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

Автор книги: Автор Неизвестен

сообщить о нарушении

Текущая страница: 7 (всего у книги 16 страниц)

После окончания разгона ротора гироскопа и перевода пускового крючка ПМ в среднее положение или в положение "до упора" усилитель тракта арретира ПМ усиливает разностный сигнал с катушки пеленга и обмотки заклона 10⁰. Этот сигнал после усиления по мощности в усилителе коррекции поступает на катушку коррекции, вызывая прецессию ротора гироскопа в вертикальной плоскости до тех пор, пока разностный сигнал не станет равным нулю. В этом случае оптическая ось гироскопа будет совмещена с линией прицеливания (заклонена вниз на 10⁰ относительно оси ракеты).

При переводе СКЦ в режим автосопровождения цели к усилителю коррекции вместо усилителя тракта арретира ПМ подключается электронный тракт СКЦ, сигнал с которого пропорционален ошибке слежения.

В других модификациях ПЗРК задачи, решаемые системой электрического арретирования, несколько отличаются.

Так, в ПЗРК "Стрела-2М" система электрического арретирования обеспечивает совмещение оптической оси гироскопа с линией прицеливания, которая совпадает с продольной осью ракеты, во всех режимах работы ТГСН, кроме режима слежения за целью. В качестве измерительного элемента ошибки арретирования (угла пеленга) используется только катушка пеленга. Принцип действия такой системы электрического арретирования рассмотрен выше (см. 2.3) и представлен на рис. 2.21.

В ПЗРК "Стрела-3" система электрического арретирования обеспечивает совмещение оптической оси гироскопа с продольной осью ракеты (линией прицеливания) при разгоне ротора гироскопа и при нажатии на пусковой крючок ПМ. После окончания разгона ротора гироскопа и не нажатом пусковом крючке ПМ оптическая ось гироскопа арретируется на 3⁰ выше линии прицеливания для обеспечения «запоминания» автоматом разарретирования и пуска ПМ уровня излучения фона в районе цели. В качестве измерительных элементов ошибки арретирования используются, как и в ПЗРК «Игла», катушка пеленга и обмотка заклона. Катушка пеленга расположена в координаторе цели ТГСН, а обмотка заклона – в блоке датчиков трубы.

4.2.3. Функционирование следящего координатора цели

При функционировании СКЦ можно выделить следующие режимы работы: режим разгона ротора гироскопа, режим электрического арретирования и режим автосопровождения цели.

В режим разгона ротора гироскопа СКЦ переводится сразу же после включения наземного блока питания. Для разгона ротора гироскопа перед пуском ракеты используется система разгона и синхронизации, электронный блок которой размещен в пусковом механизме (ПМ), датчики положения полюсов ротора-магнита – на передней части трубы, а исполнительные элементы (катушки разгона) – в координаторе СКЦ. В это же время хладагент с наземного блока питания поступает в микрохолодильник СКЦ для охлаждения фотоприемника основного канала. Время разгона ротора гироскопа и охлаждения ФП ОК до требуемой температуры составляет около 5 с. Для поддержания оборотов ротора гироскопа в полете используется система стабилизации оборотов ротора гироскопа (ССО), нагрузкой которой являются катушки вращения координатора СКЦ. Принцип действия систем разгона и стабилизации оборотов ротора гироскопа был рассмотрен выше.

В режим арретирования СКЦ переводится с началом вращения ротора гироскопа с помощью системы электрического арретирования. При этом обеспечивается совмещение оптической оси гироскопа с продольной осью ракеты при разгоне ротора гироскопа и с линией прицеливания после окончания разгона и перевода пускового крючка ПМ в среднее положение или в положение "до упора". Устройство и работа основных элементов системы электрического арретирования рассмотрены выше.

В режим автосопровождения цели СКЦ переводится из режима электрического арретирования сигналом с автомата разарретирования и пуска (АРП) ПМ при положительных результатах анализа сигналов с ТГСН. При переводе СКЦ в режим автосопровождения цели к усилителю коррекции вместо усилителя тракта арретира ПМ подключается электронный тракт СКЦ, сигнал с которого пропорционален ошибке слежения.

Сигналом, несущим информацию об угловом рассогласовании оптической оси гироскопа с направлением на цель (), является напряжение переменного тока с усилителя коррекции вида

u_ = U_sin(_гt + _ц),

где U_ – амплитудное значение сигнала коррекции, пропорциональное ошибке рассогласования ();

_г – частота вращения ротора гироскопа относительно земной системы координат;

_ц – фаза сигнала, характеризующая плоскость рассогласования.

Для обеспечения прецессии гироскопа в направлении отработки ошибки рассогласования к нему прикладывается внешний момент , под действием которого ротор гироскопа прецессирует в направлении наикратчайшего совмещения вектора кинетического момента ротора с моментом внешних сил . Взаимосвязь угловой скорости прецессии _пр с внешним и кинетическим моментами рассмотрена выше (см. 2.44) и поясняется рис. 2.19 и 2.20.

Для получения напряжения с информацией об угловой скорости линии визирования ^_л между усилителем коррекции и катушкой коррекции установлены резисторы, на которых падение напряжения будет пропорционально току в катушке коррекции. Это напряжение поступает в УВК для формирования команд управления полетом ракеты.

4.3. Устройство выработки команд и автопилот

4.3.1. Устройство выработки команд

Устройство выработки команд (УВК) предназначено для формирования сигналов управления ракетой при ее полете в различных условиях и обеспечивает:

фильтрацию сигнала с СКЦ в целях повышения качества сигнала управления ракетой;

формирование сигнала смещения траектории полета ракеты со среза сопла в центр планера цели в целях повышения эффективности поражения цели;

формирование сигнала на поворот ракеты на начальном участке траектории в целях автоматического задания начальных углов возвышения и упреждения;

преобразование сигнала управления, действующего на частоте вращения ротора гироскопа, в сигнал управления рулями на частоте вращения ракеты.

Функциональная схема УВК и АП представлена на рис. 4.13. В состав функциональной схемы УВК входят: синхронный фильтр, динамический ограничитель, схема смещения, схема управления полетом ракеты на начальном участке, фазовый детектор, фильтр фазового детектора, генератор линеаризации, два сумматора.

Входными сигналами УВК являются:

сигнал с усилителя коррекции, пропорциональный угловой скорости линии визирования ракета-цель;

сигнал со схемы ближней зоны с информацией о требуемом смещении траектории полета ракеты со среза сопла в центр планера цели;

сигнал с катушки пеленга;

сигнал с катушки ГОН.

Сигнал с усилителя коррекции проходит последовательно через синхронный фильтр (СФ) и динамический ограничитель (ДО) и поступает на вход сумматора 1.

Узкополосный избирательный СФ предназначен для фильтрации сигнала с усилителя коррекции. Применение СФ обусловлено тем, что частота сигнала коррекции в определенных пределах может отклоняться относительно частоты вращения ротора гироскопа. СФ состоит из двух идентичных каналов, выходные сигналы которых суммируются. Каждый из каналов представляет собой последовательно соединенные фазовый детектор (ФД), фильтр низких частот (ФНЧ) и модулятор. Опорными сигналами ФД и модуляторов являются обнуленные сигналы прямоугольной формы (со скважностью, равной двум), действующие на частоте вращения ротора гироскопа (_г). Эти сигналы поступают на вход СФ с выхода системы ФАПЧ и отличаются сдвигом по фазе в одном из каналов относительно другого на угол 90⁰.

Динамический ограничитель служит для дополнительного ограничения резко изменяющегося сигнала с СФ и состоит из усилителя-ограничителя и цепи формирования уровня ограничения, включающей амплитудный детектор (АД) и ФНЧ. Амплитудный детектор и фильтр низких частот устанавливают уровень ограничения, который пропорционален установившейся величине входного сигнала. Следовательно, при постоянной величине входного сигнала на выходе усилителя сигнал не ограничивается.

Рис. 4. 13. Функциональная схема УВК и АП ЗУР 9М39

При изменении входного сигнала величина уровня ограничения из-за запаздывания сигнала в цепи управления оказывается не равной величине входного сигнала. При этом возрастающий сигнал на выходе усилителя ограничивается, а убывающий проходит без ограничения. Тем самым достигается дополнительная фильтрация управляющего сигнала.

С выхода ДО сигнал управления поступает на первый вход сумматора, на второй и третий входы которого поступают сигналы со схем смещения и управления полетом ракеты на начальном участке.

Схема смещения предназначена для формирования сигнала смещения траектории полета ракеты со среза сопла в центр планера цели в ближней зоне цели (400...600 м до цели). Смещение траектории производится в плоскости управления путем сложения управляющего сигнала коррекции с производной от этого сигнала в плоскости, которая формируется схемой смещения.

Входным сигналом схемы смещения является сигнал со схемы ближней зоны, который поступает на фазовый детектор, ФНЧ, ФВЧ и далее на амплитудный детектор. После детектирования сигнал ограничивается управляемым ограничителем и модулируется. Опорным сигналом фазового детектора и модулятора является сигнал с ФАПЧ. Сигнал управления уровнем ограничения управляемого ограничителя формируется из сигнала с катушки пеленга схемой, состоящей из амплитудного детектора, фильтра низких частот и ограничителя. Этим достигается дополнительное снижение величины смещения при малых углах пеленга. Выходной сигнал со схемы смещения поступает на второй вход сумматора.

Схема управления полетом ракеты на начальном участке формирует сигнал управления ракетой по пеленгу для придания ей необходимых углов упреждения и возвышения. Схема работает в режиме автосопровождения цели и отключается после пуска ракеты через заданное время . Законы изменения выходного сигнала схемы различны для предстартового и полетного режимов.

Входной сигнал с катушки пеленга поступает через электронный ключ 1 (схема И-НЕ) на первый вход электронного переключателя (ЭП) и через инвертор на его второй вход. Электронный переключатель управляется сигналом, формируемым из сигнала с катушки пеленга, с помощью цепи из последовательно включенных амплитудного детектора, ФНЧ и компаратора. Знак выходного сигнала компаратора зависит от результата сравнения его выходного сигнала с заданным углом пеленга. Ключ 1 введен в целях изменения закона управления в полетном режиме. Ключ управляется сигналом со схемы "И", на один вход которой поступает сигнал со схемы задержки на время  с момента пуска ракеты, а на другой – сигнал с элемента с петлей гистерезиса. Сигнал с компаратора на вход элемента с петлей гистерезиса поступает через электронный ключ 3 (схема И), который замкнут в течение времени  с момента пуска ракеты. Сигнал с ЭП через ключ 2, управляемый схемой задержки, поступает на третий вход сумматора.

Выходной сигнал сумматора сигналов с динамического ограничителя, схемы смещения и схемы управления полетом на начальном участке, действующий на частоте вращения ротора гироскопа _г, поступает на фазовый детектор, где перемножается с опорным сигналом с катушки ГОН.

Катушка ГОН устанавливается на корпусе ТГСН таким образом, чтобы ее продольная ось лежала в плоскости, перпендикулярной оси ракеты. Следовательно, при вращении ротора гироскопа и встречного вращения ракеты при ее полете сигнал, наводимый в катушке ГОН, действует на суммарной частоте, равной _гон = _г + _р.

В результате перемножения сигналов фазовым детектором на его выходе будет два сигнала: один – на частоте вращения ракеты _р, второй – на частоте 2_г + _р.

Для выделения сигнала на частоте вращения ракеты служит фильтр фазового детектора, на который поступает и сигнал с генератора линеаризации. Фильтр подавляет высокочастотную составляющую сигнала с фазового детектора и уменьшает нелинейные искажения сигнала линеаризации. Сигнал линеаризации представляет собой синусоидальный сигнал, амплитуда и частота которого устанавливаются такими, чтобы во всем диапазоне частот вращения ракеты относительно продольной оси зависимость коэффициента команды от величины угловой скорости линии визирования цели имела линейный участок (см. рис. 2.28).

4.3.2. Автопилот

В состав функциональной схемы автопилота входят (рис. 4.13): усилитель-ограничитель; усилитель мощности; рулевая машинка; датчик угловых скоростей (ДУС); усилитель сигналов ДУС; дестабилизаторы.

Выходной сигнал фильтра УВК подается на усилитель-ограничитель автопилота (АП), который имеет большой коэффициент усиления. На второй вход усилителя-ограничителя поступает сигнал отрицательной обратной связи с усилителя датчика угловой скорости (ДУС), действующий на частоте вращения ракеты _р. С усилителя-ограничителя сигнал поступает на усилитель мощности, нагрузкой которого являются обмотки рулевой машинки (РМ).

Рулевая машинка (рис. 4.14) служит для аэродинамического управления ракетой в полете. В ЗУР 9М39, 9М313 РМ одновременно служит распределительным устройством для газодинамического управления ракетой на начальном участке ее полета, когда аэродинамические рули еще не эффективны. Она является газовым усилителем управляющих электрических сигналов, вырабатываемых УВК. Рулевая машинка состоит из обоймы 4 (см. рис. 4.14), в приливах которой расположены рабочий цилиндр 14 с поршнем 13 и фильтр тонкой очистки 5. В обойму запрессован корпус 2, с золотниковым распределителем. Золотниковый распределитель состоит из четырехкромочного золотника 5, двух втулок 4 и якорей 3 (см. рис. 2.30).

Рис. 4.14. Рулевая машинка:

1 – выводные концы катушек; 2 – корпус; 3 – фиксатор; 4 – обойма; 5 – фильтр; 6 – рули; 7 – стопор; 8 – стойка; 9 – подшипник; 10,11 – пружины; 12 – поводок; 13 – поршень; 14 – цилиндр; 15 – рессора

Обойма имеет две проушины, в которых на подшипниках 9 расположена стойка 8 с пружиной (рессорой) 15 и напрессованным на нее поводком 12 (см. рис. 4.13). В пазах поводка и стойки расположены рули 6, которые в полете удерживаются в раскрытом положении подпружиненными стопорами 7 и пружинами 10 и 11.

Рабочий цилиндр имеет прорезь в средней части, а поршень выточку 8 (см. рис. 2.30), в которую при сборке вставляется поводок стойки рулей, что обеспечивает поворот рулей на угол 15⁰ от среднего положения при перемещении поршня в цилиндре влево или вправо до упора. В приливе обоймы между проушинами размещается распределитель газа (рис. 4.15), распределительная втулка 2 которого жестко закреплена с помощью фиксатора 4 на стойке рулей 1. На втулке имеется паз с отсечными кромками для подвода газа, поступающего от порохового управляющего двигателя (ПУД) к соплам 3.

Рис. 4.15. Распределитель газа:

1 – стойка рулей; 2 – распределительная втулка; 3 – выходные сопла; 4 – фиксатор

Рулевая машинка работает от газов порохового аккумулятора давления (ПАД), которые по трубке через фильтр тонкой очистки поступают к золотнику и от него по каналам в кольцах, корпусе и обойме под поршень. Командные сигналы с усилителя мощности АП поступают поочередно на катушки электромагнитов РМ.

При протекании тока через правую катушку электромагнита 2 (рис. 2.30) якорь 3 с золотником 5 притягиваются в сторону этого электромагнита и открывают проход газа в левую полость цилиндра 7 под поршень 6. Одновременно золотник 5 сообщает с атмосферой правую полость цилиндра. Под действием газа поршень перемещается в крайнее правое положение до упора в крышку. При этом поршень увлекает за собой выступ поводка и поворачивает поводок и стойку, а вместе с ними и рули в крайнее положение.

При протекании тока через левую катушку электромагнита 1 золотник перемещается влево и открывает проход газа от ПАД в правую полость цилиндра 7. Одновременно золотник сообщает с атмосферой левую полость цилиндра для выхода из нее газа. Под давлением газа поршень 6 перемещается в крайнее левое положение до упора в крышку, увлекая за собой выступ поводка и поворачивая поводок и стойку, а вместе с ними и рули в другое крайнее положение.

Одновременно со стойкой рулей поворачивается и газораспределительная втулка, при этом отсечная кромка открывает доступ газа от ПУД к соответствующему соплу для газодинамического управления ракетой на начальном участке полета.

Датчик угловой скорости (ДУС) предназначен для формирования электрического сигнала, пропорционального угловой скорости ракеты относительно ее поперечных осей. Этот сигнал представляет собой сигнал переменного тока на частоте вращения ракеты, амплитуда которого пропорциональна модулю вектора угловой скорости колебаний ракеты, а фаза характеризует плоскость колебаний. После усиления этот сигнал используется для демпфирования угловых колебаний ракеты.

Датчик угловой скорости представляет собой рамку 1 (рис.4.16), состоящую из двух обмоток, залитых эпоксидным компаундом. Эта рамка на полуосях подвешена на центровых винтах 3 с корундовыми подпятниками 4 и может прокачиваться в рабочих зазорах магнитной цепи, состоящей из основания 5, постоянного магнита 6 и башмаков 7. Съем сигнала с чувствительного элемента ДУС (рамки) осуществляется через гибкие безмоментные растяжки 8, распаянные на контакты 10 рамки и контакты 9 корпуса ДУС.

Датчик угловой скорости устанавливается в ракете таким образом, чтобы его ось Х-Х совпадала с продольной осью ракеты. При вращении ракеты только вокруг продольной оси рамка под действием центробежных сил устанавливается в плоскости, перпендикулярной оси вращения ракеты. Перемещение рамки в магнитном поле не происходит, и ЭДС в ее обмотках не наводится.

При наличии колебаний ракеты относительно ее поперечных осей происходит перемещение рамки в магнитном поле. Наводимая в обмотках рамки ЭДС пропорциональна угловой скорости колебаний ракеты. Частота сигнала соответствует частоте вращения ракеты относительно продольной оси, а фаза – направлению вектора угловой скорости ракеты.

Синусоидальный сигнал, снимаемый с контактов 1-2 сигнальной обмотки ДУС, подается на усилитель; часть усиленного сигнала подается на контакты 3-4 демпфирующей обмотки для успокоения колебаний рамки.

Усилитель ДУС предназначен для усиления выходного сигнала ДУС и конструктивно представляет собой отдельный блок, залитый пенополиуретаном.

Отличия ДУС ракет 9М32М и 9М36

Основу этих ДУС составляет мембранный корпус, заполненный электролитом (рис. 4.17). В корпус впаяны контактные выводы А, Б и В, изолированные от основания стеклянными изоляторами. Внутри корпуса в подпятниках подвешен маятник.

Рис. 4.16. Датчик угловой скорости ракет 9М313 и 9М39:

1 – рамка; 2 – полуось; 3 – центровой винт; 4 – подпятник; 5 – основание; 6 – магнит; 7 – башмак;

8 – растяжка; 9, 10 – контакты; 11 – кожух

Датчик угловой скорости устанавливается в ракете таким образом, чтобы его ось Х-Х совпадала с продольной осью ракеты. При вращении ракеты вокруг продольной оси и при отсутствии угловой скорости колебаний ракеты относительно центра тяжести маятник под действием центробежных сил устанавливается в плоскости, перпендикулярной оси вращения ракеты. При этом ДУС выдает с контактов 65-67 и 66-67 сигнал постоянный по амплитуде, на частоте питающего напряжения, так как сопротивление электролита между контактами А-Б и Б-В примерно равно.

Рис. 4.17. Датчик угловой скорости ракет 9М32М и 9М36

Ракета в полете вращается не только вокруг своей оси, но и совершает колебания относительно своего центра тяжести. При появлении угловой скорости колебаний в результате воздействия ускорений на маятник ДУС происходит отклонение маятника на углы, пропорциональные угловой скорости колебания ракеты на частоте вращения ракеты вокруг продольной оси. Эти отклонения маятника вызывают изменение величины сопротивления между контактами А-В и Б-В, при этом изменяется и глубина модуляции выходного сигнала ДУС, которая пропорциональна угловой скорости колебаний ракеты. Частота огибающей выходного сигнала с ДУС равна частоте вращения ракеты вокруг продольной оси, а фаза этого сигнала определяется направлением угловой скорости колебаний.

Для выделения полезного сигнала на частоте вращения ракеты применяется демодулятор, установленный в рулевом отсеке, который предназначен для преобразования амплитудно-модулированного сигнала, поступающего с ДУС, в низкочастотный сигнал, амплитуда которого пропорциональна углу отклонения маятника ДУС. Схема демодулятора представляет собой амплитудный детектор на транзисторе. Сигнал с выхода демодулятора подается на вход усилителя-ограничителя автопилота.

Дестабилизаторы предназначены для обеспечения требуемых устойчивости и располагаемых перегрузок и создания дополнительного крутящего момента относительно продольной оси ракеты. При нахождении ракеты в трубе пластины дестабилизаторов находятся в сложенном состоянии; после вылета ракеты из трубы они фиксируются в откинутом состоянии и имеют постоянный угол наклона относительно продольной оси ракеты около 1,5⁰.

4.4. Система энергопитания ракеты

Система энергопитания ракеты предназначена для питания бортовой аппаратуры (БА) ракеты энергией горячих газов и электроэнергией. В состав бортовых источников энергии входят (рис. 4.18):

пороховой аккумулятор давления (ПАД);

розетка;

пороховой управляющий двигатель (ПУД);

бортовой источник питания (БИП).

Рис. 4.18. Структурная схема системы энергопитания

4.4.1. Пороховой аккумулятор давления

Пороховой аккумулятор давления (ПАД) предназначен для питания пороховыми газами рулевой машинки и бортового источника питания. ПАД состоит из корпуса 1 (рис. 4.19), представляющего собой камеру сгорания, и фильтра 3, предназначенного для очистки газа от твердых частиц. Расход газа и параметры внутренней баллистики определяются отверстием дросселя 2. Внутри ПАД размещаются пороховой заряд 4 и воспламенитель 7, состоящий из электровоспламенителя 8, навески пороха 5 и петарды 6.

Рис. 4.19. Пороховой аккумулятор давления:

1 – корпус; 2 – дроссель; 3 – фильтр; 4 – пороховой заряд; 5 – навеска пороха; 6 – пиротехническая петарда; 7 – воспламенитель; 8 – электровоспламенитель

Функционирование ПАД происходит следующим образом. Электрический импульс с электронного блока ПМ поступает на электровоспламенитель, от форса пламени которого воспламеняются навеска пороха и пиротехническая петарда, форс пламени которых воспламеняет заряд. При горении заряда выделяются пороховые газы, которые после очистки фильтром поступают в рулевую машинку и турбогенератор бортового источника питания.

Основные характеристики ПАД:

давление в камере сгорания ПАД, кГс/см² до 200

давление на выходе дросселя ПАД, кГс/см² около 30

время работы ПАД, с 10...11

4.4.2. Розетка

Розетка предназначена для осуществления электрической связи ракеты с пусковой трубой. Она имеет основные и контрольные контакты, размыкатель для подключения конденсаторов С1 и С2 блока взведения к электровоспламенителям взрывателя (ЭВ1 ВЗ) и ПУД (ЭВ ПУД), а также для коммутации плюсового вывода бортового источника питания к конденсаторам С1, С2 взрывателя после вылета ракеты из трубы и раскрытия рулей рулевой машинки (рис. 4.20).

Рис. 4.20. Схема блока взведения

Размещенный в корпусе розетки блок взведения состоит из конденсаторов С1 С2, резисторов R3 и R4, обеспечивающих снятие остаточного напряжения с конденсаторов после проведения проверок или несостоявшегося пуска, резисторов R1 и R2 для ограничения тока в цепи конденсаторов и диода VD1, обеспечивающего развязку цепей бортового источника питания и взрывателя.

Напряжение на блок взведения подается после перевода пускового крючка пускового механизма в положение "до упора" (РАЗРЕШЕНИЕ ПУСКА).

4.4.3. Пороховой управляющий двигатель

Пороховой управляющий двигатель (ПУД) предназначен для газодинамического управления ракетой на начальном участке траектории. ПУД состоит из корпуса 2 (рис. 4.21), представляющего собой камеру сгорания, и переходника 1. Внутри корпуса расположены пороховой заряд 3 и воспламенитель 7, состоящий из электровоспламенителя 6, навески пороха 4 и пиротехнической петарды 5. Расход газа и параметры внутренней баллистики определяются дроссельным отверстием в переходнике.

Рис. 4.21. Пороховой управляющий двигатель:

1 – переходник; 2 – корпус; 3 – пороховой заряд; 4 – навеска пороха; 5 – пиротехническая петарда; 6 – электровоспламенитель; 7 – воспламенитель

Пороховой управляющий двигатель функционирует следующим образом. После раскрытия рулей РМ электрический импульс с конденсатора С2 блока взведения (рис. 4.20) поступает на электровоспламенитель, воспламеняющий навеску пороха и петарду, форс пламени которых воспламеняет пороховой заряд. Пороховые газы, проходя через распределительную втулку и одно из сопел (рис. 4.15), расположенных перпендикулярно плоскости рулей РМ, создают управляющую силу требуемой величины и направления.

4.4.4. Бортовой источник питания

Бортовой источник питания (БИП) предназначен для электропитания бортовой аппаратуры ракеты в полете. Источником энергии для БИП являются пороховые газы с ПАД.

Бортовой источник питания состоит из двух самостоятельных блоков: турбогенератора (ТГ) и стабилизатора-выпрямителя (СВ).

Турбогенератор является синхронным однофазным генератором с возбуждением от постоянных магнитов и приводом от одноступенчатой активной турбинки. Он состоит из статора 1 (рис. 4.22), ротора 6, на оси которого установлена турбинка 3, и двух крышек 4 и 8. Статор состоит из корпуса, двух постоянных магнитов 9 и 10, двух секций электротехнической стали с обмотками 11 и 12. Ротор 6 представляет собой ось с набором штампованных звездочек из листовой электротехнической стали. Ось установлена на двух радиальных шарикоподшипниках 5 и 7. Турбинка 3 крепится на оси ротора.

Принцип действия ТГ основан на прерывании и коммутации магнитного потока пересекающего витки обмотки статора. Коммутатором магнитного потока является ротор ТГ, приводимый во вращение рабочим колесом турбинки при воздействии газов ПАД.

Рис. 4.22. Турбогенератор:

1 – статор; 2 – сопло; 3 – турбинка; 4, 8 – крышки; 5, 7 – подшипники; 6 – ротор; 9, 10 – постоянные магниты; 11, 12 – обмотки статора

Согласно рис. 4.21 при повороте ротора на половину его полюсного деления направление магнитных потоков, проходящих через обмотки статора ТГ, изменится на обратное. Индуктированная ЭДС пропорциональна величине изменения магнитного потока и обратно пропорциональна времени, в течение которого происходит это изменение.

Стабилизатор-выпрямитель служит для преобразования напряжения переменного тока ТГ в заданные номиналы постоянных напряжений БИП и поддержания их стабильности как при изменении скорости вращения ротора ТГ, так и при изменении тока нагрузки, а также регулирования скорости вращения ротора при изменении давления газа на входе в сопло путем создания дополнительной электромагнитной нагрузки на валу турбинки.

Основные характеристики БИП:

время выхода на режим, с 0,6...0,7

время работы БИП, с 10...11

частота переменного тока ТГ, кГц 12...17

постоянное напряжение на выходе СВ, В 80

постоянное стабилизированное напряжение на выходе СВ, В  20

Бортовой источник питания функционирует следующим образом. Пороховые газы с ПАД через сопло подаются на лопатки турбинки и приводят ее во вращение вместе с ротором. За счет прерывания магнитного потока статора в его обмотках индуктируется переменная ЭДС, которая подается на вход СВ. С выхода СВ постоянные напряжения подаются в ТГСН и усилитель ДУС. На взрыватель напряжение с БИП поступает после вылета ракеты из трубы и раскрытия рулей рулевой машинки (после срабатывания размыкателя блока взведения).

4.5. Боевое снаряжение ЗУР ПЗРК

Боевое снаряжение предназначено для поражения воздушной цели или нанесения ей повреждений, приводящих к невозможности выполнения ею боевой задачи.

В состав боевого снаряжения ракет 9М39, 9М313 входят (рис. 4.23):

боевая часть (БЧ) типа 9Н312Ф;

взрыватель (ВЗ) типа 9Э249;

взрывной генератор (ВГ);

остатки топлива двигательной установки (ДУ).

Рис. 4.23. Боевой отсек ЗУР 9М39, 9М313:

БЧ – собственно боевая часть; ВЗ – взрыватель; ВГ – взрывной генератор; 1 – корпус; 2 – боевой заряд; 3 – трубка; 4 – детонатор; 5 – манжета

Боевая часть 9Н312Ф осколочно-фугасного действия предназначена для создания заданного поля поражения, воздействующего на цель, после получения от взрывателя инициирующего импульса. Она состоит из корпуса 1 (см. рис. 4.23), боевого (разрывного) заряда 2, детонатора 4 и трубки 3, в которую уложены провода от рулевого отсека к взрывателю.

На корпусе БЧ имеется бугель А, в отверстие которого входит стопор трубы, предназначенный для фиксации ракеты в трубе.

Взрыватель (ВЗ) предназначен для выдачи детонационного импульса на подрыв БЧ при встрече ракеты с целью или по истечении времени самоликвидации, а также для передачи детонационного импульса (через трубку ВЗ) от заряда БЧ к заряду ВГ. ВЗ электромеханического типа, контактного действия, имеет две степени предохранения, которые снимаются только в полете, чем обеспечивается безопасность комплекса при эксплуатации, транспортировании и пуске (рис. 4.24).

В состав ВЗ входят:

предохранительно-детонирующее устройство (ПДУ);

механизм самоликвидации (СЛ);

трубка ВЗ, обеспечивающая передачу детонационного импульса от детонатора БЧ к взрывному генератору;

конденсаторы С1, С2 ВЗ, обеспечивающие накопление зарядов для электровоспламенителей ЭВ2 и ЭВ3;

основной и дублирующий датчики цели ГМД1 и ГМД2;

пусковой электровоспламенитель ЭВ1, обеспечивающий запуск пиротехнического предохранителя ПДУ и механизма самоликвидации после вылета ракеты из трубы;

два боевых электровоспламенителя ЭВ2 и ЭВ3, обеспечивающих формирование форса пламени для срабатывания капсюля-детонатора и пиротехнического замедлителя соответственно;

пиротехнический замедлитель, обеспечивающий задержку срабатывания инициирующего заряда по сигналу с ГМД2;

инициирующий заряд, формирующий импульс срабатывания капсюля-детонатора по форсу пламени пиротехнического замедлителя;

капсюль-детонатор, формирующий детонационный импульс для детонатора ВЗ по сигналу с ЭВ2 или с инициирующего заряда;

детонатор взрывателя, служащий для передачи детонационного импульса от капсюля-детонатора к детонатору боевой части.

Рис. 4.24. Структурная схема боевого снаряжения ЗУР 9М313, 9М39

Электрическая схема ВЗ 9Э249 представлена на рис. 4.25.

Рис. 4.25. Электрическая схема взрывателя 9Э249

Предохранительно-детонирующее устройство (рис.4.26) предназначено для обеспечения безопасности в обращении с ракетой до момента взведения ВЗ после пуска ракеты.