Страница 42 из 69
В режиме пуска "Автомат" после прицеливания пусковой крючок ПМ нажимается сразу до упора. Ротор гироскопа разарретируется и появляется световая (лампа на задней стойке прицела) и звуковая (телефон в ПМ) информация. Пуск в режиме "Автомат" возможен, если в течение 0.8 с после нажатия на пусковой крючок будут выполнены условия, контролируемые блоком логики ПМ (см. рис. 5.10):
сигнал от цели превышает сигнал от фона (обнаружитель цели);
СКЦ ТГСН надежно удерживает в поле зрения цель, имеющую угловую скорость не менее 4 град/с (блок логики и обнаружитель цели);
угол между оптической осью гироскопа и линией прицеливания трубы должен быть не более 20;
угловая скорость линии визирования не превышает 12 град/с (блок сигналов коррекции);
цель не отвечает на запрос НРЗ.
При выполнении этих условий ПРП блокируется и выдает сигнал на блок реле (см. рис. 5.11), которое подает сигнал на электровоспламенитель ПАД и блок взведения рулевого отсека. Через 0,72 с (время выхода на режим бортовых источников энергии) напряжение подается на электровоспламенитель стартового двигателя, который срабатывает и выбрасывает ракету из трубы со скоростью 28 м/с, придавая ей вращение вдоль продольной оси до 20 об/с.
При движении ракеты по трубе происходит срезание трубки подвода хладагента к ТГСН, расстыковка ракеты с вилкой бортразъема трубы и обрыв проводов контактной сети двигательной установки.
Стартовый двигатель заканчивает работу в трубе и останавливается в ней с помощью улавливающей втулки и разжимного кольца. Форсом пламени стартового двигателя поджигается лучевой воспламенитель замедленного действия, установленный в сопловом блоке маршевого двигателя.
При вылете ракеты из трубы происходит раскрытие рулей, пластин дестабилизаторов и крыльевого блока.
В режиме "Ручной" после накола НБП прицеливания и перевода пускового крючка в среднее положение (до первого упора) ротор гироскопа разарретируется, появляются световая и звуковая информация.
Автомат разарретирования и пуска в течение 0,6 с производит анализ сигнала от цели и выполнение условий:
сигнал от цели больше сигнала от фона;
СКЦ надежно удерживает цель, имеющую скорость не менее 4 град/с;
угол между оптической осью гироскопа и линией прицеливания трубы должен быть не более 20;
угловая скорость линии визирования меньше 12 град/с.
Если эти условия выполняются, то выдается сигнал на НРЗ, который производит опознавание цели. Если цель не отвечает ("чужой") через 0,2 с информация об этом поступает с НРЗ на АРП. При нажатии пускового крючка до упора АРП блокируется, напряжение поступает на блок реле и далее процесс протекает аналогично режиму "Автомат".
В случае потери цели ротор гироскопа ТГСН автоматически арретируется в обоих режимах пуска.
Если по запросу НРЗ цель отвечает правильным кодом ("свой"), то в обоих режимах пуска блок логики АРП выдает запрет на пуск. Об этом свидетельствуют прерывания сигналов звуковой и световой информации с частотой 12,5 Гц, которые продолжаются до возвращения пускового крючка в исходное положение.
Если сигнал от цели меньше сигнала от фона, ротор гироскопа периодически (с частотой 2,5 Гц) арретируется, о чем свидетельствует прерывание с этой же частотой световой и звуковой информации.
Принцип действия аппаратуры ракеты в полете
Через 0,33...0,5 с после срабатывания стартового двигателя (на удалении не менее 5,5 м от стрелка-зенитчика) лучевой воспламенитель замедленного действия воспламеняет маршевый заряд двигательной установки, ракета разгоняется до маршевой скорости, которая поддерживается в полете за счет второго режима работы двигателя (горение топлива по меньшей площади).
Поддержание скорости вращения ракеты относительно продольной оси обеспечивается за счет наклона плоскостей пластин крыльев и дестабилизаторов относительно продольной оси ракеты на угол 1,5…20 .
При вылете ракеты из трубы раскрываются рули, замыкаются контакты размыкателя блока взведения (см. рис. 4.19) и напряжение с конденсаторов С1 и С2 блока взведения подается на электровоспламенители (ЭВ) порохового управляющего двигателя (ПУД) и взрывателя (ВЗ), а плюсовой вывод БИП подключается к ВЗ.
При срабатывании ЭВ ПУД воспламеняется заряд ПУД, пороховые газы которого, проходя через распределительную втулку и сопла, осуществляют управление ракетой на начальном участке траектории полета по командам со схемы управления полетом на начальном участке УВК и разворот ракеты для придания ей необходимых углов упреждения и возвышения.
При срабатывании ЭВ1 ВЗ (см. рис. 4.23) одновременно поджигаются пиротехнический предохранитель ВЗ и пиротехническая запрессовка механизма самоликвидации. На начальном участке траектории под действием осевого ускорения от работы двигательной установки проседает блокирующий (инерционный) стопор предохранительно-детонирующего устройства ВЗ и не препятствует развороту поворотной втулки. Через 1,0…1,9 с (на удалении около 180 м от стрелка-зенитчика) прогорает пиротехнический предохранитель, поворотная втулка под воздействием возвратной пружины разворачивается в боевое положение (замыкаются контакты поворотной втулки и ось капсюля-детонатора совмещается с осью детонатора ВЗ), ВЗ подключается к БИП ракеты и готов к действию (см. рис. 4.24, 4.25).
В процессе слежения за целью СКЦ ТГСН формирует сигнал, пропорциональный угловой скорости линии визирования ракета-цель (л), который используется как самим СКЦ для автосопровождения цели, так и УВК для формирования команд управления полетом ракеты в соответствии с выбранным методом наведения. УВК вырабатывает суммарный сигнал управления на частоте вращения ракеты (см. рис. 2.27), который поступает на рулевую машинку, обеспечивающую формирование требуемой управляющей силы.
При приближении ракеты к цели на расстояние 400...600 м схема ближней зоны совместно со схемой смещения вырабатывает команды управления, смещающие центр группирования траекторией полета ракеты со среза сопла цели в центр ее планера.
При встрече ракеты с целью срабатывают контактные датчики цели ВЗ (магнитный вихревой генератор – ГМД1 и магнитный индукционный генератор – ГМД2), от которых последовательно срабатывают капсюль-детонатор, детонатор и боевая часть (см. рис. 4.23). Детонационный импульс через трубку взрывателя передается к заряду взрывного генератора, происходит его срабатывание и подрыв остатков топлива двигательной установки при их наличии.
При промахе ракеты (по истечении 14...17 с) прогорает пиротехническая запрессовка механизма самоликвидации ВЗ, форс пламени которой последовательно приводит в действие капсюль-детонатор, детонаторы ВЗ и БЧ и подрыв боевой части, трубки взрывателя и взрывного генератора для самоликвидации.
Помехоустойчивость контура управления полетом ракеты обеспечивается наличием двух фотоприемников в СКЦ ТГСН, работающих в различных спектральных диапазонах (см. рис. 1.12), сигналы с которых сравниваются схемой переключения СКЦ (см. рис. 4.6). Если уровень сигнала с ФП основного канала превышает уровень сигнала с ФП вспомогательного канала, то источником излучений является цель; если сигнал не превышает уровня сигнала с ФП вспомогательного канала, то источником излучения является помеха.
Особенности функционирования боевых средств ПЗРК
других мод и фикаций
Отличие в функционировании боевых средств ПЗРК других модификаций определяются особенностями устройства элементов комплексов, рассмотренных в разделах 2, 3 и 4.
Функционирование ПЗРК "Игла-1" при обстреле воздушных целей отличается от рассмотренного выше функционирования ПЗРК "Игла" тем, что прерывание звуковой и световой сигнализации с частотой 2,5 Гц производится не только при несоответствии соотношения сигнал/фон, но и при обстреле малоскоростной цели в режиме "Автомат" (при л 1,5 град/с) Кроме того, во время анализа сигналов не контролируется ошибка сопровождения 20.