Формирование сигнала управления ракетой по методу пропорционального сближения

осуществляет автопилот. Он представляет собой одноканальную систему автоматиче­ского регулирования и структурно состоит из формирователя сигнала управления руля­ми (ФСУР) и рулевой машины (РМ).

Объектом управления автопилота являются рули планера ракеты. С помощью пла­нера изменяется положение ракеты относительно цели (т. е. изменяется положение ли­нии визирования «ракета-цель»).

При управлении полётом по методу пропорционального сближения ракета наво­дится не на цель, а в некоторую упрежденную точку встречи (УТВ) по условию равенства нулю угловой скорости поворота линии визирования, т. е. наличие угловой скорости линии визирования свидетельствует об ошибке наведения, которую автопилот должен свести к нулю.Измерителем угловой скорости линии визирования является гироскопический сле­дящий координатор, сопровождающий цель. При этом информация об угловой скоро­сти линии визирования содержится в сигнале ошибки слежения, поэтому он подается на автопилот как сигнал ошибки наведения.

Для решения этих задач ОГС имеет следующую структуру и состав:

I. Следящий координатор цели (СКЦ):

1. Свободный гироскоп:

а) статор:

• катушки вращения (КВ);

• катушки коррекции (КК);

• катушки генератора опорных напряжений (ГОН);

• катушки пеленга (П);

б) ротор:

• карданов подвес;

• постоянный магнит;

• координатор;

• оптическая система (О);

• фотоприёмники основного и вспомогательного каналов (ФПок, ФПвк);

2. Системы автоматического управления:

а) следящая система арретирования и коррекции ротора гироскопа (СС);

б) система стабилизации оборотов ротора гироскопа (ССО).

II. Автопилот:

1. Формирователь сигнала управления рулями (ФСУР).

2. Газовая рулевая машина (и пороховой управляющий двигатель).

УСТРОЙСТВО и РАБОТА ОГС

Оптическая система

Оптическая система предназначена для избирательного приёма инфракрасного излу­чения поражаемых целей и помех и фокусировки его в фокальных плоскостях основного и вспомогательного спектральных каналов координатора.

В ОГС 9Э410 применена зеркально-линзовая оптическая система, состоящая из следующих элементов:

1) обтекатель;

2) главное зеркало;

3) корригирующая линза;

4) контрзеркало;

5) спектроразделительный фильтр.

Все элементы оптической системы, за исключением обтекателя, размещены на ва­лу ротора гироскопа и образуют объектив, имеющий шесть степеней свободы:

♦ вращение относительно 3 осей связанной системы координат (начало координат — в точке кардан­ного подвеса ротора):

—вкруговую по крену (относительно оптической оси);

— на углы ±38° по тангажу и рысканию (уголы пеленга цели);

♦ перемещение вместе с ракетой по 3 осям земной системы координат.

Фокусное расстояние (Р) такого объектива равно пути оптического потока от зеркала до фоторези­стора, расположенного в фокальной плоскости.

Угол зрения объектива (ф) равен отношению диаметра фотосопротивления к фокусному расстоянию:

Рис. 22. Устройство оптической системы ОГС

 

1.Обтекатель, как оптический компонент, является слабой отрицательной (рассе­ивающей) линзой. Он выполнен в виде мениска, ограниченного двумя сфериче­скими поверхностями. из ИК-прозрачного материала с высокой излучательностью, теплопроводностью и теплоёмкостью.

2.Главное зеркало образовано сферической поверхностью торца магнита ротора ги­роскопа. В качестве отражательного слоя используется пленка серебра.

3.Корригирующая линза — афокальная линза (с фокусом в бесконечность) выполня­ет функцию коррекции искажений оптического потока (возникающих из-за неточ­ностей изготовления линз и немонохромности потока).

4. Контрзеркало — фокусирующий элемент с отражающей плёнкой серебра. 5.Спектроразделительный фильтр — оптический компонент, выполненный из спе­циального стекла, прозрачного для излучения с X = 2,6—6,5 мкм и отражающего сигналы с X = 0,46—4 мкм.

Таким образом, инфракрасное излучение истинных и ложных целей, попавших в узкое поле зрения объектива, слабо рассевается обтекателем, обеспечивая засветку ра­бочей поверхности главного зеркала при наличии ошибки слежения (при отсутствии ошибки излучение экранируется корпусом бленды объектива).

Отразившись от главного зеркала, оптический поток проходит через корригирую­щую линзу на контрзеркало. Коррекцией устраняются отклонения потока от заданного направления (погрешности изображения — аберрации).

Отразившись от контрзеркала, оптический поток направляется на спектрораздели- тельный фильтр. Благодаря фильтру инфракрасное излучение истинной цели фокусиру­ется в пятно диаметром 1 мм в фокальной плоскости основного спектрального канала, а инфракрасное излучение ложных тепловых целей (ЛТЦ) и помех фокусируется в фо­кальной плоскости вспомогательного спектрального канала.

Важно, что положение пятна в фокальной плоскости однозначно характеризует на­правление и величину рассогласования между оптической осью объектива и линией визирова­ния «ракета—цель» (т. е. определяет ошибку слежения).

Фотоприёмник

Фотоприёмник координатора ОГС 9Э410 предназначен для преобразования инфор­мации об ошибке слежения, заложенной в положении теплового пятна в фокальной плоско­сти объектива, в электрический сигнал.

Он представляет собой двухканальный оптический детектор, имеющий:

• основной канал с охлаждаемым фоторезистором для сигналов поражаемых целей;

• вспомогательный канал для сигналов помех. Каждый канал фотоприемника состоит:

1) из модулятора;

2) фоторезистора (в ОК — с системой охлаждения);

3) предварительного усилителя;

4) схемы автоматической регулировки усиления.

Все элементы фотоприёмника также размещены на валу ротора гироскопа и враща­ются с ним относительно статора с частотой f₂= 100 Гц — до пуска иf₂+f₃= 112—120 Гц — в полёте, обеспечивая стабильную частоту сканирования целиf_ск = 100 Гц.

1. Модулятор представляет собой непрозрачную маску с прямоугольным окном, нанесенную на фоточувствительный слой фоторезистора. При такой форме растра моду­лятора реализуется импульсный метод модуляции теплового потока. Период повторения тепловых импульсов будет равен Т = 1/ f _ск = 0,01 с, а за начало отсчета периода принима­ется связанная ось ОгУг (направленная вертикально вверх). При этом информация об ошибке слежения содержится:

• во временном положении импульса в периоде сканирования (т_н) как направление ошибки слежения (Ɛ);

• в длительности импульса (т_и) как величина ошибки слежения (∆е). Очевидно, что чем дальше тепловое пятно от центра диска, тем больше линейная скорость пересе­чения им окна, тем меньше длительность импульса.

 

 

где S — ширина окна; R_п — расстояние от центра диска до пятна; Т_ск — период сканирования.

Б

 

Рис. 23. Формирование сигнала ошибки слежения в зависимости от положения пятна

 

 

2. Фоторезистор — полупроводник, обладающий свойством фотопроводимо­сти, т. е. способностью генерировать элек­тронно-дырочные пары при поглощении тепловых фотонов. Спектральная чувстви­тельность фоторезистора определяется ма­териалом и температурой полупроводника.

В качестве фоторезистора основного канала используется монокристалл антимо- нида индия, охлажденный до температуры 77 К (—196 °С) для повышения спектраль­ной чувствительности в области 5 мкм.Система охлаждения фоторезистора основного канала работает по принципу дросселирования сжатого газообразного азота до перехода его в жидкую фазу с Tкип=—196 °С. В качестве источника азота, сжатого до 350 атм, используется баллон наземного источника питания. При на­хождении ракеты в пусковой трубе бал­лон газопроводом соединяется с микро­холодильником «брызгающего» типа.

Рис. 24. Чувствительность фоторезисторов основного и вспомогательного каналов

Рис. 25. Устройство фоторезистора основного канала

Жидкий азот с выхода микрохоло­дильника омывает основание фоторези­стора и пропитывает набивку накопите­ля жидкого азота, обеспечивая требу­емую температуру фоторезистора в тече­ние заданного времени.

Под действием тепловых импульсов цели в рабочей цепи фоторезистора будет про­текать импульсный ток, т. е. произойдет детектирование модулированного теплового потока — преобразование ошибки слежения в синхронный электрический сигнал.

 

 

Во вспомогательном канале используется неохлажденный фоторезистор на основе сернистого свинца, чувствительный к излучению ложных тепловых целей с максимумом 2—3 мкм.

3. Предварительный усилитель представляет собой широкополосный усилитель низкой частоты, позволяющий:

• усилить информационный сигнал до уровня надёжной работы последующих устройств;

• преобразовать сигнал ошибки слежения из импульсной формы (видеосигнал по­стоянного тока с бесконечным спектром частот) в сигнал переменного тока со зна­чительно сокращенным диапазоном частот.

 

Выходной сигнал предварительного усилителя имеет сложную форму и содержит в себе множество гармони­ческих колебаний, в том числе и первую гармонику частоты сканирования, ко­торая в дальнейшем используется в ка­честве информационного сигнала об ошибке слежения за целью.

Для выделения первой гармоники и применяют последовательное сокра­щение диапазона частот сигнала ошиб­ки слежения с помощью предваритель­ного усилителя, избирательного усили­теля, амплитудного детектора, усилите­ля коррекции СКЦ.

4. Схема автоматической регулировки усиления представляет собой отрицательную обратную связь, изменяющую коэффициент усиления предварительных усилителей и тем самым стабилизирующую параметры сигнала ошибки при изменении мощности принимаемого излучения.

Таким образом, тепловое излучение цели и помех, сфокусированное объективом, проецируется в виде пятен малого размера на диски модуляторов соответственно основ­ного и вспомогательного каналов фотоприёмника.

Благодаря тому, что диски модуляторов размещены в фокальных плоскостях объек­тива и ось их вращения совпадает с его оптической осью, положение пятна на диске од­нозначно характеризует угловое рассогласование между линией визирования и оптиче­ской осью объектива, т. е. ошибку слежения координатора. Благодаря вращению и спе­циальной форме прозрачного окна дисков происходит круговое сканирование положения цели (и ЛТЦ) в пределах поля зрения ОГС и преобразование информации об ошибке сле­жения из пространственного вида в импульсную модуляцию теплового потока.

Охлаждаемый фоторезистор основного канала преобразует модулированный те­пловой поток цели в синхронный импульсный электрический сигнал постоянного тока. Причем в длительности импульса содержится информация о величине, а во временном положении импульса в периоде сканирования — о направлении ошибки слежения за це­лью.

Предварительный усилитель преобразует сигнал постоянного тока в цепи фоторе­зистора в сигнал переменного тока, содержащий в себе первую гармонику частоты ска­нирования. Амплитуда сигнала частоты сканирования несёт информацию о величине, а фаза — о направлении ошибки слежения.

Охлаждение фоторезистора до температуры —196 °С позволяет не только задать спектральный диапазон излучения поражаемых целей, но и значительно повысить чув­ствительность фотоприёмника на фоне тепловых помех. Охлаждающее устройство фо­торезистора основного канала дросселирует сжатый до 350 атм азот, хранящийся в бал­лоне наземного источника питания. При понижении давления азот переходит в жидкое состояние с температурой —196 °С (77 К), охлаждает фоторезистор и накапливается в специальном корпусе с набивкой. Охлаждающее устройство обеспечивает достижение заданной температуры фоторезистора за 4,5 с перед пуском и подержание её в течение 14 с после пуска.

Неохлаждаемый фоторезистор вспомогательного канала чувствителен к тепловому излучению ложных тепловых целей (ЛТЦ) и аналогично преобразует его в электриче­ский сигнал.

Повышению качества сигнала ошибки слежения, а в целом и наведения ракеты на цель способствует и автоматическая регулировка усиления, работающая по сигналу предварительного ПУок. Сигнал ошибки слежения за целью с выхода фотоприемника основного канала поступает на схему переключения и схему ближней зоны электронно­го блока ОГС. Сигнал ЛТЦ с выхода фотоприемника вспомогательного канала поступа­ет на схему переключения.

Следящая система координатора цели

Следящая система предназначена для автоматического слежения координатора за целью и на основе этого определения угловой скорости линии визирования, необхо­димой для реализации метода пропорционального сближения при наведении ракеты в упрежденную точку встречи с целью.

Для этого следящая система решает следующие задачи:

1. Непрерывно автоматически совмещает оптическую ось координатора (Х_К) с линией

визирования цели (Х_В), т. е. сводит ошибку слежения координатора к нулю (∆е → 0).

1. Статорные катушки коррекции гироскопа выполняют роль исполнительного элемента, создающего электромагнитный внешний момент ротора.

 

2. При ∆Ɛ→0 появляется возможность измерения угловой скорости виртуальной ли­нии визирования как угловой скорости поворота самого координатора, т. е.

 

3. При использовании гироскопического привода координатора угловая скорость его прецессии (поворота координатора) пропорциональна величине внешнего упра­вляющего момента, а последний пропорционален ошибке слежения, т. е..

4. При реализации метода пропорционального сближения за параметр управления принимается с!е_в/с1г, а система наведения ракеты на цель будет стремиться свести ошибку наведения к нулю путём изменения угла пеленга, т. е.

5. В системе наведения ракеты на цель следящий координатор является датчиком ошибки наведения, а автопилот - следящим приводом. Поэтому в качестве упра­вляющего сигнала для автопилота используется сигнал ошибки слежения коорди­натора т. е.

Структурно следящая система координатора построена по классической схеме,в которой с точки зрения автоматического управления:

1. Объектив одновременно выполняет роль датчика цели (положения линии визиро­вания Ɛ_в) и датчика отрицательной обратной связи (положения оптической оси ко­ординатора Ɛ_к).

 

2. Фотоприёмник выполняет роль алгебраического сумматора, формирующего электрическийсигнал рассогласования (ошибки слежения координатора Ɛ_в-Ɛ_к).

3. Электронный блок выполняет роль усилительно-преобразовательного тракта, форми­рующего электрические управляющие сигналы для исполнительного элемента следящей системы координатора

 

4.Статорные катушки коррекции гироскопа выполняют роль исполнительного элемента, создающего электромагнитный внешний момент ротора.

5.Ротор гироскопа является объектом управления следящей системы. Под действием внешнего момента он прецессирует в сторону уменьшения ошибки слежения.

6.Так как координатор цели механически связан с ротором гироскопа, то следящая система заставляет его непрерывно сопровождать цель оптической осью и на осно­ве этого формирует сигнал угловой скорости линии визирования для автопилота.

Для обеспечения боевого применения ракеты следящий координатор имеет ещё две вспомогательные системы автоматического управления.

1. Система арретирования координатора предназначена для принудительного совме­щения при прицеливании оптической оси координатора с линией прицеливания пусковой тру­бы, чем обеспечивается захват цели узким полем зрения ОГС. Причем линия прицелива­ния наклонена вниз на 10° относительно продольной оси пусковой трубы, что исключа­ет удар ракеты о землю при старте.

 

 

Принцип работы этой системы основан на использовании катушки пеленга, разме­щенной на статоре гироскопа, и катушки заклона, размещенной в блоке датчиков пу­сковой трубы. Постоянный магнит ротора наводит в катушке пеленга синусоидальный сигнал, характеризующий направление (фазу) и величину (амплитуду) отклонения оп­тической оси от продольной оси ракеты (угол пеленга (). Катушка заклона, включенная встречно с катушкой пеленга, формирует синусоидальный сигнал, характеризующий за­данное отклонение линии прицеливания от продольной оси ракеты (—10°). Таким обра­зом, разностный сигнал двух катушек значит ошибку арретирования оптической оси от­носительно линии прицеливания (Аарр).

При прицеливании сигнал ошибки арретирования подается на вход следящей си­стемы координатора и отрабатывается ею до ∆арр = 0 (оптическая ось удерживается на линии прицеливания). При нажатии на спусковой крючок и загорании сигнальной лампочки захвата цели от следящей системы отключается сигнал ошибки арретирова­ния, а подключается сигнал ошибки слежения координатора (∆е).

2. Система разгона и стабилизации оборотов ротора гироскопа предназначена для задания стабильной частоты сканирования целиf₂ = 100 Гц.

Для этого система должна:

• до пуска ракеты разогнать ротор гироскопа до 100 оборотов в секунду относитель­но статора (корпуса ракеты) и поддерживать этот уровень;

• при пуске ракеты система и статор начинают вращаться со скоростью 12—20 об/с (/3 = 12—20 Гц) в противоположном вращению ротора направлении. Чтобы сохра­нить неизменной частоту сканирования относительно цели, система должна увели­чить частоту вращения ротора относительно статора на /3 и стабилизировать ее на этом уровне.

Принцип работы этой системы основан на использовании катушек вращения (КВ), размещенных на статоре гироскопа. При разгоне автоматика последовательно запитыва- ет катушки, и они создают вращающееся магнитное поле, увлекающее за собой ротор с постоянным магнитом. При стабилизации оборотов ротора система сравнивает задан­ную частоту вращения с фактической и формирует в катушках вращения управляющие сигналы тока определенной фазы и величины. Магнитное поле, создаваемое катушка­ми, притормаживает или ускоряет вращение ротора.

Электронные элементы следящего координатора размещены в электронном блоке ОГС. К ним относятся:

1) следящая система:

• схема переключения;

• избирательный усилитель;

• амплитудный детектор;

• фазовращатель;

• усилитель коррекции;

• схема ближней зоны;

2) система стабилизации оборотов ротора:

• частотомер;

• усилитель.

Схема переключения предназначена для логической и временной селекции сигна­ла истинной цели, в том числе в условиях отстрела противником ЛТЦ с интервалом бо­лее 0,3 с и превышением мощности излучения ЛТЦ над мощностью излучения цели до 6 раз.

Логика работы этой схемы следующая:

• при отстреле ЛТЦ появляется мощный источник излучения, уходящий от цели;

• на выходе вспомогательного канала координатора появится электрический сигнал, в 7—8 раз превышающий по уровню сигнал на выходе основного канала;

• схема переключения сформирует пропускной строб (импульс), временное положе­ние которого в периоде сканирования связано с временным положением импульса истинной цели;

• пропускной строб подключит выход фотоприёмника к следящей системе только на время прохождения импульса истинной цели и исключит перезахват ЛТЦ. Избирательный усилитель и амплитудный детектор предназначены для выделения

из сложного сигнала цели первой гармоники частоты сканирования, несущей в себе ин­формацию об ошибке слежения.

Усилитель коррекции предназначен для качественного усиления по напряжению и мощности сигнала ошибки слежения на частоте сканирования и запитки им катушек коррекции гироскопа, входов автопилота и цепей пусковой трубы и пускового механизма.

Усилитель коррекции состоит из предварительного усилителя напряжения и уси­лителя мощности (тока).

 

 

Предусилитель обеспечивает избирательное, качественное (без искажений) усиле­ние сигналов в полосе пропускания 60—150 Гц, т. е. на частоте сканирования.

Для этого он имеет:

• активные ^С-фильтры нижних и верхних частот, охваченные положительной обратной связью и за­дающие полосу пропускания;

• эмиттерные повторители, согласующие входное и выходное сопротивление усилителя;

• динамическую нагрузку, обеспечивающую температурную компенсацию;

• отрицательную обратную связь по постоянному и переменному току, обеспечивающую стабиль­ность параметров усиления и улучшение синусоидальности выходного напряжения.

Схема ближней зоны предназначена для повышения надёжности сопровождения цели при малых расстояниях до неё. При этом увеличиваются интенсивность излучения и размеры пятна, что приводит к изменению параметров импульсов на выходе фотосо­противления.

Частотомер ССО предназначен для сравнения заданной и фактической частоты вращения ротора гироскопа (частоты сканирования) и выработки импульсного упра­вляющего напряжения, фаза которого даёт направление, а амплитуда — величину под­крутки ротора.

Принцип работы частотомера следующий:

• постоянный магнит ротора гироскопа индуцирует в обмотках генератора опорного напряжения (ГОН) синусоидальную ЭДС, частота которой характеризует фактиче­скую частоту вращения ротора;

• сигнал ГОН поступает в частотомер и преобразуется:

а) с помощью дифференцирующей цепи — в последовательность импульсов;

 

б) с помощью счётчика (накопителя) импульсов — в постоянное напряжение, величина которого характеризует фактическую частоту вращения

в) с помощью суммирующего усилителя — в разност­ный сигнал ±∆U= U_факг — U_зад, причем U_зад формируется схе­мой «ИЛИ» до пуска (нет вращения ракеты) соответствую­щим f₂, а после пуска — соответствующим f₂ +f3 (т. е. ±∆U характеризует величину превышения или уменьшения ско­рости вращения ротора относительно заданной до пуска и после пуска);

г) с помощью электронного ключа, коммутируемого напряжением ГОН, постоянное напряжение ±А^ преобра­зуется в импульсное управляющее напряжение Ц,_пр, харак­теризующее необходимую величину подкрутки или тормо­жения ротора.

Усилитель ССО предназначен для усиления управляю­щего сигнала по напряжению и току и запитки им катушек вращения гироскопа. Катушки вращения создадут магнит­ное поле, при взаимодействии которого с постоянным маг­нитом ротора будет поддерживаться заданная частота вра­щения.

Функционирование системы разгона и стабилизации оборотов ротора гироскопа

1. В исходном состоянии ротор гироскопа, а значит по­люса постоянного магнита и создаваемый ими маг­нитный поток Ф_г, имеют случайную ориентацию.

2. При приведении в действие наземного источника пи­тания электрическое питание выдаётся на блок датчиков пусковой трубы, элек­тронный блок пускового механизма и ОГС ракеты.

3. В зависимости от ориентации Фг1 один из двух датчиков положения, размещенных диаметрально по окружности пусковой трубы, сформирует электрический сигнал управления Ц_у и выдаст его в блок разгона пускового механизма.

4. Под действием Ц_у в блоке разгона сработает один из двух электронных ключей и выдаст питание соответственно на одну из двух статорных катушек вращения ги­роскопа (КВ).

5. В результате взаимодействия магнитных полей КВ и постоянного магнита возни­кает вращающий момент и начинается раскрутка ротора гироскопа.

6. В последующем через каждые 180° поворота ротора срабатывает другой датчик по­ложения и соответствующая КВ.

7. За время не более 5 с ротор раскручивается до 100 оборотов в секунду, блок разгона отключается, а поддержание вращения возлагается на систему стабилизации обо­ротов (ССО) ОГС.

Принципиально переключение катушек вращения происходит следующим образом:

A. Пусть ротор гироскопа имеет случайную ориентацию, как на рис. 32, и тогда постоянный магнит ротора создает магнитный поток Ф_г.

Б. Магнитные сердечники индуктивных датчиков положения (ДП 1,2) имеют некоторую исходную на­магниченность и создают магнитные потоки Ф_дп1,₂.

B. Ф_г, замыкаясь через сердечники датчиков, изменяет их намагниченность:

Таким образом, в этом положении ротора максимальную намагниченность приобретет сердечник ДП2 (т. к. Фдп2 + МФг), а значит его индуктивное сопротивление ХЬ2 станет минимальным и, соот­ветственно, увеличится ток в цепи ВЧ генератора, выпрямителя и падение напряжения на при­ложенное к базе транзисторного ключа УТ2. Г. Срабатывая, ключ пропустит ток через соответствующую катушку вращения — КВ2. Рис. 32. Работа системы разгона ротора гироскопа

 

8. Задание и стабилизация оборотов гироскопа необходимы для поддержания часто­ты сканирования цели в узкой полосе пропускания усилительно-преобразователь­ного тракта сигнала ошибки наведения ракеты. Мы уже говорили, что частота ска­нирования цели принята равной 100 Гц и поэтому обороты ротора должны быть:

• 100 об/с — до пуска (нет вращения корпуса ракеты);

• 120 об/с — в полёте (так как корпус ракеты вращается относительно продоль­ной оси в противоположном ротору направлении).

9. Датчиком фактической частоты вращения ротора является обмотка генератора опорных напряжений (ГОН), размещенная на статоре гироскопа. Магнит ротора наводит в ней синусоидальную ЭДС фактической частоты (/ф_акг), которая прикла­дывается ко входу частотомера ССО.

10. В частотомере происходит:

а) сравнение fфакт _кт с требуемой fтреб и преобразование информации об ошибке (∆f в двуполярное постоянное напряжение, величина которого характеризует ве­личину ∆f полярность — необходимость разгона или торможения;

б) преобразование постоянного напряжения в импульсное с частотой ГОН f (ф_акт).

11. Усилитель ССО усиливает управляющий сигнал по мощности, изменяет его форму на колоколообразную и запитывает катушки вращения гироскопа.

12. Катушки вращения создают магнитное поле, притормаживающее или ускоряющее ротор.

Функционирование системы арретирования координатора цели

После разгона ротора гироскопа автомат разарретирования и пуска (АРП) пускового механизма обеспечивает коммутацию цепей включения в работу системы арретирования. При этом:

1. Если оптическая ось координатора произвольно отклонена от продольной оси ра­кеты на некоторый угол пеленга % то постоянный магнит ротора, вращаясь, будет индуцировать:

а) в статорной обмотке пеленга синусоидальную ЭДС, амплитуда которой несет информацию о величине, а фаза — о направлении отклонения;

б) в обмотке заклона, размещенной в блоке датчиков пусковой трубы, сину­соидальную ЭДС, амплитуда и фаза которой задают отклонение линии прице­ливания от продольной оси ракеты на 10° вниз.

2. Так как обмотки включены встречно, то их разностный сигнал ошибки арретиров ния (Аарр), отработанный до нуля следящим приводом координатора, обеспечит удержание оптической оси на линии прицеливания.

3. После прицеливания, нажатия на пусковой крючок и захвата цели (загорания лам­почки) от следящего привода отключается сигнал ошибки арретирования Аарр, формируемый ССО (координатор разарретируется), и подключается сигнал ошиб­ки слежения Ае, формируемый КЦ (координатор начинает следить за целью). Если излучение от цели не превышает сигнал фона, то АРП обеспечит периодиче­ское арретирование гироскопа (лампочка мигает) и возможность захвата цели.

Функционирование следящего координатора цели при сопровождении цели

1. Благодаря размещению координатора цели на вращающемся роторе гироскопа осуществляется круговое сканирование положения цели относительно оптической оси в пределах поля зрения со стабильной частотой.

2. Тепловое излучение цели, фона и ЛТЦ селектируется и фокусируется оптической системой в виде пятен малого размера (1 мм) в фокальных плоскостях основного (цели) и вспомогательного (помех) каналов координатора. Положение пятен од­нозначно характеризует пространственное положение цели и помех относительно оптической оси координатора (ошибку слежения).

3. С помощью фотоприёмника сфокусированные тепловые потоки цели и помех под­вергаются импульсной модуляции и преобразованию в информационные электри­ческие периодические сигналы ошибки слежения. Причем важно, что в спектре сигнала цели содержится первая гармоника частоты сканирования /_сш), амплитуда которой характеризует величину, а изменение фазы в периоде сканирования (Т_скан) — направление ошибки слежения за целью (Ае).

4. Сигналы с выходов основного и вспомогательного каналов координатора поступа­ют на схему переключения (СП) следящей системы, которая обеспечивает защиту от ЛТЦ путём стробирования (временной селекции) в периоде сканирования толь­ко сигнала цели. Сигнал цели с выхода СП поступает:

а) на избирательный усилитель;

б) на обнаружитель цели АРП пускового механизма.

5. Избирательный усилитель и амплитудный детектор используются для выделения из сложного сигнала цели информационного сигнала первой гармоники частоты сканирования.

6. Фазовращатель компенсирует временную задержку информационного сигнала в электронном блоке для управления в реальном масштабе времени.

7. В усилителе коррекции происходит повышение качества и мощности сигнала ошибки слежения. Как мы уже знаем, сигнал на выходе усилителя коррекции Ц,_к является:

а) управляющим для исполнительного элемента следящей системы — катушки коррекции;

б) задающим для системы автоматического управления рулями — автопилота;

в) информационным для схем логической коммутации пускового механизма — автомата разарретирования и пуска.

8. Катушка коррекции создает внутри статора магнитное поле, вектор напряженности которого (Н_к) совпадает с продольной осью ракеты, а его направление и величина изменяются по закону сигнала ошибки слежения, т. е. Н_к«Ц*.

а_ПР — вектор угловой скорости прецессии (коррекции СКЦ); вращается с а_Р ~ и М_ВН;

т_Р — вектор магнитного момента постоянного магнита (связан с линией раздела полюсов магнита и со­гласован с положением фотосопротивления; вращается с т_г; имеет постоянную величину);

Н — вектор кинетического момента ротора (имеет постоянную величину и направление; совпадает с осью вращения ротора);

К — вектор напряженности магнитного поля катушек коррекции (совпадает с продольной осью ракеты; изменяет величину и направление по сигналу ошибки слежения);

М_ВН — вектор внешнего момента, создаваемый взаимодействием магнитных полей катушек коррекции и постоянного магнита (вращается с т_г; изменяет величину по сигналу ошибки слежения; точно «привязан» к положению фотосопротивления);

а, а_ПР — угловая скорость и направление вращения ротора и прецессии ротора;

N, 8 — полюса постоянного магнита;

ФС — фотосопротивление

В результате взаимодействия магнитных полей катушки коррекции и постоянного магнита ротора (характеризующегося вектором магнитного момента т_Р) возникает внешний электромагнитный момент (М_вн), приложенный к ротору гироскопа (пра­вило трех пальцев правой руки: если указательный палец направить по т_Р, а согну­тый на 90° средний палец по к_к, то большой палец укажет М_вн). Учитывая, что маг­нит и его т_р вращаются и что к_к изменяется по синусоидальному закону ошибки слежения, можно представить эпюру изменения величины и направления М_вн за один оборот ротора. Видно, что равнодействующая (ЕМ_вн) находится в плоскости и пропорциональна ошибке слежения.

9. Из теории и практики гироскопа известно, что при наличии внешнего момента, приложенного к ротору, гироскоп будет прецессировать, т. е. стремиться совме­стить по кратчайшему пути вектор кинетического момента (Н) с М_вн, причем с угловой скоростью а_пр, пропорциональной М_вн.

Благодаря свойству прецессии:

а) гироскопический следящий координатор безынерционно совмещает свою оп­тическую ось с линией визирования (направлением на цель), т. е. автоматиче­ски сопровождает цель;

б) при сопровождении цели сигнал ошибки слежения (^_Де) пропорционален угловой скорости прецессии, а значит угловой скорости линии визирования «ракета—цель» (Се_В/0) и поэтому с выхода усилителя коррекции он подается на вход автопилота для реализации метода пропорционального сближения (Се_ъ/й1 = 0) как сигнал ошибки наведения ракеты на цель.

Автопилот

Автопилот ракеты 9М39 входит в состав ОГС и предназначен для автоматического управления полётом ракеты. Он представляет собой одноканальную систему автоматиче­ского управления, задающим воздействием для которой является сигнал ошибки слеже­ния с выхода следящего координатора цели, а объектом управления — рули ракеты, ра­ботающие в релейном режиме.

Автопилот решает следующие задачи:

1. Фильтрация сигнала ошибки наведения, пропорционального угловой скорости ли­нии визирования (dEв/dt), — для реализации метода пропорционального сближения и повышения качества управления полетом.

2. Формирование специального сигнала управления ракетой по пеленгу на началь­ном участке траектории — для ускорения вывода на кинематическую траекторию и увеличения зоны поражения за счёт приближения ближней границы.

3. Преобразование сигнала ошибки наведения с частоты сканирования цели на ча­стоту вращения ракеты — для реализации одноканального управления полётом.

4. Формирование импульсного сигнала управления на рулевом приводе — для реали­зации релейного режима его работы.

5. Демпфирование поперечных колебаний корпуса ракеты относительно центра масс — для повышения точности и устойчивости наведения.

6. Смещение центра группирования попаданий ракеты от сопла в корпус цели.

К задачам и принципам работы автопилота: