Текст книги "Устройство и эксплуатация боевых средств переносных зенитных ракетных комплексов “Игла” и “Игла–1” "

Автор книги: Автор Неизвестен

сообщить о нарушении

Текущая страница: 4 (всего у книги 16 страниц)

Рис. 2.19. Образование внешнего момента и прецессии ротора гироскопа

Кинетический момент ротора гироскопа характеризуется величиной

, (2.18)

где I_хг – момент инерции ротора гироскопа;

– вектор угловой скорости вращения ротора относительно оси OX_г (оптической оси гироскопа).

Внешний момент в магнитной системе коррекции создается за счет взаимодействия магнитного поля ротора-магнита с магнитным полем катушки коррекции. При протекании тока через катушку коррекции в ней наводится переменное магнитное поле, которое, взаимодействуя с полем вращающегося ротора-магнита, создает внешний момент

, (2.19)

где – вектор магнитного момента ротора-магнита, направленный вдоль линии раздела полюсов (от юга к северу);

– вектор напряженности магнитного поля катушки коррекции, направленный вдоль продольной оси катушки (ракеты) в ту или иную сторону, в зависимости от направления протекания тока через катушку коррекции.

Тогда основное свойство гироскопа можно записать в виде векторного произведения:

, (2.20)

где – вектор угловой скорости прецессии ротора относительно оси OY.

Направление прецессии оптической оси гироскопа определяется по правилу трех пальцев правой руки (рис. 2.20):

большой палец направлен по вектору внешнего момента;

средний палец направлен по вектору угловой скорости вращения ротора гироскопа;

указательный палец показывает направление вектора угловой скорости прецессии.

Рис. 2.20. Правило трех пальцев правой руки

Таким образом, для обеспечения прецессии гироскопа в сторону уменьшения ошибки рассогласования вектор внешнего момента, вызывающий эту прецессию, должен быть расположен в плоскости угла рассогласования. Направление вектора внешнего момента коррекции определяется фазой тока в катушке коррекции. В силу запаздывания в электронном блоке сигнала коррекции от огибающей «пачек» импульсов на выходе ПЛЭ необходима компенсация этого фазового сдвига. Эта компенсация реализуется одним из двух способов: поворотом рисунка растра относительно линии полюсов магнита N – S по направлению вращения ротора гироскопа на угол ₀ (см. рис. 2.19) или включением в состав электронного блока фазосдвигающей цепочки.

В целом передаточная функция по ошибке всего следящего координатора цели определяется упрощенным выражением вида

W(р) = _а(р):^(р) = K_эбK_ккK_г : р = К₀ : р, (2.21)

где K_эб, K_кк, K_г – коэффициенты передачи соответственно электронного блока, катушки коррекции и гироскопа.

Переходя к оригиналу, получим

^_л (t) = K₀ (t). (2.22)

Таким образом, по своим динамическим свойствам гироскопический СКЦ представляет собой следящую систему с астатизмом первого порядка, т.е. в установившемся режиме ошибка сопровождения цели () пропорциональна угловой скорости линии визирования ракета-цель (^_л).

2.4. Принципы построения автономных систем ОГСН

2.4.1. Система электрического арретирования

Система электрического арретирования оптической оси гироскопа служит для совмещения оптической оси гироскопа с линией прицеливания в общем случае, а в частном – с продольной осью ракеты. Если продольная ось ракеты не совпадает с линией прицеливания, то датчиком арретира служит обмотка заклона.

В состав системы электрического арретирования входят (рис. 2.21): датчик арретира (обмотка пеленга или заклона); элементы электронного тракта усиления и преобразования СКЦ; магнитная система коррекции СКЦ.

Рис. 2.21. Система электрического арретирования ротора гироскопа

В качестве датчика угла рассогласования используется датчик арретира, представляющий собой соленоид, расположенный перед катушкой коррекции. После окончания разгона ротора гироскопа при отклонении оптической оси гироскопа OX_г от продольной оси ракеты OX на угол пеленга  в катушке арретира наводится переменное напряжение на частоте вращения ротора гироскопа, амплитуда которого пропорциональна углу пеленга , а фаза соответствует плоскости (направлению) рассогласования.

Это напряжение усиливается усилителем арретира пускового механизма и через электронный ключ поступает на усилитель коррекции электронного блока СКЦ. Далее усиленный усилителем коррекции сигнал поступает на катушку коррекции, которая создает внешний момент, под действием которого ротор гироскопа прецессирует в направлении уменьшения ошибки рассогласования (угла пеленга).

2.4.2. Система разгона ротора гироскопа

Система разгона ротора гироскопа служит для быстрого (5 с) разгона ротора гироскопа до частоты порядка 100 Гц. Принцип действия этой системы основан на взаимодействии поля постоянного магнита ротора гироскопа с магнитными полями катушек вращения (КВ), которые к цепи тока подключаются и отключаются последовательно по мере вращения ротора-магнита вокруг оси OX_г.

Схема взаимодействия этих магнитных полей представлена на рис. 2.22.

Рис. 2.22. Взаимодействие магнитных полей ротора гироскопа и

катушек вращения

Если в положении 1, когда северный полюс магнита расположен под КВI, а южный – под КВIII, пропустить через КВII ток, который создаст магнитное поле, направленное северным полюсом к ротору-магниту, то южный полюс ротора-магнита притянется к КВII, а северный будет отталкиваться от нее. В результате такого взаимодействия ротор повернется и займет положение 2. Если в положении 2 отключить КВII и подключить КВI к источнику тока, то ротор-магнит повернется еще на четверть оборота и т.д. Таким образом, для раскрутки ротора-магнита необходимо последовательное с опережением на 90⁰ подключение и отключение к источнику тока катушек вращения.

Последовательное подключение и отключение катушек вращения обеспечивается с помощью датчиков положения (ДП), индуктивное сопротивление которых изменяется в зависимости от положения относительно их ротора-магнита. Каждый ДП представляет собой дроссель, обмотка которого намотана на ферритовом сердечнике. Для обеспечения чувствительности датчика к направлению магнитного поля каждый ферритовый сердечник помещен в каркас, на котором намотана и обмотка подмагничивания. Ферритовые сердечники создают круговое магнитное поле величиной Ф_с (рис. 2.23, а).

В зависимости от относительного положения ДП и ротора-магнита результирующее магнитное поле, действующее на обмотки ДП, будет равно одному из трех значений (для положения ротора-магнита, представленного на рис. 2.23, а) – Ф_с (для ДПI и ДПIII), Ф_с – 0,5Ф_м (для ДПII) и Ф_с + 0,5Ф_м (для ДПIY).

Как известно из курса физики, индуктивность дросселя будет тем меньше, чем в более сильном магнитном поле он находится (рис. 2.23, б).

Таким образом, в зависимости от взаимного положения дросселя и ротора-магнита, имеющего магнитное поле величиной Ф_м, индуктивность дросселя и связанное с ней соотношением

X_дп = _ген L_дп (2.23)

индуктивное сопротивление ДП, при протекании через нее переменного тока частотой _ген, будут изменяться от минимального (X_min) до максимального (X_max) значений.

При изменении сопротивления будет изменяться и ток управления, поступающий с выпрямительных детекторов на усилитель:

(2.24)

где I_упр – ток в цепи управления усилителя;

U_ген – напряжение генератора высокой частоты;

R – активное сопротивление ДП и генератора;

X_дп – индуктивное сопротивление ДП.

Для положения, указанного на рис. 2.23, а, ДПIY будет иметь минимальное индуктивное сопротивление, так как индуктивность ДПIY будет меньше, чем у других ДП за счет воздействия на нее суммарного магнитного поля – сердечника и ротора-магнита (Ф_с+ 0,5Ф_р).

Рис. 2.23. Принцип действия схемы разгона ротора гироскопа

В этом случае величина управляющего тока, после усиления, достигнет величины, достаточной для открытия ключевого транзистора VТ4. Через КВIY потечет ток, создающий магнитное поле, под действием которого ротор-магнит повернется на 90⁰. При повороте ротора-магнита на 90⁰ (по часовой стрелке) суммарное магнитное поле будет воздействовать уже на ДПIII, что приведет к увеличению тока управления в третьей схеме, открыванию ключевого транзистора VТ3 и т.д.

При достижении ротором гироскопа номинальной скорости вращения система разгона отключается частотным реле, а поддержание скорости вращения осуществляется системой стабилизации оборотов.

2.4.3. Система стабилизации оборотов ротора гироскопа

Система стабилизации оборотов (ССО) ротора гироскопа построена по принципу замкнутой следящей системы и предназначена для поддержания постоянной скорости вращения ротора гироскопа (по отношению к земной системе координат) после его разгона. Функциональная схема ССО представлена на рис. 2.24.

Рис. 2.24. Функциональная схема системы стабилизации оборотов ротора гироскопа

Входными сигналами ССО являются сигналы с генератора опорных напряжений (ГОН) и с обмотки пеленга. Сигналы с ГОН следуют на суммарной частоте вращения ракеты (_р) и вращения ротора гироскопа (_г) – _р+_г. Благодаря тому, что плоскость намотки витков обмотки пеленга перпендикулярна оси ракеты, частота наводимой ЭДС в этой обмотке равна частоте вращения ротора гироскопа и не зависит от частоты вращения ракеты.

Сигнал с обмотки пеленга, действующий на частоте вращения ротора гироскопа (_г), поступает на управляемый вход фазового детектора системы фазовой автоподстройки частоты (ФАПЧ), на управляющий вход которого подается сигнал с генератора управляемого напряжением (ГУН), частота выходного сигнала которого линейно зависит от напряжения на его входе.

Между выходом фазового детектора и входом ГУН установлен фильтр низкой частоты (ФНЧ). При изменении фазы сигнала в обмотке пеленга с некоторой скоростью среднее значение сигнала на выходе фазового детектора будет отличным от нуля. При этом фаза сигнала с ГУН будет изменяться до тех пор, пока не произойдет обнуление выходного сигнала фазового детектора. При изменении частоты сигнала в обмотке пеленга относительно номинальной частоты ГУН (_г) установившееся значение постоянной составляющей на выходе фазового детектора и ФНЧ будут отличными от нуля и однозначно характеризовать ошибку ССО.

Выходной сигнал с ФНЧ ФАПЧ поступает на один вход сумматора, а на другой его вход поступает интегрированный сигнал с ФНЧ. Интегрирование сигнала ФНЧ ФАПЧ применяется в ССО для сведения к нулю ошибки ССО (астатизм первого порядка). Сигнал с сумматора подается на модулятор, опорным сигналом которого является сигнал с ГОН, действующий на суммарной частоте (_р+_г). Выходной сигнал модулятора после усиления по напряжению и мощности поступает на катушки вращения. При протекании тока через катушки вращения в них создается пульсирующее знакопеременное магнитное поле с суммарной частотой вращения (_р+_г), при взаимодействии которого с полем постоянного магнита-ротора возникает вращающий момент, обеспечивающий поддержание требуемой скорости вращения ротора гироскопа.

Продольная ось катушек вращения, как и катушек ГОН, лежат в плоскости, перпендикулярной продольной оси ракеты. Для ослабления положительной обратной связи (трансформаторного эффекта) оси катушек вращения и ГОН развернуты друг относительно друга на 90⁰. Для компенсации этого сдвига в усилителе напряжения установлен фильтр, изменяющий фазу сигнала с модулятора в диапазоне частот изменения сигнала на угол, близкий к 90⁰. Во избежание неустойчивой работы ССО при углах пеленга, равных нулю (сигнал с обмотки пеленга равен нулю) и существующих длительное время, предусмотрена специальная обмотка (обмотка заклона), расположенная в передней части пусковой трубы. Эта обмотка включается в работу в режиме электрического арретирования и прицеливания, обеспечивая стабильную информацию о скорости вращения ротора гироскопа при нулевых углах пеленга. Конструктивно обмотка заклона выполнена как и катушка ГОН, и отключается при пуске ракеты.

2.4.4. Система охлаждения ПЛЭ

Система охлаждения ПЛЭ, применяемая в ЗУР 9М36, 9М313 и 9М39, предназначена для глубокого (до -200⁰ С или 73 К) охлаждения ПЛЭ перед пуском ракеты. Глубокое охлаждение ПЛЭ позволяет повысить его чувствительность к излучению газовой струи реактивного двигателя и понизить чувствительность к отраженной энергии Солнца. Схема системы охлаждения представлена на рис. 2.25.

Рис. 2.25. Система охлаждения ПЛЭ тепловой ГСН

В качестве хладагента в системе охлаждения используется газообразный азот высокого давления, запас которого (на время t  30 с) хранится в специальном баллоне наземного блока питания комплекса.

Принцип действия системы охлаждения основан на использовании жидкого азота, получаемого путем дросселирования газообразного азота высокого давления. Дросселирование осуществляется дросселями 1, 2 и капиллярными отверстиями накопителя "холода". В качестве накопителя "холода" используются пористые материалы. Для стравливания избыточного давления в ГСН с системой охлаждения устанавливается клапан стравливания избыточного давления.

Время охлаждения ПЛЭ сравнимо с временем разгона ротора гироскопа и не увеличивает время готовности ракеты к пуску. При пуске ракеты трубка подвода хладагента к системе охлаждения ПЛЭ перерезается и в полете требуемая чувствительность ПЛЭ поддерживается за счет накопленного "холода".

2.5. Принципы построения УВК и АП

2.5.1. Принципы построения УВК

Устройство выработки команд (УВК) предназначено для формирования команд управления рулями ракеты в соответствии с принятым методом наведения.

В связи с жесткими ограничениями на габариты, массу и объем бортовой аппаратуры ЗУР ПЗРК в основу ее построения положен принцип одноканального управления. В одноканальной бортовой аппаратуре ЗУР изменение положения центра масс ракеты осуществляется с помощью одной пары рулей, работающих в релейном режиме, т.е. отклоняющихся от упора до упора. При этом направление отклонения рулей зависит от полярности сигнала, сформированного устройством выработки команд. Сигналу положительной полярности соответствует отклонение рулей в одну сторону, а отрицательной – в другую.

Принятый в системе самонаведения ЗУР ПЗРК метод пропорционального сближения предполагает прямую пропорциональную зависимость между управляющей силой ракеты и ошибкой наведения в виде

= k₁, (2.25)

где – управляющая сила ракеты;

– угловая скорость линии визирования ракета-цель;

k₁ – коэффициент пропорциональности.

Для реализации управления по методу пропорционального сближения при одноканальном релейном рулевом приводе необходимо:

принудительно вращать ракету относительно продольной оси (для создания управляющей силы в любом поперечном направлении);

иметь сигнал наведения с информацией об ошибке наведения ^_л в виде сигнала переменного тока на частоте вращения ракеты, т.е. дважды менять знак за оборот ракеты;

кроме сигнала управления на вход УВК подавать сигнал линеаризации стабильной амплитуды и частоты, равной средней удвоенной частоте вращения ракеты.

Типовая схема УВК для одноканального релейного рулевого привода приведена на рис. 2.26.

С выхода электронного блока СКЦ на один вход фазового детектора поступает синусоидальный сигнал управления (2.17) на частоте вращения ротора гироскопа, содержащий информацию о величине (амплитуда сигнала) и направлении (фаза сигнала) угловой скорости линии визирования цели. На второй вход фазового детектора поступает сигнал с катушек генератора опорных напряжений (ГОН) на суммарной частоте вращения ротора гироскопа и ракеты (_г +_р), так как они вращаются в разные стороны.

Рис. 2.26. Типовая схема одноканального УВК

Сигнал на выходе фазового детектора содержит две составляющие: одна – на суммарной (2_г +_р), а другая – на разностной частоте (_р) вращения ракеты и ротора гироскопа (_р). Первая составляющая отфильтровывается с помощью фильтра фазового детектора, а вторая, содержащая информацию о величине и направлении вектора угловой скорости линии визирования цели на частоте вращения ракеты, поступает на вход сумматора, где складывается с синусоидальным сигналом генератора линеаризации. Сигнал линеаризации имеет постоянную амплитуду, примерно вдвое меньшую амплитуды максимального сигнала управления, и частоту, равную удвоенной средней частоте вращения ракеты.

На рис. 2.27 показаны примеры формирования средней за оборот ракеты при различных формах сигнала с выхода УВК.

Если с выхода УВК на автопилот (АП) подать постоянный сигнал, то рули отклонятся на максимальный угол и не будут менять знак при вращении ракеты (рис. 2.27, а). В этом случае годограф вектора управляющей силы опишет окружность, а средняя за оборот ракеты управляющая сила будет равна нулю (правый рисунок).

Если с выхода УВК на АП подать синусоидальный сигнал наведения на частоте вращения ракеты (без суммирования с сигналом линеаризации), то рули будут перебрасываться из одного крайнего положения в другое через каждую половину оборота ракеты (рис. 2.27, б). Как видно из годографа вектора управляющей силы для этого случая, средняя за оборот ракеты управляющая сила равна максимальной и не зависит от амплитуды сигнала наведения.

Если с выхода УВК на АП подать синусоидальный сигнал линеаризации, то рули будут перебрасываться из одного крайнего положения в другое через каждые четверть оборота ракеты (рис. 2.27 в).

Рис. 2.27. Принцип формирования управляющей силы одноканальным релейным рулевым приводом

Согласно годографа вектора управляющей силы для этого случая средняя за оборот ракеты управляющая сила равна нулю и не зависит от амплитуды сигнала линеаризации.

И если же на вход АП подать суммарный сигнал (наведения и линеаризации), то рули ракеты будут менять знак четыре раза за оборот ракеты (рис. 2.27, г). При этом моменты смены знака рулей зависят от соотношения амплитуд сигналов наведения и линеаризации. Чем больше амплитуда сигнала наведения, тем ближе момент смены знака рулей к полуобороту ракеты и, наоборот, чем меньше амплитуда сигнала наведения, тем ближе момент смены знака рулей к четверти оборота ракеты.

Отсюда нетрудно убедиться, что величина средней за оборот ракеты управляющей силы зависит от соотношения амплитуд сигналов U_л и U_гл, а ее направление определяется фазой сигнала наведения (U_л ). Так как сигнал линеаризации имеет постоянные амплитуду и частоту, то в конечном итоге величина и направление средней за оборот ракеты управляющей силы зависит от амплитуды и фазы сигнала наведения, несущего информацию о величине и направлении угловой скорости линии визирования ракета-цель.

Текущее значение управляющей силы определяется зависимостью

, (2.26)

где – модуль вектора управляющей силы;

_р – угловая скорость вращения ракеты относительно продольной оси, изменяющаяся в процессе полета в пределах от 125,6 до 75,36 рад/с (20 Гц  _р/2  12 Гц).

Модуль вектора управляющей силы равен:

= k , (2.27)

где k – размерный коэффициент пропорциональности, характеризующий аэродинамические свойства ЗУР, Н/рад;

 = _max – угол отклонения рулей от среднего положения, рад.

Тогда значение управляющей силы за один оборот ракеты можно определить с помощью выражения

, (2.28)

или переходя от временных к угловым координатам получим

, (2.29)

где – полный период вращения ракеты относительно продольной оси;

 = _р t – текущее значение угла поворота ракеты относительно продольной оси.

Подставляя в выражение (2.29) пределы интегрирования (значения углов поворота ракеты) при изменении знака рулей в соответствии с рис. 2.27, г, получим следующее выражение для средней за оборот ракеты управляющей силы:

(2.30)

где Y_max = 4Y – максимальная величина управляющей силы;

еxp(i/2) – множитель, характеризующий направление средней управляющей силы на /2 по направлению вращения ракеты от начальной фазы сигнала наведения;

cos – множитель, характеризующий модуль средней управляющей силы, зависящий от соотношения амплитуд сигналов наведения и генератора линеаризации.

При регламентных проверках ЗУР контролируется коэффициент команды (К_к), под которым понимается степень использования максимальной управляющей силы (К_к = Y_ср/Y_max). Требуемая зависимость коэффициента команды от соотношения амплитудных значений сигналов наведения и линеаризации (U_л/U_гл) приведена на рис. 2.28.

Необходимо отметить, что непостоянство скорости вращения ракеты и отсутствие синхронизации генератора линеаризации сигналом наведения приводит к нарушению линейной зависимости между амплитудой сигнала наведения и средней за оборот ракеты управляющей силой, что вызывает дополнительные ошибки наведения. Кроме того, работа рулевого привода в релейном режиме (рули постоянно отклонены в одну или другую сторону) приводит к возрастанию лобового сопротивления ракеты и, как следствие, к уменьшению скорости и максимальной дальности полета ракеты.

2.5.2. Принципы построения АП

Автопилот (АП) является частью бортовой аппаратуры управления полетом ракеты и предназначен для отработки сигнала наведения с выхода УВК (с помощью одноканального релейного рулевого привода) и демпфирования колебаний ракеты относительно оси управления.

Принцип действия рулевого привода поясняется рис. 2.29.

В зависимости от полярности суммарного управляющего сигнала с усилителя мощности ток протекает то через одну, то через другую обмотку электромагнитов рулевой машинки, перемещающих золотниковое устройство то в одну, то в другую сторону. В зависимости от направления перемещения золотника рабочий газ под давлением подается в одну или другую полость рабочего цилиндра с поршнем. При этом золотник одновременно сообщает с атмосферой ту полость цилиндра, в которую рабочий газ не подается. Поршень, перемещаясь в цилиндре, увлекает за собой поводок руля и связанный с ним руль из одного крайнего положения в другое.

Рис. 2.29. Принцип действия релейного рулевого привода:

1, 2 – левый и правый электромагниты; 3 – якорь; 4 – уплотнительные втулки; 5 – золотник; 6 – поршень; 7 – цилиндр; 8 – выточка поршня

В одноканальных ЗУР при резких перебросах рулей из одного крайнего положения в другое могут возникать возмущения, приводящие к колебаниям корпуса ракеты относительно центра масс с недопустимо большими угловыми скоростями. Для демпфирования этих колебаний вводится система стабилизации с датчиком угловой скорости (ДУС). На рис. 2.30 представлена типовая структурная схема одноканального АП с системой стабилизации по угловой скорости колебаний корпуса ракеты относительно оси управления.

Рис. 2.30. Структурная схема автопилота ракеты ПЗРК

ДУС, являясь чувствительным элементом, жестко закреплен на корпусе ракеты и измеряет сигнал, пропорциональный угловой скорости колебаний ракеты относительно оси управления. Сигнал с ДУС, являясь сигналом отрицательной обратной связи, суммируется в усилителе мощности с выходным сигналом с УВК и поступает, в зависимости от полярности, на одну из обмоток рулевого привода.

Контрольные вопросы

1. Каковы основные преимущества самонаводящихся ЗУР перед телеуправляемыми ЗУР?

2. Обосновать функционально необходимые элементы системы управления полетом самонаводящихся ЗУР.

3. Каковы назначение и состав СКЦ самонаводящихся ЗУР?

4. Каким образом в СКЦ ошибка по положению преобразуется в угловую скорость линии визирования цели?

5. Перечислить основные входные сигналы УВК самонаводящихся ЗУР.

6. Проанализировать уравнение кинематического звена и сделать выводы.

7. Назвать признаки классификации ГСН.

8. Какие сигналы формируются в ГСН?

9. Обосновать функционально необходимые элементы СКЦ.

10. Перечислить автономные системы пассивной ОГСН.

11. Пояснить состав и принцип действия оптической системы СКЦ.

12. Какие функции в оптической системе выполняет анализатор изображения (модулирующий растр)?

13. Перечислить виды модуляции лучистого потока, используемые в ОГСН ЗРК БД, и произвести их сравнительный анализ.

14. Назвать основные параметры ПЛЭ, используемых в ОГСН.

15. Перечислить факторы, влияющие на пороговые и шумовые параметры ПЛЭ.

16. Какие факторы определяют спектральную чувствительность ПЛЭ?

17. Пояснить основные свойства трехстепенного гироскопа.

18. Назвать состав и назначение элементов электронного блока СКЦ.

19. Пояснить принцип создания внешнего момента в магнитной системе коррекции СКЦ.

20. Как определяется направление прецессии ротора гироскопа?

21. Записать и пояснить передаточную функцию по ошибке СКЦ.

22. Пояснить назначение и принцип действия системы электрического арретирования ротора гироскопа.

23. Назвать состав и объяснить принцип действия системы разгона ротора гироскопа.

24. Каковы состав и принцип действия системы стабилизации оборотов ротора гироскопа?

25. Пояснить назначение, состав и принцип действия системы охлаждения ПЛЭ ТГСН.

26. Что необходимо для реализации метода пропорционального сближения при одноканальном релейном рулевом приводе?

27. Каковы состав и назначение элементов одноканального УВК?

28. Пояснить принцип формирования управляющей силы одноканальным рулевым приводом.

29. Каковы назначение и принцип действия датчика угловых скоростей ЗУР ПЗРК?

30. Пояснить принцип действия одноканального рулевого привода.

ЧАСТЬ II . УСТРОЙСТВО ПЗРК

3. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ПЕРЕНОСНЫХ ЗЕНИТНЫХ

РАКЕТНЫХ КОМПЛЕКСАХ

3.1. Назначение, модификации и состав переносных зени т ных

раке т ных комплексов

Переносные зенитные ракетные комплексы (ПЗРК) ближнего действия предназначены для поражения визуально наблюдаемых низколетящих теплоизлучающих воздушных целей на встречных и догонных курсах в условиях естественных помех [9, 10, 11, 12]. ПЗРК «Игла» обеспечивает поражение этих целей и в условиях организованных высокотемпературных помех типа ложная тепловая цель (ЛТЦ).

ПЗРК являются эффективным средством непосредственного прикрытия общевойсковых и других подразделений и отдельных малоразмерных объектов (командных пунктов, стартовых и огневых позиций, аэродромов, мостов, переправ и т. п.) от ударов воздушного противника.

ПЗРК просты в эксплуатации, обладают высокой мобильностью и возможностью применения во всех видах боя и боевой деятельности войск, когда применение других средств ПВО ограничено или практически исключено (при действиях в труднодоступной болотистой, лесистой и горной местностях). В бою ПЗРК обслуживается одним человеком – стрелком-зенитчиком. Стрельба комплексом производится с правого плеча стрелка-зенитчика из положения "стоя" или "с колена" с открытой, обеспечивающей обзор воздушного пространства, позиции. Комплекс позволяет производить пуск ракеты из окопа, с позиций занимаемых на воде, болотистой местности, с объектов бронетанковой техники, движущихся по ровной местности со скоростью не более 20 км/ч, а также с автомашины с места или с короткой остановки. Комплекс позволяет производить пуск ракеты стрелком-зенитчиком в индивидуальных средствах защиты.

Комплексы обеспечивают ведение стрельбы в ручном или автоматическом режимах пуска ракет. Автоматический режим является основным при пусках по всем видам целей как навстречу, так и вдогон. Ручной режим пуска используется в основном при обстреле малоскоростных и неподвижных (зависающих) целей.

Модификации ПЗРК. Все модификации отечественных ПЗРК разработаны конструкторским бюро машиностроения Российской Федерации (КБМ РФ).

ПЗРК «Стрела-2» (9К32) принят на вооружение в 1968 г. Зенитная управляемая ракета (ЗУР) 9М32 этого комплекса, как и ЗУР последующих модификаций, построена по аэродинамической схеме «утка» с одноканальным рулевым приводом, работающем в релейном режиме. В комплексе реализована пассивная система самонаведения. По информации с тепловой головки самонаведения (ТГСН) ЗУР наводится на цель по методу пропорционального наведения, обеспечивающим формирование команд управления полетом ЗУР по величине и направлению вектора угловой скорости линии визирования ракета-цель. Задачи предстартовой подготовки ЗУР к пуску и безопасный пуск ракеты в этом комплексе решались пусковым механизмом 9П53 и пусковой трубой 9П54. Комплекс не имел автоматического режима пуска, что снижало его эффективность при обстреле целей в сложной фоновой обстановке.

ПЗРК «Стрела-2М» (9К32М) принят на вооружение в 1970 г. (рис.3.1). Основные отличия ПЗРК «Стрела-2М» от ПЗРК «Стрела-2» заключались в следующем [9]:

усовершенствована ТГСН (9Э46) за счет изменения формы рисунка растра в следящем координаторе цели, что позволило улучшить селекцию целей на фоне естественных помех;

повышена мощность двигательной установки ЗУР, что позволило увеличить дальнюю и верхнюю и уменьшить нижнюю границы зоны поражения и увеличить среднюю скорость полета ЗУР;

введен автоматический (кроме ручного) режим пуска ЗУР, что повысило эффективность обстрела целей в сложной фоновой обстановке.

Рис. 3.1. Боевые средства ПЗРК «Стрела-2М»:

1 – пусковая труба; 2 – ракета; 3 – пусковой механизм;4 – наземный блок питания

Однако оба ПЗРК («Стрела-2» и «Стрела-2М») не обеспечивали обстрел целей с реактивными двигателями на встречном курсе из-за недостаточной чувствительности ТГСН в спектральном диапазоне излучения газовой струи реактивного двигателя.

ПЗРК «Стрела-3» (9К34) принят на вооружение в 1976 г. (рис.3.2). Основные отличия ПЗРК «Стрела-3» от ПЗРК «Стрела-2М» заключаются в следующем [10]:

ЗУР 9М36 комплектуется ТГСН 9Э45, в которой установлен глубоко охлаждаемый (до –200⁰ С) ПЛЭ и система его охлаждения, что позволило повысить его чувствительность в спектральном диапазоне излучения газовой струи реактивного двигателя;

изменен вид модуляции лучистого потока излучения цели. Вместо широтно-импульсной модуляции используется частотно-фазовая модуляция;

в состав комплекса дополнительно включены: средство обнаружения целей – пассивный радиопеленгатор 9С13; средство опознавания – наземный радиолокационный запросчик 1РЛ247; средство связи – радиостанция Р-147 у командира отделения и радиоприемники Р-147П у стрелков-зенитчиков.

Рис 3.2. Боевые средства ПЗРК «Стрела-3»:

1 – пусковая труба; 2 – ракета; 3 – пусковой механизм; 4 – наземный блок питания

Эти изменения позволили улучшить следующие тактико-технические характеристики ПЗРК:

расширить номенклатуру обстреливаемых комплексом целей на встречном курсе;

снизить (с 50 до 15 м) нижнюю границу зоны поражения целей;

за счет изменения вида модуляции и алгоритма анализа сигналов в пусковом механизме сузить поле зрения СКЦ в режиме слежения и повысить помехоустойчивость СКЦ к излучению естественных фоновых образований;

создать условия для своевременного обнаружения воздушных целей, летящих с включенными импульсными радиолокационными станциями;

повысить достоверность определения принадлежности воздушной цели ("свой – чужой");

создать условия для централизованного управления боевыми действиями отделения стрелков-зенитчиков.

ПЗРК «Игла-1» (9К310), принятый на вооружение в 1981 г., по сравнению с ПЗРК «Стрела-3» имеет ряд существенных отличий (рис. 3.3) [11]: