Взаимодействие боевых средств при стрельбе

Для стрельбы комплекс переводится в боевое положение. При этом:

1) снаряженная ракета находится в пусковой трубе;

2) к пусковой трубе пристыкованы наземный источник питания и пусковой механизм, прицельные стойки подняты, передняя и задняя крышки сняты, плечевой ремень находится с правой стороны, рычаг механизма накола находится в положении «ИС- ХОДН.», а ручка рычага установлена и зафиксирована под углом 90° к рычагу;

3) на пусковом механизме пусковой крючок находится в исходном положении АР, введён код сигнала запроса, тумблер 1Л14 в положении «ВКЛ.»;

4) боевые средства комплекса находятся на правом плече стрелка-зенитчика, который ве­дёт оценку обстановки и поиск цели, а при её обнаружении оценивает тип, скорость, высоту, курсовой параметр, зону пуска и определяет режим (ручной/автоматический), вид (навстречу/вдогон, с селектором/без, с НРЗ/без) и момент пуска ракеты.

Подготовку комплекса к пуску и пуск ракеты можно разделить на несколько этапов.

I ЭТАП - выдача наземного питания

При принятии решения на обстрел цели стрелок переводит рычаг механизма нако- ла в положение «НАКОЛ» (поворачивает рычаг за ручку на 180° по часовой стрелке). При этом:

1) механизм бортразъема обеспечит:

а) подстыковку вилки бортразъёма к розетке ракеты;

б) перевод стопора ракеты в положение, позволяющее её движение вперёд;

в) надавливание на боёк мембраны и вскрытие баллона наземного источника питания;

2) сжатый азот из баллона поступит:

а) по трубке в микрохолодильник фотоприёмника ОГС, обеспечивая его охлаж­дение до -196 °С за 4,5 с;

б) в канал бойка батареи, обеспечивая удар по капсюлю-детонатору и воспламе­нение пиронагревателей электролита;

3) за время, не превышающее 1 с, батарея перейдёт в рабочее состояние и обеспечит ±20 В и +5 В электропитания боевых средств.

II ЭТАП - раскрутка, стабилизация оборотов и арретирование гироскопа

С выдачей электропитания:

1. Датчики положения ротора гироскопа, размещённые в пусковой трубе, и блок раз­гона автомата разарретирования и пуска (АРП) пускового механизма формируют в статорных катушках вращения гироскопа сигналы электрического тока, возбуж­дающие вращающееся магнитное поле, которое, взаимодействуя с постоянным магнитом ротора, раскручивает его за 5 с до 100 об/с. Этим обеспечивается частота кругового сканирования цели в поле зрения объектива и проявление свойства пре­цессии гироскопа.

2. После раскрутки гироскопа АРП обеспечивает включение в работу систем стаби­лизации оборотов (ССО) и арретирования ротора (САР) гироскопа:

А. ССО, сравнивая с помощью частотомера сигнал с катушки ГОН, характери­зующий фактическую частоту вращения, с сигналом заданной частоты, фор­мирует в катушках вращения импульсы тока определённой величины и по­лярности, возбуждающие магнитное поле, притормаживающее или ускоряю­щее вращение 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 отклонения линии прицеливания от про­дольной оси ракеты на 10° вниз, формирует сигнал ошибки арретирования, которая отрабатывается следящим приводом координатора до нуля. Этим обеспечивается принудительное совмещение оптической оси координатора с линией прицеливания прицела.

III ЭТАП - прицеливание и захват цели

Для прицеливания правый глаз стрелка должен находится в районе треугольной метки Д на трубе, а стрелок должен стремиться удерживать цель на линии, проходящей через центры отверстий целика и мушки. Этим обеспечивается захват цели узким полем зрения координатора, селекция и формирование им электрического сигнала истинной цели, несущего информацию о превышении сигналом цели сигнала фона и об ошибке слежения координатора.

Причём при пусках по цели в условиях отсутствия ЛТЦ в весенне-летний период на фоне кучевой облачности, ярко подсвеченной солнцем, а также по малоизлучающим це­лям типа ДПЛА необходимо отключить селекцию кнопкой «СЕЛЕКТОР» на пусковом механизме, т. к. в этой обстановке сигналы на выходе основного и вспомогательного ка­налов координатора могут быть равны, и их отношение И_ВК/И_ОК «1 воспринимается ло­гикой селекции как отсутствие цели и не позволяет автосопровождение.

IV ЭТАП - переход на автосопровождение, анализ параметров цели и разрешение пуска

Начало и продолжительность этого этапа зависят от обстановки и принятого стрел­ком решения о способе пуска.

Решение о способе пуска стрелок последовательно реализует:

кнопкой «СЕЛЕКТОР» (основной режим — с включённым селектором); кнопкой «ВДОГОН» (основной режим — навстречу); тумблером 1Л14 (основной режим — с использованием НРЗ); пусковым крючком ПМ (основной режим — автоматический).

Таблица 12

Особенности реализации различных режимов стрельбы

 

Условия пуска
Помеховая	Вид пуска	Режим	Необходимость
обстановка	пуска	запроса (НРЗ)
		Автомат	ВКЛ.
	Навстречу	ВЫКЛ.
	Ручной	ВКЛ.
Селектор		ВЫКЛ.
ВКЛ.		Автомат	ВКЛ.
	Вдогон	ВЫКЛ.
	Ручной	ВКЛ.
		ВЫКЛ.
		Автомат	ВКЛ.
	Навстречу	ВЫКЛ.
	Ручной	ВКЛ.
Селектор		ВЫКЛ.
ВЫКЛ.		Автомат	ВКЛ.
	Вдогон	ВЫКЛ.
	Ручной	ВКЛ.
		ВЫКЛ.

Продолжитель­ность этапа АТ

от 0,6 до 30 с (ресурс НИП)

от 0,6 до 30 с

от 0,6 до 30 с

от 0,6 до 30 с

Начало этапа

0,8 с

За Т + 1с до входа в зону пуска

0,8 с

За Т + 1 с до прохождения це­лью параметра

0,8 с

За Т + 1 с до входа в зону пуска

За Т + 1 с до прхождения це­лью параметра

0,8 с

 

При этом:

1. Продолжая прицеливание и приблизительно за 2 с до входа цели в зону пуска (что ориентировочно определяется по видимому стрелком размеру цели — не менее поло­вины диаметра внутреннего отверстия мушки), стрелок должен перевести пусковой крючок из исходного положения АР в положение РП (через положение РР) за вре­мя менее 0,6 с.

2. При заданном превышении сигналом цели сигнала фона обнаружитель цели АРП через блок логики отключает от входа следящей системы координатора сигнал ошибки арретирования и подключает сигнал ошибки слежения, т. е. переводит сле­дящий координатор из режима арретирования в режим автоматического сопро­вождения цели и определения угловой скорости линии визирования. При слабом сигнале цели координатор будет периодически арретироваться для возможности перезахвата цели. Об этом свидетельствует мигание лампы световой индикации.

3. При устойчивом сопровождении цели АРП в течении 0,8 с анализирует соответ­ствие параметров цели возможностям комплекса:

а) сигнал от цели превышает сигнал фона;

б) угловая скорость линии визирования не превышает 12°/с;

в) угол между оптической осью координатора и линией визирования (при точ­ном прицеливании) не превышает 2°;

г) отсутствует сигнал ответа НРЗ («я - свой»).

При отрицательном результате анализа пуск задерживается. Прерывистая световая и звуковая сигнализация с частотой 12,5 Гц свидетельствует о том, что цель «своя».

При положительном результате анализа АРП подаёт на блок-реле управляющий сигнал, разрешающий пуск ракеты.

V ЭТАП - Пуск ракеты и выход её из трубы

1. При срабатывании блок-реле напряжения выдаются:

• на зарядку конденсаторов блока взведения, исключающих перерыв в электро­питании при переходе с НИП на БИП;

• на электровоспламенитель ПАД, обеспечивая его воспламенение и выдачу пороховых газов на рулевую машину и БИП, который за 0,72 с выходит на ре­жим и выдает ±(20...40) В бортового электропитания;

• через 0,72 с на электровоспламенитель стартового двигателя, обеспечивая воспламенение его заряда для создания реактивной тяги с ускорением до 120д в течении 0,065 с.

2. С началом движения ракеты по трубе:

• механизм бортразъёма ПТ обеспечит отстыковку бортразъёма и утапливание стопора ракеты;

• нож ПТ срежет трубку питания ОГС азотом.

3. При выходе ракеты из трубы:

• отработавший стартовый двигатель будет уловлен в ПТ;

• скорость полёта достигнет 30 м/с, а скорость вращения - 20 об/с;

• под действием осевых перегрузок осядет блокирующий стопор ПДУ взрывате­ля, обеспечивая снятие I ступени предохранения;

• под действием центробежных сил раскроются и зафиксируются рули, деста- билизаторы и крылья;

• при раскрывании рулей размыкатель блока взведения обеспечит выдачу на­пряжений БИП:

- на электровоспламенитель ПУД, обеспечивая газодинамическое упра­вление полётом в течении 0,7 с;

- электровоспламенитель ПДУ, обеспечивая загорание пирозамедлителя (14 с) механизма самоликвидации и пиропредохранителя поворотной втулки, который, прогорая через 1-1,9 с, разрешит поворотной втулке с капсюлем-детонатором повернуться в боевое положение (снимет II ступень);

- через контакты поворотной втулки на зарядку конденсаторов С1, С2 бо­евой цепи - взрыватель готов к срабатыванию.

VI ЭТАП - полёт ракеты на начальном участке траектории

1. Примерно через 0,4 с после выхода ракеты из трубы (ракета удалится от стрелка на расстояние не менее 5,5 м) лучевой воспламенитель воспламенит основной за­ряд маршевого двигателя, который за 1,9 с работы на первом режиме разгонит ра­кету до крейсерской скорости (до 570 м/с);

2. Так как ракета выстреливается в направлении цели, а не в упреждённую точку, то сразу возникает угловая скорость линии визирования, и на вход автопилота от следящего координатора подается сигнал ошибки наведения, задающий пло­скость наведения (положение этой плоскости задаётся положением цели, ракеты и их упреждённой точки встречи); 3. Для ускоренного вывода ракеты на кинематическую траекторию полёта в упреж­дённую точку используется схема ФСУРа по пеленгу. Она на определённое время, зависящее от стрельбы навстречу или вдогон, увеличивает коэффициент передачи усилительно-преобразовательного тракта АП (К = Ц^/Ц*) путём формирования сигнала, синфазного с сигналом ошибки наведения (т. е. тоже в плоскости наведе­ния), и суммирование их на сумматоре XI. В результате возросший управляющий сигнал АП интенсивно развернёт ракету в направлении упреждённой точки.

VII ЭТАП - самонаведение ракеты

В идеальном случае, когда цель летит равномерно и прямолинейно, а на ракету не действуют возмущающие факторы, кинематическая траектория полёта ракеты в упреждённую точку встречи с целью по методу пропорционального сближения при од- ноканальном релейном аэродинамическом управлении представляет собой спираль, продольная ось которой — прямая линия, соединяющая ракету и УТВ. При этом угловая скорость линии визирования «ракета—цель» равна нулю.

Практически (из-за манёвра цели и возмущений ракеты) возникает угловая ско­рость линии визирования, которая измеряется и преобразуется следящим координато­ром ОГС в информационный электрический сигнал ошибки наведения. Автопилот (следящий привод рулей), отрабатывая ошибку наведения, создает управляющую аэро­динамическую силу, изменяющую траекторию полёта в сторону уменьшения угловой скорости линии визирования. Ракета направляется в новую (мгновенную) упреждён­ную точку. И так до встречи с целью.

VIII ЭТАП - наведение в ближайшей зоне и подрыв БЧ

1. При приближении ракеты к цели возрастает тепловое изображение цели в фокаль­ной плоскости объектива (диаметр пятна) и уменьшается разрешающая способ­ность координатора по ошибке наведения. Для нейтрализации этого явления в ОГС используется схема ближней зоны, обеспечивающая слежение за энергетиче­ским максимумом излучения цели и высокую точность наведения.

2. Для высокой точности наведения и малой уязвимости сопла реактивного двигателя в ОГС предусмотрена схема смещения центра попадания, обеспечивающая форми­рование дополнительного сигнала управления полётом, отклоняющего ракету от сопла в корпус реактивного самолета.

3. Для подрыва боевой части и уничтожения цели осколочно-фугасным действием взрыва используется контактный взрыватель с основным и дублирующим магнито­электрическими датчиками. Основной датчик формирует импульс подрыва БЧ и остатков топлива МД при замыкании его магнитного поля через металличе­скую обшивку самолёта (т. е. допускает рикошет ракеты). Дублирующий датчик формирует импульс подрыва с временной задержкой от момента удара о цель (т. е. обеспечивает подрыв внутри цели).

4. При промахе ракеты по цели механизм самоликвидации взрывателя уничтожит ра­кету через 14—19 с после старта.