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 (2г +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 Uл и Uгл, а ее направление определяется фазой сигнала наведения (Uл ). 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.