Текст книги "Техническая подготовка командира взвода ПЗРК 9К38 «Игла»"

Автор книги: Игорь Акулов

Соавторы: Анатолий Васильев,Владимир Байдаков
сообщить о нарушении

Текущая страница: 4 (всего у книги 16 страниц)

ДУС устанавливается в центре масс так, чтобы его ось ОХ совпадала с продольной осью ракеты. При этом:

• При прямолинейном полёте вращающейся ракеты рамка под действием центробежных сил самоустановится в плоскости, перпендикулярной оси вращения ракеты. ЭДС в её обмотках не наводится, так как обмотки не перемещаются в магнитном поле постоянного магнита.

• При отклонении ракеты от прямолинейного полёта в некоторой плоскости (φ – угол наклона плоскости отклонения относительно направления вверх) с некоторой угловой скоростью ω быстровращающаяся вместе с корпусом ракеты рамка приобретёт свойства гироскопа, и на неё начнёт действовать гироскопический момент M_г.

Под действием гироскопического момента рамка ДУС начинает колебаться в магнитном поле постоянного магнита, и в её обмотках индуцируется синусоидальная ЭДС, амплитуда которой характеризует величину угловой скорости отклонения (ω), а фаза – угол наклона плоскости отклонения (φ). Снимаемый с обмоток рамки сигнал через усилитель ДУС подается на усилитель-ограничитель ФСУР, повышающий устойчивость управления ракетой. Часть усиленного сигнала поступает на дополнительную демпфирующую обмотку рамки для компенсации её собственных колебаний.

БОЕВОЕ СНАРЯЖЕНИЕ

Боевое снаряжение ракеты (изделие 9Н312Ф) предназначено для поражения воздушной цели или нанесения ей повреждений, приводящих к невозможности выполнения боевой задачи.

Основными поражающими факторами являются: фугасное действие ударной волны продуктов взрыва боевой части и остатков топлива двигательной установки, а также осколочное действие элементов, образующихся при взрыве и дроблении корпуса.

Таблица 6

Основные технические характеристики

	в том числе взрывчатого вещества, кг	0,4
2	Тротиловый эквивалент взрывчатого вещества, кг	0,53
3	Длина отсека, мм	137
4	Диаметр, мм	71
5	Количество осколков, шт.	330
6	Угол разлета осколков, град.	25
7	Скорость детонации взрывчатого вещества, м/с	8000
8	Масса осколка, г	0,4–0,5
9	Толщина корпуса БЧ, мм	3
10	Скорость разлета осколков, м/с	2000–2200

Состав боевого снаряжения

1. Боевая часть.

2. Взрыватель.

3. Взрывной генератор.

1. Боевая часть предназначена для создания заданного поля поражения, воздействующего на цель после получения от взрывателя инициирующего импульса.

Боевая часть состоит из следующих элементов:

а) корпус;

б) боевой заряд;

в) детонатор;

г) трубка.

Корпус выполнен из высокопрочной стали. Он представляет собой цилиндрическую деталь с толщиной стенок 3 мм. С торцов корпус имеет посадочные места и места крепления с соседними отсеками (РО и ДУ). Кроме того, на корпусе имеется бугель с отверстием, который при соединении заходит глубоко в рулевой отсек. В бугель при сборке входит стопор трубы, предназначенный для фиксации в ней ракеты. Внутри корпус имеет насечку специальной формы, позволяющей при подрыве боевого заряда образовывать заданное дробление на осколки.

Боевой заряд представляет собой взрывчатое вещество (ВВ), запрессованное в корпус БЧ. ВВ изготовлено из вещества ОКФАЛ-20 (взрывчатая механическая смесь на основе октогена).

ВВ имеет достаточно высокие характеристики детонации – 8000 м/с – и в то же время отвечает требованию отсутствия детонации при случайных воздействиях, например падении, простреле и т. п. Для подрыва боевого заряда необходимо оказать на него определенное энергетическое воздействие с высокой скоростью по всей торцевой поверхности. Для этих целей служит детонатор.

Детонатор представляет собой заряд ВВ, более чувствительного к инициирующему воздействию со стороны взрывателя. В БЧ детонатор размещён непосредственно рядом с боевым зарядом и удерживается механической манжетой. Так как взрыватель расположен за боевым зарядом, то для его связи с РО (для получения питания) в боевом заряде имеется отверстие, сформированное установленной в этом месте трубкой. Через трубку протянуты четыре провода.

Необходимо отметить, что при способе заданного дробления образуются осколки 0,4–0,5 г, что позволяет им наносить эффективное поражение, в то время как при подрыве БЧ с гладким корпусом часть металла превращается в пыль и мелкие осколки.

2. Взрыватель (9Э249) предназначен для выдачи импульса на подрыв заряда БЧ при попадании ракеты в цель или по истечению времени самоликвидации, а также для передачи импульса от заряда БЧ к взрывному генератору. Расположение взрывателя за боевым зарядом обусловлено тем, что он должен сработать после проникновения боевой части внутрь цели. При ударе корпусные элементы ракеты разрушаются вследствие больших нагрузок и в таком виде проникают внутрь цели. Взрыватель же, находясь за основным зарядом, успевает выдать импульс на его подрыв до своего разрушения, но при проникновении заряда внутрь цели.

Взрыватель относится к электромеханическому типу. Он имеет две ступени предохранения, которые снимаются в полёте, чем обеспечивается безопасность при эксплуатации комплекса.

Рис. 48. Устройство отсека боевой части:

1 – трубка с проводами; 2 – предохранительно-детонирущее устройтво (ПДУ); 3 – боевые цепи; 4 – боевой заряд (взрывчатое вещество); 5 – корпус с насечкой; 6 – детонатор; 7 – генераторные магнитоэлектрические датчики (ГМД)

Взрыватель состоит из следующих элементов:

• корпус;

• предохранительно-детонирующее устройство (ПДУ);

• механизм самоликвидации;

• трубка;

• основной датчик цели ГМД1 (импульсный вихревой магнитоэлектрический генератор);

• дублирующий датчик цели ГМД2 (импульсный волновой магнитоэлектрический генератор);

• пусковой электровоспламенитель ЭВ1;

• два боевых электровоспламенителя ЭВ2 и ЭВ3;

• пиротехнический замедлитель;

• инициирующий заряд;

• капсюль-детонатор;

• детонатор взрывателя.

ПДУ служит для обеспечения безопасности в обращении со взрывателем до момента взведения его после пуска ракеты. Он состоит из пиротехнического предохранителя, поворотной втулки с пружиной кручения и блокирующего стопора с пружиной сжатия. Пиротехнический предохранитель имеет в своём составе заряд, стопор и пружину сжатия. При этом пружина сжата, стопор подвыдвинут, и его перемещению под действием пружины препятствует заряд.

В исходном состоянии поворотная втулка развёрнута и сжимает пружину кручения. От поворота она удерживается блокирующим стопором, который, в свою очередь, сжимает пружину сжатия, и стопором пиротехнического предохранителя.

Механизм самоликвидации обеспечивает срабатывание капсюля-детонатора по истечении времени самоликвидации в случае промаха. В его составе имеется пиротехническая запрессовка, время горения которой 15–17 с.

Трубка обеспечивает подачу импульса от заряда БЧ к заряду ВГ. Она представляет собой трубку, в которую запрессован заряд ВВ. С обоих концов она закрыта заглушками.

Основной датчик цели ГМД1 вырабатывает электрический импульс при прохождении ракеты со скоростью не менее 80 м/с через металлическую преграду или вдоль неё. Работа датчика основана на возникновении ЭДС в обмотке катушки датчика под действием вихревых токов, возникающих в металлических материалах при движении через них или вдоль них постоянного магнита, входящего в конструкцию датчика. Тем самым обеспечивается подрыв БЧ после её проникновения в корпус цели в случае попадания в поверхность либо рикошета.

Дублирующий датчик цели ГМД2 вырабатывает электрический импульс при ударе взрывателя о преграду, в том числе и под различными углами рикошета. Иначе его называют ударным датчиком. Он состоит из волнового генератора, якоря и сердечника. При ударе якорь отрывается, перемещая сердечник, и в обмотках катушки волнового генератора возникает импульс тока.

Пусковой электровоспламенитель ЭВ1 предназначен для запуска ПДУ и механизма самоликвидации.

Боевые электровоспламенители ЭВ2 и ЭВ3 служат для инициирования капсюля-детонатора при наличии электрического импульса соответственно от ГМД2 и ГМД1.

Пиротехнический замедлитель служит для обеспечения задержки срабатывания капсюля-детонатора на время, достаточное для его срабатывания от ЭВ2.

Инициирующий заряд, капсюль-детонатор и детонатор взрывателя служат для подрыва боевой части.

3. Взрывной генератор предназначен для подрыва несгоревшей части топлива маршевой двигательной установки и создания тем самым дополнительного поля поражения. Взрывной генератор представляет собой расположенную в корпусе БЧ шашку с запрессованным в ней зарядом ВВ.

ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ БОЕВОГО СНАРЯЖЕНИЯ

Принципиальная схема БЧ состоит из пусковой цепи и боевой цепи.

Пусковая цепь (между выводами 1 и 3) содержит электровоспламенитель ЭВ1 и 2 дросселя. Напряжение 40 В с конденсатора блока взведения розетки РО подается на электровоспламенитель ЭВ1 при пуске ракеты в момент замыкания контактов размыкателя после раскрывания рулей. Дроссели установлены для защиты от токов насыщения.

Боевая цепь (между выводами 1 и 2) питается от БИП напряжением 40 В в течение всего полёта ракеты. В боевую цепь входят: контактная группа В1, два боевых электровоспламенителя ЭВ2, ЭВ3, датчики цели ГМД1, ГМД2.

Контактная группа В1 представляет собой разомкнутые контакты, которые находясь на поворотной втулке замыкаются при её повороте.

При вылете ракеты из трубы и раскрытии рулей размыкатель розетки РО замыкается. Напряжение с конденсаторов блока взведения поступает на электровоспламенитель ЭВ1 взрывателя. Электровоспламенитель срабатывает и воспламеняет пиротехнический стопор и механизм самоликвидации.

При условии прогорания запрессовки пиротехнического стопора (через 1–1,9 с) и оседании инерционного стопора под действием осевого ускорения (более 9g) поворотная втулка под действием пружины разворачивается в боевое положение. При этом капсюль-детонатор совмещается с детонатором взрывателя, и замыкаются контакты питания боевой цепи от БИП. Снята вторая ступень предохранения. В это время продолжает гореть пиротехническая запрессовка механизма самоликвидации, а БИП подпитывает конденсаторы С1 и С2.

При попадании ракеты в цель в момент прохождения взрывателя через механическую преграду в обмотке основного датчика цели ГМД1 возникает импульс электрического тока, который поступает на электровоспламенитель ЭВ3, а от него воспламеняется капсюль-детонатор. Срабатывание капсюля-детонатора вызывает подрыв БЧ, трубка передает воздействие на заряд ВГ. При этом происходит срабатывание ВГ и подрыв остатков топлива МД. Также срабатывает и дублирующий датчик цели ГМД2. Импульс, наводимый в обмотке ГМД2, поступает на электровоспламенитель ЭВ2. От его срабатывания поджигается пиротехнический воспламенитель, время горения которого не превышает времени, необходимого для подхода основного датчика цели к преграде. После прогорания замедлителя последовательно срабатывают: инициирующий заряд, капсюль-детонатор, БЧ. Взрывчатое вещество трубки передаёт огневое воздействие на заряд ВГ.

В случае промаха ракеты по цели после прогорания пиротехнической запрессовки механизма самоликвидации срабатывает капсюль-детонатор и вызывает срабатывание боевой части ракеты. Ракета самоликвидируется.

ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА

Двигательная установка ракеты 9М39 предназначена для решения следующих задач:

• выброса ракеты из пусковой трубы;

• придания ракете необходимой угловой скорости вращения;

• разгона до маршевой скорости;

• поддержания маршевой скорости в полёте.

В состав двигательной установки входят:

1) стартовый двигатель;

2) маршевый двигатель;

3) лучевой воспламенитель замедленного действия.

Рис. 49. Двигательная установка

Двигательная установка представляет собой РДТТ (ракетный двигатель на твёрдом топливе) тандемного расположения. Сила, приводящая ракету в движение (тяга), получается в результате преобразования химической энергии твёрдого топлива при его сгорании в кинетическую энергию вытекающей реактивной струи. Преобразование осуществляется в устройстве, называемом сопловым блоком. Сопловые блоки стартового и маршевого двигателей выполнены раздельно и имеют различную конструкцию.

1. Стартовый двигатель предназначен для обеспечения вылета ракеты из пусковой трубы и придания ей необходимой угловой скорости вращения. Представляет собой РДТТ с многосопловым блоком и зарядом, имеющим увеличенную поверхность горения. Стартовый двигатель обеспечивает вылет ракеты из пусковой трубы на безопасное расстояние от стрелка-зенитчика и придание ракете вращения вследствие истекания продуктов горения топлива через сопла, расположенные под углом к продольной оси ракеты.

Таблица 7

Основные характеристики

	в том числе вес заряда, кг	0,124
2	Марка топлива	Быстрогорящий нитроглицерированный порох (гексаген, алюминиевая пудра, перхлорид аммония)
3	Номинальное время работы, с	0,065
4	Угол поворота сопел, мин	6
5	Круговая скорость вращения, об/с	15–21
6	Температура продуктов сгорания, К	2700
7	Давление внутри камеры сгорания, атм	175
8	Ускорение, g	120

Стартовый двигатель состоит из камеры, изготовленной из высокопрочной легированной стали. В корпус уложен вкладной заряд, изготовленный из баллиститного состава. Заряд имеет увеличенную поверхность горения за счёт сформированных внутренних поверхностей. В корпусе заряд от продольных перемещений удерживается диском, представляющим собой упругий элемент с лапками, которые поджимаются при установке заряда в зависимости от его длины, и диафрагмой, которая при горении ещё и удерживает крупные части горящего заряда.

Сопловой блок ввернут в корпус на резьбе. Он имеет 6(7) сопел, расположенных под углом к продольной оси ракеты, и одно центральное сопло. За счёт косопоставленных сопел достигается вращение ракеты на начальном участке (при разгоне и вылете из трубы). Применение нескольких сопел обусловлено и требованиями по минимальным габаритам двигателя, особенно в продольном направлении. Винт, ввернутый в сопловой блок, носит чисто технологические функции и используется при проверках двигателя на герметичность.

Воспламенитель топлива двигателя вставлен и закреплён в отверстие со стороны дна. Он представляет собой узел, включающий электровоспламенитель и навеску пороха (собственно воспламенитель). В воспламенитель ввернута трубка, обеспечивающая передачу форса пламени от воспламенителя на пирозадержку маршевого двигателя.

Электрическая связь СД (точнее его электровоспламенителя) с пусковой трубой осуществляется через контактную связь колодки, расположенной с нижней стороны трубы в задней её части.

Для обеспечения герметичности камеры СД при эксплуатации и создания необходимого давления для воспламенения стартового заряда от воспламенителя в соплах установлены заглушки.

Рис. 50. Устройство стартового двигателя

Сборка осуществляется следующим образом: в корпусе устанавливается электровоспламенитель, затем измеряется длина заряда и регулируется высота диска, который устанавливается в корпус, после чего устанавливается заряд, диафрагма и сопловой блок. В воспламенитель вкручивается трубка. При установке в трубу СД стыкуется у сопловой части маршевого двигателя с выступающими элементами крыльевого блока с помощью разжимного кольца и втулок. При стыковке газоподводящая трубка надевается на корпус лучевого воспламенителя замедленного действия, расположенного в предсопловом объёме маршевого двигателя (МД). Контактная связь подсоединяется к колодке трубы.

2. Двухрежимный маршевый двигатель предназначен для разгона ракеты до маршевой скорости (1 режим) и поддержания этой скорости в полёте (2 режим). Представляет собой РДТТ на смесевом топливе с одним соплом. Заряды первого и второго режимов выполнены из одного топлива, но имеют разные поверхности горения. Заряд первого режима имеет наружную и внутреннюю поверхности горения, что обеспечивается наличием продольных канавок и прошивом его серебряными проволочками по всей длине для ускорения прогрева и сгорания. Заряд второго режима бронирован по наружной поверхности и открыт для горения с торцевой части, что обеспечивает равномерность его горения во время полёта ракеты.

Заряд смесевой, т. е. механическая смесь горючего и окислителя. Окислителем в заряде является перхлорат аммония, выделяющий при нагреве кислород. В качестве горючего применяют гексаген и алюминиевую пудру. Гексаген, кроме того, является хорошим взрывчатым веществом, имеющим высокую скорость детонации, тем самым обеспечивается возможность подрыва остатков топлива при срабатывании БЧ. Для обеспечения требуемого режима горения в заряд запрессованы четыре серебряные проволочки. Имея высокую теплопроводность, они осуществляют местный нагрев заряда, последний в этом месте горит быстрее, обеспечивая так называемое кратерное горение, приводящее к небольшому увеличению площади горения.

Таблица 8

Основные характеристики

	в том числе вес заряда, кг	4,51
2	Марка топлива	быстрогорящий нитроглицерированный порох (гексаген, алюминиевая пудра, перхлорид аммония)
3	Номинальное время работы, с	8,5
	в том числе первого режима, с	1,9
4	Температура продуктов сгорания, К	3260
5	Давление внутри камеры сгорания, атм	168

Корпус двигателя представляет собой металлическую обечайку, получаемую из листа высокопрочной легированной стали путём раскатки. В хвостовой части обечайка имеет сужение и по форме напоминает бутылку с горлышком. Толщина стенок двигателя 2,5 мм, выбрана исходя из расчёта на прочность от воздействия внутреннего давления и внешних нагрузок. Внутренняя поверхность двигателя имеет теплозащитное покрытие толщиной до 10 мм. В передней части двигателя есть утолщение, являющееся опорной поверхностью ракеты при установке в трубе (∅ 72,2 мм).

Рис. 51. Устройство маршевого двигателя:

1 – воспламенитель маршевого заряда; 2 – маршевый заряд; 3 – крыльевой блок; 4 – лучевой воспламенитель замедленного действия; 5 – сопло; 6 – разжимное кольцо

Передняя часть двигателя закрыта титановым дном с элементами крепления к боевой части (бобышками). Дно вворачивается в корпус по резьбе.

В хвостовой части МД установлен сопловой блок с лучевым замедлителем и воспламенителем.

Для создания начального давления, способствующего воспламенению заряда, в сопловом блоке установлена заглушка, которая после начала работы МД разрушается.

Сопловой блок выполнен в виде составного узла. Часть деталей изготавливается из специального прессматериала, а та часть, в которой находится зона критики сопла, из графита. На внешней части соплового блока имеются отверстия для крепления крыльевого блока.

Сборка МД осуществляется следующим образом. В сопловой блок устанавливается лучевой воспламенитель замедленного действия, а в камеру ставят воспламенитель с заглушкой. Устанавливают сопловой блок, после чего в камеру вставляют заряд, который поджимают с помощью прокладок вворачиваемым днищем.

3. Лучевой воспламенитель замедленного действия предназначен для обеспечения срабатывания маршевого двигателя на безопасном расстоянии от стрелка-зенитчика. Представляет собой пиротехническое изделие, в которое запрессован заряд со временем горения 0,33–0,5 с. За это время ракета удаляется на расстояние до 5,5 м, что предохраняет стрелка-зенитчика от воздействия струи пороховых газов маршевого двигателя. Лучевой воспламенитель замедленного действия установлен в предсопловом объёме маршевого двигателя и обеспечивает передачу огневого импульса от стартового к маршевому двигателю.

Воспламенитель, как и в СД, представляет собой навеску из пороха, обеспечивающую воспламенение основного заряда.

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 120g. 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 ±5 В и ±20 В – для питания электрических цепей;

б) сжатый азот – для охлаждения фоторезистора основного канала до –196 °C 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 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 120g, 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.

4. 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 ΣI. Информация о величине и плоскости ошибки наведения содержится, соответственно, в амплитуде и фазе сигнала с частотой сканирования цели;

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