Функционирование двигательной установки

При переводе пускового крючка в крайнее положение с электронного блока ПМ через контакты колодки СД, расположенной на ПТ, на электровоспламенитель СД поступает электрический импульс и поджигает навеску пороха. При горении навески повышается давление в камере двигателя, и от воспламенителя загорается ос­новной заряд, давление продолжает быстро нарастать, под его действием вскрываются сопла, и двигатель начинает разгонять и раскручивать ракету, придавая ей ускорение по­рядка 120д. Процесс разгона кратковременный, после чего двигатель тормозится и ула­вливается в специальном расширенном пространстве пусковой трубы.

После срабатывания СД форс пламени от его воспламенителя через трубку поджи­гает лучевой воспламенитель замедленного действия. Последний после сгорания своего заряда поджигает воспламенитель, от которого загорается основной заряд маршевого двигателя.

Для обеспечения безопасности стрелка-зенитчика МД начинает работать пример­но через 0,4 с после вылета из трубы. Тем самым создаётся зона безопасности не менее 5,5 м, обеспечивающая минимальное воздействие газовой струи работающего двигателя на стрелка.

Основной заряд начинает гореть по всей открытой поверхности, площадь которой через 1,9 с из-за применения бронировки уменьшается. Соответственно меняется тяга двигателя (второй режим).

В случае если при попадании ракеты в цель в МД останется топливо, оно подрыва­ется вместе с БЧ от детонационного импульса взрывного генератора.

Минимальное усилие отдачи при пуске не превышает 20 кг/С, что в два раза меньше, чем при стрельбе из винтовки калибра 7,62 мм. Продукты сгорания, действующие на оператора:

♦ пары соляной кислоты — 295 мг/м³;

♦ пары окиси углерода — 20 мг/м³;

♦ пары окиси азота — 15 мг/м³.

При пуске изделия частота пульса стрелка увеличивается на 30—40 ударов, артериальное давление возрастает на 30—40 мм рт. ст.

Следует отметить, что на практике реальное срабатывание обычно превышает 6 м, так как при про­ектировании закладывались предельные значения параметров, влияющих на параметры зоны безопасно­сти (температура окружающей среды, параметры твердого топлива СД, вес ракеты, сила трения, действую­щая на ракету при ее движении в трубе, время работы пирозамедлителя, встречный ветровой поток), в жизни же совпадение всех этих параметров очень редко.

КОМПЛЕКСНОЕ ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ БОРТОВОЙ АППАРАТУРЫ РАКЕТЫ

ПРИ БОЕВОМ ПРИМЕНЕНИИ

Функционирование бортовой аппаратуры при подготовке ракеты к пуску

1. При приведении в действие с помощью механизма накола наземного источника

питания на ракету выдается:

а) напряжение постоянного тока ±5В и ±20 В — для питания электрических цепей;

б) сжатый азот — для охлаждения фоторезистора основного канала до —196 °С за 4,5 с и поддержания этой температуры в течение 14 с. Этим обеспечивается высокая чувствительность фотоприёмника к тепловому излучению поражае­мых целей на фоне помех;

в) управляющее напряжение на катушки вращения гироскопа, формируемое датчиками положения пусковой трубы и блоком разгона пускового механиз­ма, — для раскрутки ротора гироскопа до 100 об/с за время не более 5 с. Этим обеспечивается частота кругового сканирования цели в поле зрения объекти­ва и проявление свойств гироскопа.

2. После раскрутки гироскопа автомат разарретирования и пуска (АРП) пускового механизма обеспечивает коммутацию цепей включения в работу системы стабили­зации оборотов (ССО) и системы арретирования ротора гироскопа (САР):

а) ССО, сравнивая сигнал с катушки ГОН, характеризующий фактическую ча­стоту вращения, с заданной частотой, формирует в катушках вращения им­пульсы тока, вызывающие притормаживание или доразгон ротора. Этим обес­печивается поддержание частоты сканирования цели в узкой полосе пропу­скания усилительно-преобразовательного тракта сигнала ошибки наведения ракеты.

б) САР, сравнивая сигнал с катушки пеленга, характеризующий отклонение оп­тической оси координатора от продольной оси ракеты (угол пеленга), с сигна­лом катушки заклона, задающим отклонение линии прицеливания от про­дольной оси ракеты на 10° вниз, формирует сигнал ошибки арретирования, который отрабатывается следящим приводом координатора до нуля. Этим обеспечивается принудительное совмещение оптической оси координатора с линией прицеливания.

3. При прицеливании стрелок должен обеспечить удержание цели в узком поле зре­ния объектива (2°). При этом тепловое излучение поражаемых целей и ЛТЦ селек­тируется зеркально-линзовым объективом и раздельно фокусируется в виде пятен малого размера в фокальных плоскостях основного и вспомогательного спектраль­ных каналов. Этим обеспечивается перенос информации о пространственном по­ложении цели и ЛТЦ относительно оптической оси координатора (ошибки слеже­ния) в фокальные плоскости объектива. Важно, что положение пятна в фокальной плоскости однозначно характеризует направление и величину ошибки слежения.

4. Благодаря тому, что диски модуляторов размещены в фокальных плоскостях объек­тива, вращаются относительно его оптической оси с частотой сканирования и име­ют прозрачное окно специальной формы, происходит круговое сканирование поло­жения пятен (а значит, цели и ЛТЦ) и импульсная модуляция их тепловых потоков информацией об ошибке слежения. Этим обеспечивается преобразование инфор­мации об ошибке слежения к виду, пригодному для считывания фотодетекторами.

5. Фотосопротивления основного и вспомогательного каналов преобразуют модули­рованные тепловые потоки цели и ЛТЦ в синхронные импульсные электрические сигналы постоянного тока. Причём в длительности импульса содержится инфор­мация о величине, а во временном положении импульса в периоде сканирования — о направлении ошибки слежения за целью. За начало отсчёта периода сканирова­ния условно принято направления вверх.

6. Предварительные усилители фотоприёмника, охваченные автоматической регули­ровкой усиления, преобразуют сигналы постоянного тока в цепи фотосопротивле­ний в периодические сигналы переменного тока требуемого уровня, содержащие в себе первые гармоники частоты сканирования. Причём амплитуда сигналов ча­стоты сканирования несёт информацию о величине, а фаза — о направлении ошиб­ки слежения за целью и ЛТЦ.

7. Использование в ПЗРК «Игла» двухканального фотоприёмника обеспечивает в условиях отстрела противником ЛТЦ (с интервалом до 0,3 с и превышением мощ­ности излучения до 6 раз) автоматическую, с помощью схемы переключения, вре­менную селекцию в периоде сканирования только сигналов истинных целей и по­вышение вероятности их поражения до 0,31 на встречных курсах и до 0,24 вдогон.

Селекция может быть отключена нажатием кнопки «СЕЛЕКТОР» на пусковом ме­ханизме. Сигнал цели с выхода схемы переключения поступает в обнаружитель це­ли автомата разарретирования и пуска пускового механизма и через избирательный усилитель, амплитудный детектор, фазовращатель и «дежурит» на входе усилителя коррекции следящей системы координатора. 8. При установке пускового крючка в положении «РР» АРП при заданном превыше­нии сигналом цели сигнала фона разрешает разарретирование (отключает от следя­щего привода координатора сигнал ошибки арретирования и подключает сигнал ошибки слежения за целью). При этом сигнал ошибки слежения усиливается по мощности в усилителе коррекции и запитывает катушки коррекции. Катушки коррекции, взаимодействуя с полем постоянного магнита ротора гироскопа, созда­ют электромагнитный момент, заставляющий прецессировать координатор в сто­рону уменьшения ошибки слежения. Таким образом, следящий координатор захва­тывает и начинает автоматически сопровождать цель, определяя угловую скорость линии визирования (ошибку наведения ракеты). Далее, в течение 0,8 с, АРП поэ­тапно оценивает параметры сигнала цели и, при положительном результате анали­за, включает световую и звуковую сигнализацию, разрешающую пуск. Прерыви­стая сигнализация свидетельствует о недостаточном качестве сигнала цели и пе­риодическом арретировании координатора для перезахвата цели.

Функционирование бортовой аппаратуры ракеты при пуске и в полёте

1. При наличии постоянной световой и звуковой сигнализации и переводе пускового крючка в положение «РП» (разрешение пуска) АРП сформирует электрическую ко­манду «ПУСК», которая через блок реле пускового механизма поступает:

а) на электровоспламенитель порохового аккумулятора давления (ПАД), вызы­вая последовательное воспламенение навески пороха, пиротехнической пе­тарды и порохового заряда. Образующиеся пороховые газы очищаются фильт­ром и подаются на рулевую машину и турбину бортового источника питания (БИП). Вырабатываемое БИП напряжение питания «дежурит» на контактах размыкателя блока взведения;

б) зарядку конденсаторов блока взведения, исключающих перерыв в питании при переходе питания с НИП на БИП;

в) через 0,72 с (время выхода БИП на режим) на электровоспламенитель старто­вого двигателя, который воспламеняет навеску пороха.

2. При загорании навески пороха воспламеняется основной заряд стартового двигате­ля и лучевой воспламенитель маршевого двигателя.

Стартовый двигатель создает реактивную тягу, обеспечивающую ускорение ракеты до 120д, скорость вылета из трубы около 30 м/с и скорость вращения около 20 об/с. Отработавший СД улавливается в пусковой трубе.

Лучевой воспламенитель обеспечит воспламенение заряда маршевого двигателя примерно через 0,4 с после вылета из трубы и безопасность стрелка (ракета удалит­ся на 5,5 м).

Маршевый однокамерный двухрежимный двигатель обеспечивает разгон ракеты до крейсерской скорости (до 570 м/с) и поддержание её в полете.

3. С началом движения ракеты по трубе механизм бортразъёма обеспечит отстыковку вилки бортразъёма, а с выходом ракеты из трубы раскрываются рули (а также кры­лья и дестабилизаторы). При этом замыкаются контакты размыкателя блока взве­дения, обеспечивая подачу напряжения с БИП:

а) на электровоспламенитель предохранительно-детонирующего устройства (ПДУ), от которого загораются пиропредохранитель ПДУ и пирозапресовка механизма самоликвидации. Под действием осевого ускорения блокирующий стопор оседает (снятие I ступени предохранения), а через 1—1,9 с прогорает пиропредохранитель, разрешающий поворотной втулке с капсюлем-детона­тором установиться в боевое положение (снятие II ступени);

б) через контакты поворотной втулки на зарядку конденсаторов С1, С2 боевой цепи — взрыватель готов к срабатыванию;

в) на электровоспламенитель порохового управляющего двигателя, от которого загораются навеска пороха, петарда и пороховой заряд. Пороховые газы через газораспределительную втулку рулевой машины поступают в сопла, обеспе­чивая на начальном участке полёта дополнительное газодинамическое упра­вление по командам автопилота.

Автопилот формирует команды управления полётом:

а) сигнал ошибки наведения ракеты, пропорциональный угловой скорости ли­нии визирования, с выхода усилителя коррекции следящего координатора цели через синхронный фильтр и динамический ограничитель поступает на первый вход сумматора XI. Информация о величине и плоскости ошибки на­ведения содержится, соответственно, в амплитуде и фазе сигнала с частотой сканирования цели;

б) на второй вход сумматора XI поступает сигнал со схемы ФСУРа по пеленгу, обеспечивающий ускоренный вывод ракеты на кинематическую траекторию;

в) фазовый детектор, используя в качестве опорного сигнал ГОН, переносит ин­формацию об ошибке наведения с частоты сканирования /₂ (100 Гц) на часто­ту управления рулями /₃ (20 Гц). При этом синусоидальный сигнал частоты /₃ несёт в себе информацию о том, в какую сторону (фаза сигнала) и насколь­ко (амплитуда сигнала) в любой момент периода управления нужно отклонить вращающиеся рули, чтобы создаваемая ими управляющая сила непрерывно уменьшала ошибку наведения;

г) схема линеаризации обеспечивает сохранение линейной зависимости величи­ны управляющей силы от величины ошибки наведения при релейном режиме работы рулей. Благодаря ей формируется суммарный управляющий сигнал, задающий переброс рулей из одного крайнего положения в другое (±15°) че­тыре раза за период управления и на разное время;

д) с помощью усилителя-ограничителя и усилителя мощности суммарный упра­вляющий сигнал преобразуется в импульсное двухполярное напряжение управления электромагнитами рулевой машины;

е) для гашения поперечных колебаний корпуса ракеты используется сигнал от­рицательной динамической обратной связи с датчика угловых скоростей, по­даваемый на усилитель-ограничитель.

Под действием напряжений управления полётом, формируемых автопилотом, по­очерёдно срабатывают электромагниты золотника рулевой машины, обеспечивая подачу газов ПАД в полости рабочего цилиндра и соответствующее перемещение рулей.

6. 7.

Рули создают аэродинамическую управляющую силу, удерживающую ракету на ки­нематической траектории полёта в учрежденную точку встречи с целью. Для повышения эффективности наведения в ОГС предусмотрены схема ближней зоны и схема смещения, обеспечивающие на конечном участке полёта слежение

за энергетическим максимумом излучения цели (соплом) и смещение траектории от сопла в корпус.

8. При попадании ракеты в цель:

а) в момент прохождения взрывателя через металлическую преграду или вдоль неё основной датчик цели ГМД1 выдает импульс тока, от которого последова­тельно сработают ЭВ3, капсюль-детонатор, детонатор взрывателя, детонатор и разрывной заряд боевой части, а через трубку и взрывной генератор и остат­ки топлива МД;

б) под действием волн упругих деформаций срабатывает дублирующий датчик ГМД2, электрический импульс которого вызывает срабатывание с задержкой инициирующего заряда и далее подрыв БЧ (если подрыв еще не произошел).

9. При промахе механизм самоликвидации уничтожит ракету.

Пусковая труба 9П39

Пусковая труба 9П39 предназначена для обеспечения прицельного и безопасного пуска

ракеты, а также для улавливания стартового двигателя. Представляет собой контейнер

специальной формы.

Устройство пусковой трубы обеспечивает выполнение следующих функций:

1) транспортировка, переноска и защита ракеты от механических повреждений и ат­мосферного воздействия в процессе эксплуатации;

2) стопорение ракеты в походном положении;

3) приведение в действие НИП;

4) подача хладагента в фотоприёмник ОГС;

5) коммутация электрических цепей ракеты при боевом применении и проверках;

6) прицеливание и световая индикация захвата цели;

7) обеспечение раскрутки и заклона ротора гироскопа ОГС;

8) направленный пуск ракеты;

9) улавливание отработавшего стартового двигателя.

Таблица 9 Технические характеристики   Длина, мм     Диаметр внутренней поверхности, мм 72,2   Масса, кг 3,1   Запас прочности 5 пусков

 

 

	Состав пусковой трубы:
1)	цилиндрический контейнер;
2)	блок датчиков;
3)	механический прицел;
4)	гнездо наземного источника питания;
5)	трубка подачи азота к ОГС;
6)	механизм бортразъёма;
7)	устройство стыковки пускового механизма с пусковой трубой;
8)	колодка стартового двигателя;
9)	обоймы крепления плечевого ремня;
10)	кнопка «ВДОГОН».

 

Рис. 52. Устройство пусковой трубы