Техническая подготовка командира взвода ПЗРК 9К38 «Игла» - [9]
Предварительный усилитель преобразует сигнал постоянного тока в цепи фоторезистора в сигнал переменного тока, содержащий в себе первую гармонику частоты сканирования. Амплитуда сигнала частоты сканирования несёт информацию о величине, а фаза — о направлении ошибки слежения.
Охлаждение фоторезистора до температуры –196 °C позволяет не только задать спектральный диапазон излучения поражаемых целей, но и значительно повысить чувствительность фотоприёмника на фоне тепловых помех. Охлаждающее устройство фоторезистора основного канала дросселирует сжатый до 350 атм азот, хранящийся в баллоне наземного источника питания. При понижении давления азот переходит в жидкое состояние с температурой –196 °C (77 К), охлаждает фоторезистор и накапливается в специальном корпусе с набивкой. Охлаждающее устройство обеспечивает достижение заданной температуры фоторезистора за 4,5 с перед пуском и подержание её в течение 14 с после пуска.
Неохлаждаемый фоторезистор вспомогательного канала чувствителен к тепловому излучению ложных тепловых целей (ЛТЦ) и аналогично преобразует его в электрический сигнал.
Повышению качества сигнала ошибки слежения, а в целом и наведения ракеты на цель способствует и автоматическая регулировка усиления, работающая по сигналу предварительного ПУок. Сигнал ошибки слежения за целью с выхода фотоприемника основного канала поступает на схему переключения и схему ближней зоны электронного блока ОГС. Сигнал ЛТЦ с выхода фотоприемника вспомогательного канала поступает на схему переключения.
Следящая система предназначена для автоматического слежения координатора за целью и на основе этого определения угловой скорости линии визирования, необходимой для реализации метода пропорционального сближения при наведении ракеты в упрежденную точку встречи с целью.
Для этого следящая система решает следующие задачи:
1. Непрерывно автоматически совмещает оптическую ось координатора (Х>К) с линией визирования цели (Х>В), т. е. сводит ошибку слежения координатора к нулю (Δ>ε → 0).
Рис. 28. К работе следящей системы координатора цели
2. При Δε → 0 появляется возможность измерения угловой скорости виртуальной линии визирования (dε>в/dt) как угловой скорости поворота самого координатора (dε>к/dt), т. е. dε>в/dt = dε>к/dt.
3. При использовании гироскопического привода координатора угловая скорость его прецессии (поворота координатора) пропорциональна величине внешнего управляющего момента, а последний пропорционален ошибке слежения, т. е. dε>в/dt ≈ Δε.
4. При реализации метода пропорционального сближения за параметр управления (ошибку наведения Δφ(t)) принимается dε>в/dt, а система наведения ракеты на цель будет стремиться свести ошибку наведения к нулю путём изменения угла пеленга φ, т. е. Δε = φ(t) → 0.
5. В системе наведения ракеты на цель следящий координатор является датчиком ошибки наведения, а автопилот — следящим приводом. Поэтому в качестве управляющего сигнала для автопилота используется сигнал ошибки слежения координатора, т. е. U>ВХ>АП = Δε.
Структурно следящая система координатора построена по классической схеме, в которой с точки зрения автоматического управления:
1. Объектив одновременно выполняет роль датчика цели (положения линии визирования ε>в) и датчика отрицательной обратной связи (положения оптической оси координатора ε>к).
2. Фотоприёмник выполняет роль алгебраического сумматора, формирующего электрический сигнал рассогласования (ошибки слежения координатора Δε = ε>в — ε>к).
3. Электронный блок выполняет роль усилительно-преобразовательного тракта, формирующего электрические управляющие сигналы для исполнительного элемента следящей системы координатора (UΔε) и автопилота: Udε>в/dt. Причем UΔε = U × dε>в/dt.
4. Статорные катушки коррекции гироскопа выполняют роль исполнительного элемента, создающего электромагнитный внешний момент ротора.
5. Ротор гироскопа является объектом управления следящей системы. Под действием внешнего момента он прецессирует в сторону уменьшения ошибки слежения.
6. Так как координатор цели механически связан с ротором гироскопа, то следящая система заставляет его непрерывно сопровождать цель оптической осью и на основе этого формирует сигнал угловой скорости линии визирования для автопилота.
Для обеспечения боевого применения ракеты следящий координатор имеет ещё две вспомогательные системы автоматического управления:
1. Система арретирования координатора предназначена для принудительного совмещения при прицеливании оптической оси координатора с линией прицеливания пусковой трубы, чем обеспечивается захват цели узким полем зрения ОГС. Причем линия прицеливания наклонена вниз на 10° относительно продольной оси пусковой трубы, что исключает удар ракеты о землю при старте.
Рис. 29. К работе системы арретирования координатора
Принцип работы этой системы основан на использовании катушки пеленга, размещенной на статоре гироскопа, и катушки заклона, размещенной в блоке датчиков пусковой трубы. Постоянный магнит ротора наводит в катушке пеленга синусоидальный сигнал, характеризующий направление (фазу) и величину (амплитуду) отклонения оптической оси от продольной оси ракеты (угол пеленга
