Mode

målsökande huvud. Aktivt radarmålhuvud args. Värmeavbildningsmålkoordinator "Damaskus"

02.05.2020

Ryska federationens statliga kommitté för högre utbildning

BALTIC STATE TECHNICAL UNIVERSITY

_____________________________________________________________

Institutionen för radioelektroniska apparater

RADAR HEMING HUVUD

St. Petersburg

2. ALLMÄN INFORMATION OM RLGS.

2.1 Syfte

Radarmålhuvudet är installerat på mark-till-luft-missilen för att säkerställa automatisk målinsamling, dess automatiska spårning och utfärdande av styrsignaler till autopiloten (AP) och radiosäkringen (RB) i det sista skedet av missilens flygning .

2.2 Specifikationer

RLGS kännetecknas av följande grundläggande prestandadata:

1. sökområde efter riktning:

Azimut ± 10°

Höjd ± 9°

2. granskningstid för sökområdet 1,8 - 2,0 sek.

3. målinsamlingstid med vinkel 1,5 sek (inte mer)

4. Maximala avvikelsevinklar för sökområdet:

I azimut ± 50° (inte mindre än)

Höjd ± 25° (inte mindre än)

5. Maximala avvikelsevinklar för ekvisignalzonen:

I azimut ± 60° (inte mindre än)

Höjd ± 35° (inte mindre än)

6. Målfångstavstånd av flygplanstyp IL-28 med avgivande av styrsignaler till (AP) med en sannolikhet på minst 0,5 -19 km och med en sannolikhet på minst 0,95 -16 km.

7 sökzon inom räckvidd 10 - 25 km

8. driftfrekvensområde f ± 2,5 %

9. genomsnittlig sändareffekt 68W

10. RF-pulslängd 0,9 ± 0,1 µs

11. RF-pulsupprepningsperiod T ± 5 %

12. känslighet för mottagande kanaler - 98 dB (inte mindre)

13.Strömförbrukning från strömkällor:

Från elnätet 115 V 400 Hz 3200 W

Nät 36V 400Hz 500W

Från nätverket 27 600 W

14. stationsvikt - 245 kg.

3. PRINCIPER FÖR DRIFT OCH KONSTRUKTION AV RLGS

3.1 Funktionsprincipen för radarn

RLGS är en radarstation av 3-centimetersområdet, som arbetar i pulserande strålningsläge. Vid det mest allmänna övervägandet kan radarstationen delas upp i två delar: - den faktiska radardelen och den automatiska delen, som tillhandahåller målinsamling, dess automatiska spårning i vinkel och räckvidd, samt utsändning av styrsignaler till autopiloten och radion. säkring.

Radardelen av stationen fungerar på vanligt sätt. Högfrekventa elektromagnetiska svängningar som genereras av magnetronen i form av mycket korta pulser sänds ut med hjälp av en starkt riktad antenn, tas emot av samma antenn, omvandlas och förstärks i den mottagande enheten, passerar vidare till den automatiska delen av stationen - målet vinkelspårningssystem och avståndsmätaren.

Den automatiska delen av stationen består av följande tre funktionssystem:

1. antennkontrollsystem som ger antennstyrning i alla driftlägen för radarstationen (i "guidance"-läget, i "sök"-läget och i "homing"-läget, som i sin tur är uppdelat i "capture" och "autotracking"-lägen)

2. avståndsmätare

3. en kalkylator för styrsignaler som tillförs autopiloten och radiosäkring på raketen.

Antennstyrsystemet i "auto-tracking"-läget fungerar enligt den så kallade differentialmetoden, i samband med vilken en speciell antenn används i stationen, bestående av en sfärisk spegel och 4 sändare placerade på ett avstånd framför spegeln.

När radarstationen arbetar på strålning bildas ett enlobsstrålningsmönster med en maμmum som sammanfaller med antennsystemets axel. Detta uppnås på grund av de olika längderna på emittrarnas vågledare - det finns en hård fasförskjutning mellan svängningarna hos olika sändare.

När man arbetar i receptionen förskjuts strålningsmönstren för strålarna i förhållande till spegelns optiska axel och skär varandra vid en nivå av 0,4.

Anslutningen av sändarna till transceivern utförs genom en vågledarbana, i vilken det finns två ferritomkopplare kopplade i serie:

· Axekommutator (FKO), arbetar med en frekvens på 125 Hz.

· Mottagaromkopplare (FKP), som arbetar med en frekvens på 62,5 Hz.

Ferritomkopplare för axlarna växlar vågledarbanan på ett sådant sätt att först alla 4 sändare ansluts till sändaren och bildar ett enlobsriktivitetsmönster, och sedan till en tvåkanalsmottagare, sedan sändare som skapar två direktivitetsmönster placerade i ett vertikalt plan, sedan sändare som skapar två mönsterorientering i horisontalplanet. Från mottagarnas utgångar går signalerna in i subtraktionskretsen, där, beroende på målets position i förhållande till ekvisignalriktningen som bildas av skärningspunkten mellan strålningsmönstren för ett givet par av sändare, genereras en skillnadssignal. , vars amplitud och polaritet bestäms av målets position i rymden (fig. 1.3).

Synkront med ferritaxelomkopplaren i radarstationen fungeraren, med vars hjälp antennstyrsignalen genereras i azimut och höjd.

Mottagarens kommutator växlar ingångarna till de mottagande kanalerna med en frekvens på 62,5 Hz. Omkopplingen av mottagande kanaler är associerad med behovet av att medelvärdet av deras egenskaper, eftersom den differentiella metoden för att hitta målriktningar kräver fullständig identitet för parametrarna för båda mottagningskanalerna. RLGS avståndsmätare är ett system med två elektroniska integratorer. Från utgången från den första integratorn avlägsnas en spänning som är proportionell mot hastigheten för närmande till målet, från utgången från den andra integratorn - en spänning proportionell mot avståndet till målet. Avståndsmätaren fångar det närmaste målet inom intervallet 10-25 km med efterföljande automatisk spårning upp till en räckvidd på 300 meter. På ett avstånd av 500 meter sänds en signal ut från avståndsmätaren, som tjänar till att koppla på radiosäkringen (RV).

RLGS-kalkylatorn är en datoranordning och tjänar till att generera styrsignaler som utfärdas av RLGS till autopiloten (AP) och RV. En signal sänds till AP, som representerar projektionen av vektorn för den absoluta vinkelhastigheten för målsiktstrålen på missilens tvärgående axlar. Dessa signaler används för att styra missilens kurs och stigning. En signal som representerar projektionen av hastighetsvektorn för målets närmande till missilen på den polära riktningen av målets siktstråle anländer till RV från räknaren.

De utmärkande egenskaperna hos radarstationen i jämförelse med andra stationer som liknar den när det gäller deras taktiska och tekniska data är:

1. Användning av en långfokuserad antenn i en radarstation, kännetecknad av det faktum att strålen bildas och avböjs i den med hjälp av avböjningen av en ganska lätt spegel, vars avböjningsvinkel är hälften av strålens avböjningsvinkel . Dessutom finns det inga roterande högfrekventa övergångar i en sådan antenn, vilket förenklar designen.

2. användning av en mottagare med en linjär-logaritmisk amplitudkaraktäristik, som ger en expansion av kanalens dynamiska omfång upp till 80 dB och gör det därigenom möjligt att hitta källan till aktiv störning.

3. bygga ett system för vinkelspårning med differentialmetoden, vilket ger hög brusimmunitet.

4. applicering i stationen av den ursprungliga tvåslinga slutna girkompensationskretsen, vilket ger en hög grad av kompensation för raketsvängningarna i förhållande till antennstrålen.

5. konstruktivt genomförande av stationen enligt den så kallade containerprincipen, som kännetecknas av ett antal fördelar vad gäller minskning av totalvikten, utnyttjande av tilldelad volym, minskning av sammankopplingar, möjlighet att använda ett centraliserat kylsystem m.m. .

3.2 Separata funktionella radarsystem

RLGS kan delas upp i ett antal separata funktionssystem som vart och ett löser ett väldefinierat särskilt problem (eller flera mer eller mindre närbesläktade särskilda problem) och som vart och ett i viss mån är utformat som en separat teknisk och strukturell enhet. Det finns fyra sådana funktionella system i RLGS:

3.2.1 Radardel av RLGS

Radardelen av RLGS består av:

sändaren.

mottagare.

högspänningslikriktare.

den högfrekventa delen av antennen.

Radardelen av RLGS är avsedd:

· att generera högfrekvent elektromagnetisk energi av en given frekvens (f ± 2,5 %) och en effekt på 60 W, som strålas ut i rymden i form av korta pulser (0,9 ± 0,1 μs).

för efterföljande mottagning av signaler som reflekteras från målet, deras omvandling till mellanfrekvenssignaler (Ffc = 30 MHz), förstärkning (via 2 identiska kanaler), detektering och utmatning till andra radarsystem.

3.2.2. Synkroniserare

Synchronizer består av:

Mottagnings- och synkroniseringshanteringsenhet (MPS-2).

· mottagarenhet (KP-2).

· Styrenhet för ferritbrytare (UF-2).

urvals- och integrationsnod (SI).

Felsignalvalsenhet (CO)

· ultraljudsfördröjningslinje (ULZ).

Syftet med denna del av RLGS är:

generering av synkroniseringspulser för att starta individuella kretsar i radarstationen och styrpulser för mottagare, SI-enhet och avståndsmätare (MPS-2-enhet)

Bildande av impulser för att styra ferritomkopplaren av axlar, ferritomkopplaren för de mottagande kanalerna och referensspänningen (UV-2-nod)

Integration och summering av mottagna signaler, spänningsreglering för AGC-styrning, konvertering av målvideopulser och AGC till radiofrekvenssignaler (10 MHz) för att fördröja dem i ULZ (SI-noden)

· isolering av felsignalen som är nödvändig för driften av vinkelföljningssystemet (CO-noden).

3.2.3. Avståndsmätare

Avståndsmätaren består av:

Tidsmodulatornod (EM).

tidsdiskriminatornod (VD)

två integratörer.

UTLÄNDSK MILITÄR REVISION nr 4/2009, s. 64-68

Överste R. SCHERBININ

För närvarande bedrivs forskning och utveckling i världens ledande länder som syftar till att förbättra samordnarna av optiska, optoelektroniska och radarmålhuvuden (GOS) och korrigeringsanordningar för kontrollsystem för flygplansmissiler, bomber och kluster, samt autonom ammunition av olika klasser och syften.

Koordinator - en anordning för att mäta missilens position i förhållande till målet. Spårningskoordinatorer med gyroskopisk eller elektronisk stabilisering (målhuvuden) används i det allmänna fallet för att bestämma vinkelhastigheten för siktlinjen för systemet "missil - rörligt mål", såväl som vinkeln mellan missilens längdaxel och siktlinjen och ett antal andra nödvändiga parametrar. Fasta koordinatorer (utan rörliga delar) ingår som regel i korrelationsextrem styrsystem för stationära markmål eller används som hjälpkanaler för kombinerade sökare.

Under pågående forskning genomförs sökandet efter banbrytande tekniska och designlösningar, utvecklingen av en ny elementär och teknisk bas, förbättring av mjukvara, optimering av vikt- och storleksegenskaper och kostnadsindikatorer för styrsystemens inbyggda utrustning. ut.

Samtidigt definieras huvudriktningarna för att förbättra spårningskoordinatorerna: skapandet av värmeavbildningssökare som arbetar i flera sektioner av IR-våglängdsområdet, inklusive med optiska mottagare som inte kräver djupkylning; praktisk tillämpning av aktiva laserlokaliseringsanordningar; införande av aktiv-passiv radarsökare med en platt eller konform antenn; skapande av flerkanals kombinerade sökare.

I USA och ett antal andra ledande länder under de senaste 10 åren har värmebildsamordnare för WTO:s vägledningssystem för första gången i världspraxis introducerats i stor utsträckning.

Förberedelser för en sortie av A-10 attackflygplan (i förgrunden URAGM-6SD "Maverick")

Amerikansk luft-till-mark-missil AGM-158A (JASSM-program)

Lovande UR klass "luft - mark" AGM-169

PÅ infraröd sökare, bestod den optiska mottagaren av ett eller flera känsliga element, vilket inte gjorde det möjligt att erhålla en fullfjädrad målsignatur. Värmebildssökande arbetar på en kvalitativt högre nivå. De använder multi-element OD, som är en matris av känsliga element placerade i det optiska systemets fokalplan. För att läsa information från sådana mottagare används en speciell optoelektronisk anordning som bestämmer koordinaterna för motsvarande del av måldisplayen som projiceras på OP:n genom numret på det exponerade känsliga elementet, följt av förstärkning, modulering av de mottagna insignalerna och deras överföra till beräkningsenheten. De mest spridda läsarna med digital bildbehandling och användning av fiberoptik.

De främsta fördelarna med termiska bildsökare är ett betydande synfält i skanningsläget, vilket är ± 90 ° (för infraröda sökare med fyra till åtta element i OP, inte mer än + 75 °) och ett ökat maximalt målinsamlingsområde (5-7 respektive 10-15 km). Dessutom är det möjligt att arbeta i flera områden av det infraröda området, såväl som implementering av automatiska måligenkänning och lägen för val av målpunkter, inklusive under svåra väderförhållanden och på natten. Användningen av en matris OP minskar sannolikheten för samtidig skada på alla känsliga element genom aktiva motåtgärdssystem.

Värmeavbildningsmålkoordinator "Damaskus"

Värmebilder med okylda mottagare:

A - fast koordinator för användning i korrelationssystem

korrigeringar; B - spårningskoordinator; B - flygspaningskamera

Radarsökare med flat phased array antenn

För första gången är en helautomatisk (som inte kräver korrigerande operatörskommandon) värmeavbildningssökare utrustad med amerikanska luft-till-mark-missiler AGM-65D "Maverick" medel- och långdistans AGM-158A JASSM. Värmeavbildningsmålkoordinatorer används också som en del av UAB. Till exempel använder GBU-15 UAB ett halvautomatiskt styrsystem för värmeavbildning.

För att avsevärt minska kostnaderna för sådana enheter i intresse av deras massanvändning som en del av massproducerade UAB av JDAM-typ, utvecklade amerikanska specialister Damaskus värmeavbildningsmålkoordinator. Den är utformad för att upptäcka, känna igen målet och korrigera den sista delen av UAB-banan. Denna enhet, gjord utan servodrivning, är styvt fixerad i bombernas nos och använder en standardkraftkälla för bomben. Huvudelementen i TCC är ett optiskt system, en okyld matris av känsliga element och en elektronisk datorenhet som tillhandahåller bildbildning och transformation.

Koordinatorn aktiveras efter att UAB släppts på ett avstånd av ca 2 km till målet. Automatisk analys av den inkommande informationen utförs inom 1-2 s med en hastighet för att ändra bilden av målområdet på 30 fps. För att känna igen målet används korrelationsextremala algoritmer för att jämföra bilden som erhålls i det infraröda området med bilderna av de givna objekten omvandlade till digitalt format. De kan erhållas under den preliminära förberedelsen av ett flyguppdrag från spaningssatelliter eller flygplan, såväl som direkt med hjälp av enheter ombord.

I det första fallet matas målbeteckningsdata in i UAB under förberedelser före flygning, i det andra fallet från flygplansradarer eller infraröda stationer, varifrån information matas till den taktiska situationsindikatorn i cockpiten. Efter detektering och identifiering av målet korrigeras IMS-data. Ytterligare kontroll utförs i vanligt läge utan användning av koordinator. Samtidigt är bombningens noggrannhet (KVO) inte sämre än 3 m.

Liknande studier i syfte att utveckla relativt billiga värmeavbildningskoordinatorer med okylda OP:er genomförs av ett antal andra ledande företag.

Sådana OP är planerade att användas i GOS, korrelationskorrigeringssystem och flygspaning. Avkänningselement i OP-matrisen är gjorda på basis av intermetalliska (kadmium, kvicksilver och tellur) och halvledarföreningar (indiumantimonid).

Avancerade optoelektroniska målsökningssystem inkluderar också en aktiv lasersökare, utvecklad av Lockheed Martin för att utrusta lovande missiler och autonom ammunition.

Till exempel, som en del av GOS för den experimentella autonoma flygammunitionen LOCAAS, användes en laseravståndsstation, som ger detektering och igenkänning av mål genom tredimensionell högprecisionsundersökning av terräng och objekt som finns på dem. För att erhålla en tredimensionell bild av målet utan att skanna det, används principen för reflekterad signalinterferometri. Designen av LLS använder en laserpulsgenerator (våglängd 1,54 μm, pulsrepetitionshastighet 10 Hz-2 kHz, varaktighet 10-20 nssek), och som mottagare - en matris av laddningskopplade avkänningselement. Till skillnad från LLS-prototyper, som hade en rasterskanning av skanningsstrålen, har denna station en större (upp till ± 20°) betraktningsvinkel, lägre bildförvrängning och betydande toppstrålningseffekt. Den samverkar med utrustning för automatisk måligenkänning baserad på signaturerna för upp till 50 000 typiska objekt inbäddade i fordonsdatorn.

Under ammunitionens flygning kan LLS söka efter ett mål i en remsa av jordytan 750 m bred längs flygbanan, och i igenkänningsläget kommer denna zon att minska till 100 m. Om flera mål detekteras samtidigt, bildbehandlingsalgoritmen kommer att ge möjligheten att attackera de mest prioriterade av dem.

Enligt amerikanska experter kommer att utrusta det amerikanska flygvapnet med flygvapen med aktiva lasersystem som ger automatisk detektering och igenkänning av mål med deras efterföljande högprecisionsengagemang ett kvalitativt nytt steg inom automationsområdet och kommer att öka luftens effektivitet. strejker i samband med stridsoperationer på insatsteatrar.

Radarsökare av moderna missiler används som regel i styrsystem för medel- och långdistansflygvapen. Aktiva och semiaktiva sökare används i luft-till-luft-missiler och anti-fartygsmissiler, passiva sökare - i PRR.

Lovande missiler, inklusive kombinerade (universella) som är utformade för att förstöra mark- och luftmål (av luft-luft-mark-klassen), planeras att utrustas med radarsökare med plana eller konforma fasade antennuppsättningar, gjorda med hjälp av visualiseringsteknik och digital bearbetning av omvända målsignaturer.

Man tror att huvudfördelarna med GOS med platta och konforma antennuppsättningar i jämförelse med moderna koordinatorer är: effektivare adaptiv avstämning från naturlig och organiserad störning; elektronisk strålstyrning av strålningsmönstret med en fullständig avvisning av användningen av rörliga delar med en betydande minskning av vikt- och storleksegenskaper och energiförbrukning; effektivare användning av det polarimetriska läget och dopplerstråleavsmalning; ökning av bärvågsfrekvenser (upp till 35 GHz) och upplösning, bländare och synfält; minska påverkan av egenskaperna hos radarkonduktivitet och värmeledningsförmåga hos kåpan, vilket orsakar aberration och signalförvrängning. I en sådan GOS är det också möjligt att använda moden för adaptiv inställning av ekvisignalzonen med automatisk stabilisering av strålningsmönstrets egenskaper.

Dessutom är en av riktningarna för att förbättra spårningskoordinatorer skapandet av flerkanaliga aktiva-passiva sökare, till exempel termisk-vision-radar eller termisk-vision-laser-radar. I sin design, för att minska vikt, storlek och kostnad, är målspårningssystemet (med gyroskopisk eller elektronisk stabilisering av koordinatorn) planerat att användas i endast en kanal. I resten av GOS kommer en fast sändare och energimottagare att användas, och för att ändra betraktningsvinkeln är det planerat att använda alternativa tekniska lösningar, till exempel i den termiska bildkanalen - en mikromekanisk anordning för finjustering av linser, och i radarkanalen - elektronisk strålskanning av strålningsmönstret.

Prototyper av kombinerad aktiv-passiv sökare:

till vänster - radar-termisk avbildning gyrostabiliserad sökare för

avancerade luft-till-mark- och luft-till-luft-missiler; till höger -

aktiv radarsökare med en fasad antennuppsättning och

passiv värmeavbildningskanal

Tester i vindtunneln som utvecklats av SMACM UR, (i bilden till höger, raketens GOS)

Kombinerad GOS med semi-aktiv laser, värmebilder och aktiva radarkanaler planeras att utrustas med en lovande UR JCM. Strukturellt är den optoelektroniska enheten hos GOS-mottagarna och radarantennen gjorda i ett enda spårningssystem, vilket säkerställer att de fungerar separat eller gemensamt under vägledningsprocessen. Denna GOS implementerar principen för kombinerad målsökning, beroende på typen av mål (termisk eller radiokontrast) och situationens förhållanden, i enlighet med vilken den optimala vägledningsmetoden automatiskt väljs i ett av GOS-driftlägena, och resten används parallellt för att bilda en kontrastvisning av målet vid beräkning av punktinriktningen.

När man skapar styrutrustning för avancerade missiler avser Lockheed Martin och Boeing att använda befintliga tekniska och tekniska lösningar som erhållits under arbetet under LOCAAS- och JCM-programmen. I synnerhet, som en del av SMACM och LCMCM UR som utvecklas, föreslogs det att använda olika versioner av den uppgraderade sökaren installerad på AGM-169 luft-till-mark UR. Ankomsten av dessa missiler förväntas tas i bruk tidigast 2012.

Utrustningen ombord i vägledningssystemet, kompletterad med dessa sökande, måste säkerställa utförandet av sådana uppgifter som: patrullering i det angivna området under en timme; spaning, upptäckt och nederlag av etablerade mål. Enligt utvecklarna är de viktigaste fördelarna med sådana sökare: ökad bullerimmunitet, säkerställer en hög sannolikhet att träffa målet, förmågan att använda under svåra störningar och väderförhållanden, optimerade vikt- och storleksegenskaper hos styrutrustningen och relativt låga kosta.

Således utförs FoU i främmande länder i syfte att skapa mycket effektiva och samtidigt billiga flygvapen med en betydande ökning av spanings- och informationsförmågan hos luftburna komplex av både strids- och stödflyg. kommer att avsevärt öka prestandan för stridsanvändning.

För att kommentera måste du registrera dig på sidan.

BALTIC STATE TECHNICAL UNIVERSITY

_____________________________________________________________

Institutionen för radioelektroniska apparater

RADAR HEMING HUVUD

St. Petersburg

2. ALLMÄN INFORMATION OM RLGS.

2.1 Syfte

2.2 Specifikationer

RLGS kännetecknas av följande grundläggande prestandadata:

1. sökområde efter riktning:

Höjd ± 9°

2. granskningstid för sökområdet 1,8 - 2,0 sek.

3. målinsamlingstid med vinkel 1,5 sek (inte mer)

4. Maximala avvikelsevinklar för sökområdet:

I azimut ± 50° (inte mindre än)

Höjd ± 25° (inte mindre än)

5. Maximala avvikelsevinklar för ekvisignalzonen:

I azimut ± 60° (inte mindre än)

Höjd ± 35° (inte mindre än)

6. Målfångstavstånd av flygplanstyp IL-28 med avgivande av styrsignaler till (AP) med en sannolikhet på minst 0,5 -19 km och med en sannolikhet på minst 0,95 -16 km.

7 sökzon inom räckvidd 10 - 25 km

8. driftfrekvensområde f ± 2,5 %

9. genomsnittlig sändareffekt 68W

10. RF-pulslängd 0,9 ± 0,1 µs

11. RF-pulsupprepningsperiod T ± 5 %

12. känslighet för mottagande kanaler - 98 dB (inte mindre)

13.Strömförbrukning från strömkällor:

Från elnätet 115 V 400 Hz 3200 W

Nät 36V 400Hz 500W

Från nätverket 27 600 W

14. stationsvikt - 245 kg.

3. PRINCIPER FÖR DRIFT OCH KONSTRUKTION AV RLGS

3.1 Funktionsprincipen för radarn

Den automatiska delen av stationen består av följande tre funktionssystem:

2. avståndsmätare

3. en kalkylator för styrsignaler som tillförs autopiloten och radiosäkring på raketen.

När man arbetar i receptionen förskjuts strålningsmönstren för strålarna i förhållande till spegelns optiska axel och skär varandra vid en nivå av 0,4.

Anslutningen av sändarna till transceivern utförs genom en vågledarbana, i vilken det finns två ferritomkopplare kopplade i serie:

· Axekommutator (FKO), arbetar med en frekvens på 125 Hz.

· Mottagaromkopplare (FKP), som arbetar med en frekvens på 62,5 Hz.

Synkront med ferritaxelomkopplaren i radarstationen fungeraren, med vars hjälp antennstyrsignalen genereras i azimut och höjd.

De utmärkande egenskaperna hos radarstationen i jämförelse med andra stationer som liknar den när det gäller deras taktiska och tekniska data är:

3. bygga ett system för vinkelspårning med differentialmetoden, vilket ger hög brusimmunitet.

4. applicering i stationen av den ursprungliga tvåslinga slutna girkompensationskretsen, vilket ger en hög grad av kompensation för raketsvängningarna i förhållande till antennstrålen.

3.2 Separata funktionella radarsystem

3.2.1 Radardel av RLGS

Radardelen av RLGS består av:

sändaren.

mottagare.

högspänningslikriktare.

den högfrekventa delen av antennen.

Radardelen av RLGS är avsedd:

· att generera högfrekvent elektromagnetisk energi av en given frekvens (f ± 2,5 %) och en effekt på 60 W, som strålas ut i rymden i form av korta pulser (0,9 ± 0,1 μs).

3.2.2. Synkroniserare

Synchronizer består av:

Mottagnings- och synkroniseringshanteringsenhet (MPS-2).

· mottagarenhet (KP-2).

· Styrenhet för ferritbrytare (UF-2).

urvals- och integrationsnod (SI).

Felsignalvalsenhet (CO)

· ultraljudsfördröjningslinje (ULZ).

generering av synkroniseringspulser för att starta individuella kretsar i radarstationen och styrpulser för mottagare, SI-enhet och avståndsmätare (MPS-2-enhet)

Bildande av impulser för att styra ferritomkopplaren av axlar, ferritomkopplaren för de mottagande kanalerna och referensspänningen (UV-2-nod)

· isolering av felsignalen som är nödvändig för driften av vinkelföljningssystemet (CO-noden).

3.2.3. Avståndsmätare

Avståndsmätaren består av:

Tidsmodulatornod (EM).

tidsdiskriminatornod (VD)

två integratörer.

Syftet med denna del av RLGS är:

söka, fånga och spåra målet inom räckvidd med avgivande av signaler från räckvidden till målet och hastigheten för närmandet till målet

utsändande av signal D-500 m

OGS är utformad för att fånga och automatiskt spåra målet genom dess värmestrålning, mäta vinkelhastigheten för missilens siktlinje och generera en styrsignal som är proportionell mot siktlinjens vinkelhastighet, inklusive under påverkan av ett falskt termiskt mål (LTT).

Strukturellt består OGS av en koordinator 2 (fig. 63) och en elektronisk enhet 3. Ett ytterligare element som formaliserar OGS är kroppen 4. Det aerodynamiska munstycket 1 tjänar till att minska det aerodynamiska motståndet hos raketen under flygning.

En kyld fotodetektor används i OGS för att säkerställa den erforderliga känsligheten som kylsystemet 5 betjänar. Köldmediet är flytande gas som erhålls i kylsystemet från gasformigt kväve genom strypning.

Blockschemat för det optiska referenshuvudet (fig. 28) består av följande koordinator- och autopilotkretsar.

Spårningskoordinatorn (SC) utför kontinuerlig automatisk spårning av målet, genererar en korrigeringssignal för att rikta in koordinatorns optiska axel med siktlinjen och tillhandahåller en styrsignal proportionell mot siktlinjens vinkelhastighet till autopiloten (AP).

Spårningskoordinatorn består av en koordinator, en elektronisk enhet, ett gyroskopkorrigeringssystem och ett gyroskop.

Koordinatorn består av en lins, två fotodetektorer (FPok och FPvk) och två förförstärkare av elektriska signaler (PUok och PUvk). I fokalplanen för koordinatorlinsens huvud- och hjälpspektralområden finns fotodetektorer FPok respektive FPvk med raster av en viss konfiguration radiellt placerade i förhållande till den optiska axeln.

Linsen, fotodetektorerna, förförstärkarna är fixerade på gyroskoprotorn och roterar med den, och linsens optiska axel sammanfaller med axeln för gyroskoprotorns egen rotation. Gyroskoprotorn, vars huvuddel är en permanentmagnet, är installerad i en kardanupphängning, vilket gör att den kan avvika från OGS:s längdaxel med en lagervinkel i vilken riktning som helst i förhållande till två ömsesidigt vinkelräta axlar. När gyroskoprotorn roterar övervakas utrymmet inom linsens synfält i båda spektralområdena med hjälp av fotoresistorer.

Bilder av en fjärrstrålningskälla finns i fokalplanen för båda spektra av det optiska systemet i form av spridningsfläckar. Om riktningen till målet sammanfaller med linsens optiska axel fokuseras bilden till mitten av OGS synfält. När en vinkelfel överensstämmer mellan linsens axel och riktningen till målet, förskjuts spridningspunkten. När gyroskoprotorn roterar, belyses fotoresistorerna under varaktigheten av passagen av spridningsfläcken över det ljuskänsliga skiktet. Sådan pulserad belysning omvandlas av fotoresistorer till elektriska pulser, vars varaktighet beror på storleken på vinkelfelanpassningen, och med en ökning av missanpassningen för den valda rasterformen minskar deras varaktighet. Pulsrepetitionshastigheten är lika med fotoresistorns rotationsfrekvens.

Ris. 28. Strukturdiagram för det optiska referenshuvudet

Signalerna från utgångarna på fotodetektorerna FPok respektive FPvk anländer till förförstärkarna PUok och PUvk, vilka är sammankopplade av ett gemensamt automatiskt förstärkningsstyrsystem AGC1, som arbetar på en signal från PUok. Detta säkerställer konstansen i förhållandet mellan värden och bevarandet av formen på utsignalerna från förförstärkarna i det erforderliga intervallet av förändringar i kraften hos den mottagna OGS-strålningen. Signalen från PUok går till omkopplingskretsen (SP), utformad för att skydda mot LTC och bakgrundsljud. LTC-skydd är baserat på olika strålningstemperaturer från ett verkligt mål och LTC, som bestämmer skillnaden i positionen för maxima för deras spektrala egenskaper.

SP:n tar också emot en signal från PUvk:n som innehåller information om interferens. Förhållandet mellan mängden strålning från målet, som tas emot av hjälpkanalen, och mängden strålning från målet, som tas emot av huvudkanalen, kommer att vara mindre än en, och signalen från LTC till utgången från SP:n går inte igenom.

I SP:n bildas en genomströmningsstrobe för målet; signalen som väljs för SP från målet matas till den selektiva förstärkaren och amplituddetektorn. Amplituddetektorn (AD) väljer en signal, vars amplitud för den första övertonen beror på vinkelfelanpassningen mellan linsens optiska axel och riktningen till målet. Vidare passerar signalen genom en fasskiftare, som kompenserar för signalfördröjningen i den elektroniska enheten, och kommer in i ingången på en korrigeringsförstärkare som förstärker signalen i effekt, vilket är nödvändigt för att korrigera gyroskopet och mata signalen till AP . Belastningen av korrigeringsförstärkaren (UC) är korrigeringslindningarna och aktiva motstånd anslutna i serie med dem, varifrån signalerna matas till AP.

Det elektromagnetiska fältet som induceras i korrigeringsspolarna interagerar med magnetfältet hos gyroskoprotormagneten, vilket tvingar det att pressa in i riktningen för att minska oöverensstämmelsen mellan linsens optiska axel och riktningen till målet. Således spårar OGS målet.

På små avstånd till målet ökar dimensionerna på strålningen från målet som uppfattas av OGS, vilket leder till en förändring av egenskaperna hos pulssignalerna från fotodetektorernas utgång, vilket försämrar OGS:s förmåga att spåra mål. För att utesluta detta fenomen tillhandahålls närfältskretsen i den elektroniska enheten i SC, som ger spårning av strålens och munstyckets energicentrum.

Autopiloten utför följande funktioner:

Filtrera signalen från SC för att förbättra kvaliteten på missilstyrsignalen;

Bildande av en signal för att vrida missilen vid den initiala sektionen av banan för att automatiskt ge den nödvändiga höjd- och ledningsvinklarna;

Omvandling av korrigeringssignalen till en styrsignal vid missilens styrfrekvens;

Bildande av ett styrkommando på en styrenhet som arbetar i ett reläläge.

Insignalerna från autopiloten är signalerna från korrigeringsförstärkaren, närfältskretsen och lagerlindningen, och utsignalen är signalen från push-pull effektförstärkaren, vars belastning är lindningarna av elektromagneterna på styrmaskinens slidventil.

Korrektionsförstärkarens signal passerar genom ett synkront filter och en seriekopplad dynamisk limiter och matas till ingången på adderaren ∑І. Signalen från lagerlindningen matas till FSUR-kretsen längs lagret. Det är nödvändigt vid den första delen av banan att minska tiden för att nå styrmetoden och ställa in styrplanet. Utsignalen från FSUR går till adderaren ∑І.

Signalen från utgången från adderaren ∑І, vars frekvens är lika med rotationshastigheten för gyroskoprotorn, matas till fasdetektorn. Referenssignalen för fasdetonatorn är signalen från GON-lindningen. GON-lindningen är installerad i OGS på ett sådant sätt att dess längdaxel ligger i ett plan vinkelrätt mot OGS:s längdaxel. Frekvensen för signalen som induceras i GON-lindningen är lika med summan av gyroskopets och raketens rotationsfrekvenser. Därför är en av komponenterna i fasdetektorns utsignal signalen vid raketrotationsfrekvensen.

Utsignalen från fasdetektorn matas till filtret, vid vars ingång den läggs till signalen från linjäriseringsgeneratorn i adderaren ∑II. Filtret undertrycker de högfrekventa komponenterna i signalen från fasdetektorn och minskar den icke-linjära distorsionen av linjäriseringsgeneratorsignalen. Utsignalen från filtret kommer att matas till en begränsande förstärkare med hög förstärkning, vars andra ingång tar emot en signal från raketens vinkelhastighetssensor. Från den begränsande förstärkaren matas signalen till effektförstärkaren, vars belastning är lindningarna på elektromagneterna på styrmaskinens spoleventil.

Gyroskophållningssystemet är utformat för att matcha koordinatorns optiska axel med siktaxeln för siktanordningen, vilket gör en given vinkel med missilens längdaxel. I detta avseende, när man siktar, kommer målet att vara i synfältet för OGS.

Sensorn för avvikelsen av gyroskopaxeln från missilens längdaxel är en lagerlindning, vars längdaxel sammanfaller med missilens längdaxel. I fallet med avvikelse av gyroskopaxeln från lagerlindningens längdaxel, karakteriserar amplituden och fasen för den EMF som induceras i den entydigt storleken och riktningen för oanpassningsvinkeln. Motsatsen till riktningslindningen är lutningslindningen som finns i startrörssensorenheten påslagen. EMF som induceras i lutningslindningen är proportionell i storlek mot vinkeln mellan siktaxeln för siktanordningen och raketens längdaxel.

Skillnadssignalen från lutningslindningen och riktningslindningen, förstärkt i spänning och effekt i spårningskoordinatorn, går in i gyroskopets korrigeringslindningar. Under påverkan av ett ögonblick från sidan av korrigeringssystemet, förskjuts gyroskopet i riktning mot att minska vinkeln av oöverensstämmelse med siktaxeln för siktanordningen och är låst i detta läge. Gyroskopet urholkas av ARP när OGS växlas till spårningsläge.

För att hålla gyroskoprotorns rotationshastighet inom de erforderliga gränserna används ett hastighetsstabiliseringssystem.

Styrrum

Styrutrymmet inkluderar raketflygkontrollutrustningen. I styrrummets kropp finns en styrmaskin 2 (fig. 29) med roder 8, en inbyggd kraftkälla bestående av en turbogenerator 6 och en stabilisator-likriktare 5, en vinkelhastighetssensor 10, en förstärkare /, en pulver. tryckackumulator 4, en pulverkontrollmotor 3, en hylsa 7 (med spännenhet) och destabilisator

Ris. 29. Styrrum: 1 - förstärkare; 2 - styrmaskin; 3 - styrmotor; 4 - tryckackumulator; 5 - stabilisator-likriktare; 6 - turbogenerator; 7 - uttag; 8 - roder (plattor); 9 - destabilisator; 10 - vinkelhastighetssensor

Ris. 30. Styrmaskin:

1 - spolarnas utgående ändar; 2 - kropp; 3 - spärr; 4 - klipp; 5 - filter; 6 - roder; 7 - propp; 8 - rack; 9 - lager; 10 och 11 - fjädrar; 12 - koppel; 13 - munstycke; 14 - gasfördelningshylsa; 15 - spole; 16 - bussning; 17 - höger spole; 18 - ankare; 19 - kolv; 20 - vänster spole; B och C - kanaler

Styrmaskin designad för aerodynamisk kontroll av raketen under flygning. Samtidigt fungerar RM som ett ställverk i raketens gasdynamiska styrsystem i den första delen av banan, när de aerodynamiska rodren är ineffektiva. Det är en gasförstärkare för styrning av elektriska signaler som genereras av OGS.

Styrmaskinen består av en hållare 4 (fig. 30), i vars tidvatten det finns en arbetscylinder med en kolv 19 och ett finfilter 5. Huset 2 pressas in i hållaren med en slidventil, bestående av en fyrkantad slid 15, två bussningar 16 och ankare 18. Två spolar 17 och 20 av elektromagneter är placerade i huset. Hållaren har två ögon, i vilka det på lagren 9 finns en kuggstång 8 med fjädrar (fjäder) och med ett påtryckt koppel 12. I tidvattnet av buren mellan klackarna är en gasfördelningshylsa 14 placerad, stelt fixerad med en spärr 3 på stativet. Hylsan har ett spår med avskurna kanter för att tillföra gas som kommer från PUD till kanaler B, C och munstycken 13.

RM drivs av PAD-gaser, som tillförs genom ett rör genom ett fint filter till spolen och från den genom kanaler i ringar, hus och kolvhållare. Kommandosignaler från OGS matas i sin tur till spolarna hos elektromagneterna RM. När ström passerar genom elektromagnetens högra spole 17, dras ankaret 18 med spolen mot denna elektromagnet och öppnar gaspassagen in i arbetscylinderns vänstra hålighet under kolven. Under gastryck rör sig kolven till det extrema högra läget tills den stannar mot locket. I rörelse drar kolven kopplets utsprång bakom sig och vrider kopplet och kuggstången, och med dem rodren, till yttersta läget. Samtidigt roterar även gasfördelningshylsan, medan avskärningskanten öppnar gastillgången från PUD:n genom kanalen till motsvarande munstycke.

När ström passerar genom elektromagnetens vänstra spole 20, rör sig kolven till ett annat ytterläge.

I ögonblicket för omkoppling av strömmen i spolarna, när kraften som skapas av pulvergaserna överstiger elektromagnetens attraktionskraft, rör sig spolen under inverkan av kraften från pulvergaserna, och spolens rörelse börjar tidigare än strömmen stiger i den andra spolen, vilket ökar hastigheten på RM.

Strömförsörjning ombord designad för att driva raketutrustningen under flygning. Energikällan för det är de gaser som bildas under förbränningen av PAD-laddningen.

BIP består av en turbogenerator och en stabilisator-likriktare. Turbogeneratorn består av en stator 7 (fig. 31), en rötor 4, på vars axel ett pumphjul 3 är monterat, vilket är dess drivning.

Stabilisator-likriktaren utför två funktioner:

Konverterar turbogeneratorns växelströmsspänning till de erforderliga värdena av konstanta spänningar och upprätthåller deras stabilitet med förändringar i rotationshastigheten för turbogeneratorns rotor och belastningsström;

Reglerar turbogeneratorrotorns rotationshastighet när gastrycket vid munstycksinloppet ändras genom att skapa en extra elektromagnetisk belastning på turbinaxeln.

Ris. 31. Turbogenerator:

1 - stator; 2 - munstycke; 3 - pumphjul; 4 - rotor

BIP fungerar enligt följande. Pulvergaser från förbränningen av PAD-laddningen genom munstycket 2 matas till turbinens 3 blad och får den att rotera tillsammans med rotorn. I detta fall induceras en variabel EMF i statorlindningen, som matas till ingången på stabilisator-likriktaren. Från stabilisator-likriktarens utgång matas en konstant spänning till OGS och DUS-förstärkaren. Spänningen från BIP tillförs de elektriska tändarna på VZ och PUD efter att raketen lämnar röret och RM-rodren öppnas.

Vinkelhastighetssensorär utformad för att generera en elektrisk signal proportionell mot vinkelhastigheten för missilens svängningar i förhållande till dess tvärgående axlar. Denna signal används för att dämpa raketens vinkelsvängningar under flygning, CRS är en ram 1 bestående av två lindningar (fig. 32), som är upphängd på halvaxlarna 2 i mittskruvarna 3 med korundaxiallager 4 och kan pumpas in i magnetkretsens arbetsgap, bestående av bas 5, permanentmagnet 6 och skor 7. Signalen tas upp från det känsliga elementet i CRS (ram) genom flexibla momentlösa förlängningar 8, lödda till kontakterna 10 av ramen och kontakterna 9, elektriskt isolerade från huset.

Ris. 32. Vinkelhastighetssensor:

1 - ram; 2 - axelaxel; 3 - mittskruv; 4 - axiallager; 5 - bas; 6 - magnet;

7 - sko; 8 - stretching; 9 och 10 - kontakter; 11 - hölje

CRS är installerat så att dess X-X-axel sammanfaller med raketens längdaxel. När raketen endast roterar runt den längsgående axeln, installeras ramen, under inverkan av centrifugalkrafter, i ett plan vinkelrätt mot raketens rotationsaxel.

Ramen rör sig inte i ett magnetfält. EMF i dess lindningar induceras inte. I närvaro av raketoscillationer kring tvärgående axlar rör sig ramen i ett magnetfält. I detta fall är EMF som induceras i ramens lindningar proportionell mot vinkelhastigheten för raketsvängningarna. Frekvensen för EMF motsvarar rotationsfrekvensen runt den längsgående axeln, och fasen för signalen motsvarar riktningen för vektorn för raketens absoluta vinkelhastighet.

Pulvertrycksackumulator den är avsedd för matning med pulvergaser RM och BIP. PAD består av hus 1 (fig. 33), som är en förbränningskammare, och filter 3, i vilket gasen renas från fasta partiklar. Gasflödeshastigheten och parametrarna för den inre ballistiken bestäms av gasspjällsöppningen 2. Inuti kroppen placeras en pulverladdning 4 och en tändare 7, bestående av en elektrisk tändare 8, ett prov på 5 krut och en pyroteknisk smällare 6 .

Ris. 34. Puderkontrollmotor:

7 - adapter; 3 - kropp; 3 - pulverladdning; 4 - vikt av krut; 5 - pyroteknisk smällare; 6 - elektrisk tändare; 7 - tändare

PAD fungerar enligt följande. En elektrisk impuls från utlösningsmekanismens elektroniska enhet matas till en elektrisk tändare som antänder ett krutprov och ett pyrotekniskt smällare, från kraften från lågan vars krutladdning antänds. De resulterande pulvergaserna rengörs i filtret, varefter de kommer in i RM och BIP-turbogeneratorn.

Puderkontrollmotor designad för gasdynamisk styrning av raketen i den inledande delen av flygbanan. PUD består av en kropp 2 (fig. 34), som är en förbränningskammare, och en adapter 1. Inuti kroppen finns en pulverladdning 3 och en tändare 7, bestående av en elektrisk tändare 6, ett prov på 4 krut. och en pyroteknisk smällare 5. Gasförbrukning och parametrar för den interna ballistiken bestäms av öppningen i adaptern.

PUD fungerar enligt följande. Efter att raketen lämnar avfyrningsröret och RM-rodren är öppna, matas en elektrisk impuls från spännkondensatorn till en elektrisk tändare, som antänder ett krutprov och ett smällare, från kraften från lågan vars pulverladdning antänds. Pulvergaser, som passerar genom distributionshylsan och två munstycken placerade vinkelrätt mot planet för RM:s roder, skapar en kontrollkraft som säkerställer raketens vändning.

Uttag ger elektrisk anslutning mellan raketen och uppskjutningsröret. Den har huvud- och kontrollkontakter, en strömbrytare för att ansluta kondensatorerna C1 och C2 på spännenheten till de elektriska tändarna VZ (EV1) och PUD, samt för att koppla om den positiva utgången från BIP till VZ efter att raketen lämnar röret och RM-rodren öppnas.

Ris. 35. Schema för spännblocket:

1 - effektbrytare

Spännenheten som är placerad i sockelhuset består av kondensatorerna C1 och C2 (fig. 35), motstånd R3 och R4 för att avlägsna restspänning från kondensatorerna efter kontroller eller en misslyckad start, motstånd R1 och R2 för att begränsa strömmen i kondensatorkretsen och diod D1, designad för elektrisk frånkoppling av BIP- och VZ-kretsar. Spänning läggs på spännenheten efter att PM-triggern har flyttats till läget tills den stannar.

Destabilisator utformad för att ge överbelastningar, den nödvändiga stabiliteten och skapa ytterligare vridmoment, i samband med vilket dess plattor installeras i en vinkel mot raketens längdaxel.

Stridsspets

Stridsspetsen är utformad för att förstöra ett luftmål eller orsaka skada på det, vilket leder till omöjligheten att utföra ett stridsuppdrag.

Stridsspetsens skadliga faktor är den högexplosiva verkan av stötvågen från stridsspetsens explosiva produkter och resterna av drivmedelsbränslet, såväl som fragmenteringsverkan av de element som bildas under explosionen och krossningen av skrovet.

Stridsspetsen består av själva stridsspetsen, en kontaktsäkring och en spränggenerator. Stridsspetsen är raketens bärarutrymme och är gjord i form av en integrerad anslutning.

Själva stridsspetsen (högexplosiv fragmentering) är utformad för att skapa ett givet skadefält som verkar på målet efter att ha mottagit en initierande puls från EO. Den består av kropp 1 (fig. 36), stridsspets 2, sprängkapsel 4, manschett 5 och rör 3, genom vilka ledningarna från luftintaget till raketens styrrum passerar. Det finns ett ok L på kroppen, vars hål innehåller en rörpropp utformad för att fixera raketen i den.

Ris. 36. Stridshuvud:

Stridsspets - själva stridsspetsen; VZ - säkring; VG - explosiv generator: 1- fall;

2 - stridsladdning; 3 - rör; 4 - detonator; 5 - manschett; A - ok

Säkringen är utformad för att avge en detonationspuls för att detonera stridsspetsladdningen när missilen träffar målet eller efter att självlikvideringstiden har förflutit, samt att överföra detonationspulsen från stridsspetsladdningen till laddningen av sprängämnet. generator.

Säkringen av den elektromekaniska typen har två skyddssteg, som tas bort under flygning, vilket garanterar säkerheten för driften av komplexet (start, underhåll, transport och lagring).

Säkringen består av en säkerhetsdetonationsanordning (PDU) (Fig. 37), en självdestruktionsmekanism, ett rör, kondensatorer C1 och C2, huvudmålsensorn GMD1 (pulsvirvelmagnetoelektrisk generator), reservmålsensor GMD2 (pulsvåg). magnetoelektrisk generator), startande elektrisk tändare EV1, två stridselektriska tändare EV2 och EVZ, en pyroteknisk retarder, en startladdning, ett detonatorlock och en säkringsdetonator.

Fjärrkontrollen tjänar till att garantera säkerheten vid hantering av säkringen tills den spänns efter att raketen har avfyrats. Den innehåller en pyroteknisk säkring, en vridbar hylsa och ett spärrstopp.

Sprängkapseln används för att detonera stridsspetsar. Målsensorerna GMD 1 och GMD2 ger utlösning av detonatorlocket när missilen träffar målet, och självdestruktionsmekanismen - utlösning av detonatorlocket efter att självdetonationstiden har förflutit vid en miss. Röret säkerställer överföringen av impuls från stridsspetsens laddning till laddningen av explosivgeneratorn.

Explosiv generator - utformad för att undergräva den oförbrända delen av framdrivningsladdningen på fjärrkontrollen och skapa ett ytterligare förstörelsefält. Det är en kopp placerad i säkringens kropp med en explosiv sammansättning intryckt i den.

Säkringen och stridsspetsen vid uppskjutning av en raket fungerar enligt följande. När raketen lämnar röret öppnas roderen på RM, medan kontakterna på uttagsbrytaren stängs och spänningen från kondensatorn C1 på spännenheten tillförs den elektriska tändaren EV1 på säkringen, från vilken den pyrotekniska säkringen av fjärrkontrollen och den pyrotekniska presskopplingen på självförstöringsmekanismen tänds samtidigt.

Ris. 37. Strukturdiagram över säkringen

Under flygning, under påverkan av axiell acceleration från en körande huvudmotor, sätter sig blockeringsstoppet på fjärrkontrollenheten och förhindrar inte vridningen av den roterande hylsan (det första steget av skydd tas bort). Efter 1-1,9 sekunder efter raketens uppskjutning brinner den pyrotekniska säkringen ut, fjädern vrider den roterande hylsan till skjutläge. I det här fallet är sprängkapselns axel i linje med säkringssprängkapselns axel, kontakterna på den roterande hylsan är stängda, säkringen är ansluten till missilens BIP (det andra steget av skydd har tagits bort) och är klar för handling. Samtidigt fortsätter den pyrotekniska monteringen av självdestruktionsmekanismen att brinna, och BIP matar kondensatorerna C1 och C2 på säkringen på allt. under hela flygningen.

När en missil träffar målet i det ögonblick som säkringen passerar genom en metallbarriär (när den bryter igenom) eller längs den (när den rikoschetterar) i lindningen av huvudmålsensorn GMD1, under inverkan av virvelströmmar inducerade i metallen barriär när permanentmagneten på målsensorn GMD1 rör sig, uppstår en elektrisk puls. Denna puls appliceras på den elektriska tändaren EVZ, från vars stråle sprängkapsylen utlöses, vilket får säkringsdetonatorn att verka. Tändsprängkapseln initierar stridsspetssprängkapseln, vars funktion orsakar ett brott på stridsspetssprängspetsen och sprängämne i tändröret, vilket överför detonationen till sprängämnesgeneratorn. I detta fall utlöses den explosiva generatorn och det kvarvarande bränslet på fjärrkontrollen (om någon) detoneras.

När missilen träffar målet aktiveras även backupmålsensorn GMD2. Under påverkan av elastiska deformationer som uppstår när en missil möter ett hinder, bryter ankaret på GMD2-målsensorn av, den magnetiska kretsen bryter, vilket resulterar i att en elektrisk strömpuls induceras i lindningen, som tillförs EV2 elektrisk tändare. Från eldstrålen från den elektriska tändaren EV2 antänds en pyroteknisk retarder, vars brinntid överstiger den tid som krävs för att huvudmålsensorn GMD1 ska närma sig barriären. Efter att moderatorn brinner ut, utlöses initieringsladdningen, vilket gör att detonatorlocket och stridsspetssprängkapseln avfyras, stridsspetsen och kvarvarande drivmedel (om det finns) detoneras.

I händelse av en missil på ett mål, efter att den pyrotekniska presspassningen av självdestruktionsmekanismen brinner ut, utlöses ett detonatorlock av en eldstråle, vilket gör att detonatorn agerar och detonerar stridsspetsen med ett sprängämne generator för att självförstöra missilen.

Framdrivningssystem

Styrning av fast drivmedel är utformad för att säkerställa att raketen lämnar röret, ger den den nödvändiga vinkelhastigheten för rotation, accelererar till marschhastighet och bibehåller denna hastighet under flygning.

Fjärrkontrollen består av en startmotor, en dubbelläges enkammarunderhållarmotor och en fördröjd stråltändare.

Startmotorn är utformad för att säkerställa raketens lansering från röret och ge den den erforderliga rotationshastigheten. Startmotorn består av kammare 8 (fig. 38), startladdning 6, startladdningständare 7, membran 5, skiva 2, gastillförselrör 1 och munstycksblock 4. Startladdningen består av rörformiga pulverpatroner (eller monolit) fritt. installerad i kammarens ringformade volym. Startladdningständaren består av ett hus i vilket en elektrisk tändare och ett krutprov placeras. Skivan och membranet säkrar laddningen under drift och transport.

Startmotorn är ansluten till munstycksdelen av framdrivningsmotorn. Vid dockning av motorerna sätts gastillförselröret på kroppen av stråltändaren 7 (fig. 39) med fördröjd verkan, placerad i framdrivningsmotorns förmunstyckesvolym. Denna anslutning säkerställer överföringen av brandpulsen till stråltändaren. Den elektriska anslutningen av startmotorns tändare med startröret utförs genom kontaktanslutningen 9 (fig. 38).

Ris. 38. Startmotor:

1 - gastillförselrör; 2 - disk; 3 - plugg; 4 - munstycksblock; 5 - diafragma; 6 - startladdning; 7 - startladdningständare; 8 - kamera; 9 - kontakt

Munstycksblocket har sju (eller sex) munstycken placerade i en vinkel mot raketens längdaxel, som säkerställer raketens rotation i startmotorns driftområde. För att säkerställa tätheten av fjärrkontrollkammaren under drift och för att skapa det nödvändiga trycket när startladdningen tänds, är pluggar 3 installerade i munstyckena.

Dubbelläge enkammarframdrivningsmotor utformad för att säkerställa raketens acceleration till marschfart i det första läget och bibehålla denna hastighet under flygning i det andra läget.

Hållarmotorn består av en kammare 3 (fig. 39), en stödladdning 4, en stödladdningständare 5, ett munstycksblock 6 och en fördröjd stråltändare 7. Botten 1 skruvas fast i den främre delen av kammaren med säten för dockning av fjärrkontroll och stridsspets. För att erhålla de nödvändiga förbränningslägena är laddningen delvis reserverad och förstärkt med sex ledningar 2.

1 - botten; 2 - ledningar; 3 - kamera; 4 - marschladdning; 5 – marschladdningständare; 6 - munstycksblock; 7 - strålfördröjd tändare; 8 - plugg; A - gängat hål

Ris. 40. Fördröjd stråltändare: 1 - pyroteknisk moderator; 2 - kropp; 3 - bussning; 4 - överföringsavgift; 5 - deton. avgift

Ris. 41. Vingblock:

1 - tallrik; 2 - främre insats; 3 - kropp; 4 - axel; 5 - fjäder; 6 - propp; 7 - skruv; 8 - bakre insats; B - avsats

För att säkerställa kammarens täthet under drift och skapa det nödvändiga trycket när huvudladdningen antänds, installeras en plugg 8 på munstycksblocket, som kollapsar och brinner ut från huvudmotorns drivgaser. På den yttre delen av munstycksblocket finns gängade hål A för att fästa vingblocket på PS.

Den fördröjda stråltändaren är utformad för att säkerställa driften av huvudmotorn på ett säkert avstånd för luftvärnsskytten. Under sin förbränningstid, lika med 0,33 - 0,5 s, rör sig raketen bort från luftvärnsskytten på ett avstånd av minst 5,5 m. Detta skyddar luftvärnsskytten från exponering för strålen av drivgaser från stödmotorn. .

En fördröjd stråltändare består av en kropp 2 (fig. 40), i vilken en pyroteknisk retarder 1 är placerad, en överföringsladdning 4 i en hylsa 3. Å andra sidan trycks en detonationsladdning 5 in i hylsan. , tänds detonationsladdningen. Stötvågen som genereras under detonationen överförs genom hylsans vägg och antänder överföringsladdningen, från vilken den pyrotekniska retardern antänds. Efter en fördröjningstid från den pyrotekniska retardern tänds huvudladdningständaren, vilket tänder huvudladdningen.

DU fungerar enligt följande. När en elektrisk impuls appliceras på startladdningens elektriska tändare, aktiveras tändaren och sedan startladdningen. Under påverkan av den reaktiva kraften som skapas av startmotorn flyger raketen ut ur röret med den erforderliga vinkelhastigheten för rotation. Startmotorn avslutar sitt arbete i röret och dröjer sig kvar i det. Från de pulvergaser som bildas i startmotorns kammare utlöses en fördröjd stråltändare, som tänder marschladdningständaren, från vilken marschladdningen utlöses på ett säkert avstånd för luftvärnsskytten. Den reaktiva kraften som skapas av huvudmotorn accelererar raketen till huvudhastigheten och bibehåller denna hastighet under flygning.

Vingblock

Vingenheten är designad för aerodynamisk stabilisering av raketen under flygning, skapa lyft i närvaro av anfallsvinklar och bibehålla den erforderliga rotationshastigheten för raketen på banan.

Vingblocket består av en kropp 3 (fig. 41), fyra fällbara vingar och en mekanism för deras låsning.

Den fällbara vingen består av en platta 7, som är fäst med två skruvar 7 till fodren 2 och 8, placerade på axeln 4, placerade i hålet i kroppen.

Låsmekanismen består av två proppar 6 och en fjäder 5, med vars hjälp spärrarna frigörs och låser vingen vid öppning. Efter att den snurrande raketen lyfter från röret, under inverkan av centrifugalkrafter, öppnas vingarna. För att upprätthålla den erforderliga rotationshastigheten för raketen under flygning, utplaceras vingarna i förhållande till vingenhetens längdaxel i en viss vinkel.

Vingblocket fästs med skruvar på huvudmotorns munstycksblock. Det finns fyra utsprång B på vingblockets kropp för att ansluta det till startmotorn med hjälp av en expanderbar anslutningsring.

Ris. 42. Rör 9P39(9P39-1*)

1 - främre omslaget; 2 och 11 - lås; 3 - block av sensorer; 4 - antenn; 5 - klipp; 6 och 17 - omslag; 7 - diafragma; 8 - axelrem; 9 - klipp; 10 - rör; 12 - bakre omslag; 13 - lampa; 14 - skruv; 15 - block; 16 - spak för värmemekanismen; 18. 31 och 32 - fjädrar; 19 38 - klämmor; 20 - kontakt; 21 - bakre rack; 22 - sidokopplingsmekanism; 23 - handtag; 24 - främre pelare; 25 - kåpa; 26 - munstycken; 27 - bräda; 28 - stiftkontakter; 29 - styrstift; 30 - propp; 33 - dragkraft; 34 - gaffel; 35 - kropp; 36 - knapp; 37 - öga; A och E - etiketter; B och M - hål; B - fluga; G - bakre sikte; D - triangulärt märke; Zh - utskärning; Och - guider; K - fas; L och U - ytor; D - spår; Р och С – diametrar; F - bon; W - bräda; Shch och E - packning; Yu - överlägg; Jag är en stötdämpare;

*) Notera:

1. Två varianter av rör kan vara i drift: 9P39 (med antenn 4) och 9P39-1 (utan antenn 4)

2. Det finns 3 varianter av mekaniska sikten med en ljusinformationslampa i drift

målsökande huvud. Aktivt radarmålhuvud args. Värmeavbildningsmålkoordinator "Damaskus"

_____________________________________________________________

Institutionen för radioelektroniska apparater

RADAR HEMING HUVUD

Rapportera ett stavfel

Text som ska skickas till våra redaktioner:

Din kommentar (valfritt):