ЗАРУБЕЖНОЕ ВОЕННОЕ ОБОЗРЕНИЕ № 4/2009, стр. 64-68
Полковник Р. ЩЕРБИНИН
В настоящее время в ведущих странах мира ведутся НИОКР, направленные на совершенствование координаторов оптических, оптоэлектронных и радиолокационных головок самонаведения (ГСН) и устройств коррекции систем управления авиационных ракет, бомб и кассет, а также автономных боеприпасов различных классов и назначения.
Координатор - устройство для измерения положения ракеты относительно цели. Следящие координаторы с гироскопической или электронной стабилизацией (головками самонаведения) используются в общем случае для определения угловой скорости линии визирования системы «ракета - подвижная цель», а также угла между продольной осью ракеты и линией визирования и ряда других необходимых параметров. Фиксированные координаторы (без подвижных частей), как правило, входят в состав корреляционно-экстремальных систем наведения на неподвижные наземные цели или используются в качестве вспомогательных каналов комбинированных ГСН.
В ходе проводимых исследований осуществляется поиск прорывных технических и конструктивных решений, разработка новой элементной и технологической базы, совершенствование программного обеспечения, оптимизация массогабаритных характеристик и стоимостных показателей бортовой аппаратуры систем наведения.
При этом основными направлениями совершенствования следящих координаторов определены: создание тепловизионных ГСН, работающих в нескольких участках ИК-диапазона длин волн, в том числе с не требующими глубокого охлаждения оптическими приемниками; практическое применение активных лазерных локационных устройств; внедрение активно-пассивных радиолокационных ГСН с плоской или конформной антенной; создание многоканальных комбинированных ГСН.
В США и ряде других ведущих стран на протяжении последних 10 лет впервые в мировой практике широко внедряются тепловизионные координаторы систем наведения ВТО.
Подготовка к боевому вылету штурмовика А-10 (на переднем плане УРAGM-6SD «Мейверик»)
Американская УР класса «воздух - земля» AGM-158A (программа JASSM)
Перспективная УР класса «воздух - земля» AGM-169
В инфракрасных ГСН оптический приемник состоял из одного или нескольких чувствительных элементов, что не позволяло получать полноценную сигнатуру цели. Тепловизионные ГСН работают на качественно более высоком уровне. В них используются многоэлементные ОП, представляющие собой матрицу из чувствительных элементов, размещаемых в фокальной плоскости оптической системы. Для считывания информации с таких приемников применяется специальное оптико-электронное устройство, определяющее координаты соответствующей части проецируемого на ОП отображения цели по номеру подвергшегося экспозиции чувствительного элемента с последующими усилением, модуляцией получаемых входных сигналов и передачей их в вычислительный блок. Наибольшее распространение получили считывающие устройства с цифровой обработкой изображения и применением волоконной оптики.
Основными преимуществами тепловизионных ГСН являются значительное поле обзора в режиме сканирования, составляющее ± 90° (у инфракрасных ГСН с четырех - восьмиэлементными ОП не более + 75°) и увеличенная максимальная дальность захвата цели (5-7 и 10-15 км соответственно). Кроме того, возможна работа в нескольких участках ИК-диапазона, а также реализация режимов автоматических распознавания цели и выбора точки прицеливания, в том числе в сложных метеоусловиях и ночью. Использование матричного ОП снижает вероятность одновременного поражения всех чувствительных элементов активными системами противодействия.
Тепловизионный координатор цели «Дамаск»
Тепловизионные устройства с неохлаждаемыми приемниками:
А - фиксированный координатор для применения в корреляционных системах
коррекции; Б - следящий координатор; В - камера системы воздушной разведки
Радиолокационная ГСН с плоской фазированной антенной решеткой
Впервые полностью автоматической (не требующей корректирующих команд оператора) тепловизионной ГСН оснащены американские УР класса «воздух - земля» AGM-65D «Мейверик» средней и AGM-158A JASSM большой дальности. Тепловизионные координаторы цели применяются также в составе УАБ. Например, в УАБ GBU-15 используется полуавтоматическая тепловизионная система наведения.
В целях существенного снижения стоимости таких устройств в интересах их массового применения в составе серийно выпускаемых УАБ типа JDAM американскими специалистами был разработан тепловизионный координатор цели «Дамаск». Он предназначен для обнаружения, распознавания цели и коррекции конечного участка траектории УАБ. Данное устройство, выполненное без следящего привода, жестко фиксируется в носовой части бомб и использует штатный источник питания авиабомбы. Основными элементами ТКЦ являются оптическая система, неохлаждаемая матрица чувствительных элементов и электронно-вычислительный блок, обеспечивающие формирование и преобразование изображения.
Активизация координатора производится после сброса УАБ на дальности до цели около 2 км. Автоматический анализ поступающей информации осуществляется в течение 1-2 с со скоростью смены изображения района цели 30 кадр/с. Для распознавания цели применяются корреляционно-экстремальные алгоритмы сравнения получаемого в инфракрасном диапазоне изображения с переведенными в цифровой формат снимками заданных объектов. Они могут быть получены в ходе предварительной подготовки полетного задания с разведывательных спутников или летательных аппаратов, а также непосредственно с использованием бортовых устройств.
В первом случае данные целеуказания вводятся в УАБ во время предполетной подготовки, во втором - от самолетных РЛС или ИК-станции, информация от которых поступает на индикатор тактической обстановки в кабине экипажа. После обнаружения и идентификации цели производится коррекция данных ИСУ. Далее управление осуществляется в обычном режиме без использования координатора. При этом точность бомбометания (КВО) не хуже 3 м.
Аналогичные исследования с целью разработки относительно дешевых тепловизионных координаторов с неохлаждаемыми ОП проводятся рядом других ведущих фирм.
Такие ОП намечено использовать в ГСН, корреляционных системах коррекции и воздушной разведки. Чувствительные элементы матрицы ОП выполнены на основе интерметаллических (кадмия, ртути и теллура) и полупроводниковых (антимонид индия) соединений.
К перспективным оптоэлектронным системам самонаведения относится также активная лазерная ГСН, разрабатываемая фирмой «Локхид-Мартин» для оснащения перспективных УР и автономных боеприпасов.
Например, в составе ГСН экспериментального автономного авиационного боеприпаса LOCAAS применялась лазерная локационная станция, обеспечивающая обнаружение и распознавание целей путем трехмерной высокоточной съемки участков местности и находящихся на них объектов. Для получения трехмерного образа цели без ее сканирования применяется принцип интерферометрии отраженного сигнала. В конструкции ЛЛС используется генератор импульсов лазерного излучения (длина волны 1,54 мкм, частота повторения импульсов 10 Гц-2 кГц, длительность 10-20 не), а в качестве приемника - матрица чувствительных элементов с зарядовой связью. В отличие от прототипов ЛЛС, имевших растровую развертку сканирующего луча, у этой станции больший (до ± 20°) угол обзора, меньшая дисторсия изображения и значительная пиковая мощность излучения. Она сопрягается с аппаратурой автоматического распознавания целей по заложенным в намять бортовой ЭВМ сигнатурам до 50 тыс. типовых объектов.
Во время полета боеприпаса ЛЛС может осуществлять поиск цели в полосе земной поверхности шириной 750 м по курсу полета, а в режиме распознавания эта зона уменьшится до 100 м. При одновременном обнаружении нескольких целей алгоритм обработки изображений обеспечит возможность атаки наиболее приоритетной из них.
По мнению американских специалистов, оснащение ВВС США авиационными боеприпасами с активными лазерными системами, обеспечивающими автоматические обнаружение и распознавание целей с последующим их высокоточным поражением, станет качественно новым шагом в области автоматизации и будет способствовать повышению эффективности нанесения воздушных ударов в ходе ведения боевых действий на ТВД.
Радиолокационные ГСН современных УР применяются, как правило, в системах наведения авиационного оружия средней и большой дальности. Активные и полуактивные ГСН используются в УР класса «воздух - воздух» и противокорабельных ракетах, пассивные ГСН - в ПРР.
Перспективные УР, в том числе комбинированные (универсальные), предназначенные для поражения наземных и воздушных целей (класса «воздух - воздух - земля»), планируется оснащать радиолокационными ГСН с плоскими или конформными фазированными антенными решетками, выполненными с применением технологий визуализизации и цифровой обработки инверсной сигнатуры цели.
Считается, что основными преимуществами ГСН с плоскими и конформными антенными решетками по сравнению с современными координаторами являются: более эффективная адаптивная отстройка от естественных и организованных помех; электронное управление лучом диаграммы направленности с полным отказом от применения подвижных частей со значительным снижением массогабаритных характеристик и потребляемой мощности; более эффективное использование поляриметрического режима и доплеровского обужения луча; увеличение несущих частот (до 35 ГГц) и разрешающей способности, апертуры и поля обзора; снижение влияния свойств радиолокационной проводимости и теплопроводности обтекателя, вызывающих аберрацию и дисторсию сигнала. В таких ГСН возможно также применение режимов адаптивной настройки равносигнальной зоны с автоматической стабилизацией характеристик диаграммы направленности.
Кроме того, одним из направлений совершенствования следящих координаторов является создание многоканальных активно-пассивных ГСН, например тепло-визионно-радиолокационных или тепло-визионно-лазерно-радиолокационных. В их конструкции для уменьшения массогабаритных показателей и стоимости систему сопровождения цели (с гироскопической или электронной стабилизацией координатора) планируется использовать только в одном канале. В остальных ГСН будут применяться фиксированные излучатель и приемник энергии, а для изменения угла визирования намечено задействовать альтернативные технические решения, например, в тепловизионном канале - микромеханическое устройство точной юстировки линз, а в радиолокационном - электронное сканирование луча диаграммы направленности.
Опытные образцы комбинированных активно-пассивных ГСН:
слева - радиолокационно-тепловизионная гиростабилизированная ГСН для
перспективных ракет классов «воздух - земля» и «воздух - воздух»; справа -
активная радиолокационная ГСН с фазированной антенной решеткой и
пассивным тепловизионным каналом
Испытания в аэродинамической трубе разрабатываемой УР SMACM, (на рисунке справа ГСН ракеты)
Комбинированной ГСН с полуактивным лазерным, тепловизионным и активным радиолокационным каналами намечено оснастить перспективную УР JCM. Конструктивно оптоэлектронный блок приемников ГСН и радиолокационная антенна выполнены в единой следящей системе, что обеспечивает их раздельную или совместную работу в процессе наведения. В данной ГСН реализован принцип комбинированного самонаведении в зависимости от типа цели (тепло- или радиоконтрастная) и условий обстановки, в соответствии с которыми автоматически выбирается оптимальный метод наведения в одном из режимов работы ГСН, а остальные задействуются параллельно для формирования контрастного отображения цели при расчете точки прицеливания.
При создании аппаратуры наведения перспективных УР фирмы «Локхид-Мартин» и «Боинг» предполагают использовать имеющиеся технологические и технические решения, полученные в ходе работ по программам LOCAAS и JCM. В частности, в составе разрабатываемых УР SMACM и LCMCM предложено применять различные варианты модернизированной ГСН, установленной на УР AGM-169 класса «возух - земля». Поступление данных ракет на вооружение ожидается не ранее 2012 года.
Бортовая аппаратура системы наведения, комплектуемая этими ГСН, должна обеспечивать выполнение таких задач, как: патрулирование в назначенном районе в течение часа; разведка, обнаружение и поражение установленных целей. По мнению разработчиков, основными достоинствами подобных ГСН являются: повышенная помехозащищенность, обеспечение высокой вероятности попадания УР в цель, возможность применения в сложных помеховых и метеоусловиях, оптимизированные массогабаритные характеристики аппаратуры наведения, сравнительно невысокая стоимость.
Таким образом, осуществляемые в зарубежных странах НИОКР с целью создания высокоэффективных и одновременно недорогих авиационных средств поражения при существенном наращивании разведывательно-информационных возможностей бортовых комплексов как боевой, так и обеспечивающей авиации. позволят значительно повысить показатели боевого применения.
Для комментирования необходимо зарегистрироваться на сайте
МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ
(ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ)
Управляемая ракета класса «воздух-поверхность»
Составили:
Бузинов Д.
Ваньков К.
Кужелев И.
Левин К.
Сичкарь М.
Соколов Я.
Москва. 2009 г.
Введение.
Ракета выполнена по нормальной аэродинамической схеме с Х-образными крыльями и оперением. Корпус ракеты сварной выполнен из алюминиевых сплавов без технологических разъёмов.
Силовая установка состоит из маршевого турбореактивного двигателя и стартового твердотопливного ускорителя (на ракетах самолётного базирования отсутствует). Воздухозаборник маршевого двигателя расположен в нижней части корпуса.
Система управления - комбинированная, включает инерциальную систему и активную радиолокационную головку самонаведения АРГС-35 для конечного участка, способную работать в условиях радиопротиводействия. Для обеспечения быстрого обнаружения и захвата цели антенна ГСН имеет большой угол поворота (по 45° в обе стороны). ГСН закрыта стеклопластиковым радиопрозрачным обтекателем.
Проникающая осколочно-фугасно-зажигательная боевая часть ракеты позволяет надежно поражать надводные суда водоизмещением до 5000т.
Боевая эффективность ракеты повышается за счет полета на предельно малых высотах (5-10 м в зависимости от высоты волн), что значительно усложняет ее перехват корабельными антиракетными системами, и тем, что пуск ракеты производится без входа носителя в зону ПВО атакуемых кораблей.
Технические характеристики.
Модификации ракеты:
Рис. 1. Ракета 3М24 "Уран".
3М24 "Уран" - ракета корабельного и наземного базирования, применяется с ракетных катеров с комплексом "Уран-Э" и береговых ракетных комплексов “Бал-Э”
Рис. 2. Ракета ИЦ-35.
ИЦ-35 - мишень (имитатор цели). Отличается отсутствием БЧ и ГСН.
Рис. 3. Ракета Х-35В.
Х-35В - вертолётная. Отличается укороченным стартовым ускорителем. Применяется на вертолетах Ка-27, Ка-28, Ка-32А7.
Рис. 4. Ракета Х-35У.
Х-35У - авиационная (самолётная) ракета. Отличается отсутствием стартового ускорителя, применяется с катапультных пусковых устройств АКУ-58, АКУ-58М или АПУ-78 на МиГ-29К и Су-27К
Рис. 5. Ракета Х-35Э.
Х-35Э - экспортная.
Планер ракеты.
2.1. Общие сведения.
Планер ракеты имеет следующие основные конструктивные элементы: корпус, крылья, рули и стабилизаторы. (рис.6).
Корпус служит для размещения силовой установки, аппаратуры и систем, обеспечивающих автономный полет ракеты, наведения на цель и поражение ее. Он имеет монококовую конструкцию, состоящую из силовой обшивки и шпангоутов, и выполнен из отдельных отсеков, собранных в основном с помощью фланцевых соединений. При стыковке радио прозрачного обтекателя с корпусом отсека 1 и стартового двигателя (отсек 6) со смежными отсеками 5 и 7 применены клиновые соединения.
Рис.6. Общий вид.
Крыло является основной аэродинамической поверхностью ракеты, создающей подъемную силу. Крыло состоит из неподвижной части и раскладываемых модулей. Раскладываемая консоль выполнена по однолонжеронной схеме с обшивкой и нервюрами.
Рули и стабилизаторы обеспечивают управляемость и устойчивость в продольном и боковом движении ракеты; как и крылья, имеют раскладываемые консоли.
2.2. Конструкция корпуса
Корпус отсека 1 (рис.7) представляет собой каркасную конструкцию, состоящую из силовых шпангоутов 1,3 и обшивки 2, соединенных сваркой.
Рис.7. Отсек 1.
1.Шпангоут передний; 2. Обшивка; 3. Шпангоут задний
Корпус отсека 2(рис.8) – это каркасная конструкция; состоящая из шпангоутов 1,3,5,7 и обшивки 4. Для установки боевой части предусмотрен люк, усиленный кронштейнами 6 и шпангоутами 3,5. Люк с окантовкой 2 предназначен для крепления колодки бортового отрывного разъема. Для размещения оборудования и прокладки жгутов внутри отсека имеются кронштейны.
Рис.8. Отсек 2
1. Шпангоут передний; 2. Окантовка; 3. Шпангоут; 4. Обшивка;
5. Шпангоут; 6. Кронштейн; 7. Шпангоут задний
Корпус отсека 3 (рис.9)представляет собой сварную каркасную конструкцию из шпангоутов 1,3,8,9,13,15,18 и обшивок 4,11,16. Составные части корпуса отсека - каркас аппаратурной части 28, топливный бак 12 и воздухозаборное устройство (ВЗУ) 27. На шпангоутах 1,3 и 13,15 установлены бугели 2,14. На шпангоуте 9 находится такелажный узел (втулка) 10.
Посадочные поверхности и места крепления крыльев предусмотрены на шпангоуте 8. Для размещения оборудования имеются кронштейны 25,26. Подход к электрооборудованию и пневматической системе осуществляется через люки, закрытые крышками 5,6,7,17. Для крепления обтекателя к корпусу приварены профили 23. На кронштейнах 21,22 устанавливается пневмоблок. Кронштейн 20 и крышка 24 предназначены для размещения агрегатов топливной системы. Кольцо 19 необходимо для обеспечения герметичной стыковки канала ВЗУ с маршевым двигателем.
Рис.9. Отсек 3.
1. Шпангоут; 2. Бугель; 3. Шпангоут; 4. Обшивка; 5. Крышка;
6. Крышка; 7. Крышка; 8. Шпангоут; 9. Шпангоут; 10. Втулка;
11. Обшивка; 12. Бак топливный; 13. Шпангоут; 14. Бугель;
15. Шпангоут;16. Обшивка; 17. Крышка; 18. Шпангоут; 19. Кольцо; 20. Кронштейн; 21. Кронштейн;; 22. Кронштейн; 23. Профиль;
24. Крышка; 25. Кронштейн; 26. Кронштейн; 27. ВЗУ;
28. Аппаратурная часть отсека
Корпус отсека 4 (рис.10) – это сварная каркасная конструкция, состоящая из шпангоутов 1,5,9 и обшивок 2,6. Для установки двигателя в шпангоут 1 и 5 имеются посадочные поверхности и отверстия.
Рис.10. Отсек 4.
1. Шпангоут; 2. Обшивка; 3. Окантовка; 4. Крышка;
5. Шпангоут; 6. Обшивка; 7. Окантовка; 8. Крышка;
9. Шпангоут; 10. Кронштейн; 11. Кронштейн.
Для крепления рулей в шпангоуте 5 выполнены посадочные площадки и отверстия. Кронштейны 10,11 предназначены для размещения оборудования. Подход к оборудованию, установленному внутри отсека, обеспечивается через люки с окантовками 3,7, закрываемые крышками 4,8.
Корпус отсека 5 (рис.11) представляет собой сварную каркасную конструкцию из силовых шпангоутов 1,3 и обшивки 2.
Для соединения разъема жгута стартового двигателя предусмотрен люк, усиленный окантовкой 4, который закрывается крышкой 5. Для установки 4 пневмостов в корпусе выполнены отверстия.
Рис. 11. Отсек 5.
1. Шпангоут. 2. Обшивка. 3. Шпангоут. 4. Окантовка. 5. Крышка.
В корпусе отсека 6 (рис.12) расположен стартовый двигатель. Корпус отсека является и корпусом двигателя. Корпус представляет собой сварную конструкцию из цилиндрической обечайки 4, обойм передней 3 и задней 5, днища 2 и горловины 1.
Рис.12. Отсек 6.
1. Горловина; 2. Днище; 3. Обойма передняя; 4. Обечайка;
5. Обойма задняя
Отсек 7 (рис.13) – это силовое кольцо, на котором имеются посадочные места под стабилизаторы и бугель. Сзади отсек закрыт крышкой. В нижней части отсека выполнено отверстие, используемое в качестве загрузочного узла.
Рис. 13. Отсек 7.
Примечание. Отсеки 5,6 и 7 имеются только на ракетах, используемых в комплексах ЗУР.
2.3. Крыло.
Крыло (рис.14) состоит из неподвижной части и поворотной части 3, соединенных осью 2. В неподвижную часть входят корпус 5, передний 1 и заданий 6 обтекатели, закрепленные к корпусу винтами 4. В корпусе размещен пневматический механизм раскладывания крыла. В поворотной части находится механизм стопорения крыла в разложенном положении.
Раскладывание крыла осуществляется следующим образом: под действием давления воздуха, подаваемого через проходник 12, поршень 7 с проушиной 8 с помощью звена 10 приводит в движение поворотную часть. Звено соединено с проушиной и поворотной частью крыла штифтами 9 и 11.
Стопорение крыльев в разложенном положении производится с помощью штырей 14, утопающих в конических отверстиях втулок 13 под действием пружин 17. Воздействие пружин передаётся через штифты 15, которыми штыри зафиксированы в гильзах 16 от выпадения.
Расстопорение крыла производится подъемом штырей из отверстий втулок намоткой на валик 19 канатов 18, концы которых закреплены в штырях. Вращение валика производится против часовой стрелке.
Установка крыла на ракете производится по поверхности Д и Е и отверстию В. Для крепления крыла к ракете служат четыре отверстия Г под винты.
Рис.14. Крыло
1. Обтекатель передний; 2. Ось; 3. Поворотная часть; 4. Винт; 5. Корпус; 6. Обтекатель задний; 7. Поршень; 8. Проушина;
9. Штифт; 10. Звено; 11. Штифт; 12. Проходник; 13. Втулка;
14. Штырь; 15. Штифт;16. Гильза;17. Пружина;18. Канат;
2.4. Руль.
Руль (рис.15) представляет собой механизм, состоящий из лопасти 4, соединенной подвижно с хвостиком 5, который установлен в корпусе 1 на подшипниках 8. Усиление на руль перелается через рычаг 6 с шарнирным подшипником 7. Лопасть клепаная конструкция, состоящая из обшивки и элементов жесткости. Задняя кромка лопасти сварная. Лопасть приклепана к кронштейну 11, который соединен подвижно осью 10 с хвостиком.
Раскладывание руля производится следующим образом. Под действием давления воздуха, подаваемого в корпус через штуцер 2, поршень 13 через серьгу 9 приводит в движение лопасть, которая поворачивается вокруг оси 10 на 135 градусов и фиксируется в разложенном положении фиксатором 12, входящим в конусное гнездо хвостовика и удерживаемым в этом положении пружиной.
Рис.15. Руль.
1. Корпус; 2. Штуцер;3. Стопор; 4. Лопасть; 5. Хвостовик; 6. Рычаг; 7. Подшипник; 8. Подшипник; 9. Серьга; 10. Ось; 11. Кронштейн; 12. Фиксатор; 13. Поршень
Складывание руля производится следующим образом: через отверстие Б фиксатор с помощью специального ключа выводится из конусного отверстия и руль складывается. В сложенном положении руль удерживается с помощью подпружиненного стопора 3.
Для установки руля на ракете в корпусе предусмотрены четыре отверстия В под болты т отверстие Г и паз Д под штифты, а также выполнены посадочные места с резьбовыми отверстиями Е для крепления обтекателей.
2.5. Стабилизатор.
Стабилизатор (рис.16) состоит из платформы 1, основания 11 и консоли 6. В основании имеется отверстие под ось, вокруг которой происходит вращение стабилизатора. Консоль – клепаная конструкция, состоящая из обшивки 10, стрингера 8 и законцовки 9. Консоль через штифт 5 соединена с основанием.
Рис.16. Стабилизатор.
1. Платформа; 2. Ось; 3. Серьга; 4. Пружина; 5. Штифт; 6. Консоль;
7. Петля; 8. Стрингер; 9. Законцовка; 10. Обшивка; 11. Основание
Стабилизаторы закреплены на ракете шарнирно и могут находится в двух положения – сложенном и разложенном.
В сложенном положении стабилизаторы располагаются вдоль корпуса ракеты и удерживаются за петли 7 штоками пневмостопров, установленных на отсеке 5. Для приведения стабилизаторов из сложенного положения в раскрытое служит пружина 4, которая одним концом соединена с серьгой 3, шарнирно установленной на платформе, другим – со штифтом 5.
При подаче сжатого воздуха из пневмосистемы пневмостопоры освобождают каждый стабилизатор, и он под действием растянутой пружины устанавливается в раскрытое положение.
Силовая установка
3.1. Состав.
В качестве силовой установки на ракете использованы два двигателя: стартовый двигатель твердого топлива (СД) и маршевый турбореактивный двухконтурный двигатель (МД).
СД – отсек 6 ракеты, обеспечивает старт и разгон ракеты до скорости маршевого полета. По окончании работы СД вместе с отсеками 5 и 7 отстреливаются.
МД размещен в отсеке 4 и служит для обеспечения автономного полета ракеты и для обеспечения ее систем электропитанием и сжатым воздухом. В состав силовой установки также входит воздухозаборное устройство и топливная система.
ВЗУ – тоннельного типа, полу утопленное с плоскими стенками, расположено в отсеке 3. ВЗУ предназначено для организации воздушного потока, поступающего в МД.
3.2. Стартовый двигатель.
Стартовый двигатель предназначен для старта и разгона ракеты на начальном уровне траектории полета и представляет собой однорежимный ракетный двигатель твердого топлива.
Технические данные
Длина, мм__________________________________________________550
Диаметр, мм________________________________________________420
Масса, кг___________________________________________________103
Масса топлива, кг____________________________________________69±2
Максимально допустимое давление в камере сгорания, МПА________11,5
Скорость истечения газов на срезе сопла, м/с______________________2400
Температура газов на срезе сопла, К______________________________2180
СД состоит из корпуса с зарядом твердого ракетного топлива (ТРТ) 15, крышки 4, соплового блока, воспламенителя 1, и пиропатрона 3.
Стыковка СД со смежными отсеками осуществляется при помощи клиньев, для чего на обоймах имеются поверхности с кольцевыми проточками. Для правильной установки СД на обоймах предусмотрены продольные пазы. На внутренней поверхности задней обоймы выполнена кольцевая проточка под шпонки 21 для крепления соплового блока. Шпонки вставляются через окна, которые затем закрывают сухарями 29 и накладками 30, скрепляемыми винтами 31.
На горловине 8 навинчена гайка 9; правильность ее установки обеспечивается штифтом 7, запрессованным в горловине.
На внутренней стороне поверхности корпуса нанесено теплозащитное покрытие 11 и 17, с которым скреплены манжеты 13 и 18, уменьшающие напряжение в заряде ТРТ при изменении его температуры.
Рис.17. Стартовый двигатель.
1. Воспламенитель; 2. Заглушка; 3. Пиропатрон; 4. Крышка;
5. Вставка теплозащитная; 6. Кольцо уплотнительное; 7. Штифт;
8. Горловина; 9. Гайка; 10. Днище; 11. Покрытие теплозащитное;
12. Пленка; 13. Манжета передняя; 14. Обойма передняя; 15. Заряд ТРТ; 16. Обечайка; 17. Покрытие теплозащтное; 18. Манжета задняя; 19. Обойма задняя; 20. Кольцо уплотнительное; 21. Шпонка; 22. Крышка; 23. Диск теплозащитный; 24. Обойма; 25. Кольцо уплотнительное; 26. Раструб; 27. Вкладыш; 28. Мембрана;
29. Сухарь; 30. Накладка; 31. Винт.
Заряд ТРТ – прочно скрепленный с манжетами моноблок, изготовленный путем заливки топливной массы в корпус. Заряд имеет внутренний канал трех разных диаметров, что обеспечивает при горении топлива по каналу и заднему открытому торцу примерно постоянную поверхность горения и,следовательно, практически постоянную тягу. Между передней манжетой и теплозащитным покрытием проложена разделяющая их пленка 12.
На крышке 4 имеются: резьба для крепления воспламенителя, отверстие с резьбой для пиропатрона, отверстие с резьбой для установки при испытаниях датчика замера давления в камере сгорания, кольцевая проточка для уплотнительного кольца 6, продольный паз для штифта 7. При эксплуатации отверстие под датчик давления закрыто заглушкой 2. На внутренней поверхности крышки закреплена теплозащитная вставка 5. Сопловой блок состоит из крышки 22, обоймы 24, раструба 26, вкладыша 27 и мембраны 28.
На внешней цилиндрической поверхности крышки имеются кольцевые проточки для уплотнительного кольца 20 и шпонок 21, на внутренней цилиндрической поверхности -резьба для соединения с обоймой 24. Спереди к крышке прикреплен теплозащитный диск 23. На обойме 24 имеются резьба и кольцевая проточка под уплотнительное кольцо 25.
СД начинает работать при подаче на пиропатрон постоянного тока напряжением 27 В. Пиропатрон срабатывает и поджигает воспламенитель. Пламя воспламенителя зажигает заряд ТРТ. При горении заряда образуются газы, которые прорывают диафрагму и, выходя из сопла с большой скоростью, создают реактивную силу. Под действием тяги СД ракета разгоняется до скорости, на которой вступает в работу МД.
3.3. Маршевый двигатель
Турбореактивный двухконтурный двигатель – короткоресурсный одноразового применения, предназначен для создания реактивной тяги в автономном полете ракеты и для обеспечения ее систем электропитанием и сжатым воздухом.
Технические данные.
Время запуска, с,не более:
На высотах 50м________________________________________________6
3500м______________________________________________8
Двухконтурный турбореактивный двигатель МД включает в себя компрессор, камеру сгорания, турбину, сопло, систему сказки и суфлирования, систему запуска, топливопитания и регулирования, электрооборудование.
Первый контур (высокого давления) образован проточной частью компрессора, жаровой трубой камеры сгорания и проточной частью турбины до среза корпуса сопла.
Второй контур (низкого давления) ограничивается с внешней стороны средним корпусом и наружной стенкой МД, а с внутренней стороны – разделителем потоков, корпусом камеры сгорания и корпусом сопла.
Смешение потоков воздуха первого и второго контуров происходит за срезом корпуса сопла.
Рис.18. Маршевый двигатель.
1. Маслобак; 2. Корпус вентилятора; 3. Вентилятор;
4. Спрямляющий аппарат 2-й ступени; 5. Турбогенератор;
6. 2-й контур; 7. Компрессор; 8. 1-й контур; 9. Пиросвеча; 10. Камера сгорания; 11. Турбина; 12. Сопло; 13. Газогенератор.
МД закреплен на ракете с помощью кронштейна подвески через резьбовые отверстия переднего и заднего поясов подвески. Кронштейн подвески – силовой элемент, на котором размещены агрегаты и датчики МД и коммуникаций, соединяющие их. В передней части кронштейна имеются отверстия для крепления его на МД и проушины для крепления МД на ракете.
На наружной стенке МД предусмотрены два люка для установки пиросвечей и фланец отбора воздуха на рулевые приводы. На корпусе расположен штуцер отбора воздуха на наддув топливного бака.
3.3.1. Компрессор.
На МД установлен одновальный, осевой восьмиступенчатый компрессор 7, состоящий из двухступенчатого вентилятора, среднего корпуса с устройством для разделения потока воздуха на первый и второй контуры и шестиступенчатого компрессора высокого давления.
В вентиляторе 3 осуществляется предварительное сжатие поступающего в МД воздуха, а в компрессор высокого давления – сжатие воздушного потока только первого контура до расчетной величины.
Ротор вентилятора барабанно-дисковой конструкции. Диски первой и второй ступеней соединены проставкой и радиальными штифтами. Ротор вентилятора и обтекатель закреплены на валу болтом и гайками. Крутящий момент от вала к ротору вентилятора передается с помощью шлицевого соединения. Рабочие лопатки первой и второй ступеней установлены в пазы типа «ласточкин хвост». От осевых перемещений лопатки зафиксированы обтекателем, проставкой и стопорным кольцом. На валу вентилятора имеется шестерня, служащая приводом редуктора блока насосов. Суфлирование масляной полости компрессора производится через полости валов трансмиссии МД.
Корпус вентилятора 2 сварной с паянными в него консольными лопатками спрямляющего аппарата первой ступени. Спрямляющий аппарат второй ступени выполнен отдельным узлом и состоит из двух колец, в пазы которых впаяны лопатки.
В передней верхней части корпуса расположен маслобак 1. Корпус вентилятора вместе с маслобаком закреплен к фланцу среднего корпуса шпильками.
Средний корпус – основной силовой элемент МД. В среднем корпусе выходящий из вентилятора воздушный поток разделяется по контурам.
К среднему корпусу прикреплены:
Кронштейн подвески МД к ракете
Блок насосов
Крышка средней опоры (шарикоподшипника)
Статор турбогенератора
Корпус камеры сгорания.
На наружной стенке среднего корпуса установлены топливномасляный теплообменник, масляный фильтр, клапан откачки и датчик П-102 замера температуры воздуха за вентилятором. Стенки корпуса соединены четырьмя силовыми стойками, внутри которых выполнены каналы для размещения топливных, масляных и электрических коммуникаций.
В средней корпусе размещен корпус компрессора высокого давления со спрямляющими аппаратами 3-7 ступеней. В корпусе компрессора высокого давления имеются отверстия для нерегулируемого перепуска воздуха из первого во второй контур, что повышает запасы газодинамической устойчивости на малых и средних частотах вращения ротора МД.
Ротор компрессора высокого давления барабанно-дисковой конструкции, двухпорный. С валом вентилятора и валом турбины ротор компрессора высокого давления имеет шлицевые соединения. Рабочие лопатки установлены в кольцевые Т-образные пазы дисков ротора.
3.3.2. Камера сгорания.
В камере сгорания происходит превращение химической энергии топлива в тепловую и повышение температуры газового потока. На МД установлена кольцевая камера сгорания 10, которая состоит из следующих основных узлов:
Жаровой трубы
Коллектора основного топлива
Коллектора дополнительного топлива
Двух пиросвечей с электровоспламенителями
Пиросвечи.
Корпус камеры сгорания паяно-сварной конструкции. В его передней части впаяны два ряда спрямляющих лопаток восьмой ступени компрессора. Кроме этого к корпусу припаяны коммутации маслосистемы. На наружной стенке корпуса расположены четырнадцать фланцев крепления форсунок основного коллектора, фланцы двух пиросвечей, штуцер замера давления воздуха за компрессором, фланец крепления переходника к пиросвече.
Жаровая труба – кольцевая сварная конструкция. На передней стенке приварены четырнадцать литых «улиточных» завихрителей. Коллектор основного топлива выполнен из двух половин. На каждой установлено по восемь форсунок.
Для улучшения качество смеси и повышения надежности запуска МД, особенно при отрицательных температурах окружающей среды, в жаровой трубе установлен коллектор дополнительного топлива с четырнадцатью центробежными форсунками.
3.3.3. Турбина
Турбина предназначена для превращения тепловой энергии газового потока первого контура в механическую энергию вращения и привода компрессора и агрегатов, установленных на МД.
Осевая двухступенчатая турбина 11 состоит из:
Соплового аппарата первой ступени
Соплового аппарата второй ступени
Ротор турбины состоит из двух колес (первой и второй ступеней), соединительной междисковой проставки, колеса пусковой турбины и вала турбины.
Колеса ступеней и пусковой турбины отлиты вместе с венцами рабочих лопаток. Сопловой аппарат первой ступени имеет 38 пустотелых лопаток и закреплен к корпусу камеры сгорания. Сопловой аппарат второй ступени имеет 36 лопаток. Колесо первой ступени охлаждается воздухом, отбираемым из корпуса камеры сгорания. Внутренняя полость ротора турбины и ее вторая ступень охлаждаются воздухом, отбираемым из пятой ступени компрессора.
Опора ротора турбины – роликоподшипник без внутренней обоймы. В наружной обойме имеются отверстия для уменьшения давления масла под роликами.
3.3.4. Сопло.
В реактивном сопле 12 происходит смешение воздушных потоков первого и второго контуров. На внутреннем кольце корпуса сопла расположены 24 лопатки для раскрутки потока газов, выходящих из пусковой турбины при запуске, и четыре бобышки со шпильками для крепления газогенератора 13. Сужающееся сопло образовано профилем наружной стенки МД и поверхностью корпуса газогенератора.
3.3.5. Система запуска.
Система запуска, топливопитания и регулирования осуществляет раскрутку ротора, подачу дозированного топлива на запуске, «встречном запуске» и на режиме «максимал» при запуске в камеру сгорания подается кислород от кислородного аккумулятора через пиросвечи.
Система состоит из следующих основных узлов:
Твердотопливного газогенератора
Пиросвечей с электровоспламенителями
Кислородного аккумулятора
Топливной системы низкого давления
Топливной системы высокого давления
Комплексного регулятора двигателя (КРД)
Кислородный аккумулятор предоставляет собой баллон объемом 115 куб.см. Масса заправляемого кислорода 9,3 - 10,1 г.
Газогенератор твердотопливный (ГТТ) одноразового действия предназначен для раскрутки ротора МД при его запуске. ГТТ состоит из неснаряженного газогенератора и элементов снаряжения: заряда твердого топлива 7, воспламенителя 9 и электровоспламенителя (ЭВП)
Неснаряженный газогенератор состоит из цилиндрического, переходящего в усеченный конус корпуса 10, крышки 4 и крепежных деталей.
В корпусе предусмотрено резьбовое отверстие для установки штуцера замера давления в камере сгорания ГТТ при испытаниях. При эксплуатации отверстие закрыто заглушкой 11 и прокладкой 12. С внешней стороны корпуса выполнена кольцевая проточка под уплотнительное кольцо 5.
В крышке имеются восемь сверхзвуковых сопел 1, которые расположены тангенциально к продольной оси ГТТ. Сопла закрыты вклеенными заглушками, обеспечивающими герметичность ГТТ и необходимое для зажигания заряда твердого топлива начальное давление в камере сгорания ТГГ. Крышка соединена с корпусом с помощью гайки 6. Внутренняя полость корпуса является камерой сгорания размещенных в нем заряда твердого топлива и воспламенителя.
Рис.19. Газогенератор твердотопливный.
1. Сопло; 2. Прокладка; 3. Электровоспламенитель; 4. Крышка;
5. Кольцо уплотнительное; 6. Гайка; 7. Заряд ТТ; 8. Гайка;
9. Воспламенитель; 10. Корпус; 11. Заглушка; 12. Прокладка.
Воспламенитель установлен в гайке 8, ввинченной в днище корпуса. Заряд твердого топлива размещен в камере сгорания между уплотнителем и упором, предохраняющим его от механических повреждений при срабатывании.
ГТТ срабатывает при подаче электрического импульса на контакты электровоспламенителя. Электрический ток разогревает нити накаливания мостиков электровоспламенителя и поджигает воспламенительные составы. Форс пламени пробивает футляр воспламенителя и зажигает размещенный в нем дымный порох. Пламя от воспламенителя поджигает заряд твердого топлива. Продукты сгорания заряда и воспламенителя разрушают заглушки сопел и вытекают из камеры сгорания через сопловые отверстия. Продукты сгорания, попадая на лопатки ротора МД, раскручивают его.
3.3.6. Электрооборудование.
Электрооборудование предназначено для управления запуском МД и питания агрегатов ракеты постоянным током при ее автономной полете.
Электрооборудование включает в себя турбогенератор, датчики и агрегаты автоматики, агрегаты запуска, коллектор термопар и электрокоммуникаци. К датчикам и агрегатам автоматически относятся датчики температуры воздуха за вентилятором, датчик давления воздуха за компрессором и установленные в дозатор топлива датчик положения дозирующей иглы, электромагнит клапана управления дозатором, электромагнит клапана останова.
К агрегатам запуска относятся устройства, обеспечивающие подготовку к запуску и запуску МД, а также «встречный» запуск МД при его заглохании или помпажа.
Активная радиолокационная головка самонаведения АРГС
4.1. Назначение
Активная радиолокационная головка самонаведения (АРГС) предназначена для точного наведения ракеты Х-35 на наводную цель на конечном участке траектории.
В обеспечение решения этой задачи АРГС включается по команде из инерциальной системы управления (ИСУ) при достижении ракетой конечного участка траектории, осуществляет обнаружение наводных целей, выбор цели, подлежащей поражению, определяет положение этой цели по азимуту и углу места, угловые скорости линии визирования (ЛВ) цели по азимуту и углу места, дальность до цели и скорость сближения с целью и выдает эти величины в ИСУ. По сигналам, поступающим из АРГС, ИСУ осуществляет наведение ракеты на цель на конечном участке траектории.
В качестве цели может быть использована цель-отражатель (ЦО) или цель-источник активной помехи (ЦИАП).
АРГС может применяться как при одиночном, так и при залповом пуске ракет. Максимальное число ракет в залпе – 100 шт.
АРГС обеспечивает функционирование при температуре окружающей среды от минус 50˚С до 50˚С, при наличии осадков и при волне моря до 5-6 баллов и в любое время суток.
АРГС выдает в ИСУ данные для наведения ракеты на цель при уменьшении дальности до цели до 150 м;
АРГС обеспечивает наведение ракеты на цель при воздействии активных и пассивных помех, создаваемых с кораблей-целей, корабельных и авиационных сил прикрытия.
4.2. Состав.
АРГС расположена в отсеке 1 ракеты.
По функциональному признаку АРГС может быть разделена на:
Приемно-передающее устройство (ППУ);
Вычислительный комплекс (ВК);
Блок вторичных источников питания (ВИП).
В состав ППУ входят:
Антенна;
Усилитель мощности (УМ);
Усилитель промежуточной частоты (УПЧ);
Формирователь сигналов (ФС);
Модули эталонных и опорного генераторов;
Фазовращатели (ФВ1 и ФВ2);
Модули СВЧ.
В состав ВК входят:
Цифровое вычислительное устройство (ЦВУ);
Синхронизатор;
Блок обработки информации (БОИ);
Узел управления;
Преобразователь СКТ-код.
4.3. Принцип действия.
В зависимости от назначенного режима работы ППУ формирует и излучает в пространство СВЧ- радиоимпульсы четырех видов:
а) импульсы с линейной частотной модуляцией (ЛЧМ) и средней частотой f0;
б) импульсы с высокостабильными по частоте и фазе (когерентными) СВЧ- колебаниями;
в) импульсы, состоящие из когерентной зондирующей части и отвлекающей части, в которой частота колебаний СВЧ- излучения меняется по случайному или линейному закону от импульса к импульсу;
г) импульсы, состоящие из зондирующей части, в которой частота СВЧ- колебаний меняется по случайному или линейному закону от импульса к импульсу, и когерентной отвлекающей части.
Фаза когерентных колебаний СВЧ- излучения при включении соответствующей команды может изменяться по случайному закону от импульса к импульсу.
ППУ формирует зондирующие импульсы и осуществляет преобразование и предварительное усиление отраженных импульсов. АРГС может формировать зондирующие импульсы на технологической частоте (частоте мирного времени – fмв) или на боевых частотах (fлит).
Для исключения возможности формирования импульсов на боевых частотах при проведении испытаний, экспериментальных и учебных работ в АРГС предусмотрен тумблер «РЕЖИМ В».
При установке тумблера «РЕЖИМ В» в положение ВКЛ формируются зондирующие импульсы только на частоте fлит, а при установке тумблера в положение ОТКЛ – только на частоте fмв.
Кроме зондирующих импульсов, ППУ формирует специальный пилотный сигнал, используемый для подстройки приемного сигнала ППУ и организации встроенного контроля.
ВК производит преобразование в цифровую форму и обработку радиолокационной информации (РЛИ) по алгоритмам, соответствующим режимам и задачам АРГС. Основные функции обработки информации распределены между БОИ и ЦВУ.
Синхронизатор формирует синхронизирующие сигналы и команды для управления блоками и узлами ППУ и выдает БОИ служебные сигналы, обеспечивающие запись информации.
БОИ – быстродействующее вычислительное устройство, обрабатывающее РЛИ в соответствии с режимами, перечисленными в табл. 4.1, под управление ЦВУ.
БОИ осуществляет:
Аналогово-цифровое преобразование РЛИ, поступающей от ППУ;
Обработку цифровой РЛИ;
Выдачу в ЦВУ результатов обработки и прием из ЦВУ управляющей информации;
Синхронизацию ППУ.
ЦВУ предназначено для вторичной обработки РЛИ и управления блоками и узлами АРГС во всех режимах функционирования АРГС. ЦВУ решает следующие задачи:
Выполнение алгоритмов режима включения рабочих и контрольных режимов АРГС;
Прием исходной и текущей информации от ИСУ и обработку принятой информации;
Прием информации из БОИ, её обработку, а так же передачу в БОИ управляющей информации;
Формирование расчетных углов для управления антенной;
Решение задач АРУ;
Формирование и передача в ИСУ и автоматизированную контрольно-проверочную аппаратуру (АКПА) необходимой информации.
Узел управления и преобразователь СКТ-код обеспечивают формирование сигналов управления двигателями приводов антенны и прием из ЦВУ и передачу в ЦВУ информации углового канала. Из ЦВУ в узел управления поступают:
Расчетные углы положения антенны по азимуту и углу места (11- разрядный двоичный код);
Синхросигналы и управляющие команды.
Из преобразователя СКТ-код в узел управления поступают значения углов положения антенны по азимуту и углу места (11- разрядный двоичный код).
ВИП предназначены для электропитания блоков и узлов АРГС и осуществляют преобразование напряжения 27 В БС в постоянные напряжения
4.4. Внешние связи.
АРГС связана с электросхемой ракеты двумя разъемами У1 и У2.
Через разъем У1 в АРГС поступают напряжения электропитания 27 В БС и 36 В 400 Гц.
Через разъем У2 в АРГС подаются команды управления в виде напряжения 27 В и осуществляется обмен цифровой информацией двуполярным последовательным кодом.
Разъем У3 предназначен для контроля. Через него в АРГС подается команда «Контроль», а из АРГС выдается интегральный аналоговый сигнал «Исправность», информация о работоспособности блоков и устройств АРГС в виде двуполярного последовательного кода и напряжения вторичного источника питания АРГС.
4.5. Электропитание
Для питания АРГС от электросхемы ракеты поступают:
Напряжение постоянное БС 27 ± 2,7
Переменное трехфазное напряжение 36 ± 3,6 В частотой 400 ± 20 Гц.
Токи потребления от системы электроснабжения:
По цепи 27 В – не более 24,5 А;
По цепи 36 В 400 Гц – не более 0,6 А по каждой фазе.
4.6. Конструкция.
Моноблок выполнен из литого магниевого корпуса, на котором установлены блоки и узлы, и крышка, которая крепится к задней стенки корпуса. На крышке установлены разъемы У1 – У3, технологический разъем «КОНТРОЛЬ», не используемые в эксплуатации, тумблер «РЕЖИМ В» зафиксирован в определенном положении защитным колпачком (втулкой). В передней части моноблока расположена антенна. Непосредственно на волноводно-щелевой решетке антенны расположены элементы высокочастотного тракта и устройства управления ими. Корпус отсека 1 выполнен в виде сварной титановой конструкции со шпангоутами.
ОГС предназначена для осуществления захвата и автоматического сопровождения цели по ее тепловому излучению, измерения угловой скорости линии визирования ракета - цель и формирования управляющего сигнала, пропорционального угловой скорости линии визирования, в том числе и в условиях воздействия ложной тепловой цели (ЛТЦ).
Конструктивно ОГС состоит из координатора 2 (рис. 63) и электронного блока 3. Дополнительным элементом, оформляющим ОГС, является корпус 4. Аэродинамический насадок 1 служит для снижения аэродинамического сопротивления ракеты в полете.
В ОГС применен охлаждаемый фотоприемник, для обеспечения требуемой чувствительности которого служит система охлаждения 5. В качестве хладагента используется сжиженный газ, получаемый в системе охлаждения из газообразного азота путем дросселирования.
Структурная схема оптической головки самонаведения (рис. 28) состоит из схем следящего координатора и автопилота.
Следящий координатор (СК) осуществляет непрерывное автоматическое слежение за целью, формирует сигнал коррекции для совмещения оптической оси координатора с линией визирования и обеспечивает подачу управляющего сигнала, пропорционального угловой скорости линии визирования, в автопилот (АП).
Следящий координатор состоит из координатора, электронного блока, системы коррекции гироскопа и гироскопа.
Координатор состоит из объектива, двух фотоприемников (ФПок и ФПвк) и двух предусилителсй электрических сигналов (ПУок и ПУвк). В фокальных плоскостях основного и вспомогательного спектральных диапазонов объектива координатора находятся соответственно фотоприемники ФПок и ФПвк с радиально расположенными относительно оптической оси растрами определенной конфигурации.
Объектив, фотоприемники, предусилители закреплены на роторе гироскопа и вращаются вместе с ним, причем оптическая ось объектива совпадает с осью собственного вращения ротора гироскопа. Ротор гироскопа, основную массу которого составляет постоянный магнит, установлен в кардановом подвесе, позволяющем ему отклоняться от продольной оси ОГС на угол пеленга в любом направлении относительно двух взаимно перпендикулярных осей. При вращении ротора гироскопа происходит обзор пространства в пределах поля зрения объектива в обоих спектральных диапазонах с помощью фоторезисторов.
Изображения удаленного источника излучения расположены в фокальных плоскостях обоих спектров оптической системы в виде пятен рассеяния. Если направление на цель совпадает с оптической осью объектива, изображение фокусируется в центр поля зрения ОГС. При появлении углового рассогласования между осью объектива и направлением на цель пятно рассеяния смещается. При вращении ротора гироскопа фоторезисторы засвечиваются на время прохождения пятна рассеяния над фоточувствительным слоем. Такая импульсная засветка преобразуется фоторезисторами в электрические импульсы, длительность которых зависит от величины углового рассогласования, причем с увеличением рассогласования при выбранной форме растра длительность их уменьшается. Частота следования импульсов равна частоте вращения фоторезистора.
Рис. 28. Структурная схема оптической головки самонаведения
Сигналы с выходов фотоприемников ФПок и ФПвк поступают соответственно на предусилители ПУок и ПУвк, которые связаны общей системой автоматического регулирования усиления АРУ1, работающей по сигналу с ПУок. Этим обеспечивается постоянство отношения величин и сохранение формы выходных сигналов пред-усилителей в требуемом диапазоне изменения мощности принимаемого ОГС излучения. Сигнал с ПУок поступает на схему переключения (СП), предназначенную для защиты от ЛТЦ и фоновых помех. Защита от ЛТЦ основана на разных значениях температур излучения от реальной цели и ЛТЦ, определяющих различие в положении максимумов их спектральных характеристик.
На СП поступает также сигнал с ПУвк, содержащий информацию о помехах. Отношение величины излучения от цели, принимаемого вспомогательным каналом, к величине излучения от цели, принимаемого основным каналом, будет меньше единицы, и сигнал от ЛТЦ на выход СП не проходит.
В СП для цели формируется пропускной строб; выделенный на СП сигнал от цели поступает на избирательный усилитель и амплитудный детектор. Амплитудный детектор (АД) выделяет сигнал, амплитуда первой гармоники которого зависит от углового рассогласования между оптической осью объектива и направлением на цель. Далее сигнал проходит через фазовращатель, который компенсирует запаздывание сигнала в электронном блоке, и поступает на вход усилителя коррекции, усиливающего сигнал по мощности, что необходимо для осуществления коррекции гироскопа и подачи сигнала в АП. Нагрузкой усилителя коррекции (УК) служат обмотки коррекции и последовательно соединенные с ними активные сопротивления, сигналы с которых поступают в АП.
Наводимое в катушках коррекции электромагнитное поле взаимодействует с магнитным полем магнита ротора гироскопа, вынуждая его прецессировать в сторону уменьшения рассогласования между оптической осью объектива и направлением на цель. Таким образом, осуществляется слежение ОГС за целью.
При малых расстояниях до цели увеличиваются воспринимаемые ОГС размеры излучения от цели, что приводит к изменению характеристик импульсных сигналов с выхода фотоприемников, из-за чего ухудшается способность слежения ОГС за целью. Для исключения этого явления в электронном блоке СК предусмотрена схема ближней зоны, обеспечивающая слежение за энергетическим центром реактивной струи и сопла.
Автопилот выполняет следующие функции:
Фильтрацию сигнала с СК для повышения качества сигнала управления ракетой;
Формирование сигнала на разворот ракеты на начальном участке траектории для автоматического обеспечения необходимых углов возвышения и упреждения;
Преобразование сигнала коррекции в сигнал управления на частоте управления ракеты;
Формирование команды управления на рулевом приводе, работающем в релейном режиме.
Входными сигналами автопилота являются сигналы усилителя коррекции, схемы ближней зоны и пеленговой обмотки, а выходным сигналом - сигнал с двухтактного усилителя мощности, нагрузкой которого являются обмотки электромагнитов золотникового распределителя рулевой машинки.
Сигнал усилителя коррекции проходит через последовательно соединенные синхронный фильтр и динамический ограничитель и поступает на вход сумматора ∑І. Сигнал с пеленговой обмотки поступает на схему ФСУР по пеленгу. Он необходим на начальном участке траектории для сокращения времени выхода на метод наведения и задания плоскости наведения. Выходной сигнал с ФСУР поступает на сумматор ∑І.
Сигнал с выхода сумматора ∑І, частота которого равна частоте вращения ротора гироскопа, поступает на фазовый детектор. Опорным сигналом фазового детонатора является сигнал с обмотки ГОН. Обмотка ГОН устанавливается в ОГС таким образом, чтобы ее продольная ось лежала в плоскости, перпендикулярной продольной оси ОГС. Частота наводимого в обмотке ГОН сигнала равна сумме частот вращения гироскопа и ракеты. Поэтому одной из составляющих выходного сигнала фазового детектора является сигнал на частоте вращения ракеты.
Выходной сигнал фазового детектора поступает на фильтр, на входе которого суммируется с сигналом генератора линеаризации в сумматоре ∑ІІ. Фильтр подавляет высокочастотные составляющие сигнала с фазового детектора и уменьшает нелинейные искажения сигнала генератора линеаризации. Выходной сигнал с фильтра подастся на усилитель-ограничитель с большим коэффициентом усиления, на второй вход которого поступает сигнал с датчика угловых скоростей ракеты. С усилителя-ограничителя сигнал поступает на усилитель мощности, нагрузкой которого являются обмотки электромагнитов золотникового распределителя рулевой машинки.
Система арретирования гироскопа предназначена для согласования оптической оси координатора с визирной осью прицельного устройства, которая составляет заданный угол с продольной осью ракеты. В связи с этим при прицеливании цель будет находиться в поле зрения ОГС.
Датчиком отклонения оси гироскопа от продольной оси ракеты является пеленговая обмотка, продольная ось которой совпадает с продольной осью ракеты. В случае отклонения оси гироскопа от продольной оси пеленговой обмотки амплитуда и фаза наводимой в ней ЭДС однозначно характеризуют величину и направление угла рассогласования. Встречно с пеленговой обмоткой включена обмотка заклона, расположенная в блоке датчиков пусковой трубы. Наводимая в обмотке заклона ЭДС по величине пропорциональна углу между визирной осью прицельного устройства и продольной осью ракеты.
Разностный сигнал с обмотки заклона и пеленговой обмотки, усиленный по напряжению и мощности в следящем координаторе, поступает в обмотки коррекции гироскопа. Под воздействием момента со стороны системы коррекции гироскоп прецессирует в сторону уменьшения угла рассогласования с визирной осью прицельного устройства и арретируется в этом положении. Разарретирование гироскопа осуществляется АРП при переводе ОГС в режим слежения.
Для поддержания скорости вращения ротора гироскопа в требуемых пределах служит система стабилизации оборотов.
Рулевой отсек
Рулевой отсек включает в себя аппаратуру управления полетом ракеты. В корпусе рулевого отсека размещены рулевая машинка 2 (рис. 29) с рулями 8, бортовой источник питания, состоящий из турбогенератора 6 и стабилизатора-выпрямителя 5, датчик 10 угловых скоростей, усилитель /, пороховой аккумулятор 4 давления, пороховой управляющий двигатель 3, розетка 7 (с блоком взведения) и дестабилизатор
Рис. 29. Рулевой отсек: 1 - усилитель; 2 - рулевая машинка; 3 - управляющий двигатель; 4 - аккумулятор давления; 5 - стабилизатор-выпрямитель; 6 - турбогенератор; 7 - розетка; 8 - рули (пластины); 9 - дестабилизатор; 10 - датчик угловых скоростей
Рис. 30. Рулевая машинка:
1 - выводные концы катушек; 2 - корпус; 3 - фиксатор; 4 - обойма; 5 - фильтр; 6 - рули; 7 - стопор; 8 - стойка; 9 - подшипник; 10 и 11 - пружины; 12 - поводок; 13 - сопло; 14 - газораспределительная втулка; 15 - золотник; 16 - втулка; 17 - правая катушка; 18 - якорь; 19 - поршень; 20 - левая катушка; Б и В - каналы
Рулевая машинка предназначена для аэродинамического управления ракетой в полете. Одновременно РМ служит распределительным устройством в системе газодинамического управления ракетой на начальном участке траектории, когда аэродинамические рули неэффективны. Она является газовым усилителем управляющих электрических сигналов, формируемых ОГС.
Рулевая машинка состоит из обоймы 4 (рис. 30), в приливах которой расположены рабочий цилиндр с поршнем 19 и фильтр 5 тонкой очистки. В обойму запрессован корпус 2 с золотниковым распределителем, состоящим из четырехкромочного золотника 15, двух втулок 16 и якорей 18. В корпусе размещены две катушки 17 и 20 электромагнитов. Обойма имеет две проушины, в которых на подшипниках 9 расположена стойка 8 с пружинами (рессорой) и с напрессованным на нее поводком 12. В пазах поводка и стойки расположены рули 6, которые в полете удерживаются в раскрытом положении стопорами 7 и пружинами 10 и 11. В приливе обоймы между проушинами размещается газораспределительная втулка 14, жестко закрепленная с помощью фиксатора 3 на стойке. На втулке имеется паз с отсечными кромками для подвода газа, поступающего от ПУД к каналам Б, В и соплам 13.
РМ работает от газов ПАД, которые по трубе через фильтр тонкой очистки поступают к золотнику и от него по каналам в кольцах, корпусе и обойме под поршень. Командные сигналы с ОГС поступают поочередно в катушки электромагнитов РМ. При прохождении тока через правую катушку 17 электромагнита якорь 18 с золотником притягиваются в сторону этого электромагнита и открывают проход газа в левую полость рабочего цилиндра под поршень. Под давлением газа поршень перемещается в крайнее правое положение до упора в крышку. Перемещаясь, поршень увлекает за собой выступ поводка и поворачивает поводок и стойку, а вместе с ними и рули в крайнее положение. Одновременно поворачивается и газораспределительная втулка, при этом отсечная кромка открывает доступ газа от ПУД через канал к соответствующему соплу.
При прохождении тока через левую катушку 20 электромагнита поршень перемещается в другое крайнее положение.
В момент переключения тока в катушках, когда усилие, создаваемое пороховыми газами, превышает силу притяжения электромагнита, золотник под действием силы от пороховых газов перемещается, причем перемещение золотника начинается раньше, чем происходит нарастание тока в другой катушке, что повышает быстродействие РМ.
Бортовой источник питания предназначен для электропитания аппаратуры ракеты в полете. Источником энергии для него являются газы, образующиеся при сгорании заряда ПАД.
БИП состоит из турбогенератора и стабилизатора-выпрямителя. Турбогенератор состоит из статора 7 (рис. 31), ротора 4, на оси которого крепится турбинка 3, являющаяся его приводом.
Стабилизатор-выпрямитель выполняет две функции:
Преобразует напряжение переменного тока турбогенератора в требуемые значения постоянных напряжений и поддерживает их стабильность при изменениях скорости вращения ротора турбогенератора и тока нагрузки;
Регулирует скорость вращения ротора турбогенератора при изменении давления газа на входе в сопло путем создания дополнительной электромагнитной нагрузки на валу турбинки.
Рис. 31. Турбогенератор:
1 - статор; 2 - сопло; 3 - турбинка; 4 – ротор
БИП работает следующим образом. Пороховые газы от сгорания заряда ПАД через сопло 2 подаются на лопатки турбинки 3 и приводят ее во вращение вместе с ротором. При этом в обмотке статора индуктируется переменная ЭДС, которая подается на вход стабилизатора-выпрямителя. С выхода стабилизатора-выпрямителя постоянное напряжение подается в ОГС и усилитель ДУС. На электровоспламенители ВЗ и ПУД напряжение с БИП поступает после выхода ракеты из трубы и раскрытия рулей РМ.
Датчик угловых скоростей предназначен для формирования электрического сигнала, пропорционального угловой скорости колебаний ракеты относительно ее поперечных осей. Этот сигнал используется для демпфирования угловых колебаний ракеты в полете, ДУС представляет собой состоящую из двух обмоток рамку 1 (рис. 32), которая на полуосях 2 подвешена в центровых винтах 3 с корундовыми подпятниками 4 и может прокачиваться в рабочих зазорах магнитной цепи, состоящей из основания 5, постоянного магнита 6 и башмаков 7. Съем сигнала с чувствительного элемента ДУС (рамки) осуществляется через гибкие безмоментные растяжки 8, распаянные на контакты 10 рамки и контакты 9, электрически изолированные от корпуса.
Рис. 32. Датчик угловых скоростей:
1 - рамка; 2 - полуось; 3 - центровой винт; 4 - подпятник; 5 - основание; 6 - магнит;
7 - башмак; 8 - растяжка; 9 и 10 - контакты; 11 - кожух
ДУС устанавливается так, чтобы его ось Х-Х совпадала с продольной осью ракеты. При вращении ракеты только вокруг продольной оси рамка под действием центробежных сил устанавливается в плоскости, перпендикулярной оси вращения ракеты.
Перемещение рамки в магнитом поле не происходит. ЭДС в ее обмотках не наводится. При наличии колебаний ракеты относительно поперечных осей происходит перемещение рамки в магнитном поле. Наводимая при этом в обмотках рамки ЭДС пропорциональна угловой скорости колебаний ракеты. Частота ЭДС соответствует частоте вращения вокруг продольной оси, а фаза сигнала - направлению вектора абсолютной угловой скорости ракеты.
Пороховой аккумулятор давления предназначен для питания пороховыми газами РМ и БИП. ПАД состоит из корпуса 1, (рис. 33), представляющего собой камеру сгорания, и фильтра 3, в котором происходит очистка газа от твердых частиц. Расход газа и параметры внутренней баллистики определяются отверстием дросселя 2. Внутри корпуса размещаются пороховой заряд 4 и воспламенитель 7, состоящий из электровоспламенителя 8, навески 5 пороха и пиротехнической петарды 6.
Рис. 34. Пороховой управляющий двигатель:
7 - переходник; 3 - корпус; 3 - пороховой заряд; 4 - навеска пороха; 5 - пиротехническая петарда; 6 - электровоспламенитель; 7 - воспламенитель
ПАД работает следующим образом. Электрический импульс с электронного блока пускового механизма поступает на электровоспламенитель, воспламеняющий навеску пороха и пиротехническую петарду, от форса пламени которых воспламеняется пороховой заряд. Образующиеся при этом пороховые газы очищаются в фильтре, после чего поступают в РМ и турбогенератор БИП.
Пороховой управляющий двигатель предназначен для газодинамического управления ракетой на начальном участке траектории полета. ПУД состоит из корпуса 2 (рис. 34), представляющего собой камеру сгорания, и переходника 1. Внутри корпуса размещаются пороховой заряд 3 и воспламенитель 7, состоящий из элек-тровоспламенителя 6, навески 4 пороха и пиротехнической петарды 5. Расход газа и параметры внутренней баллистики определяются дроссельным отверстием в переходнике.
ПУД работает следующим образом. После вылета ракеты из пусковой трубы и раскрытия рулей РМ электрический импульс с конденсатора взведения поступает на электровоспламенитель, воспламеняющий навеску пороха и петарду, от форса пламени которых загорается пороховой заряд. Пороховые газы, проходя через распределительную втулку и два сопла, расположенные перпендикулярно плоскости рулей РМ, создают управляющее усилие, обеспечивающее разворот ракеты.
Розетка осуществляет электрическую связь ракеты с пусковой трубой. Она имеет основные и контрольные контакты, размыкатель для подключения конденсаторов С1 и С2 блока взведения к электровоспламепителям ВЗ (ЭВ1) и ПУД, а также для коммутации плюсового вывода БИП к ВЗ после вылета ракеты из трубы и раскрытия рулей РМ.
Рис. 35. Схема блока взведения:
1 - размыкатель
Размещенный в корпусе розетки блок взведения состоит из конденсаторов С1 и С2 (рис. 35), резисторов R3 и R4 для снятия остаточного напряжения с конденсаторов после проведения проверок или несостоявшегося пуска, резисторов R1 и R2 для ограничения тока в цепи конденсаторов и диода Д1, предназначенного для электрической развязки цепей БИП и ВЗ. Напряжение на блок взведения подается после перевода пускового крючка ПМ в положение до упора.
Дестабилизатор предназначен для обеспечения перегрузок, требуемой устойчивости и создания дополнительного крутящего момента, в связи с чем его пластины установлены под углом к продольной оси ракеты.
Боевая часть
Боевая часть предназначена для поражения воздушной цели или нанесения ей повреждений, приводящих к невозможности выполнения боевой задачи.
Поражающим фактором БЧ являются фугасное действие ударной волны продуктов взрывчатого вещества БЧ и остатков топлива ДУ, а также осколочное действие элементов, образующихся при взрыве и дроблении корпуса.
БЧ состоит из собственно боевой части, контактного взрывателя и взрывного генератора. БЧ является несущим отсеком ракеты и выполнена в виде неразъемного соединения.
Собственно БЧ (осколочно-фугасного действия) предназначена для создания заданного поля поражения, воздействующего на цель после получения от ВЗ инициирующего импульса. Она состоит из корпуса 1 (рис. 36), боевого заряда 2, детонатора 4, манжеты 5 и трубки 3, через которую проходят провода от ВЗ к рулевому отсеку ракеты. На корпусе имеется бугель Л, в отверстие которого входит стопор трубы, предназначенный для фиксации в ней ракеты.
Рис. 36. Боевая часть:
БЧ - собственно боевая часть; ВЗ - взрыватель; ВГ - взрывной генератор: 1- корпус;
2 - боевой заряд; 3 - трубка; 4 - детонатор; 5 - манжета; А - бугель
Взрыватель предназначен для выдачи детонационного импульса на подрыв заряда БЧ при попадании ракеты в цель или по истечении времени самоликвидации, а также для передачи детонационного импульса от заряда боевой части к заряду взрывного генератора.
Взрыватель электромеханического типа имеет две ступени предохранения, которые снимаются в полете, чем обеспечивается безопасность эксплуатации комплекса (пуск, техническое обслуживание, транспортирование и хранение).
Взрыватель состоит из предохранительно-детонирующего устройства (ПДУ) (рис. 37), механизма самоликвидации, трубки, конденсаторов С1 и С2, основного датчика цели ГМД1 (импульсного вихревого магнитоэлектрического генератора), дублирующего датчика цели ГМД2 (импульсного волнового магнитоэлектрического генератора), пускового электровоспламенителя ЭВ1, двух боевых электровоспламенителей ЭВ2 и ЭВЗ, пиротехнического замедлителя, инициирующего заряда, капсюля-детонатора и детонатора взрывателя.
ПДУ служит для обеспечения безопасности в обращении с взрывателем до момента взведения его после пуска ракеты. Оно включает в себя пиротехнический предохранитель, поворотную втулку и блокирующий стопор.
Детонатор взрывателя служит для подрыва БЧ. Датчики цели ГМД 1 и ГМД2 обеспечивают срабатывание капсюля-детонатора при попадании ракеты в цель, а механизм самоликвидации - срабатывание капсюля-детонатора по истечении времени самоликвидации в случае промаха. Трубка обеспечивает передачу импульса от заряда боевой части к заряду взрывного генератора.
Взрывной генератор-предназначен для подрыва несгоревшей части маршевого заряда ДУ и создания дополнительного поля поражения. Он представляет собой расположенную в корпусе взрывателя чашку с запрессованным в ней составом взрывчатого вещества.
Взрыватель и боевая часть при пуске ракеты работают следующим образом. При вылете ракеты из трубы раскрываются рули РМ, при этом замыкаются контакты размыкателя розетки и напряжение с конденсатора С1 блока взведения поступает на электровоспламенитель ЭВ1 взрывателя, от которого одновременно зажигаются пиротехнический предохранитель ПДУ и пиротехническая запрессовка механизма самоликвидации.
Рис. 37. Структурная схема взрывателя
В полете под воздействием осевого ускорения от работающего маршевого двигателя блокирующий стопор ПДУ оседает и не препятствует развороту поворотной втулки (снята первая ступень предохранения). Через 1-1,9 с после пуска ракеты прогорает пиротехнический предохранитель, пружина разворачивает поворотную втулку в боевое положение. При этом ось капсюля-детонатора совмещается с осью детонатора взрывателя, контакты поворотной втулки замыкаются, взрыватель подключается к БИП ракеты (снята вторая ступень предохранения) и готов к действию. В то же время продолжает гореть пиротехническая запрессовка механизма самоликвидации, а БИП подпитывает конденсаторы С1 и С2 взрывателя на всем. протяжении полета.
При попадании ракеты в цель в момент прохождения взрывателя через металлическую преграду (при ее пробитии) или вдоль нее (при рикошете) в обмотке основного датчика цели ГМД1 под воздействием вихревых токов, наводимых в металлической преграде при перемещении постоянного магнита датчика цели ГМД1, возникает импульс электрического тока. Этот импульс подается на электровоспламенитель ЭВЗ, от луча которого срабатывает капсюль-детопатор, вызывая действие детонатора взрывателя. Детонатор взрывателя инициирует детонатор боевой части, срабатывание которого вызывает разрыв боевого заряда БЧ и взрывчатого вещества в трубке взрывателя, передающей детонацию к взрывному генератору. При этом происходит срабатывание взрывного генератора и подрыв остатков топлива ДУ (при их наличии).
При попадании ракеты в цель срабатывает также дублирующий датчик цели ГМД2. Под воздействием воли упругих деформаций, имеющих место при встрече ракеты с преградой, якорь датчика цели ГМД2 отрывается, происходит разрыв магнитной цепи, в результате чего в обмотке наводится импульс электрического тока, который подается на электровоспламенитель ЭВ2. От луча огня электровоспламенителя ЭВ2 зажигается пиротехнический замедлитель, время горения которого превышает время, необходимое для подхода основного датчика цели ГМД1 к преграде. После прогорания замедлителя срабатывает инициирующий заряд, вызывая срабатывание капсюля-детонатора и детонатора БЧ, подрыв БЧ и остатков топлива ДУ (при их наличии).
В случае промаха ракеты по цели после прогорания пиротехнической запрессовки механизма самоликвидации от луча огня срабатывает капсюль-детонатор, вызывая действие детонатора и подрыв БЧ боевой части с взрывным генератором для самоликвидации ракеты.
Двигательная установка
Твердотопливная ДУ предназначена для обеспечения вылета ракеты из трубы, придания ей необходимой угловой скорости вращения, разгона до маршевой скорости и поддержания этой скорости в полете.
ДУ состоит из стартового двигателя, двухрежимного однокамерного маршевого двигателя и лучевого воспламенителя замедленного действия.
Стартовый двигатель предназначен для обеспечения вылета ракеты из трубы и придания ей необходимой угловой скорости вращения. Стартовый двигатель состоит из камеры 8 (рис. 38), стартового заряда 6, воспламенителя 7 стартового заряда, диафрагмы 5, диска 2, газоподводящей трубки 1 и соплового блока 4. Стартовый заряд состоит из трубчатых пороховых шашек (или монолита), свободно установленных в кольцевом объеме камеры. Воспламенитель стартового заряда состоит из корпуса, в котором размещены электровоспламенитель и навеска пороха. Диск и диафрагма обеспечивают крепление заряда при работе и транспортировании.
Стартовый двигатель стыкуется к сопловой части маршевого двигателя. При стыковке двигателей газоподводящая трубка надевается на корпус лучевого воспламенителя 7 (рис. 39) замедленного действия, расположенного в предсопловом объеме маршевого двигателя. Такое соединение обеспечивает передачу огневого импульса на лучевой воспламенитель. Электрическая связь воспламенителя стартового двигателя с пусковой трубой осуществляется через контактную связь 9 (рис. 38).
|
Рис. 38. Стартовый двигатель:
1 - газоподводящая трубка; 2 - диск; 3 - заглушка; 4 - сопловой блок; 5 - диафрагма; 6 - стартовый заряд; 7 - воспламенитель стартового заряда; 8 -камера; 9 - контактная связь
Сопловой блок имеет семь (или шесть) расположенных под углом к продольной оси ракеты сопел, обеспечивающих вращение ракеты на участке работы стартового двигателя. Для обеспечения герметичности камеры ДУ при эксплуатации и создания необходимого давления при воспламенении стартового заряда в сопла установлены заглушки 3.
Двухрежимный однокамерный маршевый двигатель предназначен для обеспечения разгона ракеты до маршевой скорости на первом режиме и поддержания этой скорости в полете на втором режиме.
Маршевый двигатель состоит из камеры 3 (рис. 39), маршевого заряда 4, воспламенителя 5 маршевого заряда, соплового блока 6 и лучевого воспламенителя 7 замедленного действия. В переднюю часть камеры ввинчивается дно 1 с посадочными местами для стыковки ДУ и БЧ. Для получения требуемых режимов горения заряд частично забронирован и армирован шестью проволочками 2.
1 – дно; 2 – проволочки; 3 – камера; 4 – маршевый заряд; 5 – воспламенитель маршевого заряда; 6 – сопловой блок; 7 – лучевой воспламенитель замедленного действия; 8 – заглушка; А – резьбовое отверстие
Рис. 40. Лучевой воспламенитель замедленного действия: 1 - пиротехнический замедлитель; 2 - корпус; 3 - втулка; 4 - передаточный заряд; 5 - детон. заряд
Рис. 41. Крыльевой блок:
1 - пластина; 2 - передний вкладыш; 3 - корпус; 4 - ось; 5 - пружина; 6 - стопор; 7 - винт; 8 - задний вкладыш; Б - выступ
Для обеспечения, герметичности камеры при эксплуатации и создания необходимого давления при воспламенении маршевого заряда на сопловом блоке установлена заглушка 8, которая разрушается и сгорает от пороховых газов маршевого двигателя. На внешней части соплового блока имеются резьбовые отверстия А для крепления крыльевого блока к ДУ.
Лучевой воспламенитель замедленного действия предназначен для обеспечения срабатывания маршевого двигателя на безопасном для стрелка-зенитчика расстоянии. За время его сгорания, равное 0,33 - 0,5 с, ракета удаляется от стрелка-зенитчика на расстояние не менее 5,5 м. Это предохраняет стрелка-зенитчика от воздействия струи пороховых газов маршевого двигателя.
Лучевой воспламенитель замедленного действия состоит из корпуса 2 (рис. 40), в котором размещены пиротехнический замедлитель 1, передаточный заряд 4 во втулке 3. С другой стороны во втулку запрессован детонирующий заряд 5. От пороховых газов, образующихся в камере стартового двигателя при горении заряда, воспламеняется детонирующий заряд. Ударная волна, образующаяся при детонации, передается через стенку втулки и воспламеняет передаточный заряд, от которого зажигается пиротехнический замедлитель. Через время задержки от пиротехнического замедлителя загорается воспламенитель маршевого заряда, который воспламеняет маршевый заряд.
ДУ работает следующим образом. При подаче электрического импульса на электровоспламенитель стартового заряда срабатывает воспламенитель, а затем стартовый заряд. Под воздействием реактивной силы, создаваемой стартовым двигателем, ракета вылетает из трубы с необходимой угловой скоростью вращения. Стартовый двигатель заканчивает работу в трубе и задерживается в ней. От пороховых газов, образовавшихся в камере стартового двигателя, срабатывает лучевой воспламенитель замедленного действия, поджигающий воспламенитель маршевого заряда, от которого на безопасном для стрелка-зенитчика расстоянии срабатывает маршевый заряд. Реактивная сила, создаваемая маршевым двигателем, разгоняет ракету до маршевой скорости и поддерживает эту скорость в полете.
Крыльевой блок
Крыльевой блок предназначен для аэродинамической стабилизации ракеты в полете, создания подъемной силы при наличии углов атаки и поддержания требуемой скорости вращения ракеты на траектории.
Крыльевой блок состоит из корпуса 3 (рис. 41), четырех складывающихся крыльев и механизма их стопорения.
Складывающееся крыло состоит из пластины 7, которая крепится двумя винтами 7 к вкладышам 2 и 8, надетым на ось 4, размещенную в отверстии корпуса.
Механизм стопорения состоит из двух стопоров 6 и пружины 5, с помощью которой стопоры разжимаются и запирают крыло при раскрытии. После вылета вращающейся ракеты из трубы под действием центробежных сил крылья раскрываются. Для поддержания требуемой скорости вращения ракеты в полете крылья развернуты относительно продольной оси крыльевого блока на определенный угол.
Крыльевой блок винтами крепится на сопловом блоке маршевого двигателя. На корпусе крыльевого блока имеется четыре выступа Б для соединения его со стартовым двигателем с помощью разжимного соединительного кольца.
|
Рис. 42. Труба 9П39(9П39-1*)
1 - передняя крышка; 2 и 11- замки; 3 - блок датчиков; 4 - антенна; 5 - обоймы; 6 и 17 – крышки; 7 – диафрагма; 8 – плечевой ремень; 9 – обойма; 10 – труба; 12 - задняя крышка; 13 - лампа; 14 - винт; 15 - колодка; 16 - рычаг механизма накала; 18. 31 и 32 – пружины; 19 38 – фиксаторы; 20 – разъем; 21 – задняя стойка; 22 - механизм бортразъема; 23 - ручка; 24 - передняя стойка; 25 - обтекатель; 26 - насадок; 27 – плата; 28 – штырьевые контакты; 29 – направляющие штыри; 30 - стопор; 33 - тяга; 34 - вилка; 35 - корпус; 36 - кнопка; 37 - проушина; А и Е - метки; Б и М – отверстия; В – мушка; Г – целик; Д – треугольная метка; Ж – вырез; И – направляющие; К - скос; Л и У - поверхности; Д - паз; Р и С – диаметры; Ф – гнезда; Ш – плата; Щ и Э – прокладка; Ю – накладка; Я – амортизатор;
*) Примечание:
1. В эксплуатации могут находится два варианта труб: 9П39 (с антенной 4) и 9П39-1 (без антенны 4)
2. В эксплуатации могут находится 3 варианта механических прицела с лампой световой информации
Похожая информация.
Головка самонаведения
Головка самонаведения – автоматическое устройство, которое устанавливается на управляемое средство поражения для того, чтобы обеспечить высокую точность наведения на цель.
Главными частями головки самонаведения являются: координатор с приемником (а иногда и с излучателем энергии) и электронно-вычислительное устройство. Координатор осуществляет поиск, захват и сопровождение цели. Электронно-вычислительное устройство обрабатывает полученную от координатора информацию и передает сигналы, которые управляют координатором и движением управляемого средства поражения.
По принципу действия различают следующие головки самонаведения:
1) пассивные – принимающие излучаемую целью энергию;
2) полуактивные – реагирующие на отраженную целью энергию, которую излучает какой-нибудь внешний источник;
3) активные – принимающие отраженную от цели энергию, которую излучает сама головка самонаведения.
По виду принимаемых энергий головки самонаведения подразделяются на радиолокационные, оптические, акустические.
Акустическая головка самонаведения функционирует, используя слышимый звук и ультразвук. Наиболее эффективно ее применение в воде, где звуковые волны затухают медленнее, чем электромагнитные. Головки данного типа устанавливают на управляемых средствах поражения морских целей (например, акустических торпедах).
Оптическая головка самонаведения работает, используя электромагнитные волны оптического диапазона. Устанавливаются на управляемых средствах поражения наземных, воздушных и морских целей. Наводка осуществляется по источнику инфракрасного излучения либо по отраженной энергии лазерного луча. На управляемых средствах поражения наземных целей, относящихся к неконтрастным, применяют пассивные оптические головки самонаведения, которые функционируют по оптическому изображению местности.
Радиолокационные головки самонаведения работают с использованием электромагнитных волн радиодиапазона. Активные, полуактивные и пассивные радиолокационные головки используются на управляемых средствах поражения наземных, воздушных и морских целей-объектов. На управляемых средствах поражения неконтрастных наземных целей находят применение активные головки самонаведения, которые работают по отраженным от местности радиосигналам, или пассивные, которые функционируют по радиотепловому излучению местности.
Из книги Большая книга рыболова-любителя [с цветной вкладкой] автора Горяйнов Алексей ГеоргиевичГрузило-головка Сегодня это приспособление чаще именуют джиг-головкой. Напоминает большую мормышку с крепежным колечком и стопором для приманки. Служат спиннинговые грузила-головки в основном для горизонтальной проводки мягких приманок и могут различаться по массе и
Из книги Большая Советская Энциклопедия (ВИ) автора БСЭ Из книги Большая Советская Энциклопедия (ГО) автора БСЭ Из книги Большая Советская Энциклопедия (ДЕ) автора БСЭ Из книги Большая Советская Энциклопедия (МА) автора БСЭ Из книги Большая Советская Энциклопедия (РА) автора БСЭ Из книги Большая Советская Энциклопедия (РЕ) автора БСЭ Из книги Большая Советская Энциклопедия (СВ) автора БСЭ Из книги Большая Советская Энциклопедия (ТР) автора БСЭ Из книги Большая Советская Энциклопедия (ШЛ) автора БСЭ Из книги Большая энциклопедия техники автора Коллектив авторов Из книги Руководство слесаря по замкам автора Филипс БиллДелительная головка Делительная головка – устройство, применяемое для установки, закрепления и периодического поворота или непрерывного вращения небольших заготовок, обрабатываемых на фрезерных станках. В инструментальных цехах машиностроительных предприятий
Из книги автораРевольверная головка Револьверная головка – специальное устройство, в котором устанавливаются различные режущие инструменты: сверла, зенкеры, развертки, метчики и др. Револьверная головка является важным составным элементом токарно-револьверных станков (автоматов и
Из книги автораГоловка самонаведения Головка самонаведения – автоматическое устройство, которое устанавливается на управляемое средство поражения для того, чтобы обеспечить высокую точность наведения на цель.Главными частями головки самонаведения являются: координатор с
Государственный комитет РФ по высшему образованию
БАЛТИЙСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ
_____________________________________________________________
Кафедра радиоэлектронных устройств
РАДИОЛОКАЦИОННАЯ ГОЛОВКА САМОНАВЕДЕНИЯ
Санкт-Петербург
2. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О РЛГС.
2.1 Назначение
Радиолокационная головка самонаведения устанавливается на ракете класса "земля-воздух" для обеспечения на конечном этапе полета ракеты автоматического захвата цели, ее автосопровождения и выдачи сигналов управления на автопилот (АП) и радиовзрыватель (РБ).
2.2 Технические характеристики
РЛГС характеризуется следующими основными тактико-техническими данными:
1. зона поиска по направлению:
По азимуту ± 10°
По углу места ± 9°
2. время обзора зоны поиска 1,8 - 2,0 сек.
3. время захвата цели по углу 1,5 сек (не более)
4. маμмальные углы отклонения зоны поиска:
По азимуту ± 50° (не менее)
По углу места ± 25° (не менее)
5. маμмальные углы отклонения равносигнальной зоны:
По азимуту ± 60° (не менее)
По углу места ± 35° (не менее)
6. дальность захвата цели типа самолета ИЛ-28 с выдачей сигналов управления на (АП) при вероятности не ниже 0,5 -19 км, а при вероятности не ниже 0,95 -16 км.
7 зона поиска по дальности 10 - 25 км
8. рабочий диапазон частот f ± 2,5%
9. средняя мощность передатчика 68 Вт
10. длительность ВЧ-импульса 0,9 ± 0,1 мксек
11. период следования ВЧ-импульсов Т ± 5%
12. чувствительность приемных каналов - 98дб (не менее)
13.потребдяема мощность от источников питания:
От сети 115 в 400 Гц 3200 Вт
От сети 36 в 400 Гц 500 Вт
От сети 27 600 Вт
14.вес станции – 245 кг.
3. ПРИНЦИПЫ ДЕЙСТВИЯ И ПОСТРОЕНИЯ РЛГС
3.1 Принцип действия РЛГС
РЛГС представляет собой радиолокационную станцию 3-х сантиметрового диапазона, работающую в режиме импульсного излучения. При самом общем рассмотрении РЛГС может быть разбита на две части: - собственно радиолокационную часть и автоматическую часть, обеспечивающую захват цели, ее автоматическое сопровождение по углу и дальности и выдачу сигналов управления на автопилот и радиовзрыватель.
Радиолокационная часть станции работает обычным образом. Высокочастотные электромагнитные колебания, генерируемые магнетроном в виде очень коротких импульсов, излучаются с помощью остронаправленной антенны, принимаются той же антенной, преобразуются и усиливаются в приемном устройстве, проходят далее в автоматическую часть станции - систему углового сопровождения цели и дальномерное устройство.
Автоматическая часть станции состоит из трех следующих функциональных систем:
1. системы управления антенной, обеспечивающей управление антенной во всех режимах работы РЛГС (в режиме "наведение", в режиме "поиск" и в режиме "самонаведение", который в свою очередь, подразделяется на режимы "захват" и "автосопровождение")
2. дальномерного устройства
3. вычислителя сигналов управления, подаваемых на автопилот и радиовзрыватель ракеты.
Система управления антенной в режиме "автосопровождение" работает по так называемому дифференциальному методу, в связи с чем в станции применена специальная антенна, состоящая из сфероидального зеркала и 4-х излучателей, вынесенных на некоторое расстояние перед зеркалом.
При работе РЛГС на излучение формируется одно-лепестковая диаграмма направленности с маμмумом совпадающим с осью антенной системы. Это достигается за счет разной длины волноводов излучателей - имеется жесткий сдвиг по фазе между колебаниями разных излучателей.
При работе на прием диаграммы направленности излучателей сдвинуты относительно оптической оси зеркала и пересекаются на уровне 0,4.
Связь излучателей с приемопередающим устройством осуществляется через волноводный тракт, в котором имеются два последовательно включенных ферритовых коммутатора:
· коммутатор осей (ФКО), работающий с частотой 125 Гц.
· коммутатор приемников (ФКП), работающий с частотой 62,5 Гц.
Ферритовые коммутаторы осей переключают волноводный тракт таким образом, что сначала подключают к передатчику все 4 излучателя, формируя одно-лепестковую диаграмму направленности, а затем к двухканальному приемнику, то излучатели, создающие две диаграммы направленности, расположенные в вертикальной плоскости, то излучатели, создающие две диаграммы направленности в горизонтальной плоскости. С выходов приемников сигналы попадают на схему вычитания, где в зависимости от положения цели относительно равносигнального направления, образованного пересечением диаграмм направленности данной пары излучателей, вырабатывается разностный сигнал, амплитуда и полярность которого определяется положением цели в пространстве (рис. 1.3).
Синхронно с ферритовым коммутатором осей в РЛГС работает схема выделения сигналов управления антенной, с помощью которой вырабатывается сигнал управления антенной по азимуту и по углу места.
Коммутатор приемников переключает входы приемных каналов с частотой 62,5Гц. Коммутация приемных каналов связана с необходимостью усреднения их характеристик, так как дифференциальный метод пеленгации цели требует полной идентичности параметров обоих приемных каналов. Дальномерное устройство РЛГС представляет собой систему с двумя электронными интеграторами. С выхода первого интегратора снимается напряжение, пропорциональное скорости сближения с целью, с выхода второго интегратора - напряжение, пропорциональное дальности до цели. Дальномер осуществляет захват ближайшей цели в диапазоне 10-25км с последующим ее автосопровождением до дальности 300 метров. На дальности 500 метров с дальномера выдается сигнал, служащий для взвода радио-взрывателя (РВ).
Вычислитель РЛГС является счетно-решающим устройством и служит для Формирования сигналов управления, выдаваемых РЛГС на автопилот (АП) и РВ. На АП подаётся сигнал, представляющий проекции вектора абсолютной угловой скорости луча визирования цели на поперечные оси ракеты. Эти сигналы используются для управления ракетой по курсу и тангажу. На РВ с вычислителя поступает сигнал, представляющий проекцию вектора скорости сближения цели с ракетой на полярное направление луча визирования цели.
Отличительными особенностями РЛГС по сравнению с другими аналогичными ей по своим тактико-техническим данным станциями являются:
1. применение в РЛГС длиннофокусной антенны, характеризующейся тем, что Формирование и отклонение луча осуществляется в ней с помощью отклонения одного довольно легкого зеркала, угол отклонения которого вдвое меньше угла отклонения луча. Кроме того, в такой антенне отсутствуют вращающиеся высокочастотные переходы, что упрощает ее конструкцию.
2. использование приемника с линейно-логарифмической амплитудной характеристикой, что обеспечивает расширение динамического диапазона канала до 80 дб и, тем самым, делает возможным пеленгацию источника активной помехи.
3. построение системы углового сопровождения по дифференциальному методу, обеспечивающему высокую помехозащищенность.
4. применение в станции оригинальной двухконтурной замкнутой схемы компенсации рыскания, обеспечивающей высокую степень компенсации колебаний ракеты относительно луча антенны.
5. конструктивное выполнение станции по так называемому контейнерному принципу, характеризующемуся целым рядом преимуществ в отношении снижения общего веса, использовании отведенного объема, уменьшении межблочных связей, возможности применения централизованной системы охлаждения и т.п.
3.2 Отдельные функциональные системы РЛГС
РЛГС может быть разбита на ряд отдельных функциональных систем, каждая из которых решает вполне определенную частную задачу (или несколько более или менее близких между собой частных задач) и каждая из которых в той или иной мере оформлена в виде отдельной технологической и конструктивной единицы. Таких Функциональных систем в РЛГС четыре:
3.2.1 Радиолокационная часть РЛГС
Радиолокационная часть РЛГС состоит из:
· передатчика.
· приемника.
· высоковольтного выпрямителя.
· высокочастотной части антенны.
Радиолокационная часть РЛГС предназначена:
· для генерирования высокочастотной электромагнитной энергии заданной частоты (f±2,5%) и мощности 60 Вт, которая в виде коротких импульсов (0,9 ± 0,1 мксек) излучается в пространство.
· для последующего приема отраженных от цели сигналов, их преобразования в сигналы промежуточной частоты (Fпч=30 МГц), усиления (по 2-м идентичным каналам), детектирования и выдачи на другие системы РЛГС.
3.2.2. Синхронизатор
Синхронизатор состоит из:
· узла манипуляции приема и синхронизации (МПС-2).
· узла коммутации приемников (КП-2).
· узла управления ферритовыми коммутаторами (УФ-2).
· узла селекции и интегрирования (СИ).
· узла выделения сигнала ошибки (СО)
· ультразвуковой линии задержки (УЛЗ).
Назначением этой части РЛГС является:
· формирование импульсов синхронизации для запуска отдельных схем в РЛГС и импульсов управления приемником, узлом СИ и дальномером (узел МПС-2)
· формирование импульсов управления ферритовым коммутатором осей, ферритовым коммутатором приемных каналов и опорного напряжения (узел УФ-2)
· интегрирование и суммирование принятых сигналов, нормирование напряжения для управления АРУ, преобразование видеоимпульсов цели и АРУ в радиочастотные сигналы (10 МГц) для осуществления задержки их в УЛЗ (узел СИ)
· выделение сигнала ошибки, необходимого для работы системы углового сопровождения (узел СО).
3.2.3. Дальномер
Дальномер состоит из:
· узла временного модулятора (ЕМ).
· узла временного дискриминатора (ВД)
· двух интеграторов.