Rusya Yüksek Öğrenim Federasyonu Devlet Komitesi

BALTIK DEVLET TEKNİK ÜNİVERSİTESİ

_____________________________________________________________

Radyoelektronik Cihazlar Dairesi Başkanlığı

RADAR HEM BAŞLIĞI

Petersburg

2. RLGS HAKKINDA GENEL BİLGİLER.

2.1 Amaç

Radar güdümlü kafa, füzenin uçuşunun son aşamasında otomatik hedef alımını, otomatik takibini ve otomatik pilota (AP) ve radyo sigortasına (RB) kontrol sinyalleri verilmesini sağlamak için karadan havaya füze üzerine kuruludur. .

2.2 Özellikler

RLGS, aşağıdaki temel performans verileriyle karakterize edilir:

1. yönüne göre arama alanı:

Azimut ± 10°

Yükseklik ± 9°

2. arama alanı inceleme süresi 1.8 - 2.0 sn.

3. 1.5 saniyelik açıyla hedef alma süresi (artık yok)

4. Arama alanının maksimum sapma açıları:

Azimutta ± 50° (en az değil)

Yükseklik ± 25° (en az değil)

5. Eş sinyal bölgesinin maksimum sapma açıları:

Azimutta ± 60° (en az değil)

Yükseklik ± 35° (en az değil)

6. 0,5 -19 km'den az olmayan bir olasılıkla ve 0,95 -16 km'den az olmayan bir olasılıkla (AP) kontrol sinyallerinin verilmesiyle IL-28 uçak tipinin hedef yakalama aralığı.

10 - 25 km aralığında 7 arama bölgesi

8. çalışma frekans aralığı f ± %2,5

9. ortalama verici gücü 68W

10. RF darbe süresi 0,9 ± 0,1 µs

11. RF darbe tekrarlama süresi T ± %5

12. alıcı kanalların hassasiyeti - 98 dB (daha az değil)

13.Güç kaynaklarından güç tüketimi:

Şebekeden 115 V 400 Hz 3200 W

Şebeke 36V 400Hz 500W

Ağdan 27 600 W

14. istasyon ağırlığı - 245 kg.

3. RLGS'NİN ÇALIŞMA ESASLARI VE YAPIM ESASLARI

3.1 Radarın çalışma prensibi

RLGS, darbeli radyasyon modunda çalışan 3 santimetre aralığında bir radar istasyonudur. En genel olarak, radar istasyonu iki kısma ayrılabilir: - gerçek radar kısmı ve hedef edinimi, açı ve menzilde otomatik takibi ve otopilot ve radyoya kontrol sinyallerinin verilmesini sağlayan otomatik kısım. sigorta.

İstasyonun radar kısmı normal şekilde çalışıyor. Magnetron tarafından çok kısa darbeler şeklinde üretilen yüksek frekanslı elektromanyetik salınımlar, aynı anten tarafından alınan, alıcı cihazda dönüştürülen ve güçlendirilen yüksek yönlü bir anten kullanılarak yayınlanır, istasyonun otomatik kısmına - hedefe daha da geçer. açı takip sistemi ve telemetre.

İstasyonun otomatik kısmı aşağıdaki üç fonksiyonel sistemden oluşur:

1. radar istasyonunun tüm çalışma modlarında anten kontrolü sağlayan anten kontrol sistemleri ("rehberlik" modunda, "arama" modunda ve "yakalama" modunda "yakalama" ve "otomatik izleme" modları)

2. mesafe ölçüm cihazı

3. Roketin otopilot ve radyo sigortasına sağlanan kontrol sinyalleri için bir hesap makinesi.

"Otomatik izleme" modundaki anten kontrol sistemi, istasyonda küresel bir ayna ve önüne belirli bir mesafeye yerleştirilmiş 4 yayıcıdan oluşan özel bir antenin kullanıldığı bağlantılı olarak diferansiyel yönteme göre çalışır. ayna.

Radar istasyonu radyasyonla çalıştığında, anten sisteminin ekseni ile çakışan bir maumum ile tek loblu bir radyasyon modeli oluşturulur. Bu, emitörlerin dalga kılavuzlarının farklı uzunlukları nedeniyle elde edilir - farklı emitörlerin salınımları arasında sert bir faz kayması vardır.

Resepsiyonda çalışırken, yayıcıların radyasyon desenleri aynanın optik eksenine göre kaydırılır ve 0,4 seviyesinde kesişir.

Yayıcıların alıcı-verici ile bağlantısı, seri olarak bağlanmış iki ferrit anahtarın bulunduğu bir dalga kılavuzu yolu ile gerçekleştirilir:

· 125 Hz frekansında çalışan eksen komütatörü (FKO).

· Alıcı anahtarı (FKP), 62,5 Hz frekansında çalışır.

Eksenlerin ferrit anahtarları, dalga kılavuzu yolunu, ilk önce 4 emitörün tümü vericiye bağlanarak tek loblu bir yönlülük modeli oluşturacak ve ardından iki kanallı bir alıcıya, ardından iki yönlülük deseni oluşturan emitörlere bağlanacak şekilde değiştirir. dikey bir düzlem, ardından yatay düzlemde iki desen yönlendirmesi oluşturan yayıcılar. Alıcıların çıkışlarından, sinyaller, belirli bir yayıcı çiftinin radyasyon modellerinin kesişmesiyle oluşturulan eş sinyal yönüne göre hedefin konumuna bağlı olarak, bir fark sinyalinin üretildiği çıkarma devresine girer. , genliği ve polaritesi, hedefin uzaydaki konumu ile belirlenir (Şekil 1.3).

Radar istasyonundaki ferrit eksen anahtarı ile senkronize olarak, anten kontrol sinyali çıkarma devresi çalışır, bunun yardımıyla anten kontrol sinyali azimut ve yükseklikte üretilir.

Alıcı komütatörü, alıcı kanalların girişlerini 62,5 Hz frekansında değiştirir. Alıcı kanalların değiştirilmesi, hedef yön bulmanın diferansiyel yöntemi, her iki alıcı kanalın parametrelerinin tam kimliğini gerektirdiğinden, özelliklerinin ortalamasını alma ihtiyacı ile ilişkilidir. RLGS telemetre, iki elektronik entegratörlü bir sistemdir. Birinci entegratörün çıkışından, ikinci entegratörün çıkışından hedefe yaklaşma hızıyla orantılı bir voltaj çıkarılır - hedefe olan mesafeyle orantılı bir voltaj. Mesafe bulucu, sonraki 300 metreye kadar otomatik izleme ile 10-25 km aralığında en yakın hedefi yakalar. 500 metre mesafede, telemetreden radyo sigortasını (RV) açmaya yarayan bir sinyal yayılır.

RLGS hesaplayıcısı bir bilgi işlem cihazıdır ve RLGS tarafından otopilot (AP) ve RV'ye verilen kontrol sinyallerinin üretilmesine hizmet eder. AP'ye, hedef nişan ışınının mutlak açısal hızının vektörünün füzenin enine eksenleri üzerindeki izdüşümünü temsil eden bir sinyal gönderilir. Bu sinyaller, füzenin yönünü ve eğimini kontrol etmek için kullanılır. Hedefin füzeye yaklaşımının hız vektörünün hedefin nişan ışınının kutup yönüne yansımasını temsil eden bir sinyal, hesaplayıcıdan RV'ye ulaşır.

Radar istasyonunun taktik ve teknik verileri bakımından benzer diğer istasyonlara göre ayırt edici özellikleri şunlardır:

1. Bir radar istasyonunda uzun odaklı bir antenin kullanılması, ışının, saptırma açısı ışın sapma açısının yarısı kadar olan, oldukça hafif bir aynanın saptırılmasıyla oluşturulup saptırılması ile karakterize edilir. Ek olarak, böyle bir antende, tasarımını basitleştiren dönen yüksek frekanslı geçişler yoktur.

2. Kanalın dinamik aralığının 80 dB'ye kadar genişlemesini sağlayan ve böylece aktif girişim kaynağını bulmayı mümkün kılan, doğrusal-logaritmik genlik özelliğine sahip bir alıcının kullanılması.

3. Yüksek gürültü bağışıklığı sağlayan diferansiyel yöntemle bir açısal izleme sistemi oluşturmak.

4. Anten huzmesine göre roket salınımları için yüksek derecede kompanzasyon sağlayan orijinal iki devreli kapalı sapma kompanzasyon devresinin istasyonunda uygulanması.

5. istasyonun, toplam ağırlığın azaltılması, tahsis edilen hacmin kullanılması, ara bağlantıların azaltılması, merkezi bir soğutma sistemi kullanma olasılığı vb. açısından bir dizi avantaj ile karakterize edilen konteyner ilkesine göre yapıcı uygulaması .

3.2 Ayrı fonksiyonel radar sistemleri

RLGS, her biri iyi tanımlanmış belirli bir sorunu (veya az çok yakından ilişkili birkaç belirli sorunu) çözen ve her biri bir dereceye kadar ayrı bir teknolojik ve yapısal birim olarak tasarlanan bir dizi ayrı işlevsel sisteme bölünebilir. RLGS'de bu tür dört işlevsel sistem vardır:

3.2.1 RLGS'nin radar kısmı

RLGS'nin radar kısmı şunlardan oluşur:

verici.

alıcı.

yüksek voltaj doğrultucu

antenin yüksek frekans kısmı.

RLGS'nin radar kısmı aşağıdakilere yöneliktir:

· Kısa darbeler (0.9 ± 0.1 μs) şeklinde uzaya yayılan, belirli bir frekansta (f ± %2.5) ve 60 W gücünde yüksek frekanslı elektromanyetik enerji üretmek.

· Hedeften yansıyan sinyallerin daha sonra alınması, ara frekans sinyallerine dönüştürülmesi (Fpch = 30 MHz), amplifikasyon (2 özdeş kanal aracılığıyla), tespit ve diğer radar sistemlerine teslimi için.

3.2.2. senkronizör

Senkronizör şunlardan oluşur:

Alma ve Senkronizasyon Manipülasyon Birimi (MPS-2).

· alıcı anahtarlama birimi (KP-2).

· Ferrit anahtarlar için kontrol ünitesi (UF-2).

seçim ve tümleştirme düğümü (SI).

Hata sinyali seçim birimi (CO)

· ultrasonik gecikme hattı (ULZ).

RLGS'nin bu bölümünün amacı:

radar istasyonunda bireysel devreleri başlatmak için senkronizasyon darbelerinin oluşturulması ve alıcı, SI birimi ve telemetre (MPS-2 birimi) için kontrol darbeleri

Eksenlerin ferrit anahtarını, alıcı kanalların ferrit anahtarını ve referans voltajı (UV-2 düğümü) kontrol etmek için darbelerin oluşumu

Alınan sinyallerin entegrasyonu ve toplamı, AGC kontrolü için voltaj regülasyonu, hedef video darbelerinin ve AGC'nin ULZ'deki (SI düğümü) gecikmeleri için radyo frekansı sinyallerine (10 MHz) dönüştürülmesi

· açısal izleme sisteminin (CO düğümü) çalışması için gerekli olan hata sinyalinin izolasyonu.

3.2.3. telemetre

Uzaklık ölçer şunlardan oluşur:

Zaman modülatör düğümü (EM).

zaman ayrımcı düğümü (VD)

iki entegratör

DIŞ ASKERİ İNCELEME No. 4/2009, s. 64-68

Albay R. ŞERBİNİN

Şu anda, dünyanın önde gelen ülkelerinde optik, optoelektronik ve radar güdümlü kafaların (GOS) koordinatörlerini ve uçak füzelerinin, bombaların ve kümelerin kontrol sistemleri için düzeltme cihazlarının yanı sıra otonom mühimmatın geliştirilmesini amaçlayan Ar-Ge yürütülmektedir. çeşitli sınıflar ve amaçlar.

Koordinatör - füzenin hedefe göre konumunu ölçmek için bir cihaz. Genel durumda, "füze ​​hareketli hedef" sisteminin görüş hattının açısal hızını ve ayrıca füzenin uzunlamasına ekseni arasındaki açıyı belirlemek için jiroskopik veya elektronik stabilizasyonlu (homing kafaları) izleme koordinatörleri kullanılır. görüş hattı ve bir dizi diğer gerekli parametre. Sabit koordinatörler (hareketli parçalar olmadan), kural olarak, sabit yer hedefleri için aşırı korelasyon rehberlik sistemlerinin bir parçasıdır veya birleşik arayıcıların yardımcı kanalları olarak kullanılır.

Devam eden araştırmalar sırasında, çığır açan teknik ve tasarım çözümlerinin araştırılması, yeni bir temel ve teknolojik temelin geliştirilmesi, yazılımın iyileştirilmesi, ağırlık ve boyut özelliklerinin optimizasyonu ve gemideki rehberlik sistemlerinin ekipmanının maliyet göstergeleri gerçekleştirilir. dışarı.

Aynı zamanda, izleme koordinatörlerini geliştirmek için ana yönergeler tanımlanmıştır: derin soğutma gerektirmeyen optik alıcılar da dahil olmak üzere IR dalga boyu aralığının çeşitli bölümlerinde çalışan termal görüntüleme arayıcılarının oluşturulması; aktif lazer konum cihazlarının pratik uygulaması; düz veya uyumlu antenli aktif-pasif radar arayıcının tanıtılması; çok kanallı birleşik arayıcıların oluşturulması.

Son 10 yılda Amerika Birleşik Devletleri'nde ve diğer bazı önde gelen ülkelerde, dünya uygulamasında ilk kez, DTÖ rehberlik sistemlerinin termal görüntüleme koordinatörleri geniş çapta tanıtıldı.

A-10 saldırı uçağının sorti için hazırlık (ön planda URAGM-6SD "Maverick")

Amerikan havadan karaya füze AGM-158A (JASSM programı)

Umut verici UR sınıfı "hava - kara" AGM-169

AT kızılötesi arayıcı, optik alıcı, tam teşekküllü bir hedef imzası elde etmeye izin vermeyen bir veya daha fazla hassas elemandan oluşuyordu. Termal görüntüleme arayanlar niteliksel olarak daha yüksek bir seviyede çalışır. Optik sistemin odak düzlemine yerleştirilmiş hassas elemanların bir matrisi olan çok elemanlı OD kullanırlar. Bu tür alıcılardan gelen bilgileri okumak için, OP'ye yansıtılan hedef ekranın karşılık gelen bölümünün koordinatlarını, maruz kalan hassas elemanın sayısı, ardından amplifikasyon, alınan giriş sinyallerinin modülasyonu ve bunların modülasyonunu belirleyen özel bir optoelektronik cihaz kullanılır. hesaplama birimine aktarın. Dijital görüntü işleme ve fiber optik kullanımı ile en yaygın okuyucular.

Termal görüntüleme arayanların ana avantajları, tarama modunda ± 90 ° olan (OP'nin dört ila sekiz elemanı olan kızılötesi arayanlar için + 75 ° 'den fazla olmayan) önemli bir görüş alanı ve artırılmış maksimum hedef edinme aralığıdır. (sırasıyla 5-7 ve 10-15 km). Ayrıca, zorlu hava koşulları ve gece de dahil olmak üzere, kızılötesi menzilin çeşitli alanlarında ve ayrıca otomatik hedef tanıma ve nişan alma noktası seçim modlarının uygulanması mümkündür. Bir matris OP'nin kullanılması, aktif karşı önlem sistemleri tarafından tüm hassas unsurlara aynı anda zarar verme olasılığını azaltır.

Termal görüntüleme hedef koordinatörü "Şam"

Soğutmasız alıcılara sahip termal görüntüleme cihazları:

A - korelasyon sistemlerinde kullanım için sabit koordinatör

düzeltmeler; B - izleme koordinatörü; B - havadan keşif kamerası

radar arayan ile düz aşamalı dizi anten

İlk kez, tam otomatik (düzeltici operatör komutları gerektirmeyen) bir termal görüntüleme arayıcı, Amerikan havadan yere füzeler AGM-65D "Maverick" orta ve uzun menzilli AGM-158A JASSM ile donatılmıştır. Termal görüntüleme hedef koordinatörleri de UAB'nin bir parçası olarak kullanılır. Örneğin GBU-15 UAB, yarı otomatik bir termal görüntüleme yönlendirme sistemi kullanır.

Amerikalı uzmanlar, JDAM tipi ticari olarak temin edilebilen UAB'lerin bir parçası olarak toplu kullanımları açısından bu tür cihazların maliyetini önemli ölçüde azaltmak için Şam termal görüntüleme hedef koordinatörünü geliştirdi. Hedefi tespit etmek, tanımak ve UAB yörüngesinin son bölümünü düzeltmek için tasarlanmıştır. Servo sürücü olmadan yapılan bu cihaz, bombaların burnuna sağlam bir şekilde sabitlenmiştir ve bomba için standart bir güç kaynağı kullanır. TCC'nin ana unsurları, bir optik sistem, soğutulmamış bir hassas elemanlar matrisi ve görüntü oluşumunu ve dönüşümünü sağlayan bir elektronik hesaplama birimidir.

Koordinatör, UAB hedefe yaklaşık 2 km mesafede serbest bırakıldıktan sonra etkinleştirilir. Gelen bilgilerin otomatik analizi, 30 fps'lik hedef alanın görüntüsünü değiştirme hızıyla 1-2 s içinde gerçekleştirilir. Hedefi tanımak için, kızılötesi aralıkta elde edilen görüntü ile verilen nesnelerin dijital formata dönüştürülmüş görüntüleri arasında karşılaştırma yapmak için korelasyon-aşırı algoritmalar kullanılır. Bir uçuş görevinin ön hazırlığı sırasında keşif uydularından veya uçaklardan ve ayrıca doğrudan yerleşik cihazlar kullanılarak elde edilebilirler.

İlk durumda, uçuş öncesi hazırlık sırasında UAB'ye hedef belirleme verileri, ikinci durumda, bilgileri kokpitteki taktik durum göstergesine beslenen uçak radarlarından veya kızılötesi istasyonlardan girilir. Hedefin tespiti ve tanımlanmasından sonra IMS verileri düzeltilir. Bir koordinatör kullanılmadan normal modda daha fazla kontrol gerçekleştirilir. Aynı zamanda, bombalamanın doğruluğu (KVO) 3 m'den daha kötü değildir.

Soğutmasız OP'lere sahip nispeten ucuz termal görüntüleme koordinatörleri geliştirmek amacıyla benzer çalışmalar, bir dizi başka lider firma tarafından yürütülmektedir.

Bu tür OP'lerin GOS, korelasyon düzeltme sistemleri ve hava keşiflerinde kullanılması planlanmaktadır. OP matrisinin algılama elemanları, intermetalik (kadmiyum, cıva ve tellür) ve yarı iletken (indiyum antimonit) bileşikleri temelinde yapılır.

Gelişmiş optoelektronik hedef arama sistemleri aynı zamanda Lockheed Martin tarafından gelecek vaat eden füzeleri ve otonom mühimmatı donatmak için geliştirilen aktif bir lazer arayıcı içerir.

Örneğin, deneysel otonom havacılık mühimmatı LOCAAS'ın GOS'unun bir parçası olarak, üç boyutlu arazi ve üzerlerinde bulunan nesnelerin üç boyutlu yüksek hassasiyetli araştırması yoluyla hedeflerin tespit edilmesini ve tanınmasını sağlayan bir lazer menzil istasyonu kullanıldı. Hedefin üç boyutlu görüntüsünü taramadan elde etmek için yansıyan sinyal interferometrisi ilkesi kullanılır. LLS'nin tasarımı bir lazer darbe üreteci (dalga boyu 1.54 μm, darbe tekrarlama hızı 10 Hz-2 kHz, süre 10-20 nsn) ve alıcı olarak - şarj bağlantılı algılama elemanları matrisi kullanır. Tarama ışınının raster taramasına sahip olan LLS prototiplerinden farklı olarak, bu istasyon daha büyük (± 20°'ye kadar) bir görüş açısına, daha düşük görüntü bozulmasına ve önemli bir tepe radyasyon gücüne sahiptir. Araç bilgisayarına gömülü 50.000'e kadar tipik nesnenin imzasına dayalı olarak otomatik hedef tanıma ekipmanı ile arayüz oluşturur.

Mühimmatın uçuşu sırasında, LLS, uçuş yolu boyunca 750 m genişliğinde bir dünya yüzeyi şeridinde bir hedef arayabilir ve tanıma modunda, bu bölge 100 m'ye düşecektir.Aynı anda birkaç hedef tespit edilirse, görüntü işleme algoritması, bunlardan en öncelikli olanına saldırma yeteneği sağlayacaktır.

Amerikalı uzmanlara göre, ABD Hava Kuvvetlerini havacılık mühimmatlarıyla donatmak, hedeflerin otomatik olarak tespit edilmesini ve daha sonraki yüksek hassasiyetli angajmanları ile tanınmasını sağlayan aktif lazer sistemleriyle donatmak, otomasyon alanında niteliksel olarak yeni bir adım olacak ve havanın etkinliğini artıracak. operasyon tiyatrolarında muharebe operasyonları sırasında grevler.

Modern füzelerin radar arayanları, kural olarak, orta ve uzun menzilli uçak silahları için rehberlik sistemlerinde kullanılır. Aktif ve yarı aktif arayıcılar havadan havaya füzelerde ve gemi karşıtı füzelerde, pasif arayıcılarda - PRR'de kullanılır.

Yer ve hava hedeflerini (hava-hava-yer sınıfı) yok etmek için tasarlanmış birleşik (evrensel) olanlar da dahil olmak üzere umut verici füzelerin, görselleştirme teknolojileri ve dijital işleme kullanılarak yapılan düz veya uyumlu fazlı anten dizilerine sahip radar arayanlarla donatılması planlanmaktadır. ters hedef imzalar.

Modern koordinatörlere kıyasla düz ve uyumlu anten dizili GOS'un başlıca avantajlarının şunlar olduğuna inanılmaktadır: doğal ve organize parazitten daha verimli uyarlanabilir ayar bozma; ağırlık ve boyut özelliklerinde ve güç tüketiminde önemli bir azalma ile hareketli parçaların kullanımının tamamen reddedilmesiyle radyasyon modelinin elektronik ışın kontrolü; polarimetrik modun daha verimli kullanımı ve Doppler ışın daralması; taşıyıcı frekanslarında (35 GHz'e kadar) ve çözünürlükte, açıklıkta ve görüş alanında artış; kaportanın radar iletkenliği ve termal iletkenlik özelliklerinin etkisini azaltarak, sapma ve sinyal bozulmasına neden olur. Bu tür GOS'ta, radyasyon modelinin özelliklerinin otomatik stabilizasyonu ile eş sinyal bölgesinin uyarlanabilir ayar modlarını kullanmak da mümkündür.

Ek olarak, izleme koordinatörlerini iyileştirmeye yönelik yönergelerden biri, örneğin termal-görüş-radar veya termal-görüş-lazer-radar gibi çok kanallı aktif-pasif arayıcıların oluşturulmasıdır. Tasarımlarında ağırlık, boyut ve maliyeti azaltmak için hedef takip sisteminin (koordinatörün jiroskopik veya elektronik stabilizasyonu ile) sadece bir kanalda kullanılması planlanmıştır. GOS'un geri kalanında, sabit bir yayıcı ve enerji alıcısı kullanılacak ve görüş açısını değiştirmek için, örneğin termal görüntüleme kanalında alternatif teknik çözümlerin kullanılması planlanmaktadır - ince ayar için mikromekanik bir cihaz lensler ve radar kanalında - radyasyon modelinin elektronik ışın taraması.

Kombine aktif-pasif arayıcının prototipleri:

solda - radar termal görüntüleme cayro stabilize arayıcı için

gelişmiş havadan karaya ve havadan havaya füzeler; sağda -

aşamalı anten dizisine sahip aktif radar arayıcı ve

pasif termal görüntüleme kanalı

SMACM UR tarafından geliştirilen rüzgar tünelindeki testler (sağdaki şekilde roketin GOS'u)

Yarı aktif lazer, termal görüntüleme ve aktif radar kanalları ile kombine GOS'un gelecek vaat eden bir UR JCM ile donatılması planlanmaktadır. Yapısal olarak, GOS alıcılarının optoelektronik birimi ve radar anteni, rehberlik sürecinde ayrı veya ortak çalışmasını sağlayan tek bir izleme sisteminde yapılır. Bu GOS, hedefin türüne (termal veya radyo kontrastı) ve durumun koşullarına bağlı olarak, GOS çalışma modlarından birinde en uygun yönlendirme yönteminin otomatik olarak seçildiği ve geri kalanına bağlı olarak birleşik hedef arama ilkesini uygular. Nokta hedefleme hesaplanırken hedefin kontrast görüntüsünü oluşturmak için paralel olarak kullanılır.

Gelişmiş füzeler için rehberlik ekipmanı oluştururken, Lockheed Martin ve Boeing, LOCAAS ve JCM programları kapsamında çalışma sırasında elde edilen mevcut teknolojik ve teknik çözümleri kullanmayı amaçlıyor. Özellikle, geliştirilmekte olan SMACM ve LCMCM UR'lerinin bir parçası olarak, AGM-169 havadan yere UR'ye kurulu yükseltilmiş arayıcının çeşitli versiyonlarının kullanılması önerildi. Bu füzelerin hizmete girmesinin 2012'den daha erken olmaması bekleniyor.

Bu arayıcılarla tamamlanan rehberlik sisteminin yerleşik ekipmanı, aşağıdaki gibi görevlerin yerine getirilmesini sağlamalıdır: belirlenen alanda bir saat boyunca devriye gezmek; yerleşik hedeflerin keşfi, tespiti ve yenilgisi. Geliştiricilere göre, bu tür arayıcıların ana avantajları şunlardır: artan gürültü bağışıklığı, hedefi vurma olasılığının yüksek olması, zorlu müdahale ve hava koşullarında kullanım yeteneği, rehberlik ekipmanının optimize edilmiş ağırlık ve boyut özellikleri ve nispeten düşük maliyet.

Böylece, hem savaş hem de destek havacılığının havadaki komplekslerinin keşif ve bilgi yeteneklerinde önemli bir artış ile oldukça etkili ve aynı zamanda ucuz havacılık silahları yaratmak amacıyla yabancı ülkelerde yürütülen araştırma ve geliştirme. muharebe kullanımının performansını önemli ölçüde artıracaktır.

Yorum yapabilmek için siteye üye olmalısınız.

BALTIK DEVLET TEKNİK ÜNİVERSİTESİ

_____________________________________________________________

Radyoelektronik Cihazlar Dairesi Başkanlığı

RADAR HEM BAŞLIĞI

Petersburg

2. RLGS HAKKINDA GENEL BİLGİLER.

2.1 Amaç

Radar güdümlü kafa, füzenin uçuşunun son aşamasında otomatik hedef alımını, otomatik takibini ve otomatik pilota (AP) ve radyo sigortasına (RB) kontrol sinyalleri verilmesini sağlamak için karadan havaya füze üzerine kuruludur. .

2.2 Özellikler

RLGS, aşağıdaki temel performans verileriyle karakterize edilir:

1. yönüne göre arama alanı:

Yükseklik ± 9°

2. arama alanı inceleme süresi 1.8 - 2.0 sn.

3. 1.5 saniyelik açıyla hedef alma süresi (artık yok)

4. Arama alanının maksimum sapma açıları:

Azimutta ± 50° (en az değil)

Yükseklik ± 25° (en az değil)

5. Eş sinyal bölgesinin maksimum sapma açıları:

Azimutta ± 60° (en az değil)

Yükseklik ± 35° (en az değil)

6. 0,5 -19 km'den az olmayan bir olasılıkla ve 0,95 -16 km'den az olmayan bir olasılıkla (AP) kontrol sinyallerinin verilmesiyle IL-28 uçak tipinin hedef yakalama aralığı.

10 - 25 km aralığında 7 arama bölgesi

8. çalışma frekans aralığı f ± %2,5

9. ortalama verici gücü 68W

10. RF darbe süresi 0,9 ± 0,1 µs

11. RF darbe tekrarlama süresi T ± %5

12. alıcı kanalların hassasiyeti - 98 dB (daha az değil)

13.Güç kaynaklarından güç tüketimi:

Şebekeden 115 V 400 Hz 3200 W

Şebeke 36V 400Hz 500W

Ağdan 27 600 W

14. istasyon ağırlığı - 245 kg.

3. RLGS'NİN ÇALIŞMA ESASLARI VE YAPIM ESASLARI

3.1 Radarın çalışma prensibi

RLGS, darbeli radyasyon modunda çalışan 3 santimetre aralığında bir radar istasyonudur. En genel olarak, radar istasyonu iki kısma ayrılabilir: - gerçek radar kısmı ve hedef edinimi, açı ve menzilde otomatik takibi ve otopilot ve radyoya kontrol sinyallerinin verilmesini sağlayan otomatik kısım. sigorta.

İstasyonun radar kısmı normal şekilde çalışıyor. Magnetron tarafından çok kısa darbeler şeklinde üretilen yüksek frekanslı elektromanyetik salınımlar, aynı anten tarafından alınan, alıcı cihazda dönüştürülen ve güçlendirilen yüksek yönlü bir anten kullanılarak yayınlanır, istasyonun otomatik kısmına - hedefe daha da geçer. açı takip sistemi ve telemetre.

İstasyonun otomatik kısmı aşağıdaki üç fonksiyonel sistemden oluşur:

1. radar istasyonunun tüm çalışma modlarında anten kontrolü sağlayan anten kontrol sistemleri ("rehberlik" modunda, "arama" modunda ve "yakalama" modunda "yakalama" ve "otomatik izleme" modları)

2. mesafe ölçüm cihazı

3. Roketin otopilot ve radyo sigortasına sağlanan kontrol sinyalleri için bir hesap makinesi.

"Otomatik izleme" modundaki anten kontrol sistemi, istasyonda küresel bir ayna ve önüne belirli bir mesafeye yerleştirilmiş 4 yayıcıdan oluşan özel bir antenin kullanıldığı bağlantılı olarak diferansiyel yönteme göre çalışır. ayna.

Radar istasyonu radyasyonla çalıştığında, anten sisteminin ekseni ile çakışan bir maumum ile tek loblu bir radyasyon modeli oluşturulur. Bu, emitörlerin dalga kılavuzlarının farklı uzunlukları nedeniyle elde edilir - farklı emitörlerin salınımları arasında sert bir faz kayması vardır.

Resepsiyonda çalışırken, yayıcıların radyasyon desenleri aynanın optik eksenine göre kaydırılır ve 0,4 seviyesinde kesişir.

Yayıcıların alıcı-verici ile bağlantısı, seri olarak bağlanmış iki ferrit anahtarın bulunduğu bir dalga kılavuzu yolu ile gerçekleştirilir:

· 125 Hz frekansında çalışan eksen komütatörü (FKO).

· Alıcı anahtarı (FKP), 62,5 Hz frekansında çalışır.

Eksenlerin ferrit anahtarları, dalga kılavuzu yolunu, ilk önce 4 emitörün tümü vericiye bağlanarak tek loblu bir yönlülük modeli oluşturacak ve ardından iki kanallı bir alıcıya, ardından iki yönlülük deseni oluşturan emitörlere bağlanacak şekilde değiştirir. dikey bir düzlem, ardından yatay düzlemde iki desen yönlendirmesi oluşturan yayıcılar. Alıcıların çıkışlarından, sinyaller, belirli bir yayıcı çiftinin radyasyon modellerinin kesişmesiyle oluşturulan eş sinyal yönüne göre hedefin konumuna bağlı olarak, bir fark sinyalinin üretildiği çıkarma devresine girer. , genliği ve polaritesi, hedefin uzaydaki konumu ile belirlenir (Şekil 1.3).

Radar istasyonundaki ferrit eksen anahtarı ile senkronize olarak, anten kontrol sinyali çıkarma devresi çalışır, bunun yardımıyla anten kontrol sinyali azimut ve yükseklikte üretilir.

Alıcı komütatörü, alıcı kanalların girişlerini 62,5 Hz frekansında değiştirir. Alıcı kanalların değiştirilmesi, hedef yön bulmanın diferansiyel yöntemi, her iki alıcı kanalın parametrelerinin tam kimliğini gerektirdiğinden, özelliklerinin ortalamasını alma ihtiyacı ile ilişkilidir. RLGS telemetre, iki elektronik entegratörlü bir sistemdir. Birinci entegratörün çıkışından, ikinci entegratörün çıkışından hedefe yaklaşma hızıyla orantılı bir voltaj çıkarılır - hedefe olan mesafeyle orantılı bir voltaj. Mesafe bulucu, sonraki 300 metreye kadar otomatik izleme ile 10-25 km aralığında en yakın hedefi yakalar. 500 metre mesafede, telemetreden radyo sigortasını (RV) açmaya yarayan bir sinyal yayılır.

RLGS hesaplayıcısı bir bilgi işlem cihazıdır ve RLGS tarafından otopilot (AP) ve RV'ye verilen kontrol sinyallerinin üretilmesine hizmet eder. AP'ye, hedef nişan ışınının mutlak açısal hızının vektörünün füzenin enine eksenleri üzerindeki izdüşümünü temsil eden bir sinyal gönderilir. Bu sinyaller, füzenin yönünü ve eğimini kontrol etmek için kullanılır. Hedefin füzeye yaklaşımının hız vektörünün hedefin nişan ışınının kutup yönüne yansımasını temsil eden bir sinyal, hesaplayıcıdan RV'ye ulaşır.

Radar istasyonunun taktik ve teknik verileri bakımından benzer diğer istasyonlara göre ayırt edici özellikleri şunlardır:

1. Bir radar istasyonunda uzun odaklı bir antenin kullanılması, ışının, saptırma açısı ışın sapma açısının yarısı kadar olan, oldukça hafif bir aynanın saptırılmasıyla oluşturulup saptırılması ile karakterize edilir. Ek olarak, böyle bir antende, tasarımını basitleştiren dönen yüksek frekanslı geçişler yoktur.

2. Kanalın dinamik aralığının 80 dB'ye kadar genişlemesini sağlayan ve böylece aktif girişim kaynağını bulmayı mümkün kılan, doğrusal-logaritmik genlik özelliğine sahip bir alıcının kullanılması.

3. Yüksek gürültü bağışıklığı sağlayan diferansiyel yöntemle bir açısal izleme sistemi oluşturmak.

4. Anten huzmesine göre roket salınımları için yüksek derecede kompanzasyon sağlayan orijinal iki devreli kapalı sapma kompanzasyon devresinin istasyonunda uygulanması.

5. istasyonun, toplam ağırlığın azaltılması, tahsis edilen hacmin kullanılması, ara bağlantıların azaltılması, merkezi bir soğutma sistemi kullanma olasılığı vb. açısından bir dizi avantaj ile karakterize edilen konteyner ilkesine göre yapıcı uygulaması .

3.2 Ayrı fonksiyonel radar sistemleri

RLGS, her biri iyi tanımlanmış belirli bir sorunu (veya az çok yakından ilişkili birkaç belirli sorunu) çözen ve her biri bir dereceye kadar ayrı bir teknolojik ve yapısal birim olarak tasarlanan bir dizi ayrı işlevsel sisteme bölünebilir. RLGS'de bu tür dört işlevsel sistem vardır:

3.2.1 RLGS'nin radar kısmı

RLGS'nin radar kısmı şunlardan oluşur:

verici.

alıcı.

yüksek voltaj doğrultucu

antenin yüksek frekans kısmı.

RLGS'nin radar kısmı aşağıdakilere yöneliktir:

· Kısa darbeler (0.9 ± 0.1 μs) şeklinde uzaya yayılan, belirli bir frekansta (f ± %2.5) ve 60 W gücünde yüksek frekanslı elektromanyetik enerji üretmek.

· Hedeften yansıyan sinyallerin daha sonra alınması, ara frekans sinyallerine dönüştürülmesi (Fpch = 30 MHz), amplifikasyon (2 özdeş kanal aracılığıyla), tespit ve diğer radar sistemlerine teslimi için.

3.2.2. senkronizör

Senkronizör şunlardan oluşur:

Alma ve Senkronizasyon Manipülasyon Birimi (MPS-2).

· alıcı anahtarlama birimi (KP-2).

· Ferrit anahtarlar için kontrol ünitesi (UF-2).

seçim ve tümleştirme düğümü (SI).

Hata sinyali seçim birimi (CO)

· ultrasonik gecikme hattı (ULZ).

radar istasyonunda bireysel devreleri başlatmak için senkronizasyon darbelerinin oluşturulması ve alıcı, SI birimi ve telemetre (MPS-2 birimi) için kontrol darbeleri

Eksenlerin ferrit anahtarını, alıcı kanalların ferrit anahtarını ve referans voltajı (UV-2 düğümü) kontrol etmek için darbelerin oluşumu

Alınan sinyallerin entegrasyonu ve toplamı, AGC kontrolü için voltaj regülasyonu, hedef video darbelerinin ve AGC'nin ULZ'deki (SI düğümü) gecikmeleri için radyo frekansı sinyallerine (10 MHz) dönüştürülmesi

· açısal izleme sisteminin (CO düğümü) çalışması için gerekli olan hata sinyalinin izolasyonu.

3.2.3. telemetre

Uzaklık ölçer şunlardan oluşur:

Zaman modülatör düğümü (EM).

zaman ayrımcı düğümü (VD)

iki entegratör

RLGS'nin bu bölümünün amacı:

menzil sinyallerinin hedefe verilmesi ve hedefe yaklaşma hızı ile menzil içindeki hedefin aranması, yakalanması ve izlenmesi

D-500 m sinyalinin verilmesi

OGS, termal radyasyonu ile hedefi yakalamak ve otomatik olarak izlemek, füze - hedefin görüş hattının açısal hızını ölçmek ve etkisi altında olmak üzere görüş hattının açısal hızıyla orantılı bir kontrol sinyali oluşturmak için tasarlanmıştır. yanlış bir termal hedef (LTT'ler).

Yapısal olarak, OGS bir koordinatör 2 (Şekil 63) ve bir elektronik ünite 3'ten oluşur. OGS'yi resmileştiren ek bir unsur gövde 4'tür. Aerodinamik meme 1, roketin uçuştaki aerodinamik sürtünmesini azaltmaya hizmet eder.

OGS, soğutma sistemi 5 gereken hassasiyeti sağlamak için soğutulmuş bir fotodedektör kullanır. Soğutucu akışkan, soğutma sisteminde gaz halindeki nitrojenden kısma yoluyla elde edilen sıvılaştırılmış gazdır.

Optik hedef arama kafasının blok şeması (Şekil 28), aşağıdaki koordinatör ve otopilot devrelerinden oluşur.

İzleme koordinatörü (SC), hedefin sürekli otomatik takibini gerçekleştirir, koordinatörün optik eksenini görüş hattı ile hizalamak için bir düzeltme sinyali üretir ve görüş hattının açısal hızıyla orantılı bir kontrol sinyalini otopilot'a sağlar. (AP).

İzleme koordinatörü, bir koordinatör, bir elektronik ünite, bir jiroskop düzeltme sistemi ve bir jiroskoptan oluşur.

Koordinatör bir lens, iki fotodedektör (FPok ve FPvk) ve iki elektrik sinyali ön yükselticisinden (PUok ve PUvk) oluşur. Koordinatör merceğin ana ve yardımcı spektral aralıklarının odak düzlemlerinde, optik eksene göre radyal olarak yerleştirilmiş belirli bir konfigürasyonun rasterleri ile sırasıyla FPok ve FPvk fotodetektörleri vardır.

Mercek, fotodedektörler, ön yükselteçler jiroskop rotoruna sabitlenir ve onunla birlikte döner ve merceğin optik ekseni jiroskop rotorunun uygun dönüş ekseni ile çakışır. Ana kütlesi kalıcı bir mıknatıs olan jiroskop rotoru, karşılıklı olarak dik iki eksene göre herhangi bir yönde bir yatak açısı ile OGS'nin uzunlamasına ekseninden sapmasına izin veren bir yalpa çemberine monte edilmiştir. Jiroskop rotoru döndüğünde, boşluk, fotodirençler kullanılarak her iki spektral aralıkta da merceğin görüş alanı içinde incelenir.

Uzak radyasyon kaynağının görüntüleri, optik sistemin her iki spektrumunun odak düzlemlerinde saçılma noktaları şeklinde bulunur. Hedefin yönü merceğin optik ekseni ile çakışıyorsa, görüntü OGS görüş alanının merkezine odaklanır. Mercek ekseni ile hedefin yönü arasında açısal bir uyumsuzluk göründüğünde, saçılma noktası kayar. Jiroskop rotoru döndüğünde, saçılma noktasının ışığa duyarlı katman üzerinden geçişi süresince fotodirençler aydınlatılır. Bu tür darbeli aydınlatma, fotodirençler tarafından, süresi açısal uyumsuzluğun büyüklüğüne bağlı olan elektrik darbelerine dönüştürülür ve seçilen tarama şekli için uyumsuzluktaki bir artışla süreleri azalır. Darbe tekrarlama oranı, fotodirencin dönüş frekansına eşittir.

Pirinç. 28. Optik hedef arama kafasının yapısal diyagramı

Sırasıyla FPok ve FPvk fotodetektörlerinin çıkışlarından gelen sinyaller, PUok'tan gelen bir sinyal üzerinde çalışan ortak bir otomatik kazanç kontrol sistemi AGC1 ile bağlanan PUok ve PUvk ön yükselticilerine ulaşır. Bu, alınan OGS radyasyonunun gücündeki gerekli değişiklik aralığında, değerlerin oranının sabitliğini ve ön yükselticilerin çıkış sinyallerinin şeklinin korunmasını sağlar. PUok'tan gelen sinyal, LTC ve arka plan gürültüsüne karşı koruma sağlamak üzere tasarlanmış anahtarlama devresine (SP) gider. LTC koruması, gerçek bir hedeften gelen farklı radyasyon sıcaklıklarına ve spektral özelliklerinin maksimumlarının konumundaki farkı belirleyen LTC'ye dayanır.

SP ayrıca, PUvk'dan girişim hakkında bilgi içeren bir sinyal alır. Yardımcı kanal tarafından alınan hedeften gelen radyasyon miktarının, ana kanal tarafından alınan hedeften gelen radyasyon miktarına oranı birden az olacaktır ve LTC'den SP'nin çıkışına sinyal geçmez.

SP'de, hedef için bir verim flaşı oluşturulur; hedeften SP için seçilen sinyal seçici amplifikatöre ve genlik detektörüne beslenir. Genlik dedektörü (AD), birinci harmoniğin genliği, merceğin optik ekseni ile hedefe olan yön arasındaki açısal uyumsuzluğa bağlı olan bir sinyal seçer. Ayrıca sinyal, elektronik ünitedeki sinyal gecikmesini telafi eden bir faz kaydırıcıdan geçer ve jiroskopu düzeltmek ve sinyali AP'ye beslemek için gerekli olan güçteki sinyali yükselten bir düzeltme yükselticisinin girişine girer. . Düzeltme yükselticisinin (UC) yükü, sinyalleri AP'ye beslenen düzeltme sargıları ve bunlarla seri olarak bağlanmış aktif dirençlerdir.

Düzeltme bobinlerinde indüklenen elektromanyetik alan, jiroskop rotor mıknatısının manyetik alanı ile etkileşir ve onu, merceğin optik ekseni ile hedefe olan yön arasındaki uyumsuzluğu azaltma yönünde ilerlemeye zorlar. Böylece OGS hedefi takip ediyor.

Hedefe küçük mesafelerde, OGS tarafından algılanan hedeften gelen radyasyonun boyutları artar, bu da OGS'nin izleme yeteneğini kötüleştiren fotodedektörlerin çıkışından gelen darbe sinyallerinin özelliklerinde bir değişikliğe yol açar. hedef. Bu fenomeni dışlamak için, SC'nin elektronik ünitesinde, jetin ve nozülün enerji merkezinin izlenmesini sağlayan yakın alan devresi sağlanır.

Otopilot aşağıdaki işlevleri yerine getirir:

Füze kontrol sinyalinin kalitesini iyileştirmek için SC'den gelen sinyali filtrelemek;

Gerekli yükseklik ve yönlendirme açılarını otomatik olarak sağlamak için yörüngenin ilk bölümünde füzeyi döndürmek için bir sinyalin oluşturulması;

Düzeltme sinyalinin füzenin kontrol frekansında bir kontrol sinyaline dönüştürülmesi;

Röle modunda çalışan bir direksiyon tahrikinde bir kontrol komutunun oluşturulması.

Otopilotun giriş sinyalleri, düzeltme yükselticisinin, yakın alan devresinin ve yatak sargısının sinyalleridir ve çıkış sinyali, yükü elektromıknatısların sargıları olan itme-çekme güç yükselticisinden gelen sinyaldir. direksiyon makinesinin spool valfi.

Düzeltme yükselticisinin sinyali, senkron bir filtreden ve seri bağlı bir dinamik sınırlayıcıdan geçer ve toplayıcının ∑І girişine beslenir. Yatak sargısından gelen sinyal, yatak boyunca FSUR devresine beslenir. Yönlendirme yöntemine ulaşma süresini azaltmak ve yönlendirme düzlemini ayarlamak için yörüngenin ilk bölümünde gereklidir. FSUR'den gelen çıkış sinyali toplayıcıya ∑І gider.

Frekansı jiroskop rotorunun dönüş hızına eşit olan toplayıcı ∑І çıkışından gelen sinyal, faz dedektörüne beslenir. Faz kapsülünün referans sinyali, GON sargısından gelen sinyaldir. GON sargısı, uzunlamasına ekseni OGS'nin uzunlamasına eksenine dik bir düzlemde uzanacak şekilde OGS'ye kurulur. GON sargısında indüklenen sinyalin frekansı, jiroskop ve roketin dönme frekanslarının toplamına eşittir. Bu nedenle, faz dedektörünün çıkış sinyalinin bileşenlerinden biri roket dönüş frekansındaki sinyaldir.

Faz dedektörünün çıkış sinyali, girişinde toplayıcı ∑II'deki doğrusallaştırma üretecinin sinyaline eklendiği filtreye beslenir. Filtre, faz dedektöründen gelen sinyalin yüksek frekanslı bileşenlerini bastırır ve doğrusallaştırma üreteci sinyalinin doğrusal olmayan bozulmasını azaltır. Filtreden gelen çıkış sinyali, ikinci girişi roket açısal hız sensöründen bir sinyal alan yüksek kazançlı bir sınırlayıcı amplifikatöre beslenecektir. Sınırlayıcı amplifikatörden sinyal, yükü direksiyon makinesinin spool valfinin elektromıknatıslarının sargıları olan güç amplifikatörüne beslenir.

Jiroskop kafes sistemi, koordinatörün optik eksenini, füzenin uzunlamasına ekseni ile belirli bir açı yapan nişan cihazının nişan ekseni ile eşleştirecek şekilde tasarlanmıştır. Bu bakımdan nişan alırken hedef OGS'nin görüş alanı içinde olacaktır.

Jiroskop ekseninin füzenin uzunlamasına ekseninden sapması için sensör, uzunlamasına ekseni füzenin uzunlamasına ekseni ile çakışan bir yatak sargısıdır. Jiroskop ekseninin yatak sargısının uzunlamasına ekseninden sapması durumunda, içinde indüklenen EMF'nin genliği ve fazı, uyumsuzluk açısının büyüklüğünü ve yönünü açık bir şekilde karakterize eder. Yön bulma sargısının karşısında, fırlatma tüpü sensör ünitesinde bulunan eğim sargısı açılır. Eğim sargısında indüklenen EMF, büyüklük olarak nişan alma cihazının nişan ekseni ile roketin uzunlamasına ekseni arasındaki açıyla orantılıdır.

İzleme koordinatöründe voltaj ve güçte yükseltilen eğim sargısından ve yön bulma sargısından gelen fark sinyali, jiroskop düzeltme sargılarına girer. Düzeltme sistemi tarafından bir anın etkisi altında jiroskop, nişan cihazının nişan ekseni ile uyumsuzluk açısını azaltacak yönde ilerler ve bu pozisyonda kilitlenir. OGS izleme moduna geçirildiğinde jiroskop ARP tarafından de-cage edilir.

Jiroskop rotorunun dönüş hızını gerekli sınırlar içinde tutmak için bir hız stabilizasyon sistemi kullanılır.

Direksiyon bölmesi

Direksiyon bölmesi, roket uçuş kontrol ekipmanını içerir. Direksiyon bölmesinin gövdesinde, dümen 8'li bir direksiyon makinesi 2 (Şekil 29), bir turbojeneratör 6 ve bir dengeleyici-doğrultucu 5, bir açısal hız sensörü 10, bir amplifikatör /, bir tozdan oluşan bir yerleşik güç kaynağı vardır. basınç akümülatörü 4, bir toz kontrol motoru 3, bir soket 7 (kurutma üniteli) ve denge bozucu

Pirinç. 29. Direksiyon bölmesi: 1 - amplifikatör; 2 - direksiyon makinesi; 3 - kontrol motoru; 4 - basınç akümülatörü; 5 - stabilizatör-doğrultucu; 6 - turbo jeneratör; 7 - soket; 8 - dümenler (plakalar); 9 - istikrarsızlaştırıcı; 10 - açısal hız sensörü

Pirinç. 30. Direksiyon makinesi:

1 - bobinlerin çıkış uçları; 2 - vücut; 3 - mandal; 4 - klip; 5 - filtre; 6 - dümenler; 7 - durdurucu; 8 - raf; 9 - yatak; 10 ve 11 - yaylar; 12 - tasma; 13 - meme; 14 - gaz dağıtım manşonu; 15 - makara; 16 - burç; 17 - sağ bobin; 18 - çapa; 19 - piston; 20 - sol bobin; B ve C - kanalları

Direksiyon makinesi uçuşta roketin aerodinamik kontrolü için tasarlanmıştır. Aynı zamanda, RM, aerodinamik dümenler etkisiz olduğunda, yörüngenin ilk bölümünde roketin gaz-dinamik kontrol sisteminde bir anahtarlama tertibatı görevi görür. OGS tarafından üretilen kontrol elektrik sinyalleri için bir gaz amplifikatörüdür.

Direksiyon makinesi, gelgitlerinde piston 19 ve ince filtre 5 ile çalışan bir silindir bulunan bir tutucu 4'ten (Şekil 30) oluşur. Mahfaza 2, dört kenarlı bir makara 15, iki burç 16 ve ankrajlardan 18 oluşan bir spool valf ile tutucuya bastırılır. Muhafazaya iki bobin 17 ve 20 elektromıknatıs yerleştirilir. Tutucunun iki gözü vardır, burada yataklar 9 üzerinde yaylı (yaylı) ve üzerine bastırılmış bir tasma 12 olan bir raf 8 bulunur.Çubuklar arasındaki kafesin gelgitinde sert bir şekilde bir gaz dağıtım manşonu 14 yerleştirilir rafta bir mandal 3 ile sabitlenir. Manşon, PUD'den B, C kanallarına ve 13 nozullarına gelen gazı beslemek için kesik kenarları olan bir oluğa sahiptir.

RM, bir boru aracılığıyla ince bir filtreden makaraya ve oradan da halkalardaki, mahfazadaki ve piston tutucusundaki kanallar aracılığıyla sağlanan PAD gazlarıyla çalışır. OGS'den gelen komut sinyalleri sırayla elektromıknatısların RM bobinlerine beslenir. Akım elektromıknatısın 17 sağ bobininden geçtiğinde, makaralı armatür 18 bu elektromıknatısa doğru çekilir ve gazın pistonun altındaki çalışma silindirinin sol boşluğuna geçişini açar. Gaz basıncı altında, piston kapağa karşı durana kadar en sağ konuma hareket eder. Hareket eden piston, tasmanın çıkıntısını arkasına çeker ve tasmayı ve rafı ve onlarla birlikte dümenleri aşırı konuma döndürür. Aynı zamanda, gaz dağıtım manşonu da dönerken, kesme kenarı PUD'den kanal yoluyla ilgili memeye gaz erişimini açar.

Elektromıknatısın sol bobininden (20) akım geçtiğinde, piston başka bir uç konuma hareket eder.

Bobinlerdeki akımı değiştirme anında, toz gazların oluşturduğu kuvvet elektromıknatısın çekim kuvvetini aştığında, makara toz gazlarından gelen kuvvetin etkisi altında hareket eder ve makaranın hareketi daha erken başlar. diğer bobindeki akım yükselir, bu da RM'nin hızını arttırır.

Yerleşik güç kaynağı uçuşta roket ekipmanına güç sağlamak için tasarlanmıştır. Bunun için enerji kaynağı, PAD yükünün yanması sırasında oluşan gazlardır.

BIP, bir turbo jeneratör ve bir dengeleyici-doğrultucudan oluşur. Turbojeneratör, bir stator 7'den (Şekil 31), eksenine bir pervanenin 3 monte edildiği, tahriki olan bir rotor 4'ten oluşur.

Stabilizatör-doğrultucu iki işlevi yerine getirir:

Turbo jeneratörün alternatif akım voltajını gerekli doğru voltaj değerlerine dönüştürür ve turbojeneratörün rotorunun dönüş hızındaki ve yük akımındaki değişikliklerle stabilitelerini korur;

Nozul girişindeki gaz basıncı değiştiğinde türbin şaftı üzerinde ek bir elektromanyetik yük oluşturarak turbojeneratör rotorunun dönüş hızını düzenler.

Pirinç. 31. Turbo jeneratör:

1 - stator; 2 - meme; 3 - çark; 4 - rotor

BIP aşağıdaki gibi çalışır. PAD yükünün memeden (2) yanması sonucu oluşan toz gazlar, türbinin (3) kanatlarına beslenir ve rotor ile birlikte dönmesine neden olur. Bu durumda, stabilizatör-doğrultucu girişine beslenen stator sargısında değişken bir EMF indüklenir. Stabilizatör-doğrultucu çıkışından OGS ve DUS amplifikatörüne sabit bir voltaj verilir. BIP'den gelen voltaj, roket tüpten çıktıktan ve RM dümenleri açıldıktan sonra VZ ve PUD'nin elektrikli ateşleyicilerine verilir.

açısal hız sensörü Füzenin enine eksenlerine göre salınımlarının açısal hızıyla orantılı bir elektrik sinyali üretmek için tasarlanmıştır. Bu sinyal, uçuş sırasında roketin açısal salınımlarını azaltmak için kullanılır, CRS, korindon baskı yatakları 4 ile merkez vidalarda 3 yarım eksenlerde 2 asılı olan iki sargıdan oluşan bir çerçeve 1'dir (Şekil 32). taban 5, sabit mıknatıs 6 ve pabuçlardan 7 oluşan manyetik devrenin çalışma boşluklarına pompalanmalıdır. çerçeve ve kontaklar 9, mahfazadan elektriksel olarak izole edilmiştir.

Pirinç. 32. Açısal hız sensörü:

1 - çerçeve; 2 - aks mili; 3 - orta vida; 4 - baskı yatağı; 5 - baz; 6 - mıknatıs;

7 - ayakkabı; 8 - germe; 9 ve 10 - kişiler; 11 - kasa

CRS, X-X ekseni roketin uzunlamasına ekseni ile çakışacak şekilde kurulur. Roket sadece uzunlamasına eksen etrafında döndüğünde, çerçeve, merkezkaç kuvvetlerinin etkisi altında, roketin dönme eksenine dik bir düzleme kurulur.

Çerçeve bir manyetik alanda hareket etmez. Sargılarında EMF indüklenmez. Enine eksenler etrafında roket salınımlarının varlığında, çerçeve manyetik bir alanda hareket eder. Bu durumda, çerçevenin sargılarında indüklenen EMF, roket salınımlarının açısal hızı ile orantılıdır. EMF'nin frekansı, uzunlamasına eksen etrafındaki dönüş frekansına karşılık gelir ve sinyalin fazı, roketin mutlak açısal hızının vektörünün yönüne karşılık gelir.

Toz basınç akümülatörü RM ve BIP toz gazları ile beslemek için tasarlanmıştır. PAD, bir yanma odası olan mahfaza 1'den (Şekil 33) ve gazın katı parçacıklardan temizlendiği filtre 3'ten oluşur. Gaz akış hızı ve dahili balistik parametreleri, gaz kelebeği açıklığı 2 ile belirlenir. Muhafazanın içine, bir elektrikli ateşleyici 8, bir barut numunesi 5 ve bir piroteknik havai fişek 6'dan oluşan bir toz şarjı 4 ve bir ateşleyici 7 yerleştirilir. .

Pirinç. 34. Toz kontrol motoru:

7 - adaptör; 3 - vücut; 3 - toz yükü; 4 - barutun ağırlığı; 5 - piroteknik havai fişek; 6 - elektrikli ateşleyici; 7 - ateşleyici

PAD aşağıdaki gibi çalışır. Tetik mekanizmasının elektronik ünitesinden gelen elektriksel bir darbe, bir barut örneğini ateşleyen bir elektrikli ateşleyiciye ve toz yükünün ateşlendiği alevin kuvvetinden bir piroteknik havai fişek beslenir. Ortaya çıkan toz gazlar filtrede temizlenir, ardından RM'ye ve BIP turbojeneratöre girerler.

Toz kontrol motoru uçuş yolunun ilk bölümünde roketin gaz dinamik kontrolü için tasarlanmıştır. PUD, bir yanma odası olan bir gövde 2'den (Şekil 34) ve bir adaptör 1'den oluşur. Gövdenin içinde bir toz şarjı 3 ve bir elektrikli ateşleyici 6, bir barut numunesi ve 4 baruttan oluşan bir ateşleyici 7 vardır. bir piroteknik havai fişek 5. Gaz tüketimi ve dahili balistik parametreleri adaptördeki delik tarafından belirlenir.

PUD aşağıdaki gibi çalışır. Roket fırlatma borusunu terk ettikten ve RM dümenleri açıldıktan sonra, kurma kondansatöründen gelen bir elektrik darbesi, bir barut ve bir havai fişek örneğini ateşleyen bir elektrikli ateşleyiciye beslenir, bu da alevin gücünden toz yükünü ateşler. Dağıtım manşonundan geçen toz gazlar ve RM'nin dümenlerinin düzlemine dik yerleştirilmiş iki meme, roketin dönüşünü sağlayan bir kontrol kuvveti oluşturur.

Priz roket ve fırlatma tüpü arasındaki elektrik bağlantısını sağlar. Ana ve kontrol kontakları, kurma ünitesinin C1 ve C2 kapasitörlerini VZ (EV1) ve PUD elektrikli ateşleyicilere bağlamak için bir devre kesici ve ayrıca roket ayrıldıktan sonra BIP'nin pozitif çıkışını VZ'ye değiştirmek için bir devre kesiciye sahiptir. tüp ve RM dümenleri açılır.

Pirinç. 35. Kilitleme bloğunun şeması:

1 - devre kesici

Soket muhafazasında bulunan kurma ünitesi, C1 ve C2 kapasitörlerinden (Şekil 35), kontrollerden veya başarısız bir başlatmadan sonra kapasitörlerdeki artık gerilimi gidermek için R3 ve R4 dirençlerinden, kapasitör devresindeki akımı sınırlamak için R1 ve R2 dirençlerinden oluşur. ve BIP ve VZ devrelerinin elektriksel olarak ayrılması için tasarlanmış diyot D1. PM tetiği durana kadar pozisyona getirildikten sonra kurma ünitesine voltaj uygulanır.

istikrarsızlaştırıcı aşırı yük sağlamak, gerekli stabiliteyi sağlamak ve plakalarının roketin uzunlamasına eksenine açılı olarak monte edildiği ek tork oluşturmak için tasarlanmıştır.

savaş başlığı

Savaş başlığı, bir hava hedefini yok etmek veya ona zarar vermek için tasarlanmıştır, bu da bir savaş görevi gerçekleştirmenin imkansızlığına yol açar.

Savaş başlığının zarar verici faktörü, savaş başlığının patlayıcı ürünlerinin şok dalgasının yüksek patlayıcı etkisi ve itici yakıtın kalıntıları ile gövdenin patlaması ve ezilmesi sırasında oluşan elemanların parçalanma hareketidir.

Savaş başlığı, savaş başlığının kendisinden, bir kontak sigortasından ve bir patlayıcı jeneratörden oluşur. Savaş başlığı roketin taşıyıcı bölmesidir ve entegre bir bağlantı şeklinde yapılır.

Savaş başlığının kendisi (yüksek patlayıcı parçalanma), EO'dan bir başlatma darbesi aldıktan sonra hedefe etki eden belirli bir yenilgi alanı oluşturmak için tasarlanmıştır. Gövde 1 (Şekil 36), savaş başlığı 2, patlatıcı 4, manşet 5 ve içinden hava girişinden roketin direksiyon bölmesine giden tellerin geçtiği tüp 3'ten oluşur. Gövde üzerinde, roketi sabitlemek için tasarlanmış bir boru durdurucu içeren deliği olan bir boyunduruk L vardır.

Pirinç. 36. Savaş Başlığı:

Savaş başlığı - savaş başlığının kendisi; VZ - sigorta; VG - patlayıcı jeneratör: 1- kasa;

2 - savaş ücreti; 3 - tüp; 4 - patlatıcı; 5 - manşet; bir - boyunduruk

Sigorta, füze hedefe çarptığında veya kendi kendini tasfiye süresi geçtikten sonra savaş başlığı yükünü patlatmak için bir patlama darbesi vermek ve ayrıca patlama darbesini savaş başlığı yükünden patlayıcı jeneratörün yüküne aktarmak için tasarlanmıştır.

Elektromekanik tipteki sigorta, uçuş sırasında kaldırılan ve kompleksin çalışmasının güvenliğini sağlayan (başlatma, bakım, nakliye ve depolama) iki koruma aşamasına sahiptir.

Sigorta, bir güvenlik patlatma cihazı (PDU) (Şekil 37), bir kendi kendini yok etme mekanizması, bir tüp, C1 ve C2 kapasitörleri, ana hedef sensörü GMD1 (darbe vorteks manyetoelektrik jeneratörü), yedek hedef sensörü GMD2'den (darbe dalgası) oluşur manyetoelektrik jeneratör), başlangıç ​​elektrikli ateşleyici EV1, iki savaş elektrikli ateşleyici EV2 ve EVZ, bir piroteknik geciktirici, bir başlatma şarjı, bir fünye kapağı ve bir sigorta fünyesi.

Uzaktan kumanda, roket fırlatıldıktan sonra kurulana kadar sigortanın tutulmasında güvenliği sağlamaya hizmet eder. Bir piroteknik sigorta, bir döner manşon ve bir blokaj durdurucu içerir.

Sigorta fünyesi, savaş başlıklarını patlatmak için kullanılır. Hedef sensörleri GMD 1 ve GMD2, füze hedefe çarptığında fünye kapağının tetiklenmesini ve kendi kendini imha mekanizmasını - bir ıskalama durumunda kendi kendine patlama süresi geçtikten sonra kapsül kapağının tetiklenmesini sağlar. Tüp, darbenin savaş başlığının yükünden patlayıcı jeneratörün yüküne aktarılmasını sağlar.

Patlayıcı jeneratör - uzaktan kumandanın yürüyen yükünün yanmamış kısmını baltalamak ve ek bir imha alanı oluşturmak için tasarlanmıştır. Sigortanın gövdesinde, içine patlayıcı bir bileşim preslenmiş bir kaptır.

Bir roket fırlatırken sigorta ve savaş başlığı aşağıdaki gibi çalışır. Roket boruyu terk ettiğinde, RM'nin dümenleri açılırken, soket kesicinin kontakları kapanır ve kurma ünitesinin C1 kapasitöründen gelen voltaj, piroteknik sigortasının bulunduğu sigortanın elektrikli ateşleyicisine EV1 beslenir. kendini imha mekanizmasının uzaktan kumandası ve piroteknik pres bağlantısı aynı anda ateşlenir.

Pirinç. 37. Sigortanın yapısal şeması

Uçuşta, çalışan bir ana motordan gelen eksenel ivmenin etkisi altında, uzaktan kumanda ünitesinin blokaj durdurucusu yerleşir ve döner manşonun dönmesini engellemez (korumanın ilk aşaması kaldırılır). Roketin fırlatılmasından 1-1.9 saniye sonra, piroteknik sigorta yanar, yay döner manşonu ateşleme konumuna getirir. Bu durumda kapsül kapağının ekseni sigorta kapsülünün ekseni ile hizalanır, döner manşonun kontakları kapatılır, sigorta füzenin BIP'sine bağlanır (ikinci koruma aşaması kaldırılmıştır) ve hazırdır. hareket için. Aynı zamanda, kendi kendini imha mekanizmasının piroteknik montajı yanmaya devam ediyor ve BIP, sigortanın C1 ve C2 kapasitörlerini her şeye besliyor. uçuş boyunca.

Bir füze hedefe çarptığında, sigorta, metalde indüklenen girdap akımlarının etkisi altında, ana hedef sensör GMD1'in sargısında metal bir bariyerden (kırıldığında) veya boyunca (sektiğinde) geçer. GMD1 hedef sensörünün kalıcı mıknatısı hareket ettiğinde bariyer, bir elektrik darbesi meydana gelir.akım. Bu darbe, fünye kapağının tetiklendiği ışından EVZ elektrikli ateşleyiciye uygulanır ve sigorta kapsülünün harekete geçmesine neden olur. Fünye fünyesi, çalışması savaş başlığının patlamasına neden olan ve fünye tüpündeki patlayıcı olan ve patlamayı patlayıcı jeneratöre ileten savaş başlığı fünyesini başlatır. Bu durumda, patlayıcı jeneratör tetiklenir ve uzaktan kumandanın (varsa) kalan yakıtı patlatılır.

Füze hedefe çarptığında, yedek hedef sensörü GMD2 de devreye girer. Bir füze bir engelle karşılaştığında meydana gelen elastik deformasyon iradesinin etkisi altında, GMD2 hedef sensörünün armatürü kırılır, manyetik devre kırılır, bunun sonucunda sargıda bir elektrik akımı darbesi indüklenir, bu da EV2 elektrikli ateşleyiciye verilir. Elektrikli ateşleyici EV2'nin ateş huzmesinden, yanma süresi GMD1 ana hedef sensörünün bariyere yaklaşması için gereken süreyi aşan bir piroteknik geciktirici ateşlenir. Moderatör yandıktan sonra, ateşleme şarjı tetiklenir ve fünye başlığı ve savaş başlığı fünyesinin ateşlenmesine neden olur, savaş başlığı ve kalan itici yakıt (varsa) patlatılır.

Bir füzenin bir hedefi ıskalaması durumunda, kendi kendini imha mekanizmasının piroteknik pres bağlantısı yandıktan sonra, bir ateş huzmesi tarafından bir fünye başlığı tetiklenir ve fünyenin harekete geçmesine ve savaş başlığı savaş başlığını bir patlayıcı ile patlatmasına neden olur. füzeyi kendi kendini imha edecek jeneratör.

tahrik sistemi

Katı yakıt kontrolü, roketin tüpten fırlatılmasını sağlamak, ona gerekli açısal dönme hızını vermek, seyir hızına ivme kazandırmak ve uçuşta bu hızı korumak için tasarlanmıştır.

Uzaktan kumanda, bir marş motoru, çift modlu tek odacıklı bir destekleyici motor ve gecikmeli hareketli bir huzme ateşleyiciden oluşur.

Marş motoru, roketin tüpten fırlatılmasını sağlamak ve ona gerekli açısal dönüş hızını vermek için tasarlanmıştır. Çalıştırma motoru, oda 8 (Şekil 38), çalıştırma şarjı 6, çalıştırma şarjı ateşleyici 7, diyafram 5, disk 2, gaz besleme borusu 1 ve meme bloğu 4'ten oluşur. odanın dairesel hacmine monte edilmiştir. Başlangıç ​​şarjı ateşleyicisi, içine bir elektrikli ateşleyicinin ve bir barut numunesinin yerleştirildiği bir mahfazadan oluşur. Disk ve diyafram, çalışma ve nakliye sırasında şarjı güvence altına alır.

Marş motoru, tahrik motorunun meme kısmına bağlanır. Motorları yerleştirirken, gaz besleme borusu, tahrik motorunun ön meme hacminde bulunan, gecikmeli eylem huzmesi ateşleyicisinin 7 (Şekil 39) gövdesine konur. Bu bağlantı, ateş darbesinin ışın ateşleyicisine iletilmesini sağlar. Marş motorunun ateşleyicisinin fırlatma borusu ile elektrik bağlantısı, kontak bağlantısı 9 aracılığıyla gerçekleştirilir (Şekil 38).

Pirinç. 38. Motorun çalıştırılması:

1 - gaz besleme borusu; 2 - disk; 3 - fiş; 4 - meme bloğu; 5 - diyafram; 6 - başlangıç ​​ücreti; 7 - başlangıç ​​şarj ateşleyicisi; 8 - kamera; 9 - iletişim

Meme bloğu, roketin uzunlamasına eksenine açılı olarak yerleştirilmiş yedi (veya altı) nozüle sahiptir ve bu, roketin marş motorunun çalışma alanında dönmesini sağlar. Çalışma sırasında uzaktan kumanda odasının sızdırmazlığını sağlamak ve başlangıç ​​şarjı ateşlendiğinde gerekli basıncı oluşturmak için nozullara tapalar 3 takılır.

Çift modlu tek odacıklı tahrik motoru roketin birinci modda seyir hızına hızlanmasını sağlamak ve ikinci modda uçuşta bu hızı korumak için tasarlanmıştır.

Destekleyici motor, bir oda 3 (Şekil 39), bir destek şarjı 4, bir sürekli şarj ateşleyicisi 5, bir meme bloğu 6 ve bir gecikmeli hareketli huzme ateşleyicisinden 7 oluşur. Alt 1, uzaktan kumanda ve savaş başlığı yerleştirmek için koltuklarla odanın ön kısmına vidalanmıştır. Gerekli yanma modlarını elde etmek için, şarj kısmen ayrılmış ve altı tel ile güçlendirilmiştir 2.

1 - alt; 2 - teller; 3 - kamera; 4 - yürüyüş ücreti; 5 - yürüyen şarj ateşleyicisi; 6 - meme bloğu; 7 - ışın gecikmeli ateşleyici; 8 - fiş; A - dişli delik

Pirinç. 40. Gecikmeli ışın ateşleyici: 1 - piroteknik moderatör; 2 - vücut; 3 - burç; 4 - transfer ücreti; 5 - patlama. şarj etmek

Pirinç. 41. Kanat bloğu:

1 - plaka; 2 - ön uç; 3 - vücut; 4 - eksen; 5 - yay; 6 - durdurucu; 7 - vida; 8 - arka uç; B - çıkıntı

Çalışma sırasında haznenin sızdırmazlığını sağlamak ve ana şarj ateşlendiğinde gerekli basıncı oluşturmak için, ana motorun itici gazlarından çöken ve yanan meme bloğuna bir tapa (8) takılır. Meme bloğunun dış kısmında, kanat bloğunu PS'ye takmak için dişli delikler A vardır.

Gecikmeli hareketli ışın ateşleyici, uçaksavar topçusu için ana motorun güvenli bir mesafede çalışmasını sağlamak üzere tasarlanmıştır. 0,33 - 0,5 s'ye eşit yanması sırasında, roket uçaksavar topçusundan en az 5,5 m mesafede hareket eder Bu, uçaksavar topçusunu destekleyici motorun itici gazlarının jetine maruz kalmaktan korur.

Gecikmeli etkili bir huzme ateşleyici, bir piroteknik geciktiricinin 1 yerleştirildiği bir gövdeden 2 (Şekil 40) oluşur, bir kovan 3 içinde bir transfer yükü 4 Diğer yandan, bir patlatma yükü 5 kovanın içine bastırılır. , patlatma yükü ateşlenir. Patlama sırasında oluşan şok dalgası, manşonun duvarından iletilir ve piroteknik geciktiricinin ateşlendiği transfer yükünü ateşler. Piroteknik geciktiriciden gelen bir gecikme süresinin ardından, ana şarjı ateşleyen ana şarj ateşleyici ateşlenir.

DU aşağıdaki gibi çalışır. Başlangıç ​​yükünün elektrikli ateşleyicisine bir elektrik darbesi uygulandığında, ateşleyici ve ardından başlangıç ​​yükü etkinleştirilir. Marş motoru tarafından oluşturulan reaktif kuvvetin etkisi altında, roket, gerekli açısal dönüş hızı ile tüpten uçar. Marş motoru borudaki işini bitirir ve içinde kalır. Marş motorunun odasında oluşan toz gazlarından, yürüyüş şarjı ateşleyicisini ateşleyen gecikmeli etkili bir ışın ateşleyicisi tetiklenir ve yürüyüş şarjı uçaksavar topçusu için güvenli bir mesafede tetiklenir. Ana motorun oluşturduğu reaktif kuvvet, roketi ana hıza kadar hızlandırır ve uçuşta bu hızı korur.

kanat bloğu

Kanat ünitesi, uçuş sırasında roketin aerodinamik stabilizasyonu için tasarlanmıştır, saldırı açıları varlığında kaldırma oluşturur ve yörünge üzerinde gerekli roket dönüş hızını korur.

Kanat bloğu bir gövde 3'ten (Şekil 41), dört katlanır kanattan ve bunların kilitlenmesi için bir mekanizmadan oluşur.

Katlanır kanat, gövdedeki deliğe yerleştirilmiş, eksen 4 üzerine yerleştirilmiş gömleklere 2 ve 8 iki vida 7 ile sabitlenen bir plaka 7'den oluşur.

Kilitleme mekanizması, yardımıyla durdurucuların serbest bırakıldığı ve açıldığında kanadı kilitleyen iki durdurucudan (6) ve bir yaydan (5) oluşur. Dönen roket tüpten havalandıktan sonra, merkezkaç kuvvetlerinin etkisi altında kanatlar açılır. Roketin uçuşta gerekli dönüş hızını korumak için kanatlar, kanat ünitesinin uzunlamasına eksenine göre belirli bir açıyla açılır.

Kanat bloğu, ana motor meme bloğundaki vidalarla sabitlenir. Kanat bloğunun gövdesinde, genişletilebilir bir bağlantı halkası kullanarak marş motoruna bağlamak için dört çıkıntı B vardır.

Pirinç. 42. Boru 9P39(9P39-1*)

1 - ön kapak; 2 ve 11 - kilitler; 3 - sensör bloğu; 4 - anten; 5 - klipler; 6 ve 17 - kapaklar; 7 - diyafram; 8 - omuz askısı; 9 - klip; 10 - boru; 12 - arka kapak; 13 - lamba; 14 - vida; 15 - blok; 16 - ısıtma mekanizmasının kolu; 18. 31 ve 32 - yaylar; 19 38 - kelepçeler; 20 - konektör; 21 - arka raf; 22 - yan bağlantı mekanizması; 23 - tutamak; 24 - ön direk; 25 - kaplama; 26 - nozullar; 27 - tahta; 28 - pinli kontaklar; 29 - kılavuz pimler; 30 - durdurucu; 33 - itme; 34 - çatal; 35 - vücut; 36 - düğme; 37 - göz; A ve E - etiketleri; B ve M - delikler; B - uçmak; G - arka görüş; D - üçgen işareti; Zh - kesme; Ve - kılavuzlar; K - eğim; L ve U - yüzeyler; D - oluk; Р ve С – çaplar; F - yuvalar; W - tahta; Shch ve E - conta; Yu - bindirme; Ben bir amortisörüm;

*) Not:

1. İki boru çeşidi çalışır durumda olabilir: 9P39 (4 antenli) ve 9P39-1 (4 antensiz)

2. Çalışır durumda bir ışık bilgi lambasına sahip 3 çeşit mekanik manzara vardır