko kiinnitetään ruuveilla pääkoneen suutinlohkoon. Siipilohkon rungossa on neljä ulkonemaa B, joilla se voidaan liittää käynnistysmoottoriin laajennettavan liitäntärenkaan avulla.

Riisi. 42. Putki 9P39(9P39-1*)

1 - etukansi; 2 ja 11 - lukot; 3 - anturilohko; 4 - antenni; 5 - pidikkeet; 6 ja 17 - kannet; 7 - kalvo; 8 - olkahihna; 9 - pidike; 10 - putki; 12 - takakansi; 13 - lamppu; 14 - ruuvi; 15 - lohko; 16 - lämmitysmekanismin vipu; 18. 31 ja 32 - jouset; 19 38 - puristimet; 20 - liitin; 21 - takateline; 22 - levyliitinmekanismi; 23 - kahva; 24 - etupilari; 25 - vaippa; 26 - suuttimet; 27 - lauta; 28 - nastakoskettimet; 29 - ohjaustapit; 30 - tulppa; 33 - työntövoima; 34 - haarukka; 35 - runko; 36 - painike; 37 - silmä; A ja E - etiketit; B ja M - reiät; B - lentää; G - takatähtäin; D - kolmiomerkki; Zh - leikkaus; Ja - oppaat; K - viiste; L ja U - pinnat; D - ura; Р ja С – halkaisijat; F - pesät; W - lauta; Shch ja E - tiiviste; Yu - peittokuva; Olen iskunvaimennin;

*) Huomautus:

1. Käytössä voi olla kaksi putkivaihtoehtoa: 9P39 (antennilla 4) ja 9P39-1 (ilman antennia 4)

2. On olemassa 3 erilaista mekaanista tähtäintä, joissa on käytössä valotietolamppu

kohdistuva pää. Aktiiviset tutkan kohdistuspäät. Lämpökuvauksen kohteen koordinaattori "Damaskos"

_____________________________________________________________

Radioelektronisten laitteiden laitos

RADAR HOMING HEAD

Ilmoita kirjoitusvirheestä

Toimituksellemme lähetettävä teksti:

Kommenttisi (valinnainen):