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

Автор книги: Игорь Акулов

Соавторы: Анатолий Васильев,Владимир Байдаков
сообщить о нарушении

Текущая страница: 5 (всего у книги 16 страниц)

в) фазовый детектор, используя в качестве опорного сигнал ГОН, переносит информацию об ошибке наведения с частоты сканирования f₂ (100 Гц) на частоту управления рулями f₃ (20 Гц). При этом синусоидальный сигнал частоты f₃ 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.

5. 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. Рули создают аэродинамическую управляющую силу, удерживающую ракету на кинематической траектории полёта в учрежденную точку встречи с целью.

7. 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.

1.2.2. 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

1	Длина, мм	1699
2	Диаметр внутренней поверхности, мм	72,2
3	Масса, кг	3,1
4	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

УСТРОЙСТВО И ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ ЭЛЕМЕНТОВ ПУСКОВОЙ ТРУБЫ

1. Цилиндрический контейнер изготовлен из стеклоткани и эпоксидной смолы.

В его переднюю часть вмонтирован пластмассовый корпус блока датчиков с раструбом. Раструб обеспечивает:

• защиту аэродинамического насадка ракеты от механических повреждений;

• защиту ракеты от влаги и пыли благодаря резиновой манжете;

• защиту ОГС от боковых засветок;

• отсутствие затенения объектива при заклоне на 10° вниз благодаря впадине в нижней части;

• улавливание стартового двигателя благодаря кольцевой канавке, в которую западает пружинное кольцо фиксирующей втулки;

• установку передней крышки.

Рис. 53. Внешний вид раструба

Передняя крышка представляет собой пластмассовую деталь с металлическим кольцом, резиновой манжетой и замком. Металлическое кольцо, взаимодействуя с постоянным магнитом ротора гироскопа, обеспечивает транспортное арретирование с нулевым углом пеленга.

Рис. 54. Внешний вид передней крышки

В заднюю часть цилиндрического контейнера вмонтировано кольцо для крепления задней крышки. Задняя крышка – резиновая манжета с замком. Крышки снимаются перед боевым применением комплекса. Метки служат для ориентации замков крышек при их установке.

2. В корпусе блока датчиков, залитом пенополиуретаном, размещены:

• приёмно-передающая антенна наземного радиолокационного запросчика, обеспечивающая излучение кодированных радиосигналов запроса цели и приём кодированных радиосигналов ответа «Я свой самолёт»;

• кольцевые магнитопроводы и катушки датчиков положения, обеспечивающие коммутацию катушек вращения при раскрутке гироскопа;

• катушки заклона, задающие при арретировании гироскопа его заклон на 10° вниз и обеспечивающие тем самым соответствующий угол возвышения траектории при пуске ракеты для исключения удара ракеты о землю при вылете из трубы;

• электрические цепи от блока датчиков до разъёма пускового механизма, проложены под пластмассовой крышкой на наружной поверхности контейнера (снизу).

Рис. 55. Блок датчиков

3. Механический прицел состоит из передней стойки с мушкой, задней стойки с целиком, лампы световой индикации и диафрагмы.

Стойки в походном положении сложены, а в боевом – откинуты и удерживаются пружинами.

Прицел обеспечивает:

• заклон линии прицеливания на 10° вниз;

• прицеливание и удержание цели в поле зрения ОГС;

• оценку дальности до цели;

• индикацию захвата цели ОГС;

• исключение ослепления стрелка лампой индикации в сумерках.

Рис. 56. Механический прицел

Заклон линии прицеливания относительно продольной оси ракеты достигается соответствующим размещением на контейнере мушки и целика. Юстировка (совмещение) линии прицела и оптической оси ОГС осуществляется на заводе-изготовителе с помощью специального приспособления и регулировочных винтов положения мушки.

При прицеливании стрелок, сориентировав правый глаз относительно треугольной метки, должен стремиться удерживать цель на линии, соединяющей центры отверстий целика и мушки.

Цель будет находиться в зоне пуска, если её видимый стрелком размер не менее половины размера отверстия мушки.

Загорание лампы световой индикации свидетельствует о захвате и сопровождении цели ОГС и разрешении пуска ракеты. Мигание лампы свидетельствует о недостаточном уровне теплового сигнала цели и периодическом арретировании ОГС для попытки перезахвата цели.

Для исключения ослепления стрелка лампой индикации в сумерках предусмотрена поворотная затемняющая диафрагма.

4. Гнездо НИП состоит из следующих элементов:

• цилиндрической обоймы с направляющим пазом и отверстием подачи азота в трубку ОГС;

• фиксатора НИП;

• пятиконтактной платы электроразъёма НИП.

Гнездо обеспечивает электрические и газовые связи НИП с другими элементами комплекса.

Рис. 57. Гнездо НИП

При установке НИП в гнездо необходимо, сориентировав штифт на штуцере НИП по направляющему пазу гнезда, вставить штуцер НИП в отверстие обоймы до выхода фиксатора из утопленного состояния. При снятии НИП фиксатор утопить до упора, нажав на него.

5. Трубка подачи азота к ОГС состоит:

• из фильтра;

• штуцера с манжетой и двумя крепёжными винтами;

• трубки из нержавеющей стали;

• стального ножа с резиновым амортизатором;

• накидной гайки с манжетой;

• съёмной крышки.

Рис. 58. Трубка подачи азота к ОГС

Трубку устанавливают на заводе-изготовителе (в том числе для повторного использования трубы). При этом:

1) в отверстие обоймы гнезда НИП последовательно вставляются фильтр, манжета, штуцер трубки и закрепляются двумя винтами;

2) другой конец трубки с ножом и амортизатором с помощью накидной гайки подстыковывается к ОГС;

3) трубка закрывается пластмассовой крышкой.

Амортизатор исключает случайное срезание трубки. При старте ракеты трубка срезается с помощью ножа.

6. Механизм бортового разъёма состоит:

• из механизма накола:

– откидная фиксируемая ручка;

– поворотный рычаг;

– перемещаемая рычагом тяга с пружиной;

– боек накола мембраны баллона НИП;

• механизма бортового разъёма:

– вилка с направляющими штырями и штыревыми контактами;

– направляющие разъёма;

– клиновой пружинный толкатель, связанный с тягой;

– контрольный разъём;

• механизма стопора ракеты:

– цилиндрическая направляющая стопора;

– стопор с косыми поверхностями;

– рабочая пружина стопора;

– отверстие для стопора в бугеле боевой части ракеты.

Механизм бортового разъёма обеспечивает:

• вскрытие баллона НИП;

• подстыковку бортразъёма к ракете и его отстыковку при старте;

• подстыковку контрольного разъёма, используемого при проверках ракеты;

• стопорение ракеты в трубе в боевом и походном положении.

Рис. 59. Устройство механизма бортового разъёма

При подготовке комплекса к стрельбе стрелок должен оттянуть ручку на себя (для сжатия внутренней пружины стопора), откинуть её на 90° и зафиксировать. Затем резко перевести рычаг из положения «ИСХОД.» в положение «НАКОЛ» (на 180° на себя). При повороте рычага его профилированная ось будет перемещать тягу вначале вперёд, а в конце немного назад, сжимая рабочую пружину.

При этом:

• тяга передней частью давит на боёк, накалывает мембрану баллона НИП и открывает доступ азоту в батарею и трубку к ОГС;

• клиновой пружинный толкатель тяги давит на вилку бортразъёма и подстыковывает её к розетке ракеты;

• задняя часть тяги давит на косую поверхность стопора и утапливает его до совмещения начала скоса с внутренней поверхностью трубы. (Поэтому трубу с ракетой нельзя наклонять вниз более чем на 10°, т. к. ракета удерживается только силами трения и рабочей пружины стопора.)

С началом движением ракеты по трубе:

• вилка бортразъёма, двигаясь по косым направляющим, выходит из контакта с розеткой ракеты;

• бугель БЧ ракеты давит на скос стопора и полностью утапливает его.

7. Устройство стыковки пускового механизма с пусковой трубой состоит:

• из проушины с пазом;

• розетки электроразъёма;

• фиксатора;

• крышки с пластинчатой пружиной.

Рис. 60. Устройство стыковки пускового механизма с пусковой трубой

Для стыковки ПМ с ПТ необходимо сдвинуть вниз пружину, снять крышку электроразъёма, вставить профилированную ось ПМ в паз проушины, легким ударом ладони по корпусу ПМ добиться зацепления фиксатора трубы со стопором ПМ.

8. К колодке стартового двигателя подсоединяются винтами и пропаиваются два провода запальной цепи и провод их экрана.

9. Обоймы обеспечивают крепление плечевого ремня. Плечевой ремень предназначен для переноски комплекса за спиной стрелка в походном положении.

10. При нажатии кнопки «ВДОГОН» схема ФСУРа по пеленгу автопилота ракеты обеспечит на начальном участке полёта ускоренный разворот траектории в направлении упреждённой точки встречи при стрельбе вдогон.

Рис. 61. Колодка стартового двигателя

1.2.3. Наземный источник питания 9Б238

Наземный источник питания 9Б238 предназначен для снабжения сжатым азотом ОГС ракеты и обеспечения комплекса электроэнергией в период подготовки ракеты к пуску.

Таблица 10

Основные технические характеристики

	в интервале температур: от –20 до +50 °C	1
	от –20 до –50 °C	1,3
2	Время работы, с	не менее 30
3	Масса, кг	1,3
	в том числе батарея	0,46
4	Рабочее давление в баллоне хладагента, кгс/см²:
	при нормальной температуре (+20 °C)	350
	максимально допустимое значение (+50 °C)	410
5	Точка росы хладагента (азота) при р = 150 кгс/см²	не выше –65 °C
6	Выдаваемое напряжение	+20 В ±2,5 В
		– 20 В ±2,5 В
		+5 В ±0,5 В

Состав НИП:

1) баллон со сжатым азотом;

2) аккумуляторная батарея с твёрдым электролитом.

Устройство элементов НИП

1. Баллон со сжатым азотом предназначен для длительного хранения сжатого азота. Представляет собой сферу, изготовленную из двух половин, сваренных между собой. Материал – высокопрочная сталь. Толщина стенок – 2мм, объём баллона – 350 см³.

В полости баллона установлен стержень, предназначенный для крепления батареи к баллону, установки штуцеров, обеспечения вскрытия батареи, обеспечения заправки азотом и подачи азота из баллона.

С одной стороны в стержень вставлен боёк, зафиксированный от перемещения штифтом, а сверху навинчена батарея с капсюлем-воспламенителем.

С другой стороны в стержень ввёрнут штуцер с мембраной, закрывающей полость баллона. Сверху на стержень навёрнут другой штуцер с разъёмом и бойком. Боёк подпружинен и закрыт колпачком. Разъём – пластмассовая деталь с запрессованными штырями, к которым припаиваются провода от батареи.

2. Батарея с твёрдым электролитом. Состоит из электрохимических элементов, соединённых в смешанную последовательно-параллельную цепь. Между элементами располагаются пиротехнические нагреватели, а в задней части, присоединяемой к баллону, установлен капсюль-воспламенитель.

Электрохимический элемент (ЭХЭ) представляет собой массу сульфата свинца (PbSO₄) с добавлением хлористого лития (LiCl) и хлористого калия (KCl), нанесённую на никелевую сетку, являющуюся положительным электродом батарей. Отрицательным электродом служат металлические кальций или магний, электролитом – расплав солей LiCl и KCl, нанесённый на стеклоткань.

Рис. 62. Устройство наземного источника питания

Пиронагреватель представляет собой плоскую шайбу из электроизоляционного асбеста, с одной стороны которого нанесён пиротехнический состав. Сверху на НИП надета резиновая оболочка.

ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ НИП

Приведение НИП в действие осуществляется поворотом рычага механизма накола пусковой трубы и надавливанием на боёк. При его перемещении прокалывается мембрана баллона с азотом, и газ поступает через канал «В» в штуцер и далее по газовой трубке пусковой трубы к холодильнику ОГС. (При этом в специально ослабленном месте разрывается манжета и своими краями уплотняет зазор между штуцером баллона и внутренней поверхностью отверстия трубы.) Одновременно через канал «Г» газ поступает к бойку, который под действием давления срезает удерживающий штифт, перемещается с большой скоростью и накалывает капсюль-воспламенитель батареи.

Возникающий при этом форс пламени воспламеняет все пиротехнические нагреватели. Выделяемое при их горении тепло (480–700 °C) расплавляет электролит твёрдых электрохимических элементов, батарея приходит в рабочее состояние. Выводы батареи соединены проводниками с контактами разъёма, который служит для электрической связи с ПТ.

1.2.4. Пусковой механизм 9П516–1

Пусковой механизм предназначен для подготовки к пуску и пуска ракеты.

Таблица 11

Основные технические характеристики

1	Масса, кг	3 (9П516 – 1,9)
2	Гарантийный ресурс ПМ, пусков	750
3	Время готовности НРЗ, с	3,5
4	Максимальная дальность опознавания НРЗ, км	5 ± 0,2
5	Минимальная высота опознавания НРЗ, м	10
6	Время опознавания цели, с	0,3
7	Разрешающая способность по азимуту, град.	20–25
8	Разрешающая способность по углу места, град.	70
9	Диапазон рабочих температур, °С	от –50 до +50

Состав пускового механизма:

1) корпус;

2) электронный блок;

3) пусковой крючок с контактной группой;

4) вилка разъёма;

5) телефон;

6) кнопка «СЕЛЕКТОР»;

7) ось;

8) стопорное устройство;

9) наземный радиолокационный запросчик 1Л14.

Рис. 63. Устройство пускового механизма

1. В корпусе пускового механизма установлены: электронный блок, пусковой крючок с контактной группой, вилка разъёма, телефон, кнопка «СЕЛЕКТОР», ось, стопорное устройство. К крышке корпуса снизу крепится НРЗ.

2. Электронный блок ПМ предназначен для выполнения следующих функций:

• разгона ротора гироскопа ОГС;

• автоматического арретирования и разарретирования гироскопа;

• обработки и оценки сигналов информации и коррекции, поступающих с ОГС;

• формирования сигналов звуковой и световой информации при наличии цели в поле зрения ОГС;

• подачи напряжений на пусковые устройства.

Электронный блок состоит:

а) из блока разгона и синхронизации;

б) автомата разарретирования и пуска (АРП):

• обнаружителя цели;

• блока сигнала коррекции;

• блока логики;

в) блока реле.

Блок разгона и синхронизации совместно с блоком датчиков трубы и катушками вращения ОГС осуществляет разгон ротора гироскопа до требуемой частоты вращения (100 об/с) и отключение разгонного устройства при достижении этой частоты.

Автомат разарретирования и пуска предназначен для выполнения следующих функций:

• автоматического арретирования и разарретирования ротора гироскопа ОГС;

• формирования звукового и светового сигналов информации при наличии цели в поле зрения ОГС;

• анализа сигнала от цели после разарретирования гироскопа;

• автоматического включения блока реле.

Принцип действия АРП основан на поэтапном анализе четырех параметров сигнала от цели в течение 0,8 с. Длительность каждого этапа равна 0,2 с.

Во время анализа АРП оценивает:

• величину сигнала коррекции, который характеризует угловую скорость линии визирования ракета-цель. Эта угловая скорость не должна превышать 12°/с, в противном случае АРП запрещает пуск ракеты. Ограничение по максимальному значению угловой скорости выбрано исходя из аэродинамических возможностей ракеты;

• превышение сигналом цели сигнала фона более чем в 4 раза;

• угол между оптической осью гироскопа и продольной осью прицела трубы, который не должен превышать 2°(при точном совмещении оси прицела с линией визирования ракета-цель);

• информацию НРЗ, по которой определяется принадлежность цели.

После разгона ротора АРП обеспечивает арретирование гироскопа, при этом его оптическая ось совмещается с осью прицела. При совмещении оси прицела трубы с целью цель будет находиться в поле зрения ОГС, с выхода которой на вход АРП будет поступать сигнал от цели.

АРП может работать как в автоматическом, так и в ручном режимах, переключение которых осуществляется пусковым крючком.

Для работы АРП в автоматическом режиме необходимо за время менее 0,6 с перевести пусковой крючок из исходного положения до упора, при этом происходит разарретирование ротора гироскопа, и при наличии цели в поле зрения ОГС появляются сигналы звуковой и световой информации. В течение 0,8 с после разарретирования ротора гироскопа ОГС осуществляет поэтапный анализ сигнала от цели.

Если в течение 0,8 с сигнал от цели превышает сигнал фона, ОГС отслеживает цель, угловая скорость линии визирования ракета-цель не превышает 12°/с, угол между оптической осью гироскопа и осью прицела меньше 2° (при точном совмещении оси прицела с линией визирования ракета-цель), с НРЗ не поступает информация, что цель «своя», то срабатывает АРП. При этом напряжение подается на блок реле, а с него на электровоспламенитель ПАД, блок взведения и электровоспламенитель стартового двигателя.

Если излучение от цели не превышает сигнала от фона, то ротор гироскопа периодически арретируется, лампа световой информации на трубе мигает. Это свидетельствует о недостаточной величине излучения от цели для слежения ОГС. Режим периодического арретирования ОГС необходим для осуществления перезахвата цели.

Если угловая скорость линии визирования ракета-цель больше 12°/с, АРП задерживает пуск ракеты до тех пор, пока угловая скорость цели не уменьшится до 12°/с. Для обеспечения работы АРП в режиме «РУЧНОЙ» необходимо перевести пусковой крючок из исходного положения в среднее и задержать его в этом положении не менее 0,6 с, а затем перевести в положение до упора.

Блок реле предназначен для подачи напряжений по команде с АРП в пусковые цепи ПАД, стартового двигателя и блока взведения.

3. Пусковой крючок с контактной группой предназначен для замыкания электрических цепей контактной группы. При нажатии он поворачивается вокруг оси, на которой установлена пружина, обеспечивающая возврат крючка в исходное положение.

Пусковой крючок может находиться в одном из трёх положений:

• исходном (АР – арретир);

• среднем (РР – разрешение разарретирования);

• до упора (РП – разрешение пуска).

При переводе пускового крючка из исходного положения в среднее шток под воздействием скоса крючка перемещается в осевом направлении и нажимает на кулачок контактной группы, осуществляющей коммутацию электрических цепей на разрешение разарретирования ротора гироскопа ОГС.

При переводе пускового крючка из среднего положения до упора происходит дальнейшее перемещение штока скосом, вследствие чего замыкаются контакты, осуществляющие коммутацию электрических цепей электронного блока ПМ с электровоспламенителем ПАД и стартового двигателя с блоком взведения. При этом стопор под действием пружины западает в прорезь крючка и удерживает его в положении до упора.

Рычаг сброса предназначен для возврата пускового крючка в исходное положение. При повороте рычага сброса стопор выходит из прорези и пусковой крючок под действием пружины возвращается в исходное положение, при этом размыкаются контакты контактной группы.

Блокировка пускового крючка в исходном положении при нахождении рычага механизма накола в положении «ИСХОД.», а также блокировка рычага механизма накола в положении «НАКОЛ» при нахождении пускового крючка в положении до упора обеспечиваются блокировочным выступом.

При переводе рычага механизма накола в положение «НАКОЛ» вырез оказывается против блокировочного выступа, в результате чего снимается блокировка пускового крючка в исходном положении.

4. Вилка разъёма предназначена для электрической связи ПМ с трубой. В транспортном или походном положении комплекса без подстыковки пускового механизма к пусковой трубе она закрыта крышкой. Крышка снимается при нажатии на фиксатор.

5. Телефон предназначен для подачи звуковой информации о захвате цели ОГС. Он закреплён в корпусе ПМ крышкой и винтами. Для защиты от механических повреждений, пыли и влаги под крышкой установлены мембрана и прокладка.

6. Кнопка «СЕЛЕКТОР» предназначена для отключения селектора ОГС (при необходимости, согласно Правилам стрельбы и боевой работы).

7. Ось и 8. Стопорное устройство служат для стыковки ПМ с трубой и его стопорения. Фиксатор трубы входит в отверстие корпуса ПМ и запирается зубом стопора под действием пружины. Кроме этого, стопорное устройство совместно с профильным пазом обеспечивают фиксацию крышки вилки разъёма.

9. НРЗ предназначен для блокировки пуска ракеты по цели, отвечающей кодом «свой». Он выполнен в виде отдельного блока. В корпусе НРЗ (с левой стороны) установлен светодиод, светящийся при наличии неисправности НРЗ. Под крышкой расположены переключатели кодов АМИ/ГИ, устанавливаемые в положения согласно действующему расписанию. В случае необходимости работы без НРЗ на корпусе ПМ установлен закрытый крышкой тумблер, предназначенный для отключения НРЗ. Включённому состоянию НРЗ соответствует установка тумблера в верхнее положение «ВКЛ.», которое указано на корпусе ПМ.

1.2.5. 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 «ИСХОДН.», 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 накола 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 °C 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

Помеховая обстановка	Вид пуска	Режим пуска	Необходимость запроса (НРЗ)
Селектор ВКЛ.	Навстречу	Автомат	ВКЛ.	0,8 с	За ΔT + 1 с до входа в зону пуска
			ВЫКЛ.
		Ручной	ВКЛ.	от 0,6 до 30 с (ресурс НИП)
			ВЫКЛ.
	Вдогон	Автомат	ВКЛ.	0,8 с	За ΔT + 1 с до прохождения целью параметра
			ВЫКЛ.
		Ручной	ВКЛ.	от 0,6 до 30 с
			ВЫКЛ.
Селектор ВЫКЛ.	Навстречу	Автомат	ВКЛ.	0,8 с	За ΔT + 1 с до входа в зону пуска
			ВЫКЛ.
		Ручной	ВКЛ.	от 0,6 до 30 с
			ВЫКЛ.
	Вдогон	Автомат	ВКЛ.	0,8 с	За ΔT + 1 с до прохождения целью параметра
			ВЫКЛ.
		Ручной	ВКЛ.	от 0,6 до 30 с
			ВЫКЛ.

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;